基于方格網(wǎng)狀等離子體激勵(lì)器的翼型湍流減阻實(shí)驗(yàn)

方子淇, 宗豪華, 蘇 志, 付正陽, 干宗耀, 曹亞威

(1.西安交通大學(xué)航天航空學(xué)院,西安,710049;2.西安交通大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院,西安,710049;3.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院,西安,710038)

隨著科技發(fā)展,飛機(jī)飛行速度越來越快,航程也越來越遠(yuǎn)。飛機(jī)飛行阻力與其飛行速度成正比,速度越快的飛機(jī)所受到的阻力越大,因此增大了對能源的消耗。研究表明,若一架波音737民航客機(jī)減小1%的阻力,每年即可節(jié)約15 000加侖的航空燃油消耗[1]。大型運(yùn)輸機(jī)和大展弦比無人機(jī)在巡航飛行階段,摩擦阻力占總阻力的比重也超過50%。因此,降低摩擦阻力尤其是湍流摩擦阻力可以提高飛機(jī)的巡航升阻比,進(jìn)而降低發(fā)動(dòng)機(jī)油耗、提高飛機(jī)航程和航時(shí)、節(jié)約能源消耗,助力“碳達(dá)峰”“碳中和”目標(biāo)的實(shí)現(xiàn),具有重要意義。

邊界層流動(dòng)減阻控制技術(shù)主要分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制兩種方式。典型流動(dòng)控制手段有小肋[2]、溝槽[3]、微吹氣陣列和等離子體氣動(dòng)激勵(lì)等。等離子體氣動(dòng)激勵(lì)作為一種新型主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù),與另外幾種方式相比,具有結(jié)構(gòu)簡單、響應(yīng)迅速、頻帶寬等優(yōu)點(diǎn),因而成為當(dāng)前的研究熱點(diǎn)[4-5]。

Malik等人最先使用直流電暈放電對平板邊界層進(jìn)行操縱,并于30 m/s的來流風(fēng)速下實(shí)現(xiàn)20%的減阻,并指出進(jìn)行多次放電來獲得更高的效率是有必要[6]。而介質(zhì)阻擋放電(dielectric barrier discharge, DBD)等離子體激勵(lì)器很好的迎合了這項(xiàng)要求。近些年也有許多團(tuán)隊(duì)做了有關(guān)等離子體激勵(lì)在湍流減阻方面的工作。例如:英國諾丁漢大學(xué)Choi等人設(shè)計(jì)了兩組相對的不對稱等離子體激勵(lì)器,在來流速度為1.8 m/s的條件下,通過交替的極性脈沖信號激活激勵(lì)器上的高壓電極,使得等離子體誘導(dǎo)的氣體產(chǎn)生交替的運(yùn)動(dòng),從而在近壁面處產(chǎn)生振蕩,削弱近壁事件,使湍流邊界層的摩擦阻力最大可降低45%[7-8]。美國圣母大學(xué)Corke團(tuán)隊(duì)發(fā)現(xiàn)減阻效果很大程度上取決于高壓電極之間的間距,即更密集的電極布置可以產(chǎn)生更好的減阻效果,由此超密間距陣列式的等離子體激勵(lì)器是值得研究的[9]。西北工業(yè)大學(xué)WU B等人將雙向DBD等離子體激勵(lì)器沿展向布置于平板上,施加正弦交流電信號,分別產(chǎn)生與流向相同和相反的等離子體射流,結(jié)果向后產(chǎn)生射流的減阻效果略優(yōu)于向前,在來流為14.1 m/s的條件下可達(dá)8.78%[10]。后其團(tuán)隊(duì)最新發(fā)表的成果研究了不同激勵(lì)頻率下展向射流對湍流邊界層的減阻控制效果,在來流為10.7 m/s的風(fēng)速下,得到局部減阻率隨著頻率的增加而先增大后減小的趨勢,最大可達(dá)7.4%,表明激勵(lì)頻率對湍流邊界層減阻效果有重要影響[11]。

