陽鵬宇 張 鑫 ,2) 賴慶仁 車兵輝 陳 磊

* (中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川綿陽 621000)

? (中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所,四川綿陽 621000)

引言

當(dāng)機(jī)翼處于大迎角時(shí),機(jī)翼邊界層無法克服逆壓梯度,機(jī)翼繞流流場發(fā)生了流動(dòng)分離,使得機(jī)翼的升力降低、阻力增加,從而引起機(jī)身、舵面等發(fā)生振動(dòng).自普朗特提出邊界層理論以來,抑制機(jī)翼分離流的研究就從未停止過[1-9].各國投入大量的人力、財(cái)力去開展機(jī)翼分離流控制研究,力爭通過提升機(jī)翼的氣動(dòng)性能,增加機(jī)翼可用迎角與可用升力,實(shí)現(xiàn)飛機(jī)短距起降,代替?zhèn)鹘y(tǒng)增升裝置,擺脫傳統(tǒng)飛機(jī)設(shè)計(jì)的束縛,取得革新.

介質(zhì)阻擋放電(dielectric barrier discharge,DBD)等離子體流動(dòng)控制技術(shù)作為一種典型的主動(dòng),流動(dòng)控制技術(shù),因具有響應(yīng)迅速、工作穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)簡單等突出優(yōu)點(diǎn),為抑制氣流分離、推遲機(jī)翼失速迎角、提升機(jī)翼氣動(dòng)性能提供了重要技術(shù)支撐[10-13].

在國外,美國和俄羅斯等航空大國有固定的研究人員持續(xù)開展該領(lǐng)域研究.美國圣母大學(xué)的Kelley 等[14]通過采用陶瓷作為翼型材料，對激勵(lì)器施加30 kV 正弦高壓等方式,在Re=2.3 × 106的情況下,實(shí)現(xiàn)了翼型分離流控制.莫斯科物理技術(shù)研究院通過采用納秒脈沖激勵(lì)的方式,在Ma=0.85 的情況下,抑制了翼型氣流分離[15].在歐洲,以發(fā)展“綠色航空”為牽引,流動(dòng)控制委員會組織了數(shù)十所高校,針對機(jī)翼分離流問題,開展了深入研究,探索了分離流等離子體控制機(jī)理,摸清了激勵(lì)參數(shù)對控制效果的影響規(guī)律[16].在亞洲,新加坡國立大學(xué)的鄭建國等[17]指出納秒脈沖等離子體激勵(lì)器產(chǎn)生的誘導(dǎo)熱是翼型分離流控制的關(guān)鍵.日本航天科學(xué)研究所的Sato等[18]通過數(shù)值模擬方法分析了不同雷諾數(shù)下激勵(lì)器的最優(yōu)激勵(lì)頻率與翼型前緣分離剪切層之間的耦合關(guān)系.

在國內(nèi),研究人員通過采用數(shù)值模擬[19-25]、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[26-33]、飛行驗(yàn)證[34-35]等方式,深入開展了基于等離子體激勵(lì)的機(jī)翼分離流控制研究,拓展了等離子體激勵(lì)器可控風(fēng)速[36]與可控雷諾數(shù)[37],提高了技術(shù)成熟度,為該技術(shù)的工程化應(yīng)用奠定了重要技術(shù)基礎(chǔ).

盡管在流動(dòng)控制機(jī)理分析、高風(fēng)速及高雷諾數(shù)下等離子體控制效果方面取得了重要進(jìn)展,但機(jī)翼的尺度較小,展長一般不超過1 m.而真實(shí)飛行器的翼展多在10 m 以上.因此,分析機(jī)翼尺度效應(yīng)對分離流等離子體流動(dòng)控制的影響規(guī)律,掌握等離子體控制機(jī)理,提升等離子體對大尺度模型的控制效果,是推動(dòng)等離子體流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用的關(guān)鍵之一.

