等離子體激勵(lì)對(duì)翼型失速分離的影響

等離子體激勵(lì)對(duì)翼型失速分離的影響

0等離子體流動(dòng)控制飛機(jī)是飛機(jī)的主要升力面。飛機(jī)的升力占總升力的70%以上。飛機(jī)的升阻比和失速性能對(duì)飛機(jī)的飛行距離和升力量的性能以及飛機(jī)的航空素質(zhì)有重要影響。通過(guò)增大機(jī)翼的彎度可以在相同攻角下增大機(jī)翼的升力,但是彎度的增大會(huì)使機(jī)翼吸力面的流動(dòng)在大攻角情況下更容易發(fā)生分離。流動(dòng)分離嚴(yán)重影響機(jī)翼的升阻比等特性,進(jìn)而影響飛機(jī)的戰(zhàn)術(shù)性能。目前已有多種流動(dòng)控制手段用于進(jìn)行翼型吸力面流動(dòng)分離的控制,如合成射流、振蕩射流和前緣縫翼等。這些流動(dòng)控制手段結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜,還會(huì)引起振動(dòng)和噪聲。等離子體流動(dòng)控制技術(shù)是一種新概念的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù),是空氣動(dòng)力學(xué)研究領(lǐng)域一項(xiàng)新興的研究課題,其突出優(yōu)點(diǎn)是作用頻帶寬、響應(yīng)迅速、實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單。美國(guó)、俄羅斯等國(guó)家的科研機(jī)構(gòu),對(duì)等離子體流動(dòng)控制技術(shù)及其在抑制翼型失速分離等方面的應(yīng)用開(kāi)展了大量研究工作,并取得了很多成果。國(guó)內(nèi)空軍工程大學(xué)等單位開(kāi)展了等離子體流動(dòng)控制的初步實(shí)驗(yàn)研究和仿真研究。本文的工作,通過(guò)在翼型吸力面敷設(shè)等離子體激勵(lì)器,在大攻角的情況下向翼型吸力面邊界層施加等離子體激勵(lì),使得翼型在低速和低雷諾數(shù)條件下的臨界失速攻角增大約17°。與國(guó)外已有文獻(xiàn)不同的是,本文系統(tǒng)研究了來(lái)流速度(雷諾數(shù))、激勵(lì)電壓、激勵(lì)電極數(shù)目、激勵(lì)位置對(duì)等離子體激勵(lì)抑制翼型失速分離效果的影響。1實(shí)驗(yàn)原理和設(shè)備1.1等離子體激勵(lì)與邊界層加速的原理等離子體流動(dòng)控制是指通過(guò)向流場(chǎng)施加等離子體激勵(lì),注入能量,形成可控?cái)_動(dòng),改變流動(dòng)形態(tài)的技術(shù)。典型的介質(zhì)阻擋表面放電等離子體激勵(lì)器的布局形式如圖1所示。將圖1所示的等離子體激勵(lì)器上下表面的電極與高壓高頻電源相連接,等離子體激勵(lì)器表面附近的空氣在強(qiáng)電場(chǎng)作用下被電離,等離子體中的離子在空間不均勻電場(chǎng)的作用下,向電場(chǎng)梯度方向進(jìn)行定向運(yùn)動(dòng),離子在定向運(yùn)動(dòng)的過(guò)程中與環(huán)境空氣分子碰撞,發(fā)生動(dòng)量交換,誘導(dǎo)激勵(lì)器表面的空氣發(fā)生定向運(yùn)動(dòng)。介質(zhì)阻擋表面放電等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)邊界層加速的機(jī)制有兩種,一是順電加速;二是蠕動(dòng)加速。本文進(jìn)行的等離子體激勵(lì)抑制翼型失速分離實(shí)驗(yàn)所采用的激勵(lì)方式是基于順電加速機(jī)制的介質(zhì)阻擋表面放電等離子體激勵(lì)。等離子體激勵(lì)通過(guò)誘導(dǎo)近壁射流向邊界層注入能量,增強(qiáng)邊界層抵抗失速分離的能力;同時(shí)激勵(lì)器表面弱電離等離子體改變了邊界層的氣動(dòng)熱力特性。通過(guò)這兩方面的綜合作用,可以有效地抑制翼型吸力面流動(dòng)分離,增大翼型的失速攻角。1.2實(shí)驗(yàn)設(shè)備1.2.1高壓高頻電源系統(tǒng)模型研制了一套電壓0-20kV連續(xù)可調(diào),頻率20-40kHz連續(xù)可調(diào)的高壓高頻電源系統(tǒng),輸出電壓波形為正弦波。