盡管許多研究都取得了很好的結(jié)果,但其中大部分是在平板湍流邊界層中以小于15 m/s 的來流速度下進(jìn)行的。想要進(jìn)一步提升湍流減阻效果,必須擺脫傳統(tǒng)展向或流向等離子體射流的思維范式,另謀新路。利用微吹氣對湍流邊界層進(jìn)行減阻是由美國NASA的Hwang等首次提出的[12],通過壁面上的微小氣孔噴出少量氣體來實(shí)現(xiàn)減阻,能夠以極小的吹氣速度與流量在較高來流速度下實(shí)現(xiàn)的有效減阻,局部摩擦減阻率可達(dá)50%～70%[13],其通過減小局部流向速度,進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻。除在平板湍流邊界層中的應(yīng)用外,日本慶應(yīng)義塾大學(xué)ETO K等將微吹氣方法應(yīng)用到Clark-Y翼型上,在58 m/s的來流速度下實(shí)現(xiàn)了20%～40%的局部摩擦減阻,但翼型總阻力略有增加,且存在供氣系統(tǒng)復(fù)雜供氣系統(tǒng)復(fù)雜、多孔介質(zhì)難以維護(hù)等問題[14]。同時(shí),為了推動(dòng)在航空工程中的實(shí)際應(yīng)用,需要在翼型案例中驗(yàn)證壓力梯度對等離子激勵(lì)器在減阻方面的影響。LI Y Q等在NACA0012翼型表面上布置雙側(cè)對沖式激勵(lì)器,并在Ma=0.3～0.5范圍內(nèi)進(jìn)行流動(dòng)控制[15],這是等離子體湍流減阻方法在翼型上的首次嘗試,但遺憾的是并未取得減阻效果。

受以上研究工作啟發(fā),本研究設(shè)計(jì)了一種新型方格網(wǎng)狀等離子體激勵(lì)器,其初衷在于通過創(chuàng)造一個(gè)個(gè)由網(wǎng)格四周向中心對沖的等離子體壁面法向射流,來模擬壁面微吹氣陣列的作用效果。本文的組織架構(gòu)如下:首先,研究了激勵(lì)器的電特性,并通過高速粒子圖像測速儀(particle image velocimetry, PIV)對誘導(dǎo)流場特性進(jìn)行診斷。在此基礎(chǔ)上,將激勵(lì)器布置在零度攻角的NACA0012 翼型上,使用尾耙測量來獲得減阻幅度隨激勵(lì)強(qiáng)度的基本趨勢。最后,對減阻機(jī)理進(jìn)行簡要分析,得出本文的結(jié)論。

1 實(shí)驗(yàn)裝置

1.1 方格網(wǎng)狀激勵(lì)器與電源

本文設(shè)計(jì)的一種新型方格網(wǎng)狀激勵(lì)器,其誘導(dǎo)產(chǎn)生的近壁射流可實(shí)現(xiàn)類似微吹氣的效果。如圖1所示,激勵(lì)器總寬度為100 mm,總長度為300 mm,高壓電極寬度d=1 mm,低壓電極寬度分別為L1=5 mm和L2=10 mm,與厚度為180 μm的聚酰亞胺介質(zhì)層組成不同間距和不同個(gè)數(shù)的方格網(wǎng)狀5×5構(gòu)型與方格網(wǎng)狀10×10構(gòu)型。

圖1 方格網(wǎng)狀激勵(lì)器及實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

電源采用CTP-2000K毫秒脈沖等離子體電源,輸出波形為AC正弦波,輸出電壓0到30 kV連續(xù)可調(diào),占空比1%到99%可調(diào),脈沖頻率10到1 kHz連續(xù)可調(diào),并將其放電頻率設(shè)置為6.6 kHz。

1.2 風(fēng)洞和翼型

實(shí)驗(yàn)采用空軍工程大學(xué)低速回流風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)測量。該風(fēng)洞為一座閉口回流式風(fēng)洞,實(shí)驗(yàn)段長3 m、寬1.2 m、高1 m。其主要部件分為動(dòng)力段、擴(kuò)壓段和過渡段、拐角和導(dǎo)流片、穩(wěn)定段、收縮段和實(shí)驗(yàn)段。動(dòng)力段采用YTP355M1-6變頻調(diào)速電機(jī),其功率為160 kW,轉(zhuǎn)速最高可達(dá)到986 r/min,在實(shí)驗(yàn)段產(chǎn)生來流速度(u∞)5～75 m/s可調(diào),在實(shí)驗(yàn)來流速度范圍內(nèi),實(shí)驗(yàn)段主流區(qū)湍流度 ≤ 0.2%。