本文采用測力與粒子圖像測速儀(particle image velocimetry,PIV)相結(jié)合的方法,針對不同尺度的機(jī)翼開展了分離流等離子體控制研究,引入能效比系數(shù)公式分析了尺度效應(yīng)對控制效果的影響規(guī)律,探索了等離子體流動(dòng)控制機(jī)理,為開展全尺寸飛機(jī)等離子體流動(dòng)控制研究提供技術(shù)支撐.

1 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 對稱布局DBD 等離子體激勵(lì)器

圖1 給出了對稱布局等離子體激勵(lì)器布置示意圖.如圖1 所示,激勵(lì)器主要包括兩層電極、絕緣介質(zhì)和激勵(lì)電源3 部分.目前常采用正弦交流、納秒脈沖和微秒脈沖3 種高壓電源產(chǎn)生等離子體.不同的激勵(lì)電源會產(chǎn)生不同的誘導(dǎo)流場.本文僅采用正弦交流電源作為激勵(lì)電源.實(shí)驗(yàn)時(shí),上層電極與正弦交流電源相連,下層電極接地.下層電極的寬度覆蓋上層電極的兩端.兩層電極之間由絕緣介質(zhì)隔開.當(dāng)電壓超過一定幅值時(shí),上層電極周圍的空氣被電離,從而產(chǎn)生帶電粒子.在電場的作用下,這些帶電粒子在定向運(yùn)動(dòng)的過程中與中性分子發(fā)生碰撞,從而誘導(dǎo)產(chǎn)生射流[38-41].在實(shí)驗(yàn)結(jié)果部分,本文會對激勵(lì)器誘導(dǎo)流場特性進(jìn)行分析.

圖1 對稱布局等離子體激勵(lì)器布局示意圖Fig.1 Configuration of symmetrical DBD plasma actuator

1.2 激勵(lì)器誘導(dǎo)流場特性實(shí)驗(yàn)設(shè)置

本文采用正弦交流對稱布局激勵(lì)器開展研究.采用銅箔膠帶作為電極.上、下兩層電極的厚度為0.05 mm,兩層電極的幾何中心重合.上層電極的寬度為2 mm,下層電極的寬度為5 mm.采用厚度為0.1 mm 的聚酰亞胺膠帶作為絕緣介質(zhì).

采用由西安浩寧電子科技有限公司生產(chǎn)的高壓交流電源開展實(shí)驗(yàn).該電源的電壓峰峰值為0～ 20 kV,頻率范圍為0.1～ 6 kHz.本文采用連續(xù)激勵(lì)的模式開展實(shí)驗(yàn)研究,占空比為100%.

采用LAVISION 公司生產(chǎn)的高頻PIV 系統(tǒng)開展實(shí)驗(yàn).相機(jī)分辨率為1024 × 1024 像素,視場大小為70 mm × 70 mm,采集頻率為1.8 kHz,采集時(shí)間為2 s.激光器的最高工作頻率為20 kHz,單脈沖能量為30 mJ.

實(shí)驗(yàn)時(shí),將布置有等離子體激勵(lì)器的平板模型放置在尺寸為800 mm × 600 mm × 600 mm (長 ×寬 × 高)的封閉箱體內(nèi).通過預(yù)留的走線孔將高壓線纜引入箱體內(nèi)部并通過線纜連接交流電源與激勵(lì)器.實(shí)驗(yàn)前,通過進(jìn)氣口將橄欖油示蹤粒子注入到箱體內(nèi).隨后,通過蓋板將進(jìn)氣口封閉.當(dāng)粒子分布均勻后,再開展實(shí)驗(yàn).采用Davis10.0 軟件對原始圖像進(jìn)行互相關(guān)處理.運(yùn)算窗口為32 × 32 像素,重疊量為50%,速度誤差小于3%.

