不同形式等離子體激勵對細長體分離渦的控制

孟宣市，王健磊，蔡晉生，羅時鈞，劉 鋒

（1.西北工業大學 航空學院流體力學系，陜西 西安 710072；2.美國加州大學 爾灣分校機械與宇航工程系，加州 92697－3975）

0 引 言

現代高機動戰斗機、導彈等飛行器通常具有類似尖頭旋成體的細長前體，當迎角增大到一定程度，其分離渦流場會從對稱變得非對稱，同時伴隨有方向和大小均無法預估的側向力／力矩，這對飛行器的操縱性和穩定性有很大影響。因而在大迎角下實現細長體上側向力／力矩的比例控制，對飛行器氣動設計具有重要的意義［1－7］。近年來，研究者應用各種新型流動控制技術對大迎角細長體分離渦流動進行了控制研究［8－9］。研究發現，非定常主動控制可以實現大迎角下細長體側向力／力矩的比例控制［10－11］。

最近，Liu Feng等［12］、孟宣市等［13－14］的研究表明，在大迎角下，通過分布在細長圓錐前體尖端處一對SDBD激勵器，配合占空循環技術，可以實現圓錐前體側向力和力矩的比例控制。本文在上述工作基礎上，對兩種不同形式的等離子體激勵器的激勵效果進行了分析比較，目的是探索通過改變等離子體激勵器的形式和布置位置來增大有效控制風速的可能性并探討其機理［15］。

1 實驗設備、模型及壓力采集

1.1 風洞及模型

測壓實驗在西北工業大學NF－3直流式低速風洞進行，風洞實驗段8m×3m×1.6m，最大風速120m／s，氣流湍流度≤0.045%。粒子圖像測速（PIV）實驗在西北工業大學流體力學系煙風洞中進行，實驗段為0.6m×0.6m×0.5m，最大風速32m／s。測壓模型由圓錐段、圓弧過渡段和圓柱整流段（圖1）三部分組裝而成。圓錐段半頂角10°，長度L＝463.8mm，底面直徑D＝163.6mm。沿軸線分布的8個測量截面全部集中在圓錐段。每個測量截面周向均布36個測壓孔。從圓錐尖端頭部處開始150mm長度部分為絕緣塑料加工制成，用于粘貼等離子體激勵器。PIV實驗模型采用縮比為0.7的圓錐前體模型（圖2），采用環氧樹脂材料。測量截面距離模型尖模型尖端位置為167.5mm。

圖1 壓力分布測量實驗模型圖（單位：mm）Fig.1 Test model sketch for pressure measurements（unit：mm）

圖2 PIV測量實驗模型圖（單位：mm）Fig.2 Test model sketch for PIV measurements（unit：mm）

1.2 激勵器的設計

一對單電極長條形等離子體激勵器對稱地安裝在圓錐頭部表面（圖3）。以模型迎風面正中為0°方位角，逆吹型激勵器分別位于±120°方位角，等離子體開啟后產生與來流U∞方向相反的誘導氣流；順吹型激勵器分別位于±70°方位角，等離子體開啟后產生與來流U∞方向一致的誘導氣流。電極沿圓錐母線的長度為20mm，前緣距圓錐頂點9mm。這種方式與在圓錐表面吸氣或吹氣類似，從而產生從上電極到下電極方向的動量，但是沒有質量注入。

南京蘇曼電子有限公司生產的2臺CTP－2000K介質阻擋放電等離子體電源為兩個等離子體激勵器提供交流電源。等離子體電源輸出電壓波形為正弦波形，峰－峰電壓VP－P≈14kV，頻率F≈8.9kHz。

圖3 兩種不同介質阻擋放電等離子體激勵器安裝圖Fig.3 Comparison of upstream and downstream arrangements of SDBD plasma actuators

2 實驗結果及分析

激勵器有三種工作模式：（1）激勵器關閉，指的是左舷和右舷的激勵器都不工作；（2）左舷等離子激勵器開啟；（3）右舷等離子激勵器開啟。以下壓力數據為15s采樣時間段全平均結果，PIV采集頻率為13Hz，采集時間10s。

2.1 逆吹型等離子體激勵器控制實驗

圖4比較了U∞＝5m／s，基于圓錐段底面直徑的Re＝5×104時，截面2和截面6時間全平均處理后的壓力分布。

圖4 逆吹型等離子體激勵器開啟壓力分布比較，U∞＝5m／sFig.4 Time－averaged pressure distributions for upstream type plasma actuators，U∞＝5m／s

Hall［16］基于壓力測量和空間渦流場顯示結果，建立了表面壓力分布與空間渦結構之間的直接聯系。在其工作基礎上，可以通過截面周向壓力分布特征點對當地流動，例如渦心位置、附面層分離點等進行推斷。表1給出了截面2、6處附面層分離點的位置和當地側向力系數。從該表中可以觀察出逆吹型等離子體激勵對附面層分離點的影響規律。