如圖1所示,將等離子體激勵(lì)器沿流向布置于材料為光敏樹脂的NACA0012翼型上,翼型弦長c=400 mm,展長l=440 mm。為了著眼于湍流減阻,在距機(jī)翼前緣2 cm處布置寬度為1 cm、由30目砂紙制成的直條形轉(zhuǎn)捩帶,強(qiáng)制進(jìn)行轉(zhuǎn)捩。翼型沿流向垂直布置于平板模型中部,平板模型水平安裝至風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段中間高度處,其上表面距離風(fēng)洞上壁面0.46 m離風(fēng)洞下壁面0.5 m。

1.3 測量系統(tǒng)

1.3.1 激勵(lì)特性測量系統(tǒng)

方格網(wǎng)狀激勵(lì)器激勵(lì)后的放電電壓與電流分別通過高壓探頭(Tektronix, P6015A)和電流探頭(Tektronix, P6022)配合示波器(Tektronix, MDO3014)進(jìn)行采集與記錄。

高速PIV測量系統(tǒng)由高速相機(jī)(Phantom-V2512,1280×800像素),高頻率激光器(TABOR-D30)和可編程定時(shí)單元(LaVision,PTU9)組成。PIV采集和放電之間的時(shí)間精確同步由數(shù)字延遲脈沖發(fā)生器(DG645)實(shí)現(xiàn),其輸出兩路信號:一路用于調(diào)節(jié)電源產(chǎn)生的非穩(wěn)態(tài)正弦電壓波形;另一路向PIV發(fā)送觸發(fā)信號。示蹤粒子由帶 Laskin 噴嘴的霧化器產(chǎn)生,典型粒徑約為1～2 μm。測量平面選定為圖1所示的xOz平面,對于方格網(wǎng)狀5×5構(gòu)型,視場范圍為36.04 mm ×22.56 mm,分辨率為35.46 pixel/mm。對于方格網(wǎng)狀10×10構(gòu)型,視場范圍為52.53 mm×32.9 mm,分辨率為24.41 pixel/mm。每個(gè)測試案例,由Davis10.2 采集到 1 500 對圖像,并將對應(yīng)的瞬時(shí)速度取平均以獲得平均射流速度場。

1.3.2 尾跡測量系統(tǒng)

當(dāng)翼型處于零度攻角狀態(tài)時(shí),其表面不會(huì)發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象,因此總翼型阻力主要由摩擦阻力決定,湍流摩擦減阻可直接表現(xiàn)為總的減阻量,并可以通過尾耙進(jìn)行診斷。如圖1所示,尾耙放置于翼型后緣下游的一個(gè)弦長處,在大約100 mm的翼展范圍內(nèi)測量尾流速度。直徑為1 mm的總壓探頭以6 mm的間距排列,每個(gè)探頭連接一個(gè)差壓傳感器(HSTL-FYDX01,量程1 kPa,測量精度0.1%)。傳感器的輸出電壓由數(shù)據(jù)采集卡(NI USB 6211)讀取,后發(fā)送到 Labview 程序以計(jì)算總阻力系數(shù)(Cd)[16]:

(1)

(2)

式中:Fd為翼型總阻力;ρ= 1.226 kg/m3為空氣密度;u∞為來流速度;u(y)為尾跡速度;y1與y2分別為尾跡的上下邊界。根據(jù)測量誤差傳播規(guī)律,在來流速度為 20 m/s 時(shí),由壓力測量不確定性引起的尾流速度相對測量誤差估計(jì)為 0.54%。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

2.1 電特性

放電電壓峰峰值Up-p=4 kV、脈沖頻率f=100 Hz、占空比50%時(shí)調(diào)制處理后的電壓電流波形如圖2所示。圖中可見許多于放電過程中由微放電產(chǎn)生的電流尖峰,與文獻(xiàn)[17]結(jié)果一致。實(shí)驗(yàn)中采用的放電參數(shù)如表1所示。

