等離子體激勵用于兩段翼型增升的試驗研究

王萬波，章榮平，黃宗波，黃 勇，王勛年，沈志洪，張 鑫

（1．空氣動力學國家重點實驗室，四川 綿陽 621000；2．中國空氣動力研究與發展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

增升設計是現代大型運輸類飛機提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強機場適應性的關鍵技術，是提高飛機國際競爭力的有效手段之一。近年來隨著航空業迅速發展，對飛機高增升設計提出了更高的要求。

常用的增升方法有：增加機翼的彎度、增加機翼的有效面積、改善縫道的流動品質、增加外部流場的能量等［1］。等離子體激勵可以對氣流形成可控擾動或對氣流注入能量，促進附面層內低能流和附面層外高能流的參混，從而延遲分離，提高失速迎角和最大升力系數。

Corke等［2－3］進行了等離子體流動控制風洞實驗，模型為4．16%縮比的1303UAV半模，風速為15m／s，實驗結果表明，在0°－20°迎角范圍內，升力有明顯的增加，在20°和30°之間的某些角度，升力甚至增加了25%；在二維NACA0015翼型表面前緣布置沿展向排列的激勵器，從而增加最大升力系數和失速迎角，當來流風速21m／s時，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。Huu等［4］研究了等離子體對翼型大迎角失速分離邊界層的控制，模型為NACA0008翼型，弦長150mm，展長300mm，來流風速為20m／s時，升力系數有5%甚至是10%的提高。王勛年等［5］研究了等離子體對NACA0015翼型失速分離的控制，來流風速20m／s時，最大升力系數增加11%，失速迎角增加6°。

目前國外對等離子體激勵用于單段翼型增升的研究較多，用于兩段翼型上的研究較少，而采用多段翼型的機械增升是目前最常用的增升方式。本文在NACA23018兩段翼型上安裝等離子體激勵器，驗證了等離子體激勵對兩段翼型具有顯著的增升效果。

1 試驗系統

1．1 等離子體氣動激勵布局

等離子體激勵器由敷設在絕緣材料上下兩面的電極構成，其中，上面的電極裸露在空氣中，下面電極由絕緣材料覆蓋。在高壓高頻電源的作用下，上表面電極表面的空氣由于強電場的作用被電離產生等離子體。

本文采用的等離子體激勵器包含兩個電極，中間由三層0．1mm厚的聚酰亞胺膠帶隔開。上層電極由0．05mm厚的銅箔膠帶制成，下層電極為整個金屬模型。

圖1 等離子體激勵器布局示意圖Fig．1 The high－voltage discharge

1．2 電源

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°。本次試驗采用單相位，輸出電壓0～5kVrms連續可調，輸出頻率0．1kHz～6kHz連續可調。電源如圖2所示。

圖2 多相位電源Fig．2 The high voltage DC

1．3 風洞及支撐系統

風洞為下吹式開口直流風洞，主要由收縮段、擴散段、駐室、風機等部分組成。試驗段尺寸為：700mm×700mm×1050mm，風洞全長約11．5m。風洞收縮段和擴散段由玻璃鋼制造，駐室采用點支式玻璃幕墻結構。收縮段、擴散段與駐室連接部分，收縮段與風機連接部分采用柔性密封材料，可以防止共振。

支撐系統包括支桿和風擋。支桿為φ40mm金屬鋁支桿，下端采用法蘭盤和天平浮動端相連，通過螺釘和模型連接。風擋采用聚四氟乙烯圓形風擋，固定于天平固定端上。模型位于上下整流板之間，與上下整流板的間距均為3mm，基本可以消除三維效應。

1．4 模型

在NACA23018翼型的基礎上，設計了兩段翼型，后緣采用了簡單襟翼。翼型弦長100mm，展長480mm，襟翼大小為32%弦長，襟翼偏角為0°、30°、40°，模型材料為金屬鋁。模型在風洞中的安裝如圖3所示。

1．5 測控系統

試驗采用五分量TY02天平，參數詳見表1。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%。風洞速壓由專用研究性風洞速壓系統控制，模型姿態由風洞β機構控制。各系統之間由網絡通訊或人工傳遞指令。數據處理采用等離子體流動控制測力試驗數據處理程序。

圖3 NACA23018翼型Fig．3 NACA23018airfoil model

表1 TY02天平參數Table 1 Performance of the TY02balance

2 結果與分析

試驗中電極寬度為2mm，沿展向布置。電極分別布置在（以電極中心線位置為參考）0%、0．5%、1．6%、3%弦長處。激勵電壓為4kV，頻率為3kHz，來流風速為20m／s。

2．1 電極位置的影響

圖4 電極在0%弦長處時翼型升阻特性Fig．4 Lift and drag coefficient vs．angle of attack for the airfoil at 0%c

電極在位置0%弦長處時翼型升阻曲線如圖4所示。由圖可知，襟翼無偏角時，施加等離子體激勵后，最大升力系數增大0．377，約41%，失速迎角推遲11．6°；襟翼下偏40°時，施加等離子體激勵后，最大升力系數增大0．208，約12%，失速迎角推遲6．9°。