1.3 風(fēng)洞介紹

1.3.1 小尺度模型實(shí)驗(yàn)所用風(fēng)洞

小尺度機(jī)翼實(shí)驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(以下簡稱: 氣動(dòng)中心)的電空氣動(dòng)力學(xué)研究型低速風(fēng)洞中進(jìn)行.該風(fēng)洞是一座開口直流式風(fēng)洞,主要由收縮段、擴(kuò)散段、駐室和風(fēng)機(jī)等部分組成.試驗(yàn)段尺寸為750 mm × 750 mm × 1050 mm,風(fēng)洞全長為11.5 m.穩(wěn)定風(fēng)速范圍 2～ 55 m/s,湍流度小于0.3%.

1.3.2 大尺度模型實(shí)驗(yàn)所用風(fēng)洞

為了提高機(jī)翼尺度,在氣動(dòng)中心Φ3.2 m 低速風(fēng)洞開展了大尺度機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn).該風(fēng)洞是一座單回流式低速風(fēng)洞.實(shí)驗(yàn)段為開口射流區(qū),直徑為3.2 m,長度為5 m.實(shí)驗(yàn)段穩(wěn)定風(fēng)速范圍為8～ 115 m/s,湍流度小于0.3%.

1.4 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ徒榻B

1.4.1 小尺度模型實(shí)驗(yàn)所用模型及支撐裝置

采用超臨界機(jī)翼(翼型剖面為SC(2)-0714)開展小尺度模型等離子體流動(dòng)控制研究.模型由鋁制成.機(jī)翼的前緣后掠角為25°,平均氣動(dòng)弦長為100 mm,展長為380 mm.如圖2 所示,采用豎直方式安裝機(jī)翼.通過支桿將模型與天平進(jìn)行連接.由于部分支桿會暴露在流場中,因此采用整流罩的方式降低支桿帶來的實(shí)驗(yàn)誤差.通過轉(zhuǎn)盤的轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)模型迎角的變化.角度控制機(jī)構(gòu)的精度優(yōu)于0.05°.

圖2 小尺度機(jī)翼測力實(shí)驗(yàn)的設(shè)備布置圖Fig.2 Sketch of the force measurement setup for small size wing

采用應(yīng)變天平開展測力實(shí)驗(yàn).實(shí)驗(yàn)前,通過天平校準(zhǔn)架對該天平進(jìn)行靜態(tài)標(biāo)定.表1 給出了靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果.

表1 應(yīng)變天平靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果Table 1 Static calibration results of balance

實(shí)驗(yàn)時(shí),采用采樣前延時(shí)10 s,采樣時(shí)間為10 s,采樣頻率為每通道100 Hz 的方式進(jìn)行數(shù)據(jù)采集.通過開展重復(fù)性實(shí)驗(yàn),獲得氣動(dòng)力精度.在實(shí)驗(yàn)風(fēng)速范圍內(nèi),升力系數(shù)的精度優(yōu)于0.002,阻力系數(shù)的精度優(yōu)于0.000 5.由于本文主要關(guān)注施加等離子體激勵(lì)前后的升阻力差量,因此未對測力數(shù)據(jù)進(jìn)行修正.

在開展PIV 實(shí)驗(yàn)時(shí),激光器布置在風(fēng)洞側(cè)面,激光片光與機(jī)翼弦向平面重合,定位于機(jī)翼中截面.CCD 相機(jī)布置在風(fēng)洞頂端,攝像頭軸線與激光片光垂直相交于測量平面，如圖3 和圖4 所示.

圖3 小尺度機(jī)翼PIV 實(shí)驗(yàn)的設(shè)備布置圖Fig.3 Schematic of the PIV experimental setup for small size wing

圖4 布置在機(jī)翼上的激勵(lì)器布局示意圖Fig.4 Layout diagram of DBD plasma actuator arranged on the wing

采用整個(gè)金屬模型作為下層電極的方式開展等離子體流動(dòng)控制.上層電極為銅箔膠帶,寬度為2 mm,展向長度為200 mm.上層電極的中心與翼型前緣重合.