圖4中，與激勵器關閉的情況進行對比，截面2處當左舷激勵器開啟時，左側的附面層分離點沒有發生變化，而右側的附面層分離點由原來－100°向下移動變為－120°。當右舷激勵器開啟時，右舷附面層分離點并不發生變化，左側附面層分離點由原來的90°向下移動到110°處。可見，對于逆吹型等離子體激勵器，其提供的逆向擾動氣流所起的作用是將另一側的附面層分離點后移，而同側分離點不變。截面6處的當地流動控制規律與截面2相同，這說明盡管等離子體激勵器長度僅為20mm，距離模型尖端處也僅為9mm，但是控制范圍貫穿了整個圓錐段。當實驗風速進一步提高后，等離子體流動控制變得沒有效果。

表1 逆吹型等離子體激勵器開啟對附面層分離點及當地側向力系數影響Table 1 Separation locations and local side force coefficients for upstream type plasma actuation

圖5給出了相同風速，Re＝4×104時的PIV測量結果，結果包含了由速度分布計算得到的渦量分布和流線圖。圖中深色半圓部分為模型，淺色半圓邊界為采集時的陰影區和表面反射區。

觀察PIV測量結果，等離子體關閉，流場左舷渦靠近物面，右舷渦遠離物面，處于穩態位置。左舷激勵器開啟后，左舷渦變得遠離物面，右舷渦變得靠近物面；而當右舷激勵器開啟后，左舷渦變得靠近物面，而右舷渦變得遠離物面。左、右舷激勵器開啟下，渦流場基本為鏡像對稱，反映出流場的雙穩態特性。此時激勵器的激勵作用為提供逆向的誘導氣流，使得同側分離渦遠離物面，而另一側分離渦則靠近物面。這樣的結果和壓力分布分析結果是相呼應的。

需要指出的是，等離子體關閉狀態下，圖4中截面2和6壓力分布測量結果顯示，左右壓力系數接近對稱；而圖5（a）PIV結果顯示，此時渦流場呈現左渦低、右渦高的的流場結果，從而兩次實驗等離子體關閉情況下結果不一致，這是因為旋成體大迎角分離渦流場很敏感，模型加工、裝配誤差以及流場湍流度等均會影響實驗結果，造成不一致［17－18］。當引入等離子體流動控制后，壓力分布和PIV測量結果是一致的，這正說明了等離子體動量注入使得原來不可預估的流場變化變的可預估、可重復，這正是大迎角下細長前體流動控制的目的。

圖5 順吹型等離子體激勵器開啟PIV比較，U∞＝5m／sFig.5 Time－averaged PIV results for uptream type plasma actuators，U∞＝5m／s

2.2 順吹型等離子體激勵器控制實驗

圖6比較了U∞＝15m／s，Re＝0.16×106時，測量截面2和截面6在激勵器關閉、順吹型左舷和右舷激勵器開啟下時間全平均壓力分布。

表2比較了測量截面2和截面6處順吹型激勵器關閉、左舷開啟、右舷開啟三種情況下附面層分離點的位置和當地側向力系數。可以看出，在等離子體開和關控制下，截面2處周向壓力分布的吸力峰位置出現右、左轉換。而截面6處周向壓力分布的吸力峰位置則沒有出現左、右舷轉換，這說明沿模型軸向等離子體控制效果有所減弱。

圖6 順吹型等離子體激勵器開啟壓力分布比較，U∞＝15m／sFig.6 Time－averaged pressure distributions for downstream type plasma actuators，U∞＝15m／s

表2 順吹型等離子體激勵器開啟對附面層分離點及當地側向力系數影響Table 2 Separation locations and local side force coefficients for downstream type plasma actuation

截面2處，與激勵器關閉的情況進行對比，當左舷激勵器開啟時，左側和右側的附面層分離點沒有發生變化。當右舷激勵器開啟時，左側附面層分離點由原來的100°向上游移動到90°處，右側附面層分離點由原來的－100°向下游移動到－120°處。可見，與逆吹型激勵器有所不同，順吹型等離子體激勵器所起的作用是將同側的附面層分離點延后，而使得另外一側的附面層分離點提前。這說明順吹型左舷、右舷等離子體激勵器開啟后相當于在當地流動的相同方向注入動量，使得當地表面流動速度加快，從而延遲了流動的分離。

截面6處，與激勵器關閉進行對比，當左舷激勵器開啟時，左、右側的附面層分離點沒有發生變化。當右舷激勵器開啟時，左側分離點由原來的90°向上游移動到80°處，右側分離點則沒有變化。

可見，順吹型激勵器可以通過延遲同側流動分離點、而使得另一側分離點提前來提高有效控制風速，使得有效控制風速從5m／s提高到了15m／s，但此時流動控制效果沿模型軸向有所減弱。

