高風速下介質阻擋放電等離子體氣動激勵抑制翼－身組合體失速分離的試驗研究

張 鑫，黃 勇，沈志洪，黃宗波，王萬波，王勛年

（中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

隨著飛機和發動機性能的不斷提高，主動流動控制越來越重要并顯出了不可替代的作用，可用于抑制流動分離、減小阻力、增加升力、壓氣機擴穩增效、抑制噪聲、改善摻混、提高燃燒穩定性和燃燒效率、產生矢量推力以及增強傳熱和傳質等。

介質阻擋放電（DBD）等離子體流動控制技術是一種新型的主動流動控制技術，可以利用微量的、局部的氣流擾動來控制大流量、全局性的流場。例如，使邊界層盡量保持層流和抑制邊界層分離，控制旋渦流場，使之產生有利干擾，從而增加機翼的有效面積、彎度和環量等。介質阻擋放電等離子體流動控制技術的應用，有可能使飛行器及動力裝置的性能實現重大提升［1］。

從中國的研究文獻來看［1］，介質阻擋放電流動主動控制技術的研究多數停留在低風速范圍內，來流馬赫數一般不超過0.1，而在實際飛行中，飛行器飛行速度多在100m／s以上。因此，為使等離子體流動控制技術具有實際應用價值，就必須提高等離子體在高風速下的流動控制能力。在來流風速對介質阻擋放電流動控制效果影響的試驗結果基礎上，研究在100m／s風速下介質阻擋放電等離子體對翼－身組合體模型失速分離的抑制作用。

1 介質阻擋放電等離子體流動主動控制的基本原理

典型的介質阻擋放電等離子體布局形式如圖1所示。激勵電極分為上層電極與下層電極，中間由絕緣介質隔開。電極與高壓電源相連，電極附近的空氣在強電場作用下被電離產生等離子體，離子在空間不均勻電場的作用下，向電場梯度方向進行定向運動，離子在定向運動的過程中與環境空氣分子碰撞，使氣流產生擾動，發生動量交換，向邊界層注入能量，改變其空氣動力特性。

圖1 典型的介質阻擋放電等離子體布局示意圖Fig.1 Schematic diagram of plasma flow control

2 介質阻擋放電氣動激勵抑制翼－身組合體失速分離的試驗研究

2.1 試驗系統

試驗系統包括多相位電源、翼－身組合體模型、支撐系統、測量系統等。

多相位電源主要由多相位信號發生器、SPWM正弦波調制器、多相位信號功率放大器和升壓變壓器等部分組成。輸出電壓有8個相位，每個相位相差45°。實驗采用一個相位，輸出電壓0～5kV連續可調，輸出頻率0.1～6kHz連續可調。

如圖2所示，試驗模型為翼－身組合體，包括前機身、后機身、平直機翼以及各種堵塊。模型為全金屬結構，展長2m，平均氣動弦長83mm。模型作為下層電極，與地線相連。模型表面布置厚度為0.1mm的聚酰亞胺膠帶。在聚酰亞胺膠帶上面布置厚度為0.05mm的銅箔。寬度為2mm的銅箔與多相位電源相連。圖3給出了電極布置示意圖，銅箔布置在與機翼前緣距離6mm的位置。銅箔沿展長布置的長度為0.9m。

圖2 試驗模型安裝照片Fig.2 Experimental model with plasma actuator

圖3 電極布置示意圖Fig.3 Schematic diagram of electrode arrangement

試驗在中國空氣動力研究與發展中心Φ3.2m亞聲速風洞中進行。該風洞是一座開閉口兩用的回流式風洞，試驗段截面為圓形，直徑為3.2m。開口試驗段最高風速可達115m／s，閉口試驗段最高風速為145m／s。本期試驗在開口試驗段進行。

試驗使用的支撐系統為Φ3.2m風洞張線尾撐試驗裝置。該裝置主要由張線掛架、支撐架、橫梁、支座、尾支桿和張線等部分組成，如圖4所示。為減小試驗中可能出現的模型振動問題，在張線和掛架間聯入抑振彈簧，同時采用鋼桿拉緊的辦法增大尾支桿剛度，達到減振目的。試驗中采用φ60mm尾支桿進行支撐，張線鋼桿的直徑為4mm。