等離子體激勵(lì)器上下表面電極之間的水平間距為2mm,相鄰電極組之間的間距為10mm,介電材料為普通有機(jī)玻璃,厚2mm,電極材料為普通錫箔,厚0.009mm。1.2.2等離子體激勵(lì)器和設(shè)備玻璃實(shí)驗(yàn)翼型為NACA0015翼型,弦長(zhǎng)173mm,展向長(zhǎng)度300mm。材料為普通有機(jī)玻璃,在翼型吸力面敷設(shè)由十一組電極陣列組成的等離子體激勵(lì)器,激勵(lì)器的第一組電極距離翼型前緣4mm。由于翼型的加工、等離子體激勵(lì)器的敷設(shè)存在一定工藝誤差,翼型的分離特性與標(biāo)準(zhǔn)翼型有所區(qū)別,但基本趨勢(shì)一致。敷設(shè)等離子體激勵(lì)器的實(shí)驗(yàn)翼型如圖2所示。1.2.3韓德實(shí)驗(yàn)在低速敞口回流風(fēng)洞中進(jìn)行,風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段尺寸為250mm×250mm。1.2.4微壓傳感器瞳不斷煙線流場(chǎng)顯示系統(tǒng)用于獲取實(shí)驗(yàn)翼型在不同攻角下、施加等離子體激勵(lì)前后的繞流流場(chǎng),包括直流電源、發(fā)煙絲和攝像機(jī)。微壓傳感器測(cè)速系統(tǒng)用于測(cè)量風(fēng)洞來(lái)流速度v∞,傳感器的量程為0-100Pa,輸出為與壓力成比例的0-2.5V的電信號(hào)。等離子體激勵(lì)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)用于測(cè)量等離子體電源系統(tǒng)的輸出電壓、頻率和流過(guò)等離子體激勵(lì)器的電流。2子激勵(lì)限制翼失速分離的實(shí)驗(yàn)2.1等離子體激勵(lì)前后翼型繞流情況進(jìn)行了不同攻角、施加等離子體激勵(lì)前后的NACA0015翼型的繞流流場(chǎng)對(duì)比實(shí)驗(yàn)。風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s,雷諾數(shù)Re=4.96×104。翼型在攻角小于8°時(shí)未發(fā)生明顯的分離,攻角分別為9°、26°,施加等離子體激勵(lì)前后的翼型繞流情況如圖3、4所示。等離子體激勵(lì)電壓為6kV,頻率為25kHz,接通前緣四組電極。由圖3可以看出,攻角為9°時(shí)翼型前緣發(fā)生了輕微的流動(dòng)分離,施加等離子體激勵(lì)后流動(dòng)分離完全消失,流動(dòng)能夠完全重附到翼型吸力面表面。由圖4可以看出,攻角為26°時(shí)翼型前緣發(fā)生了顯著的大尺度開(kāi)式流動(dòng)分離和回流,施加等離子體激勵(lì)后流動(dòng)分離基本消失,流動(dòng)能夠重附到翼型吸力面表面。進(jìn)一步增大翼型攻角,僅接通前緣四組電極已經(jīng)不能抑制流動(dòng)分離。從9°到26°,等離子體激勵(lì)將翼型的臨界失速攻角提高17°。2.2激勵(lì)電壓對(duì)系統(tǒng)分離翼型的影響翼型攻角為15°,風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s,雷諾數(shù)Re=4.96×104的情況下,施加等離子體激勵(lì)后的翼型繞流如圖5所示。等離子體激勵(lì)頻率固定為25kHz,等離子體激勵(lì)電壓分別為4.5kV、5kV和6kV,接通前緣四組電極。可以看出,攻角為15°時(shí)翼型吸力面出現(xiàn)了顯著的流動(dòng)分離和回流渦,施加等離子體激勵(lì)后,流動(dòng)分離被抑制,激勵(lì)電壓V=4.5kV時(shí),回流渦消失,但是流動(dòng)分離不能完全消除,V=5kV時(shí),流動(dòng)分離基本消除,V=6kV時(shí),流動(dòng)分離完全消失。風(fēng)洞來(lái)流速度為6m/s,雷諾數(shù)Re=7×104的情況下,由于來(lái)流速度有所增大,翼型吸力面流動(dòng)的分離狀況與雷諾數(shù)Re=4.96×104的情況相比有所緩和,激勵(lì)電壓對(duì)抑制失速分離效果的影響趨勢(shì)與雷諾數(shù)Re=4.96×104的情況一致。如圖6所示。因此,對(duì)于給定來(lái)流速度和攻角的翼型,在電源頻率一定的情況下,在放電起始電壓和絕緣介質(zhì)擊穿電壓之間,存在一個(gè)激勵(lì)電壓的閾值Vc。