1.4.2 大尺度模型實(shí)驗(yàn)所用模型及支撐裝置

如圖5 所示,采用半模實(shí)驗(yàn)裝置開展實(shí)驗(yàn).通過連接件將天平與模型相連.借助風(fēng)洞下轉(zhuǎn)盤實(shí)現(xiàn)迎角變化.該裝置的迎角范圍: 0～ 360°,精度優(yōu)于0.02°.通過墊塊的方式減少邊界層對測量結(jié)果的影響.墊塊與模型之間通過迷宮槽進(jìn)行密封.

圖5 大尺度機(jī)翼測力實(shí)驗(yàn)的設(shè)備布置圖Fig.5 Schematic of the force measurement setup for large size wing

采用與小尺度機(jī)翼相同的翼型剖面加工實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?機(jī)翼由鋁制成.機(jī)翼的平均氣動(dòng)弦長為500 mm,展長為1900 mm,其幾何尺寸剛好為小尺度機(jī)翼的5 倍.激勵(lì)器布置形式與小尺度機(jī)翼實(shí)驗(yàn)相同,采用整個(gè)金屬模型作為下層電極的方式開展等離子體流動(dòng)控制.上層電極為銅箔膠帶,寬度為2 mm,展向長度為1000 mm.上層電極的中心與翼型前緣重合.

采用BM500 半模盒式應(yīng)變天平開展實(shí)驗(yàn).實(shí)驗(yàn)前,通過天平校準(zhǔn)架對該天平進(jìn)行了靜態(tài)校準(zhǔn),標(biāo)定結(jié)果如表2 所示.

表2 BM500 應(yīng)變天平靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果Table 2 Static calibration results of BM500 balance

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 靜止空氣下激勵(lì)器特性研究

圖6 給出了對稱布局激勵(lì)器誘導(dǎo)流場的時(shí)均速度場.將上層電極的中心作為坐標(biāo)原點(diǎn).實(shí)驗(yàn)時(shí),將采集2 s 的數(shù)據(jù)進(jìn)行平均,從而獲得誘導(dǎo)流場的平均速度.由圖6 可知,(1)激勵(lì)器產(chǎn)生的射流與經(jīng)典射流類似.但不同的是,等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)射流并沒有向流場內(nèi)注入額外的質(zhì)量流量.激勵(lì)器通過在壁面附近誘導(dǎo)產(chǎn)生等離子體,排開壁面的空氣,使得壁面壓力降低,從而將上層電極上方的空氣“拉拽”到壁面,形成射流.整個(gè)封閉空間內(nèi)的質(zhì)量流量并未增加;(2)由于采用對稱布局的形式,因此激勵(lì)器在上層電極的兩側(cè)產(chǎn)生兩股速度近似相等,方向相反的射流[42];(3)在黏性力的作用下,隨著切向距離的增加,射流的厚度逐漸增大.

圖6 靜止空氣下對稱布局激勵(lì)器誘導(dǎo)流場的時(shí)均速度場Fig.6 Time-averaged velocity field generated by the symmetrical DBD plasma actuator in quiescent air

激勵(lì)器的消耗功率影響著等離子體流動(dòng)控制技術(shù)的經(jīng)濟(jì)性與應(yīng)用前景.當(dāng)機(jī)翼尺度增大時(shí),電極沿展向的布置長度增加.為了在大尺度機(jī)翼上實(shí)現(xiàn)分離流控制,分析了激勵(lì)器的平均消耗功率隨電極長度的變化情況.實(shí)驗(yàn)時(shí),通過泰克P6015A 高壓探針與泰克TCP0030A 電流探針測量獲得多個(gè)周期內(nèi)的電壓幅值與電流,然后將多個(gè)周期內(nèi)的功率之和進(jìn)行平均,從而獲得激勵(lì)器平均功率[43].

