高风速下介质阻挡放电等离子体气动激励抑制翼－身组合体失速分离的试验研究

张 鑫，黄 勇，沈志洪，黄宗波，王万波，王勋年

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

随着飞机和发动机性能的不断提高，主动流动控制越来越重要并显出了不可替代的作用，可用于抑制流动分离、减小阻力、增加升力、压气机扩稳增效、抑制噪声、改善掺混、提高燃烧稳定性和燃烧效率、产生矢量推力以及增强传热和传质等。

介质阻挡放电（DBD）等离子体流动控制技术是一种新型的主动流动控制技术，可以利用微量的、局部的气流扰动来控制大流量、全局性的流场。例如，使边界层尽量保持层流和抑制边界层分离，控制旋涡流场，使之产生有利干扰，从而增加机翼的有效面积、弯度和环量等。介质阻挡放电等离子体流动控制技术的应用，有可能使飞行器及动力装置的性能实现重大提升［1］。

从中国的研究文献来看［1］，介质阻挡放电流动主动控制技术的研究多数停留在低风速范围内，来流马赫数一般不超过0.1，而在实际飞行中，飞行器飞行速度多在100m／s以上。因此，为使等离子体流动控制技术具有实际应用价值，就必须提高等离子体在高风速下的流动控制能力。在来流风速对介质阻挡放电流动控制效果影响的试验结果基础上，研究在100m／s风速下介质阻挡放电等离子体对翼－身组合体模型失速分离的抑制作用。

1 介质阻挡放电等离子体流动主动控制的基本原理

典型的介质阻挡放电等离子体布局形式如图1所示。激励电极分为上层电极与下层电极，中间由绝缘介质隔开。电极与高压电源相连，电极附近的空气在强电场作用下被电离产生等离子体，离子在空间不均匀电场的作用下，向电场梯度方向进行定向运动，离子在定向运动的过程中与环境空气分子碰撞，使气流产生扰动，发生动量交换，向边界层注入能量，改变其空气动力特性。

图1 典型的介质阻挡放电等离子体布局示意图Fig.1 Schematic diagram of plasma flow control

2 介质阻挡放电气动激励抑制翼－身组合体失速分离的试验研究

2.1 试验系统

试验系统包括多相位电源、翼－身组合体模型、支撑系统、测量系统等。

多相位电源主要由多相位信号发生器、SPWM正弦波调制器、多相位信号功率放大器和升压变压器等部分组成。输出电压有8个相位，每个相位相差45°。实验采用一个相位，输出电压0～5kV连续可调，输出频率0.1～6kHz连续可调。

如图2所示，试验模型为翼－身组合体，包括前机身、后机身、平直机翼以及各种堵块。模型为全金属结构，展长2m，平均气动弦长83mm。模型作为下层电极，与地线相连。模型表面布置厚度为0.1mm的聚酰亚胺胶带。在聚酰亚胺胶带上面布置厚度为0.05mm的铜箔。宽度为2mm的铜箔与多相位电源相连。图3给出了电极布置示意图，铜箔布置在与机翼前缘距离6mm的位置。铜箔沿展长布置的长度为0.9m。

图2 试验模型安装照片Fig.2 Experimental model with plasma actuator

图3 电极布置示意图Fig.3 Schematic diagram of electrode arrangement

试验在中国空气动力研究与发展中心Φ3.2m亚声速风洞中进行。该风洞是一座开闭口两用的回流式风洞，试验段截面为圆形，直径为3.2m。开口试验段最高风速可达115m／s，闭口试验段最高风速为145m／s。本期试验在开口试验段进行。

试验使用的支撑系统为Φ3.2m风洞张线尾撑试验装置。该装置主要由张线挂架、支撑架、横梁、支座、尾支杆和张线等部分组成，如图4所示。为减小试验中可能出现的模型振动问题，在张线和挂架间联入抑振弹簧，同时采用钢杆拉紧的办法增大尾支杆刚度，达到减振目的。试验中采用φ60mm尾支杆进行支撑，张线钢杆的直径为4mm。