圖2 調(diào)制處理電壓電流波形

表1 實(shí)驗(yàn)中的放電參數(shù)

2.2 發(fā)光特性

不同放電電壓下方格網(wǎng)狀10×10構(gòu)型的放電效果如圖3所示。圖像于1/13 s的曝光時(shí)間下拍攝,由于單組激勵(lì)器電極尺度較小,微放電的電流細(xì)絲難以觀察。電壓較小時(shí)(Up-p= 6 kV),等離子體延伸長度約為1.85 mm,并且放電亮度較暗;隨著電壓的增大(Up-p= 7 kV),放電面積稍有增加,在放電區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)較為明顯的小亮條;當(dāng)電壓到Up-p= 8 kV時(shí),放電面積進(jìn)一步增大,放電亮度較亮,小亮條相比之前更為明顯,與其他放電區(qū)域形成鮮明的對比,放電同時(shí)有高頻的空氣擊穿聲。分析可知,放電區(qū)域和亮度是放電強(qiáng)度(激勵(lì)強(qiáng)度)的體現(xiàn),故Up-p越大,等離子體激勵(lì)強(qiáng)度越大。

圖3 不同電壓下放電發(fā)光特性

2.3 誘導(dǎo)流場特性

2.3.1 脈沖頻率的影響

為探究脈沖頻率對方格網(wǎng)狀激勵(lì)器誘導(dǎo)流場特性的影響,通過對放電電壓波形進(jìn)行調(diào)制處理,保持Up-p=8 kV,占空比50%,得到不同脈沖頻率下放電誘導(dǎo)速度場演化如圖4所示,根據(jù)不同脈沖頻率的放電時(shí)間,將一個(gè)放電周期(1/f)劃分為4個(gè)相位(φ=0.25π,0.5π,0.75π,π)。

圖4 不同脈沖頻率下的速度場演化(Up-p = 8 kV,占空比50%)

f=20 Hz時(shí),從圖中可以更好地觀察到射流產(chǎn)生的過程,φ=0.25π時(shí)低壓電極左右兩側(cè)各自產(chǎn)生了沿x和-x方向的沿面射流,由于啟動(dòng)渦的存在,射流頭部向上彎曲,二者在中間x=0 mm處碰撞;隨后φ=0.5π時(shí),二者相互融合產(chǎn)生法向射流,瞬時(shí)最高速度為2.84 m/s,射流覆蓋范圍延伸長度約為15 mm;在該頻率下,激勵(lì)形成的射流具有整體結(jié)構(gòu)明顯、流場結(jié)構(gòu)消散快等特點(diǎn)。

當(dāng)f=50 Hz時(shí),放電誘導(dǎo)的射流和啟動(dòng)渦的演化過程與f=20 Hz時(shí)基本相同。但由于此時(shí)激勵(lì)時(shí)間變短,射流傳播時(shí)間縮短,射流覆蓋范圍顯著減小,φ=π時(shí)射流僅能延伸至z=10 mm。但在φ=0.25π時(shí),射流最高速度為3.02 m/s,同時(shí)可以觀察到兩沿面射流還未融合前的形態(tài)。該頻率下,激勵(lì)形成的射流具有結(jié)構(gòu)較小、流場結(jié)構(gòu)消散較慢等特點(diǎn)。

當(dāng)f增大至100 Hz時(shí),激勵(lì)器在極短時(shí)間內(nèi)為流場注入能量,射流最高速度為2.23 m/s。整體流場演化出較為明顯的結(jié)構(gòu),由于此時(shí)射流發(fā)展時(shí)間極短,射流消散的速度較低頻情況更慢,同時(shí)由于頻率的增大,在下一次射流發(fā)展開始前,用于射流耗散的時(shí)間也更短。因此,各個(gè)周期誘導(dǎo)的合成射流均近似持續(xù)存在,此時(shí)的放電誘導(dǎo)流動(dòng)結(jié)構(gòu)類似于未對電壓進(jìn)行調(diào)制處理的結(jié)果。