圖4 張線尾撐裝置示意圖Fig.4 Schematic diagram of support system

模型和六分量內式應變天平通過尾支桿安裝在支撐系統上。天平置于模型內部。通過姿態角控制系統實現模型迎角和側滑角的變化。

試驗采用便攜式VXI數據采集系統進行數據采集，以工控機為主體，以數據采集處理計算機作為上位機，具有8通道差分輸入，綜合精度優于0.1%。

2.2 試驗結果分析

2.2.1 不同風速對介質阻擋放電流動控制效果的影響研究

根據前期的試驗結果，采用激勵電壓U＝4kV、電源頻率f＝3kHz，在不同風速下，研究介質阻擋放電對翼－身組合體的控制作用。

如圖5～7及表1所示，隨著來流風速的提高，升力線急劇下降時推遲的失速迎角角度保持在3°以上，最大升力系數增大量保持在2%左右；在失速迎角附近，阻力系數最大減小量受風速影響較小；在風速為70m／s時，升阻比最大提高118%。

因此可以得出：（1）采用金屬模型本身作為下層電極的介質阻擋放電形式，其控制效果受風速影響較小；（2）介質阻擋放電氣動激勵能夠在較高風速下控制模型氣動力，抑制模型表面氣流分離，推遲失速，提高升阻比。

圖5 來流速度對施加流動控制前后升力系數的影響Fig.5 The freestream flow velocity vs lift coefficient before and after actuation

圖6 來流速度對施加流動控制前后阻力系數的影響Fig.6 The freestream flow velocity vs drag coefficient before and after actuation

圖7 來流速度對施加流動控制前后升阻比的影響Fig.7 The freestream flow velocity vs lift－to－drag ratio coefficient before and after actuation

表1 不同風速下縱向特征參數表Table 1 Longitudinal characteristic parameters with different freestream flow velocities

2.2.2 在100m／s風速下介質阻擋放電控制翼－身組合體失速分離的試驗研究

在來流風速對介質阻擋放電流動控制效果影響研究的基礎上，采用激勵電壓U＝4kV、電源頻率f＝3kHz，開展了在100m／s風速下等離子體流動主動控制翼－身組合體氣動特性的試驗研究。基于平均氣動弦長的雷諾數Re＝5.68×105。圖8～10給出了介質阻擋放電氣動激勵對翼－身組合體氣動力的影響曲線，表2給出了相應的縱向特征參數。

由圖8和表2可知，在小迎角時，介質阻擋放電氣動激勵對升力影響效果不明顯；當迎角增大到失速附近，控制效果顯著。在介質阻擋放電等離子體流動主動控制的激勵作用下，翼－身組合體氣動特性得到明顯改善，升力線急劇下降時的失速迎角推遲約30%，最大升力系數增大約2.5%。

圖8 介質阻擋放電等離子體氣動激勵對翼－身組合體升力的影響Fig.8 Lift coefficient before and after plasma actuation

表2 縱向特征參數表Table 2 Longitudinal characteristic parameters

圖9給出了介質阻擋放電對翼－身組合體阻力特性的影響。在小迎角時，阻力略有增加。最小阻力系數增加約0.001。在分離點附近，阻力減小較明顯。

如圖10所示，在迎角14°附近升阻比最大提高77%。

圖9 介質阻擋放電等離子體氣動激勵對翼－身組合體阻力的影響Fig.9 Drag coefficient before and after plasma actuation

圖10 介質阻擋放電等離子體氣動激勵對翼－身組合體升阻比的影響Fig.10 Lift－to－drag ratio before and after plasma actuation

3 結 論

通過測力試驗研究，證明了在高風速條件下介質阻擋放電等離子體氣動激勵能夠有效地抑制翼－身組合體的流動分離，推遲失速迎角，提高升阻比。研究結果為等離子體流動控制技術的工程應用奠定了重要基礎。

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