图4 张线尾撑装置示意图Fig.4 Schematic diagram of support system

模型和六分量内式应变天平通过尾支杆安装在支撑系统上。天平置于模型内部。通过姿态角控制系统实现模型迎角和侧滑角的变化。

试验采用便携式VXI数据采集系统进行数据采集，以工控机为主体，以数据采集处理计算机作为上位机，具有8通道差分输入，综合精度优于0.1%。

2.2 试验结果分析

2.2.1 不同风速对介质阻挡放电流动控制效果的影响研究

根据前期的试验结果，采用激励电压U＝4kV、电源频率f＝3kHz，在不同风速下，研究介质阻挡放电对翼－身组合体的控制作用。

如图5～7及表1所示，随着来流风速的提高，升力线急剧下降时推迟的失速迎角角度保持在3°以上，最大升力系数增大量保持在2%左右；在失速迎角附近，阻力系数最大减小量受风速影响较小；在风速为70m／s时，升阻比最大提高118%。

因此可以得出：（1）采用金属模型本身作为下层电极的介质阻挡放电形式，其控制效果受风速影响较小；（2）介质阻挡放电气动激励能够在较高风速下控制模型气动力，抑制模型表面气流分离，推迟失速，提高升阻比。

图5 来流速度对施加流动控制前后升力系数的影响Fig.5 The freestream flow velocity vs lift coefficient before and after actuation

图6 来流速度对施加流动控制前后阻力系数的影响Fig.6 The freestream flow velocity vs drag coefficient before and after actuation

图7 来流速度对施加流动控制前后升阻比的影响Fig.7 The freestream flow velocity vs lift－to－drag ratio coefficient before and after actuation

表1 不同风速下纵向特征参数表Table 1 Longitudinal characteristic parameters with different freestream flow velocities

2.2.2 在100m／s风速下介质阻挡放电控制翼－身组合体失速分离的试验研究

在来流风速对介质阻挡放电流动控制效果影响研究的基础上，采用激励电压U＝4kV、电源频率f＝3kHz，开展了在100m／s风速下等离子体流动主动控制翼－身组合体气动特性的试验研究。基于平均气动弦长的雷诺数Re＝5.68×105。图8～10给出了介质阻挡放电气动激励对翼－身组合体气动力的影响曲线，表2给出了相应的纵向特征参数。

由图8和表2可知，在小迎角时，介质阻挡放电气动激励对升力影响效果不明显；当迎角增大到失速附近，控制效果显著。在介质阻挡放电等离子体流动主动控制的激励作用下，翼－身组合体气动特性得到明显改善，升力线急剧下降时的失速迎角推迟约30%，最大升力系数增大约2.5%。

图8 介质阻挡放电等离子体气动激励对翼－身组合体升力的影响Fig.8 Lift coefficient before and after plasma actuation

表2 纵向特征参数表Table 2 Longitudinal characteristic parameters

图9给出了介质阻挡放电对翼－身组合体阻力特性的影响。在小迎角时，阻力略有增加。最小阻力系数增加约0.001。在分离点附近，阻力减小较明显。

如图10所示，在迎角14°附近升阻比最大提高77%。

图9 介质阻挡放电等离子体气动激励对翼－身组合体阻力的影响Fig.9 Drag coefficient before and after plasma actuation

图10 介质阻挡放电等离子体气动激励对翼－身组合体升阻比的影响Fig.10 Lift－to－drag ratio before and after plasma actuation

3 结 论

通过测力试验研究，证明了在高风速条件下介质阻挡放电等离子体气动激励能够有效地抑制翼－身组合体的流动分离，推迟失速迎角，提高升阻比。研究结果为等离子体流动控制技术的工程应用奠定了重要基础。

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