氣體放電形成等離子體激勵(lì)后,在一定的范圍內(nèi)激勵(lì)的強(qiáng)度隨著電壓的增大而增大,激勵(lì)電壓低于Vc時(shí),等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度不能夠完全抑制流動(dòng)分離;超過(guò)Vc后,流動(dòng)分離能夠完全抑制。2.3等離子體激勵(lì)器作補(bǔ)充翼型攻角為18°,風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s,雷諾數(shù)Re=4.96×104的情況下,分別接通前緣1組、2組、3組和4組電極,施加等離子體激勵(lì)后的翼型繞流如圖7所示。等離子體激勵(lì)電壓為6kV,頻率為25kHz?？梢钥闯?僅接通前緣第1組電極已經(jīng)不能夠很好地抑制流動(dòng)分離,至少接通前緣2組電極才可以將流動(dòng)分離完全抑制。其它條件不變,風(fēng)洞來(lái)流速度為6m/s,雷諾數(shù)Re=7×104時(shí),施加激勵(lì)后的翼型繞流如圖8所示?；镜淖兓厔?shì)與風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s時(shí)的情況一致。實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象表明,對(duì)流動(dòng)分離進(jìn)行有效的抑制必須注入足夠的能量,而等離子體激勵(lì)器對(duì)邊界層注入的能量隨著接通電極組數(shù)的增大而增大,因此存在一個(gè)必須接通的臨界電極組數(shù)Nc,流動(dòng)分離越嚴(yán)重的情況下Nc也越大。在攻角較小的情況下僅需接通1組電極就可以抑制流動(dòng)分離,而在攻角進(jìn)一步增大的情況下,需要接通更多的電極組才可以有效地抑制流動(dòng)分離。根據(jù)這一結(jié)論,可以對(duì)不同攻角下接通的電極組數(shù)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)和實(shí)時(shí)控制,從而減少能量消耗,提高等離子體激勵(lì)的能量利用效率。2.4等離子體激勵(lì)的影響翼型攻角為26°,風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s,雷諾數(shù)Re=4.96×104的情況下,分別接通自前緣起第1組、第2組、第3組和第4組電極,施加等離子體激勵(lì)后的翼型繞流如圖9所示。等離子體激勵(lì)電壓為6kV,頻率為25kHz。其它條件不變,風(fēng)洞來(lái)流速度為6m/s,雷諾數(shù)Re=7×104時(shí),施加激勵(lì)后的翼型繞流如圖10所示?；镜淖兓厔?shì)與風(fēng)洞來(lái)流速度為4.27m/s時(shí)的情況一致?？梢钥闯?在相同的激勵(lì)強(qiáng)度下,接通電極的位置對(duì)等離子體激勵(lì)抑制流動(dòng)分離的效果有很大影響。實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn),給定攻角、來(lái)流速度和雷諾數(shù)的情況下,存在一個(gè)最佳的等離子體激勵(lì)位置,在流動(dòng)分離起始點(diǎn)的前緣施加等離子體激勵(lì),可以取得最好的效果,流動(dòng)分離起始點(diǎn)后緣的激勵(lì)效果其次,如果流動(dòng)分離起始點(diǎn)附近的電極未被接通,即使在其它位置施加更強(qiáng)的等離子體激勵(lì),流動(dòng)分離的抑制效果也會(huì)很差。3等離子體激勵(lì)的應(yīng)用前景和展望以上對(duì)不同攻角、激勵(lì)電壓、激勵(lì)電極數(shù)目、激勵(lì)電極位置下流動(dòng)分離抑制效果的研究,都是在固定其它幾個(gè)因素的前提下進(jìn)行的。實(shí)際的應(yīng)用中,這幾個(gè)因素并不是孤立存在的,而是存在著十分密切而復(fù)雜的聯(lián)系。攻角增大后,翼型吸力面的流動(dòng)分離狀況更為惡劣,完全抑制流動(dòng)分離所需的等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度也相應(yīng)增大,同時(shí),攻角的變化會(huì)導(dǎo)致翼型吸力面起始分離點(diǎn)的變化,等離子體激勵(lì)的最佳位置也會(huì)發(fā)生變化。