納秒脈沖等離子體激勵控制短艙側風流動分離實驗研究

張東盛, 梁 華, 方雨霖, 楊鶴森, 蘇 志, 張傳標, 劉詩敏

(空軍工程大學航空動力系統與等離子體技術全國重點實驗室,西安,710038)

飛機的起飛、爬升、進近和側風等工作狀態都與飛機的低速性能有關[1],尤其飛機在側風情況下,不僅會導致飛機產生側滑[2],而且會使進氣道流動分離,導致發動機進氣畸變,甚至造成發動機出現喘振,嚴重影響飛機性能。

20世紀以來,國外便開始了對短艙進氣道流場特性的研究。Motycka等探究雷諾數和風扇/進氣道耦合對亞音速輸運進氣道畸變的影響[3];Brix等定量地測量了進氣道渦流的速度分布[4];Zantopp等利用計算和實驗方法研究了進氣道在逆風和側風兩種構型下產生的地面渦[5];Murphy等利用立體粒子圖像測速和管道內總壓測量對側風條件下地面渦的形成進行了實驗研究[6];Majic等對渦輪風扇發動機進氣道的氣動性能進行了數值研究[7];Harjes等探究側風條件引起的噴氣發動機進氣畸變[8]。在短艙流場探究過程中,多以數值仿真[7, 9-15]為主,而對于實驗探究以及仿真結果驗證相對較少。

目前,等離子體流動控制是一種新型的主動流動控制技術方式,在改善流場特性領域具有自身獨特的發展優勢,具有廣闊的發展與應用前景。其主要難點在于等離子體激勵能否與流場產生有效耦合作用實現流動控制目標,而高壓脈沖等離子體技術具有功耗相對較低、對流場持續產生擾動等優勢。在低速條件下,不改變幾何型面可直接將激勵作用于邊界層的沿面介質阻擋放電得到廣泛研究和應用[16]。納秒介質阻擋放電(nanoseconds dielectric barrier discharge,NS-DBD)在改善飛機氣動性能已取得顯著成果,包括翼型的失速控制[17-23],翼型的升力系數提升[24-26],壓氣機流動分離控制[27],平板附面層控制[28]等。近年來,開展了利用微秒脈沖等離子體激勵抑制側風情況下短艙流動分的研究[29-30],但國內對利用納秒脈沖等離子體激勵調控進氣道側風分離的研究相對較少,因此將納秒脈沖等離子體激勵推廣到短艙進氣道流動控制領域,對于改善飛機進氣道性能,提高飛行品質,具有重要意義。

1 實驗系統

為進行短艙側風分離流場實驗探究,搭建了風洞實驗系統,實驗系統包括短艙進氣道實驗系統,低速回流風洞系統,等離子體激勵系統。

1.1 短艙進氣道實驗系統

短艙進氣道模型分為前后兩部分,前方為樹脂進氣道唇口模型,后方為進氣道金屬測量段,進氣道AIP截面上置有十字測壓耙,每個耙臂上設有7個測壓點,通過步進電機帶動旋轉,如圖1所示。

圖1 短艙進氣道實驗裝置[30]

當來流通過短艙進氣道時,通過測壓耙上的測壓探針,獲取短艙進氣道的壓力,并通過橡膠導管將壓力傳導至壓差傳感器采集模塊,將壓力信號轉化成電信號,通過數據采集卡傳導到計算機搭建的labview軟件壓力采集程序,從而實現對進氣道各壓力的實時監控與采集。通過對各點的數據進行計算處理,利用插值擬合,繪制總壓損失云圖,并計算平均總壓損失系數和畸變指數,為后續定量分析提供依據。

1.2 低速回流風洞系統

本實驗通過采用LSWT-1型低速閉口回流式風洞回流風洞模擬飛機起飛階段進氣道工作的外部大氣環境,風洞長19.79 m、寬10.16 m,風速5～75 m/s連續可調。