如圖7 所示,在不同電壓下,隨著電極長度的增加,激勵(lì)器消耗功率逐漸增大;其次,在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi),激勵(lì)器消耗功率的增長率隨著電極長度的增加而逐漸減小.當(dāng)電極長度達(dá)到一定閾值時(shí),激勵(lì)器消耗功率將不再增加.閾值的大小與電壓、頻率等激勵(lì)參數(shù)有關(guān).這種影響規(guī)律為開展大尺度模型等離子體流動(dòng)控制提供了有力條件.即使模型尺度再大,電極長度再長,激勵(lì)器消耗功率也不會隨電極長度的增長而無限增加.

圖7 激勵(lì)器消耗功率隨電極長度的變化情況Fig.7 Power consumption of plasma actuator versus the length of electrodes

圖8 給出了3 種激勵(lì)電壓下,單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗功率隨電極長度變化情況.從圖8 可以看出,隨著電極長度的增加,單位長度內(nèi)的激勵(lì)器消耗功率逐漸減小.該結(jié)果與圖7 的變化規(guī)律吻合較好.

圖8 單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗功率隨電極長度的變化情況Fig.8 Power consumption of plasma actuator in unit length versus the length of electrodes

2.2 小尺度機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果

在掌握激勵(lì)器特性的基礎(chǔ)上,開展了小尺度機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn).圖9 給出了在Re=3.30 × 105(U∞=50 m/s)的情況下,施加激勵(lì)前后,小尺度機(jī)翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)隨迎角變化情況.由圖9 可知,當(dāng)激勵(lì)器布置在機(jī)翼前緣時(shí),等離子體激勵(lì)對線性段的升力系數(shù)影響較小;等離子體控制效果主要表現(xiàn)為推遲失速迎角、提高最大升力系數(shù)、減小失速區(qū)的阻力系數(shù).施加激勵(lì)后,失速迎角推遲了4°,最大升力系數(shù)提高了12.8%.

圖9 施加激勵(lì)前后小尺度機(jī)翼升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化情況Fig.9 Lift coefficient and drag coefficient of small size wing versus angle of attack with plasma actuation off and on.

圖9 施加激勵(lì)前后小尺度機(jī)翼升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化情況(續(xù))Fig.9 Lift coefficient and drag coefficient of small size wing versus angle of attack with plasma actuation off and on (continued)

2.3 大尺度機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果

在完成小尺度機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上,開展了大尺度機(jī)翼的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究.兩次風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的雷諾數(shù)相同,風(fēng)速不同.

圖10 給出了在Re=3.30 × 105(U∞=10 m/s)的情況下,施加激勵(lì)前后,大尺度機(jī)翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)隨迎角變化情況.與小尺度機(jī)翼實(shí)驗(yàn)類似,等離子體激勵(lì)推遲了機(jī)翼失速迎角,提高了最大升力系數(shù).結(jié)果表明,施加等離子體控制后,失速迎角推遲了4°,最大升力系數(shù)提高了17.3%.

圖10 施加激勵(lì)前后大尺度機(jī)翼升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化情況Fig.10 Lift coefficient and drag coefficient of large size wing versus angle of attack with plasma actuation off and on

2.4 尺度效應(yīng)分析

本節(jié)通過對比兩種情況下的控制效果、能效比系數(shù),分析機(jī)翼尺度對控制效果的影響.表3 總結(jié)了兩次實(shí)驗(yàn)時(shí)等離子體激勵(lì)器提升的最大升力系數(shù)與推遲的機(jī)翼失速迎角.由表可知,在雷諾數(shù)相同的情況下,兩次實(shí)驗(yàn)時(shí)通過等離子體激勵(lì)器獲得的控制效果相當(dāng).

表3 兩次實(shí)驗(yàn)的控制效果對比Table 3 Comparison of control effects between two experiments

2.4.1 控制效果對比

圖11 給出了在兩次風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中,施加激勵(lì)后,最大升力系數(shù)的提升量與失速迎角的推遲量.由圖11可知,當(dāng)雷諾數(shù)相同的情況下,機(jī)翼尺度對控制效果的影響較小.施加等離子體激勵(lì)后,最大升力系數(shù)的增量保持在12.8%以上,推遲的失速迎角均為4°.