觀察PIV測量結果（見圖7），等離子體關閉，流場左舷渦靠近壁面而右舷渦流場高于左舷渦。左舷激勵器開啟后，左舷渦變得更加靠近物面，右舷渦變得遠離物面；而右舷激勵器開啟后的效果與左舷激勵器開啟效果相反，右舷渦變得靠近物面，左舷渦變得遠離物面；左、右舷激勵器開啟下，渦流場基本為鏡像對稱，反映出流場的雙穩態特性。此時激勵器的激勵作用為提供順主流方向的誘導氣流，使得同側分離渦緊貼物面，而另一側分離渦則遠離物面。這樣的結果和壓力分布分析結果是也是相呼應的。

圖7 逆吹型等離子體激勵器開啟PIV比較，U∞＝5m／sFig.7 Time－averaged PIV results for downstream type plasma actuators，U∞＝5m／s

3 結 論

設計了順吹型和逆吹型兩種不同激勵器形式，對圓錐前體分離渦流場進行了單介質阻擋放電等離子體主動控制實驗。對激勵器開和關控制下的表面壓力分布和截面流場進行了顯示測量。研究表明，低速大迎角下，在圓錐頭部尖端處放置一對單介質阻擋放電等離子體激勵器，采用合適的激勵器形式，并通過適當的電學參數，可以實現對圓錐前體非對稱流動的有效控制。主要的研究結論有以下兩點：（1）通過調節激勵器的布置位置和誘導氣流的方向可以提高有效激勵風速；（2）順吹型和逆吹型等離子體激勵器對流動產生影響的機理有所不同。

致謝：在錢學森誕辰100周年紀念之際，羅時鈞謹將此工作獻給他的博士學位導師錢學森教授。錢學森教授的教誨是他終生學術領悟的源泉。感謝高永衛、惠增宏、肖春生、鄧磊、郝江南等對本研究的幫助。

［1］ERICSSON L.Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip［J］.JournalofAircraft，1992，29（6）：1086－1090.

［2］LOWSON M，PONTON A.Symmetry breaking in vortex flows on conical bodies［J］.AIAAJ.，1992，30（6）：1576－1583.

［3］KEENER E，CHAPMAN G，Similarity in vortex asymmetries over slender bodies and wings［J］.AIAAJ.，1977，15（9）：1370－1372.

［4］PIDD M，SMITH J H B，Asymmetric vortex flow over circular cones，vortex flow aerodynamics［R］.AGARD CP－494，1991.

［5］ZILLIAC G G，DEGANI D，TOBAK M.Asymmetric Vortices on a Slender Body of Revolution［J］.AIAA J.，1991，29（5）：667－675.

［6］ERICSSON L，REDING J.Asymmetric flow separation and vortex shedding on bodies of revolution［M］／／HRMSH M.Tactical Missile Aerodynamics：General Topics，Progress in Astronautics and Aeronautics.Washington D C，AIAA，1992，141：391－452.

［7］LEVY Y，HESSELINK L，DEGANI D.Systematic study of the correlation between geometrical disturbances and flow asymmetries［J］.AIAAJ.，1996，34（4）：772－777.

［8］MALCOLM G.Forebody vortex control［J］.Prog.AerospaceSci.，1991，28：171－234.

［9］WILLIAMS D.A review of forebody vortex control scenarios［R］.AIAA－97－1967，1997.

［10］HANFF E，LEE R，KIND R J.Investigations on a dynamic forebody flow control system［C］.Proceedings of the IEEE Conference，1999，0－7803－5715－9.

［11］顧蘊松，明曉.大迎角細長體側向力的比例控制［J］.航空學報，2006，27（5）：746－750.

［12］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Flow control over a conical forebody using duty－cycled plasma actuators［J］.AIAAJ.，2008，46（11）：2969－2973.

［13］MENG X S，GUO Z X，LUO S J，et al.Ensemble and phase－locked averaged loads controlled by plasma duty cycles［R］.AIAA Paper 2010－878，2010.

［14］MENG X S，WANG J L，CAI J S，et al.Optimal DBD duty cycle for conical forebody side－force proportional control［R］.AIAA Paper 2012－0347.51th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition 07－10January 2013，Grapevine（Dallas／Ft.Worth Region），Texas.

［15］孟宣市，王健磊，蔡晉生，等.不同形式等離子體激勵對細長體分離渦的控制特性研究［C］.中國2011年力學大會暨錢學森誕辰100周年紀念大會.哈爾濱，2011.

［16］HALL R M.Influence of reynolds number on forebody side forces for 3.5－diameter tangent－ogive bodie［R］.AIAA Paper 87－2274，1987.

［17］LAMONT P J，HUNT B L.Pressure and force distributions on a sharp－nosed circular cylinder at large angles of inc1ination to a uniform subsonic stream［J］.J.FluidMech.，1976，76（3）：519－559.

［18］HUNT B L，DEXTER P C.Pressures on a slender body at high angle of attack in a very low turbulence level air stream［R］.AGARD CP 247；Paper No.17.1979.