短艙進氣道側風實驗多數通過來流偏角以等效模擬側向風干擾[29-30]:通過風洞模擬遠場來流風速v1;通過定位機構將短艙進氣道模型固定于風洞試驗段正中央,保證短艙進氣道固定裝置中軸線與風洞試驗段中軸線平行;通過角度調節及固定裝置改變進氣偏角β到合適的角度,使得短艙入口處來流存在較大的垂直分量;通過對v1進氣道固定裝置中軸線和中軸線垂直方向進行分解,可以得到來流垂直于進氣道截面的風速,定義為垂直側風vc,此時vc與實際側風垂直進入進氣道截面的風速相等。角度示意如圖2所示。

圖2 短艙進氣道模型與風洞軸向方向相互關系

另外,實驗在風洞側壁上放置空速管,通過壓差傳感器采集模塊采集總壓和靜壓信號,同時利用labview軟件計算并實時顯示來流速度。

1.3 等離子體激勵系統

本實驗主要采用NS-DBD激勵方式,進行等離子體流動控制,NS-DBD激勵采用高壓納秒脈沖等離子體電源,激勵電源如圖3所示。

圖3 等離子體激勵電源

等離子體激勵器,如圖4所示,是由兩條平行的銅箔電極以及中間Kapton絕緣材料組成,Kapton絕緣材料厚度為0.2 mm。兩個銅箔電極分別為高壓、低壓電極,分布在絕緣介質材料兩側,寬度5 mm、厚度為0.02 mm的高壓電極分布在絕緣介質材料裸露的上表面,與激勵電源高壓端相連。寬度5 mm、厚度為0.02 mm的低壓電極分布于絕緣介質材料下表面,位于絕緣材料與模型表面之間,與激勵電源低壓端相連。

圖4 DBD激勵器布局

2 流場評判指標

2.1 總壓損失系數

總壓損失系數(total pressure loss coefficient)是衡量通道內部氣流流動損失的表征參數,通過分析總壓損失系數的分布和量級,可以推測氣流的流動特性[31]。表達式定義為:

(1)

2.2 畸變指數

畸變指數是進氣流場的表征量,總壓畸變指數是衡量進氣道出口流場分布偏離均勻流場的指標,用來表示出口截面的流場品質,是進氣道非常重要的性能參數之一[32]。表達式定義為:

(2)

3 基準流場實驗

首先探究了側風條件下短艙進氣道分離流場的基準特性規律研究,通過改變來流偏角以及來流速度,觀測總壓損失系數云圖,分析總壓畸變程度,進而計算平均總壓損失系數以及畸變指數。進一步開展定量分析,探究不同流場因素下總壓畸變情況,為后續施加激勵提供基準流場樣本,并且便于衡量等離子體激勵的調控能力。

3.1 來流速度對基準流場的影響規律

實驗中首先固定來流偏角為10°,設置來流速度為10 m/s、15 m/s、20 m/s、25 m/s、30 m/s、35 m/s,對比分析總壓損失云圖中總壓畸變程度,如圖5所示。

(a)15 m/s

通過分析,觀察總壓損失云圖,總壓損失出現在右側迎風面,這是由于側風條件下短艙氣流在進氣道唇口附近發生流動分離,導致進氣品質惡化。觀察不同來流速度條件下的總壓損失云圖對比,結果表明,隨著來流速度的提升,總壓損失區域有明顯縮小的趨勢,損失區域顏色的變化,也表明了總壓損失有明顯改善的情況。

通過定量分析,繪制來流偏角為10°時,不同來流速度下平均總壓損失以及總壓畸變圖,如圖6所示。

圖6 不同來流速度下平均總壓損失系數以及畸變指數變化規律圖

由圖6可見,在來流偏角為10°時,隨著來流速度的增加,平均總壓損失系數從0.148 731降低至0.083 813,畸變指數從0.342 898降低至0.221 959,這是由于來流速度的增加,提升了短艙進氣道的流通能力,使得總壓畸變有所改善。