綜上所述,在當(dāng)前狀態(tài)下,整體誘導(dǎo)射流結(jié)構(gòu)隨著脈沖頻率的增大趨于穩(wěn)定,且射流消散速度變慢,但誘導(dǎo)射流最大速度并非隨著脈沖頻率單調(diào)增大。

2.3.2 占空比的影響

通過對放電電壓波形進(jìn)行調(diào)制處理,保持Up-p=8 kV,f=100 Hz,對不同占空比下發(fā)展穩(wěn)定后的平均流場進(jìn)行研究,如圖5所示。可見,隨著占空比的增大,激勵(lì)作用的時(shí)間越長,誘導(dǎo)產(chǎn)生的射流強(qiáng)度越高,從0.57 m/s(占空比10%)增大到1.01 m/s(占空比30%)再到1.02 m/s(占空比50%)最終達(dá)到1.1 m/s(占空比70%)。

圖5 不同占空比下平均誘導(dǎo)速度場(Up-p = 8 kV,f=100 Hz)

2.3.3 間距的影響

對于方格網(wǎng)狀5×5構(gòu)型和方格網(wǎng)狀10×10構(gòu)型中的單個(gè)方格激勵(lì)器來說,不同點(diǎn)就是低壓電極的長度,故改變構(gòu)型可近似作為改變間距。將Up-p均調(diào)整為 6 kV,不對電壓波形做調(diào)制處理,結(jié)果如圖6所示。可以看到,同樣電參數(shù)下間距大的沒有間距小的誘導(dǎo)流場強(qiáng)度高,10×10構(gòu)型最大0.6 m/s,5×5構(gòu)型最大0.94 m/s,但前者的產(chǎn)生射流延伸范圍更廣。造成這種射流覆蓋范圍和速度差異的原因推測如下:對于小間距激勵(lì)器,每個(gè)網(wǎng)格內(nèi)部相對高壓電極所誘導(dǎo)的體積力在流向范圍上存在重疊部分,促使射流速度得以加快;增大間距后,射流對沖效應(yīng)減弱、垂直方向速度降低,但射流可以充分發(fā)展和延伸,因此覆蓋范圍更大。相比之下,在提高誘導(dǎo)射流速度上,小間距構(gòu)型顯得更有潛力。

圖6 不同間距下平均誘導(dǎo)速度場(Up-p = 6 kV)

此外,需要說明的是,由于等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)的是零質(zhì)量流量射流,不可避免的會(huì)在射流結(jié)構(gòu)周圍有垂直向下的流動(dòng)。方格網(wǎng)狀激勵(lì)器由許多陣列式的小方格激勵(lì)器構(gòu)成,因此,單一的射流在三維演化過程中會(huì)受到周圍激勵(lì)器誘導(dǎo)渦下洗側(cè)的影響,極易誘發(fā)剪切層不穩(wěn)定性,導(dǎo)致射流并不是嚴(yán)格意義上沿著垂直方向。相比之下,方格網(wǎng)狀5×5構(gòu)型的間距相比方格網(wǎng)狀10×10的小,故受到影響更大,射流方向偏移更多些。

2.4 翼型減阻風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

采用在前文中激勵(lì)特性較為典型的工作模式,研究不同激勵(lì)強(qiáng)度對方格網(wǎng)狀10×10構(gòu)型的影響規(guī)律。選擇來流速度為15 m/s,保持電壓峰值Up-p=8 kV,改變相應(yīng)的脈沖頻率(10～200 Hz)與占空比(5%～100%),探究最佳減阻效果。

基于尾跡計(jì)算翼型總阻力,并采用式(3)計(jì)算阻力系數(shù)變化:

(3)

式中:Cd,baseline與Cd,plasma分別代表基準(zhǔn)與激勵(lì)狀態(tài)下的阻力系數(shù),將結(jié)果數(shù)據(jù)利用MATLAB 進(jìn)行插值分析繪制出相應(yīng)減阻率隨脈沖頻率和占空比變化的云圖,如圖7所示。

