納秒脈沖等離子體激勵控制短艙側(cè)風(fēng)流動分離實驗研究

張東盛, 梁 華, 方雨霖, 楊鶴森, 蘇 志, 張傳標(biāo), 劉詩敏

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

飛機的起飛、爬升、進近和側(cè)風(fēng)等工作狀態(tài)都與飛機的低速性能有關(guān)[1],尤其飛機在側(cè)風(fēng)情況下,不僅會導(dǎo)致飛機產(chǎn)生側(cè)滑[2],而且會使進氣道流動分離,導(dǎo)致發(fā)動機進氣畸變,甚至造成發(fā)動機出現(xiàn)喘振,嚴(yán)重影響飛機性能。

20世紀(jì)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(shù)和風(fēng)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(fēng)和側(cè)風(fēng)兩種構(gòu)型下產(chǎn)生的地面渦[5];Murphy等利用立體粒子圖像測速和管道內(nèi)總壓測量對側(cè)風(fēng)條件下地面渦的形成進行了實驗研究[6];Majic等對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機進氣道的氣動性能進行了數(shù)值研究[7];Harjes等探究側(cè)風(fēng)條件引起的噴氣發(fā)動機進氣畸變[8]。在短艙流場探究過程中,多以數(shù)值仿真[7, 9-15]為主,而對于實驗探究以及仿真結(jié)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(shù)方式,在改善流場特性領(lǐng)域具有自身獨特的發(fā)展優(yōu)勢,具有廣闊的發(fā)展與應(yīng)用前景。其主要難點在于等離子體激勵能否與流場產(chǎn)生有效耦合作用實現(xiàn)流動控制目標(biāo),而高壓脈沖等離子體技術(shù)具有功耗相對較低、對流場持續(xù)產(chǎn)生擾動等優(yōu)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(zhì)阻擋放電得到廣泛研究和應(yīng)用[16]。納秒介質(zhì)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(shù)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(cè)風(fēng)情況下短艙流動分的研究[29-30],但國內(nèi)對利用納秒脈沖等離子體激勵調(diào)控進氣道側(cè)風(fēng)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(lǐng)域,對于改善飛機進氣道性能,提高飛行品質(zhì),具有重要意義。

1 實驗系統(tǒng)

為進行短艙側(cè)風(fēng)分離流場實驗探究,搭建了風(fēng)洞實驗系統(tǒng),實驗系統(tǒng)包括短艙進氣道實驗系統(tǒng),低速回流風(fēng)洞系統(tǒng),等離子體激勵系統(tǒng)。

1.1 短艙進氣道實驗系統(tǒng)

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(shè)有7個測壓點,通過步進電機帶動旋轉(zhuǎn),如圖1所示。

圖1 短艙進氣道實驗裝置[30]

當(dāng)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(dǎo)管將壓力傳導(dǎo)至壓差傳感器采集模塊,將壓力信號轉(zhuǎn)化成電信號,通過數(shù)據(jù)采集卡傳導(dǎo)到計算機搭建的labview軟件壓力采集程序,從而實現(xiàn)對進氣道各壓力的實時監(jiān)控與采集。通過對各點的數(shù)據(jù)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(shù)和畸變指數(shù),為后續(xù)定量分析提供依據(jù)。

1.2 低速回流風(fēng)洞系統(tǒng)

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

短艙進氣道側(cè)風(fēng)實驗多數(shù)通過來流偏角以等效模擬側(cè)向風(fēng)干擾[29-30]:通過風(fēng)洞模擬遠場來流風(fēng)速v1;通過定位機構(gòu)將短艙進氣道模型固定于風(fēng)洞試驗段正中央,保證短艙進氣道固定裝置中軸線與風(fēng)洞試驗段中軸線平行;通過角度調(diào)節(jié)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(fēng)速,定義為垂直側(cè)風(fēng)vc,此時vc與實際側(cè)風(fēng)垂直進入進氣道截面的風(fēng)速相等。角度示意如圖2所示。

圖2 短艙進氣道模型與風(fēng)洞軸向方向相互關(guān)系

另外,實驗在風(fēng)洞側(cè)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(tǒng)

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(zhì)材料兩側(cè),寬度5 mm、厚度為0.02 mm的高壓電極分布在絕緣介質(zhì)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(zhì)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(biāo)

2.1 總壓損失系數(shù)

總壓損失系數(shù)(total pressure loss coefficient)是衡量通道內(nèi)部氣流流動損失的表征參數(shù),通過分析總壓損失系數(shù)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(shù)

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

(2)

3 基準(zhǔn)流場實驗

首先探究了側(cè)風(fēng)條件下短艙進氣道分離流場的基準(zhǔn)特性規(guī)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(shù)云圖,分析總壓畸變程度,進而計算平均總壓損失系數(shù)以及畸變指數(shù)。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(xù)施加激勵提供基準(zhǔn)流場樣本,并且便于衡量等離子體激勵的調(diào)控能力。

3.1 來流速度對基準(zhǔn)流場的影響規(guī)律

實驗中首先固定來流偏角為10°,設(shè)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(xiàn)在右側(cè)迎風(fēng)面,這是由于側(cè)風(fēng)條件下短艙氣流在進氣道唇口附近發(fā)生流動分離,導(dǎo)致進氣品質(zhì)惡化。觀察不同來流速度條件下的總壓損失云圖對比,結(jié)果表明,隨著來流速度的提升,總壓損失區(qū)域有明顯縮小的趨勢,損失區(qū)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(shù)以及畸變指數(shù)變化規(guī)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(shù)從0.148 731降低至0.083 813,畸變指數(shù)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(zhǔn)流場的影響規(guī)律