3.2 來流偏角對基準流場的影響規律

實驗中固定來流速度為25 m/s,設置來流偏角為10°、14°、18°、22°、26°、30°,對比分析總壓損失云圖,如圖7所示。

(a)10°

通過觀察圖7,可以發現:在來流偏角為10°、14°時,總壓畸變區域主要分布在右側迎風面邊緣區域,受側風影響區域總壓畸變程度較小;當來流偏角達到18°時,總壓畸變區域集中,總壓畸變區域形成約為120°的扇形區域,總壓畸變程度迅速增加,此時總壓畸變程度已經較為嚴重;當來流偏角達到22°時,此時總壓畸變區域基本右側迎風區域重合,形成約為180°的扇形畸變區域,總壓畸變程度嚴重,此情況下,短艙進氣道總壓畸變嚴重,流場進氣品質惡劣,極有可能會引起發動機喘振,存在嚴重安全隱患。當來流偏角繼續增大,總壓畸變區域基本不變,呈現略有擴大的趨勢。

為進行定量分析,根據得到的總壓損失云圖中的數據進行處理,計算得到各個情況下的平均總壓損失系數以及畸變指數,由此繪制平均總壓損失系數以及畸變指數變化規律圖,如圖8所示。

圖8 不同來流偏角下平均總壓損失系數以及畸變指數變化規律圖

根據計算結果顯示,在來流25 m/s的情況下:來流偏角從10°增加至30°,平均總壓損失系數從0.126 185增加至0.413 645;畸變指數從0.314 072增至1.150 936;在來流偏角為10°、14°時,此時平均總壓損失系數位于0.1～0.2區段,畸變指數處于0.3～0.5區段,總壓畸變程度較小;當來流偏角進一步增加,平均總壓損失系數和畸變指數增加,總壓畸變程度加大,結合圖6的云圖,可以發現,當來流偏角達到22°以后,進一步增大來流偏角,雖然畸變范圍基本保持不變,但平均總壓損失系數和畸變指數仍在繼續增加,總壓畸變程度繼續加大。

4 激勵流場實驗

在以往的研究中,激勵頻率[23, 33-34]和激勵電壓[35-37]均是影響流動控制效果的關鍵參數。激勵頻率主要決定了激勵和流場耦合作用關系;激勵電壓主要決定激勵強度能否達到控制要求,因此在激勵流場實驗中,主要通過改變激勵頻率以及激勵電壓,探究激勵因素對短艙側風分離流場的改善效果。

通過激勵流場,發現短艙進氣道的流動分離區域主要分布在右側迎風面120°的扇形區域,而當分離區域達到180°時,總壓畸變較大,總壓畸變改善不易,同時為減少能量損耗,因此激勵實驗采用120°周向激勵布局。

4.1 激勵頻率對激勵流場的影響規律

實驗中固定納秒脈沖電源的激勵電壓Up-p= 10 kV,并設置上升沿為100 ns,脈寬為300 ns,下降沿為100 ns。通過改變激勵電源的激勵頻率,以此探究在不同工況情況下,NS-DBD等離子體激勵頻率對側風分離流場的影響規律。

首先設定來流偏角為10°,來流速度為25 m/s,固定激勵電壓Up-p= 10 kV,設置激勵頻率分別為500 Hz、1 000 Hz、1 500 Hz、2 000 Hz,從定量角度,計算不同激勵條件下平均總壓損失系數和畸變指數,并繪制總壓損失系數云圖以及變化規律圖,如圖9、圖10所示。

(a)Baseline

圖10 不同激勵頻率的平均總壓損失系數以及畸變指數變化規律圖

結果表明,在NS-DBD等離子體激勵條件下,在總壓畸變區域,總壓畸變有所改善,平均總壓損失系數和畸變指數均有所降低。通過規律圖以及總壓損失云圖,發現隨著激勵頻率的提升,平均總壓損失系數和畸變指數呈現先減小后增加的趨勢。在激勵頻率為500 Hz時,平均總壓損失系數和畸變指數達到最低點附近,平均總壓損失系數從0.126 185減小到0.093 261,畸變指數從0.314 072減小到0.215 195。而當激勵頻率進一步提升,雖仍具有改善總壓畸變的效果,但平均總壓損失系數和畸變指數有所提升,尤其在激勵頻率為2 000 Hz時,平均總壓損失系數上升至0.102 41,畸變指數上升至0.265 277。這是由于NS-DBD等離子體激勵頻率存在一個最佳耦合頻率,當頻率高于或低于該頻率時,總壓畸變改善效果都會有所降低,而在該條件下,最佳耦合頻率位于500 Hz附近。

