基于等離子體主動流動控制的低雷諾數(shù)流動控制研究現(xiàn)狀

1、    基于等離子體主動流動控制的低雷諾數(shù)流動控制研究現(xiàn)狀    陳琦【摘 要】翼型在低雷諾數(shù)下會出現(xiàn)升力非線性、升阻比降低、靜態(tài)滯回等典型的氣動現(xiàn)象，等離子體主動流動控制為近年來流動控制的熱門方向，本文查閱了大量文獻，介紹了相關(guān)的研究進展?！娟P(guān)鍵詞】低雷諾數(shù)；層流分離泡；等離子體；流動控制0 引言近年來，由于航空領(lǐng)域希望提高輕型大展弦比滑翔機及常規(guī)飛行器的低速特性、提高發(fā)動機葉片在高空工作的效率、提高螺旋槳推進器的性能，翼型在不可壓、低雷諾數(shù)條件下工作的性能受到廣泛的關(guān)注；在直升機旋翼、風力渦輪機葉片和自由飛模型研究和設(shè)計的工作中，低雷諾數(shù)性能占據(jù)重要

2、地位；新興的小型無人機（unmaned air vehicles）、微型飛行器（micro-air vehicles）的研究和設(shè)計也需要對低雷諾數(shù)下翼型氣動特性進行廣泛深入的研究和探討。1 低雷諾數(shù)下翼型流動的基本特性大量研究表明，低雷諾數(shù)下出現(xiàn)的上述典型的氣動現(xiàn)象與翼型在低雷諾數(shù)流動下的層流分離現(xiàn)象密不可分。這是因為繞翼型的低雷諾數(shù)流動在有逆壓梯度時會出現(xiàn)層流分離，有分離的附面層不穩(wěn)定，會很快發(fā)生轉(zhuǎn)捩，發(fā)展為湍流，若此湍流流動克服了逆壓梯度的影響，流動會再次附著，從而在分離點和再附點之間形成分離泡4-6。一般層流分離泡分為長泡和短泡兩種。短泡多發(fā)生在翼型前緣，長度較短，約為翼型弦長的百分之一

3、，可誘導(dǎo)層流附面層轉(zhuǎn)捩，對翼型氣動性能起到有利影響。長泡通常從翼型的后緣開始形成，長度約可擴展到翼型中部，與附面層外部氣流有更多交互，對翼型的氣動特性有不利的影響，并表現(xiàn)出更明顯的非定常性6。層流分離泡往往會增加的翼型阻力，降低氣動效率。此外，層流分離泡對上游流場的小擾動相對敏感，會導(dǎo)致下游流動的不穩(wěn)定。試驗已經(jīng)證實這種不穩(wěn)定性會降低氣動性能、使航空器結(jié)構(gòu)上產(chǎn)生具有潛在危險的結(jié)構(gòu)力載荷，增加了氣動設(shè)計的難度。2 研究進展早期大量的試驗工作主要在于對層流分離泡現(xiàn)象大尺度穩(wěn)定渦結(jié)構(gòu)的時均化觀察和測量。mueller7（1984）隨后根據(jù)lissaman7769和miley m06-13-128翼型

4、的低雷諾數(shù)試驗指出，長泡分離和短泡分離出現(xiàn)和演化的先后次序?qū)τ谏ο禂?shù)隨迎角靜態(tài)滯回的方向（順時針或逆時針）有決定性的影響，并給出了自己的二維層流邊界層分離泡的結(jié)構(gòu)8（1985），見圖2。數(shù)值計算方面，早期briley9（1971）采用渦量和流函數(shù)形式的n-s方程數(shù)值模擬了平板上的層流分離現(xiàn)象。八九十年代，分離泡數(shù)值研究依賴于解二維n-s方程或轉(zhuǎn)捩模型的邊界層計算，主要為可壓縮工作。rist等10（1994）對人工強制擾動下的層流分離泡作了（dns）直接數(shù)值模擬，計算了平板上的層流分離泡，考慮了不同的二維、三維擾動波的發(fā)展，得出結(jié)論是二維不穩(wěn)定波線性發(fā)展可用數(shù)值方法捕捉，為捕捉三維層流分離泡轉(zhuǎn)