實驗中固定來流速度為25 m/s,設(shè)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(fā)現(xiàn):在來流偏角為10°、14°時,總壓畸變區(qū)域主要分布在右側(cè)迎風(fēng)面邊緣區(qū)域,受側(cè)風(fēng)影響區(qū)域總壓畸變程度較小;當(dāng)來流偏角達到18°時,總壓畸變區(qū)域集中,總壓畸變區(qū)域形成約為120°的扇形區(qū)域,總壓畸變程度迅速增加,此時總壓畸變程度已經(jīng)較為嚴(yán)重;當(dāng)來流偏角達到22°時,此時總壓畸變區(qū)域基本右側(cè)迎風(fēng)區(qū)域重合,形成約為180°的扇形畸變區(qū)域,總壓畸變程度嚴(yán)重,此情況下,短艙進氣道總壓畸變嚴(yán)重,流場進氣品質(zhì)惡劣,極有可能會引起發(fā)動機喘振,存在嚴(yán)重安全隱患。當(dāng)來流偏角繼續(xù)增大,總壓畸變區(qū)域基本不變,呈現(xiàn)略有擴大的趨勢。

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

圖8 不同來流偏角下平均總壓損失系數(shù)以及畸變指數(shù)變化規(guī)律圖

根據(jù)計算結(jié)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(shù)從0.126 185增加至0.413 645;畸變指數(shù)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(shù)位于0.1～0.2區(qū)段,畸變指數(shù)處于0.3～0.5區(qū)段,總壓畸變程度較小;當(dāng)來流偏角進一步增加,平均總壓損失系數(shù)和畸變指數(shù)增加,總壓畸變程度加大,結(jié)合圖6的云圖,可以發(fā)現(xiàn),當(dāng)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(shù)和畸變指數(shù)仍在繼續(xù)增加,總壓畸變程度繼續(xù)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(guān)鍵參數(shù)。激勵頻率主要決定了激勵和流場耦合作用關(guān)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(cè)風(fēng)分離流場的改善效果。

通過激勵流場,發(fā)現(xiàn)短艙進氣道的流動分離區(qū)域主要分布在右側(cè)迎風(fēng)面120°的扇形區(qū)域,而當(dāng)分離區(qū)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(guī)律

實驗中固定納秒脈沖電源的激勵電壓Up-p= 10 kV,并設(shè)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(cè)風(fēng)分離流場的影響規(guī)律。

首先設(shè)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(shè)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(shù)和畸變指數(shù),并繪制總壓損失系數(shù)云圖以及變化規(guī)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(shù)以及畸變指數(shù)變化規(guī)律圖

結(jié)果表明,在NS-DBD等離子體激勵條件下,在總壓畸變區(qū)域,總壓畸變有所改善,平均總壓損失系數(shù)和畸變指數(shù)均有所降低。通過規(guī)律圖以及總壓損失云圖,發(fā)現(xiàn)隨著激勵頻率的提升,平均總壓損失系數(shù)和畸變指數(shù)呈現(xiàn)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(shù)和畸變指數(shù)達到最低點附近,平均總壓損失系數(shù)從0.126 185減小到0.093 261,畸變指數(shù)從0.314 072減小到0.215 195。而當(dāng)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(shù)和畸變指數(shù)有所提升,尤其在激勵頻率為2 000 Hz時,平均總壓損失系數(shù)上升至0.102 41,畸變指數(shù)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(dāng)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(cè)風(fēng)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(zhì)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(guī)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(dāng)激勵電壓等于或大于這個閾值時,流動分離可以被抑制;當(dāng)激勵電壓達到超過值后繼續(xù)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(shù)的設(shè)置有重要的意義。

本文所采用的激勵形式為介質(zhì)阻擋放電,等離子激勵器主要介質(zhì)材料為0.2 mm Kapton絕緣材料,由于介質(zhì)材料的限制,當(dāng)?shù)入x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(shè)定,來流偏角為10°,來流速度為25 m/s,根據(jù)4.1節(jié)中的結(jié)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(shù)云圖,如圖11所示,并計算平均總壓損失系數(shù)和畸變指數(shù)如表1所示。

表1 不同激勵電壓下指標(biāo)變化情況

(a)Baseline

實驗結(jié)果顯示,在不同激勵電壓條件下,能夠改善側(cè)風(fēng)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(shù)和畸變指數(shù)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(dāng)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(cè)風(fēng)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(xiàn)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(shù)的推廣應(yīng)用。

5 結(jié)論

等離子流動控制技術(shù)在短艙進氣道流動控制領(lǐng)域存在巨大潛力,實驗首先探究了短艙進氣道的基準(zhǔn)氣動規(guī)律,探究不同流場因素下總壓畸變情況,為后續(xù)施加激勵提供基準(zhǔn)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(shù)影響規(guī)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(jù),后續(xù)還需要更為詳細(xì)的參數(shù)研究來指導(dǎo)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(cè)風(fēng)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(shù)減小了26.09%,畸變指數(shù)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。