圖11 施加激勵(lì)后提高的最大升力系數(shù)與推遲的失速迎角Fig.11 Increased maximum lift coefficient and delayed stall angle of attack after plasma actuation

2.4.2 能效比系數(shù)對比

能效比(即獲得的收益/消耗的功率)是評估激勵(lì)器工作效率,考核流動(dòng)控制技術(shù)成熟度的關(guān)鍵指標(biāo).如何提高激勵(lì)器能效比,是流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用的難點(diǎn).深入分析激勵(lì)器能效比是提升激勵(lì)器工作效率的重點(diǎn).目前,在分離流等離子體流動(dòng)控制研究領(lǐng)域還沒有針對能效比提出的無量綱參數(shù).本文以文獻(xiàn)[44]中描述的消耗功率系數(shù)為基礎(chǔ),針對分離流控制提出了等離子體激勵(lì)器能效比系數(shù)η.η=ΔCLmax/CE,其中ΔCLmax表示最大升力系數(shù)增量.CE代表激勵(lì)器消耗功率系數(shù),公式如下

其中Pavg/m為單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗功率,q∞為速壓,U∞為來流風(fēng)速,c表示機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長.

圖12 給出了兩種工況下的能效比系數(shù).由圖12可知,激勵(lì)器針對大尺度模型的流動(dòng)控制效率更高.從能效比系數(shù)公式的分子、分母項(xiàng)來看,激勵(lì)器的這種表現(xiàn)主要由以下兩點(diǎn)原因形成,一是由于兩種工況下,激勵(lì)器的控制效果接近(如圖11 所示),因此,能效比系數(shù)公式中的分子項(xiàng)近似相等;二是結(jié)合單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗的平均功率、模型弦長以及風(fēng)速3 個(gè)因素,對于大尺度模型,單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗的功率系數(shù)小于小尺度模型下激勵(lì)器消耗的功率系數(shù).即大尺度模型下,激勵(lì)器能效比系數(shù)公式的分母項(xiàng)小于小尺度模型下激勵(lì)器能效比系數(shù)公式的分母項(xiàng).因此,綜合上述兩點(diǎn)原因得出,大尺度模型等離子體流動(dòng)控制的效率更高.

圖12 兩種工況下的能效比系數(shù)Fig.12 Energy consumption ratio coefficient under two cases.

另一方面,從電學(xué)特性研究結(jié)果分析(如圖8 所示),隨著電極長度的增加,單位長度內(nèi)激勵(lì)器消耗功率在不斷降低.這些結(jié)果都預(yù)示著,對稱布局激勵(lì)器有望對真實(shí)飛機(jī)實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制.

3 分離流控制機(jī)理探索

在分析機(jī)翼尺度效應(yīng)前,通過PIV 實(shí)驗(yàn)進(jìn)一步探索了分離流對稱布局等離子體控制機(jī)理,驗(yàn)證測力實(shí)驗(yàn)結(jié)果.

3.1 時(shí)均流場

圖13 給出了在Re=3.30 × 105(U∞=50 m/s)的情況下,施加激勵(lì)前后,小尺度機(jī)翼繞流流場的平均速度場.由圖13 可知,施加激勵(lì)前,機(jī)翼繞流邊界層出現(xiàn)分離,壁面附近出現(xiàn)回流區(qū);施加激勵(lì)后,氣流基本附著在機(jī)翼表面.流場結(jié)果與測力結(jié)果(如圖8所示)吻合.