電極位于0．5%弦長處時翼型升阻曲線如圖5所示。由圖可知，襟翼無偏角時，施加等離子體激勵后，最大升力系數增大0．423，約52%，失速迎角推遲12．4°；襟翼下偏30°時，施加等離子體激勵后，最大升力系數增大0．269，約18%，失速迎角推遲8．5°。

圖5 電極在0．5%弦長處時翼型升阻特性Fig．5 Lift and drag coefficient vs．angle of attack for the airfoil when the electrode is at 0．5%c

電極位于1．6%弦長處、襟翼下偏30°時翼型升力曲線如圖6所示。由圖可知，施加等離子體激勵后，最大升力系數基本不變，失速迎角略有增加。

圖6 電極在1．6%弦長處時翼型升力曲線Fig．6 Lift coefficient vs．angle of attack for the airfoil when the electrode is at 1．6%c

電極位于3%弦長處、襟翼下偏30°時翼型升力曲線如圖7所示。由圖可知，施加等離子體激勵后，最大升力系數基本不變，失速迎角推遲約2°。

圖7 電極在3%弦長處時翼型升力曲線Fig．7 Lift coefficient vs．angle of attack for the airfoil when the electrode is at 3%c

由試驗結果可知，等離子體激勵在有無襟翼偏角時都可以顯著增加最大升力，推遲失速；在試驗狀態下，電極位于0%c、0．5%c時增升效果顯著，在位置1．6%c、3%c時基本無增升效果，其中電極在0．5%c時，增升效果最顯著。

2．2 絲線流態顯示

圖8給出了迎角18°時，電極位于0．5%處有無等離子體激勵的模型表面絲線流態對比。由圖可以看出，未施加等離子體激勵時，翼型上表面絲線出現大幅度擺動，上表面完全分離；施加等離子體激勵后，翼型上表面前2排絲線的附著較好，氣流較為穩定。流譜觀察結果表明，施加等離子體激勵后，抑制了翼型前緣的氣流分離，進而提高了最大升力和失速迎角。

圖8 施加等離子體激勵前后的絲線流態圖Fig．8 Results of flow visualization before（a）and after（b）plasma actuation

2．3 討論

前緣縫翼是前伸到翼型之前的輔助翼型，用于幫助氣流在高升力狀態平滑地（無分離）繞過前緣。前緣縫翼打開時，延緩了氣流分離，提高了失速迎角，增加了最大升力系數，改善了失速特性。前緣縫翼工作示意圖如圖9所示。

圖9 前緣縫翼工作示意圖Fig．9 Working sketch of the leading edge slat

某翼身組合體縫翼對升阻特性的影響如圖10所示。由圖可知，縫翼下偏17°時，最大升力系數增加0．46，失速迎角增加約8°。等離子體激勵對翼型升力曲線的影響與之一致，施加等離子體激勵后，翼型最大升力系數的增量與之相差不大，失速迎角的增量有所提高。由此可知，等離子體激勵和縫翼下偏17°時對升力的影響規律相同。

圖10 某翼身組合體縫翼對升阻力的影響Fig．10 Effect of the leading edge slat on the wingbody

施加等離子體激勵后，翼型的最大升力系數和失速迎角得到提高，前緣的氣流分離得到了抑制，和縫翼的作用類似，文獻［3］稱之為“等離子體縫翼”。

在運輸類飛機中，前緣縫翼對延緩機翼失速從而提高最大升力系數起著非常重要的作用。等離子體在有無襟翼偏角時都可以增加升力、推遲失速，因此等離子體可以和后緣增升裝置配合使用。由圖4（b）、圖5（b）可知，施加等離子體激勵后，阻力在線性升力段無增加，在自然失速后顯著減小，與傳統的縫翼相比，“等離子體縫翼”不會帶來附加阻力，而且不需要活動的氣動控制面，所以對飛行器的結構強度影響很小。由此可見，“等離子體縫翼”在運輸類飛機研制中有潛在的應用前景。

3 結 論

通過等離子體激勵對NACA23018兩段翼型最大升力和失速迎角影響的研究，可以得出以下結論：

（1）等離子體激勵可以有效增加翼型最大升力，推遲失速；

（2）在試驗狀態下，電極布置在0．5%c時，增升效果最優，來流風速20m／s時，最大升力系數增加52%，失速迎角增加12．4°；

（3）等離子體激勵抑制了翼型前緣的氣流分離，和縫翼作用類似，而且可以和后緣增升裝置配合使用，在運輸類飛機研制中有潛在的應用前景。

［1］ 《飛機設計手冊》總編委會編．飛機設計手冊（第六冊）［M］．北京：航空工業出版社，2002．

［2］ LOPERA J，NG T T，CORKE T C．Aerodynamic control of 1303UAV using windward surface plasma actuators on a separation ramp［R］．AIAA 2007－636．

［3］ HE C，CORKE T C，PATEL M P．Plasma flaps and slats：an application of weakly ionized plasma actuators［J］．Journal of Aircraft，2009，46（3）：864－873．

［4］ HUU P N，ZARAGOZA L，GARCIA M，et al．Plasmaassisted high lift systems［R］．AIAA 2009－3943．

［5］ 王勛年，王萬波，黃勇，等．介質阻擋放電等離子體對翼型流動分離控制的實驗研究［J］．實驗流體力學，2011，25（4）：9－14．