5、捩細節(jié)，還要進行三維模擬。近年來，常壓等離子體激勵主動流動控制是近十多年主動流動控制技術(shù)中發(fā)展非?？斓囊活愋滦土鲃涌刂颇Ｊ剑梢詫崿F(xiàn)增加升力、減小阻力、控制流動分離等效果。以加載電源方式的不同分別分為連續(xù)交流介質(zhì)阻擋放點和納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電兩種方式。連續(xù)交流介質(zhì)阻擋放電即利用介質(zhì)阻擋放電等離子體，加載正弦交流電對激勵器表面空氣進行電離（sdbd），誘導(dǎo)近壁面氣流加速，對主流注入動量控制流動。這種連續(xù)工作的等離子體激勵，目前使用一組等離子體氣動激勵電極，誘導(dǎo)氣流速度最大只有6m/s，而采用多組電極，誘導(dǎo)氣流速度最大可達8m/s。大量的研究表明連續(xù)等離子體氣動激勵有效抑制流動分離的控制速度范圍在

6、30m/s以內(nèi)。納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電即利用納秒脈沖周期放電激勵電極，電離空氣，實現(xiàn)流動控制。納秒脈沖放電等離子體主動控制普遍在高風速下表現(xiàn)出了較好的控制效果。納秒脈沖等離子體激勵器的結(jié)構(gòu)設(shè)計類似于ac-dbd，但其輸入電壓遠遠大于交流電源，并且有較大的頻率調(diào)整范圍。國際上，利用等離子體主動流動控制的方式對翼型的低雷諾數(shù)層流流動的研究都集中在最近兩年。nonomura等11（2013）利用緊致格式的大渦模擬的方法對naca0015翼型繞流的等離子體激勵控制情況進行數(shù)值模擬，計算雷諾數(shù)為63000，迎角12°。在無量綱沖擊波頻率為6的情況下，時均流場結(jié)果表明，轉(zhuǎn)捩發(fā)生較早，過程更為平滑，

7、湍流混合效果卓著。轉(zhuǎn)捩發(fā)生較早是因為激勵器激發(fā)了kelvin-helmholz不穩(wěn)定性。vorobiev等12（2013）通過實驗的方法研究了低雷諾數(shù)下naca0009翼型在后緣布置等離子體激勵器構(gòu)型的增升效果，雷諾數(shù)研究范圍為70000-400000。天平測力的實驗結(jié)果表明，連續(xù)交流等離子體激勵的作用隨風速和迎角的變化而變化，在某些情況下，激勵器作用會使升力減小。aholt等13（2011）采用數(shù)值模擬方法，對低雷諾數(shù)下對稱橢圓翼型繞流等離子體激勵控制進行了研究。研究表明，在適當?shù)奈恢貌贾眉钇?，輸入足夠能量，就可消除層流分離氣泡，提升氣動性能約達60%。國內(nèi)，孟宣市14（2015）等人使用

8、風洞試驗的方法研究了厚度為16%的橢圓翼型的氣動特性，對比了有層流分離泡時，等離子體激勵和傳統(tǒng)轉(zhuǎn)捩帶的控制效果。試驗結(jié)果表明：當翼型上表面僅發(fā)生層流分離時，等離子體激勵和轉(zhuǎn)捩帶的作用類似，可以有效延遲或者消除后緣層流分離，從而增加升力；當翼型上表面出現(xiàn)層流分離氣泡并發(fā)生再附現(xiàn)象時，等離子體可以有效減小或者消除層流分離泡的范圍，從而減小升力；通過控制層流分離，占空循環(huán)等離子體激勵可以實現(xiàn)對低雷諾數(shù)小迎角下的升力的線性控制。3 結(jié)語翼型在低雷諾數(shù)下會出現(xiàn)小迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)隨迎角非線性變化、最大升阻比迅速降低、升力系數(shù)隨迎角變化出現(xiàn)靜態(tài)滯回等流動現(xiàn)象，大量研究表明這些典型的現(xiàn)象與翼型低雷諾數(shù)下的層

9、流分離密不可分。近年興起的等離子體主動流動控制技術(shù)以其方便的操縱性、相對簡單的制作和布置方式以及沒有復(fù)雜的機械系統(tǒng)設(shè)備等優(yōu)勢受到廣泛深入的研究。國內(nèi)外應(yīng)用等離子體主動流動控制技術(shù)對翼型的層流分離取得了階段性的進展。 【參考文獻】1s s michael， j g james， p b andy，g philippe. experiments on airfoils at low reynolds numbersr.1996，aiaa paper 96-0062.2t j mueller. the influence of laminar separation and transition on

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