通過實驗分析可以得出:NS-DBD可以改善側風分離流場的總壓畸變程度,主要通過在放電過程中實施瞬間加熱的方式改善流場,而實質上是在分離流場中施加擾動,促進附面層上下主流與分離流互相摻混以及能量交換,使得流場中大尺度分離渦生成被抑制。

4.2 激勵電壓對激勵流場的影響規律

研究表明,要達到抑制流動分離,施加的非定常等離子體激勵的電壓存在一個最小的閾值(閾值下限)。當激勵電壓等于或大于這個閾值時,流動分離可以被抑制;當激勵電壓達到超過值后繼續增大時,流動控制效果不再有大的提升,該值為閾值上限[38]。所以找到非定常等離子體激勵電壓的閾值下限與上限對激勵參數的設置有重要的意義。

本文所采用的激勵形式為介質阻擋放電,等離子激勵器主要介質材料為0.2 mm Kapton絕緣材料,由于介質材料的限制,當等離子體激勵電壓高于10 kV時,基本達到了激勵器的擊穿電壓,絕緣材料容易被高壓擊穿,因此在實驗中激勵電壓最大值選取為10 kV。

因此,為探究不同激勵電壓下的NS-DBD等離子體激勵效果,首先設定,來流偏角為10°,來流速度為25 m/s,根據4.1節中的結論:NS-DBD存在一個固有最佳耦合頻率為500 Hz,因此本實驗中,固定激勵頻率為500 Hz,分別選取激勵電壓Up-p= 10 kV、9 kV、8 kV,繪制總壓損失系數云圖,如圖11所示,并計算平均總壓損失系數和畸變指數如表1所示。

表1 不同激勵電壓下指標變化情況

(a)Baseline

實驗結果顯示,在不同激勵電壓條件下,能夠改善側風分離流場中的總壓畸變。隨著的激勵電壓的降低,平均總壓損失系數和畸變指數略有降低,但激勵電壓對于改善總壓畸變的程度影響不大,說明,通過改變激勵電壓,以改變激勵能量的注入,對分離流場改善效果的提升不明顯。而當激勵電壓小于8 kV時,分離流場基本不存在改善效果,因此可以判斷,在該短艙側風分離流場中,激勵電壓閾值上限為10 kV,閾值下限為8 kV。

通過不同激勵電壓下NS-DBD激勵控制效果實驗,說明在實現分離流場控制的同時,盡可能降低激勵電壓至電壓閾值下限,有助于降低能耗、提升壽命,促進等離子體流動控制技術的推廣應用。

5 結論

等離子流動控制技術在短艙進氣道流動控制領域存在巨大潛力,實驗首先探究了短艙進氣道的基準氣動規律,探究不同流場因素下總壓畸變情況,為后續施加激勵提供基準流場樣本,從而確定等離子體激勵工況;然后采用120°周向激勵布局,在不同激勵頻率、電壓條件下,進行NS-DBD的流動控制效果驗證和激勵參數影響規律研究,為等離子體激勵改善短艙分離流場控制提供重要依據,后續還需要更為詳細的參數研究來指導短艙進氣道流動控制,以探求最佳流動分離抑制效果。

1)在NS-DBD等離子體激勵過程中,存在一個固有的最佳耦合頻率,在該最佳頻率下,側風分離流場的總壓畸變程度最小。

2)在來流速度為25 m/s,來流偏角為10°的條件下,施加NS-DBD激勵,使得平均總壓損失系數減小了26.09%,畸變指數減小了31.48%。

3)在NS-DBD等離子體激勵過程中,固定激勵頻率,激勵電壓對于改善總壓畸變的程度影響不大,通過改變激勵電壓,以改變激勵能量的注入,對分離流場改善效果的提升不明顯。通過實驗判斷出激勵電壓閾值上限為10 kV,閾值下限為8 kV。

4)在NS-DBD等離子體激勵過程中,可以通過有效減小激勵電壓的手段,降低能量損耗,提高激勵壽命。