圖13 施加激勵(lì)前后機(jī)翼時(shí)均流場的變化情況Fig.13 Time-averaged flow field around the wing with and without plasma (α=18°)

3.2 瞬時(shí)流場

圖14 給出了等離子體抑制機(jī)翼分離流的時(shí)空演化過程.如圖14(a)所示,剛開始激勵(lì)時(shí),機(jī)翼繞流流場處于分離狀態(tài);施加激勵(lì)后,等離子體增強(qiáng)了分離剪切層的不穩(wěn)定性,從而誘導(dǎo)產(chǎn)生了大尺度的展向渦結(jié)構(gòu)(如圖14(b)所示)[27,45];隨著時(shí)間的推移,展向渦不斷向下游發(fā)展,促進(jìn)了外部高速氣流與邊界層低速氣流之間的摻混(如圖14(c)所示);當(dāng)t=0.24 s 時(shí),分離區(qū)的面積大幅減小,展向渦逐漸消失(如圖14(d)所示);當(dāng)t=0.28 s 時(shí),等離子體在壁面附近誘導(dǎo)出一系列的擬序結(jié)構(gòu)(如圖14(e)所示);這些擬序結(jié)構(gòu)不僅能促進(jìn)主流與邊界層低速氣流之間的摻混,而且將能量從翼型前緣輸運(yùn)到翼型后緣,從而實(shí)現(xiàn)了翼型全流場控制.當(dāng)t=0.40 s 時(shí),機(jī)翼繞流流場達(dá)到了準(zhǔn)定常的狀態(tài)(如圖14(f)所示).

圖14 施加激勵(lì)后機(jī)翼繞流流場的時(shí)空演化過程Fig.14 Spatiotemporal evolution of flow field around the wing after plasma actuation (α=18°)

總的來看,施加對稱布局等離子體激勵(lì)后,機(jī)翼繞流流場經(jīng)歷了流場分離、誘導(dǎo)展向渦運(yùn)動(dòng)發(fā)展、壁面擬序結(jié)構(gòu)漂移運(yùn)動(dòng)、流場基本附著4 個(gè)階段.

4 結(jié)論

(1)靜止空氣下激勵(lì)器誘導(dǎo)流場特性: 對稱布局DBD 等離子體激勵(lì)器會在上層電極兩層產(chǎn)生兩股速度近似相等,方向相反的射流.與傳統(tǒng)壁面射流不同,等離子體誘導(dǎo)射流是無源射流,整個(gè)空間內(nèi)的質(zhì)量流量沒有增加;

(2)激勵(lì)器電學(xué)特性: 在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi),隨著電極長度的增加,激勵(lì)器平均消耗功率的增長速率逐漸減緩.當(dāng)電極長度達(dá)到一定閾值時(shí),激勵(lì)器消耗功率將不再增加;

(3)激勵(lì)器控制機(jī)理: 施加對稱布局等離子體激勵(lì)后,機(jī)翼繞流流場經(jīng)歷了流場分離、誘導(dǎo)展向渦運(yùn)動(dòng)發(fā)展、壁面擬序結(jié)構(gòu)漂移運(yùn)動(dòng)、流場基本附著4 個(gè)階段.展向渦主要起促進(jìn)主流與邊界層低速氣流摻混的作用;壁面擬序結(jié)構(gòu)主要起到誘導(dǎo)動(dòng)量從翼型前緣往翼型后緣輸運(yùn)的作用;

(4)尺度效應(yīng): 一是在相同雷諾數(shù)下,機(jī)翼尺度對分離流控制效果影響較小;二是隨著機(jī)翼尺度的增加,能效比系數(shù)提高;大尺度機(jī)翼分離流等離子體控制的效率更高.

總的來看,隨著模型尺度增大,電極長度增加,單位長度內(nèi)的激勵(lì)器平均消耗功率降低,在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi),控制效果并未降低,能效比系數(shù)提高.這些結(jié)果為真實(shí)飛機(jī)的分離流等離子體控制提供了技術(shù)支撐.下一步將圍繞進(jìn)一步提高等離子體可控機(jī)翼尺度、大幅降低電源體積與重量、開展大尺度無人機(jī)飛行驗(yàn)證、深入探索等離子體流動(dòng)控制機(jī)理等方面,開展系統(tǒng)研究,為該技術(shù)的工程化應(yīng)用奠定基礎(chǔ).