圖7 15 m/s減阻效果云圖

可見,減阻率在-1.3%～3.5%之間。在占空比100%時(shí),即定常激勵(lì),此時(shí)激勵(lì)強(qiáng)度最高,故對流場的產(chǎn)生較強(qiáng)擾動(dòng),對應(yīng)最高的減阻效果。分析云圖,該條件下改變占空比與脈沖頻率均能對減阻率產(chǎn)生一定影響,但在同一減阻率下可對應(yīng)著不同的激勵(lì)參數(shù)組合,這說明激勵(lì)強(qiáng)度對流場擾動(dòng)程度和減阻效果并不是簡單的線性關(guān)系。與前文圖4的結(jié)果相對應(yīng),脈沖頻率對于減阻率和誘導(dǎo)射流速度的影響并非是越高越好。

2.5 討論

前文的研究表明,等離子體激勵(lì)可以實(shí)現(xiàn)翼型減阻,結(jié)合PIV測試結(jié)果,其誘導(dǎo)產(chǎn)生射流可近似看成壁面法向的微吹氣,減阻機(jī)理存在相似的可能性[18]。文獻(xiàn)[19]表明,激勵(lì)后產(chǎn)生吹氣效果使條帶結(jié)構(gòu)被抬升,并破壞高速條帶,取而代之是使邊界層內(nèi)的能量耗散增加的穩(wěn)定的小尺度結(jié)構(gòu),使近壁面出現(xiàn)再層流化現(xiàn)象,進(jìn)而降低摩擦阻力。文獻(xiàn)[20]表明,吹氣可以將近壁面的渦結(jié)構(gòu)吹離,減少其與壁面之間的相互作用,并破壞大尺度的渦結(jié)構(gòu),使其無法沿流向發(fā)展成為流向渦,從而減小摩擦阻力。與之相似,激勵(lì)后的方格網(wǎng)狀激勵(lì)器從宏觀層面來看形成了一整塊矩形的吹氣面,將近壁面的流體結(jié)構(gòu)整體抬升,破壞近壁面渦結(jié)構(gòu),抑制條紋瞬態(tài)增長[21],進(jìn)而抑制近壁面湍流生成,減小摩擦阻力。

3 結(jié)論

本文研究了方格網(wǎng)狀激勵(lì)器的激勵(lì)特性,后將其應(yīng)用在翼型上研究其減阻效果,并對減阻機(jī)理做出了推測。從激勵(lì)參數(shù)測試結(jié)果可知:激勵(lì)器的激勵(lì)強(qiáng)度隨著電壓與占空比的增大而增大,放電現(xiàn)象越明顯,平均誘導(dǎo)射流速度越大。而射流隨著脈沖頻率的增大,結(jié)構(gòu)趨于穩(wěn)定,且消散速度變慢,但射流速度的變化呈現(xiàn)先增后減的趨勢,最高瞬時(shí)速度可達(dá)3.02 m/s。基于風(fēng)洞測試結(jié)果可知:在來流15 m/s條件下改變激勵(lì)強(qiáng)度,構(gòu)建減阻效果云圖,結(jié)果從增阻變化到減阻(-1.3%～3.5%),且變化關(guān)系非線性。通過這些結(jié)論,方格網(wǎng)狀激勵(lì)器在翼型減阻的實(shí)際應(yīng)用能力得到了一定的驗(yàn)證,但減阻量還有待提高。激勵(lì)器激勵(lì)強(qiáng)度主要受放電電壓影響,而方格網(wǎng)狀由于激勵(lì)器組次多,電源供電能力有限,進(jìn)一步提高激勵(lì)強(qiáng)度可以考慮選用輸出功率更大的驅(qū)動(dòng)電源。但在較高的激勵(lì)電壓下,介質(zhì)層容易受臭氧等物質(zhì)侵蝕,最終激勵(lì)器的工作壽命會(huì)大幅衰減。故在增加激勵(lì)強(qiáng)度的同時(shí)還需要對激勵(lì)器的選材和結(jié)構(gòu)進(jìn)行進(jìn)一步的優(yōu)化,防止快速老化。后續(xù)還需依托風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)平臺(tái),開展更多參數(shù)對減阻效果的影響與PIV實(shí)驗(yàn),進(jìn)一步揭示參數(shù)影響規(guī)律、摩擦阻力占比、流場結(jié)構(gòu)與減阻機(jī)理等問題。