等離子體激勵(lì)的電壓是等離子體激勵(lì)強(qiáng)度的重要特征參數(shù),攻角和雷諾數(shù)增大后,需要更高的等離子體激勵(lì)強(qiáng)度,等離子體激勵(lì)電壓的增大可以提高等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度,但是等離子體激勵(lì)電壓的增大,一方面會(huì)導(dǎo)致等離子體激勵(lì)器消耗功率的增大,另一方面會(huì)降低等離子體激勵(lì)器的工作可靠性和壽命。等離子體激勵(lì)的電極組數(shù)是等離子體激勵(lì)強(qiáng)度的另一個(gè)重要特征參數(shù),攻角和雷諾數(shù)增大后,需要接通更多的等離子體電極組,才能抑制流動(dòng)分離,但是電極組數(shù)的增大會(huì)帶來(lái)消耗功率的增大。等離子體激勵(lì)位置的優(yōu)化對(duì)于降低激勵(lì)器的功率消耗,提高流動(dòng)分離抑制效率具有重要的意義。等離子體激勵(lì)的最佳位置對(duì)翼型的攻角和雷諾數(shù),也就是流動(dòng)分離的起始位置比較敏感,在緊鄰分離起始點(diǎn)的前緣施加等離子體激勵(lì)可以取得很好的效果,在緊鄰分離起始點(diǎn)的后緣施加等離子體激勵(lì)取得的效果其次,距離分離點(diǎn)較遠(yuǎn)的等離子體激勵(lì)對(duì)流動(dòng)分離抑制的貢獻(xiàn)較小,無(wú)效的功率消耗增大。大量的實(shí)驗(yàn)表明,在給定的翼型攻角和雷諾數(shù)條件下,將等離子體激勵(lì)的電壓、電極組數(shù)和位置綜合考慮,通過(guò)在最佳的激勵(lì)位置施加等離子體激勵(lì),可以以較小的功率消耗,達(dá)到抑制流動(dòng)分離的效果。本文研究的雷諾數(shù)變化主要取決于風(fēng)洞來(lái)流速度的變化,不同的雷諾數(shù)條件下,翼型的流動(dòng)分離特性會(huì)發(fā)生變化,對(duì)等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度和位置要求也會(huì)發(fā)生變化。實(shí)驗(yàn)表明,雷諾數(shù)增大后,抑制流動(dòng)分離的難度相應(yīng)增大。目前進(jìn)行的實(shí)驗(yàn)是在低速情況和低雷諾數(shù)條件下進(jìn)行的,但是等離子體激勵(lì)通過(guò)向邊界層注入能量增強(qiáng)邊界層抵抗分離能力的機(jī)理,在更高的來(lái)流速度和雷諾數(shù)條件下仍然是可以應(yīng)用的。只不過(guò)等離子體激勵(lì)的作用方式、效果和影響因素等還需要進(jìn)一步研究。例如,通過(guò)采用脈沖等離子體激勵(lì)的方式,利用等離子體激勵(lì)與流動(dòng)的非線性和非定常作用機(jī)制,通過(guò)脈沖激勵(lì)觸發(fā)邊界層的流動(dòng)不穩(wěn)定,可以使等離子體激勵(lì)影響的邊界層厚度比定常激勵(lì)情況下增大一倍以上,從而可以使等離子體激勵(lì)在更高的雷諾數(shù)條件下發(fā)揮作用,這也是進(jìn)一步的研究?jī)?nèi)容。等離子體激勵(lì)能夠抑制低雷諾數(shù)下翼型吸力面的流動(dòng)分離的性質(zhì)具有廣闊的應(yīng)用前景:通過(guò)向翼型吸力面邊界層施加流向的等離子體激勵(lì),加速邊界層流動(dòng),延遲層流-紊流的轉(zhuǎn)捩,使邊界層盡量保持層流狀態(tài),可以減小機(jī)翼表面的摩擦阻力。利用等離子體激勵(lì)加速機(jī)翼吸力面的邊界層流動(dòng),使吸力面的負(fù)壓更“負(fù)”;或利用等離子體激勵(lì)抑制機(jī)翼的失速分離,增加機(jī)翼失速分離情況下的彎度和環(huán)量;或利用等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)旋渦流動(dòng),可以增大機(jī)翼升力。利用等離子體激勵(lì)向機(jī)翼吸力面邊界層注入能量,抑制機(jī)翼大攻角下的流動(dòng)分離,推遲機(jī)翼失速分離的發(fā)生,增大機(jī)翼的臨界失速攻角。將等離子體激勵(lì)用于控制飛機(jī)操縱舵面繞流,可以綜合利用等離子體激勵(lì)減阻、增升和提高失速攻角的原理,增大飛機(jī)舵面的最大使用攻角,提高操縱效能。4等離子體激勵(lì)的電壓背景(1)等離子體激勵(lì)能夠有效地抑制低雷諾數(shù)條件下,大攻角時(shí)翼型吸力面的分離流動(dòng),在雷諾數(shù)分別為4.96×104和7×1