介质阻挡放电等离子体对NACA0015翼型流动控制的PIV实验研究

王万波，黄 勇，黄宗波，张 鑫，王勋年，沈志洪

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

流动控制作为流体力学的重要分支和研究前沿，其目的是为了改善物体的受力状态，进而获得减小阻力、提高升力和拓宽稳定工作范围等效果。常规的流动控制如壁面开槽、加肋、边界层吹／吸气、布置涡流发生器等改变了飞行器的气动外形，从而影响了总体气动性能或隐身性能，使其工程应用受到限制，因此航空发达国家正积极创新技术手段，发展新型的流动主动控制技术。

等离子体流动主动控制技术是一种新型流动主动控制技术，通过在飞行器翼面布置电极，在高电压激励下产生等离子体，能够有效控制飞行器翼面绕流边界层的分离，提高飞行器升阻比和失速迎角。该技术不需要活动的气动控制面，对飞行器的结构强度影响很小，并且具有控制响应快、控制位置灵活、可靠性高、成本低等突出优点，因此具有很好的应用前景。近年来国内外开展了大量介质阻挡放电等离子体对边界层控制［1－2］、翼型气流分离控制［3－5］、压气机叶栅稳定性控制［6］、翼型动态失速控制［7］、圆柱尾涡控制［8］、噪声控制［9］和大展弦比飞行器气流分离控制［10－11］等的研究。

作者通过PIV实验，研究了电极电压、电极布置方式及电极位置等参数对翼型气流分离控制的影响规律，并初步分析了控制机理。

1 实验原理和系统

1.1 等离子体流动控制基本工作原理

等离子体对翼型流动控制的布局形式如图1所示。在翼型表面布置电极，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，等离子体中的离子在电场力作用下进行定向运动，与环境空气分子碰撞，发生动量交换或对气流形成扰动，从而实现对翼型流动的控制。

图1 等离子体流动控制布局示意图Fig.1 Plasma flow control layout

1.2 PIV测量系统

PIV测量系统实验布局如图2所示，系统由激光器、CCD相机、同步器、发烟器、控制和分析软件及计算机等组成。

激光器光源为脉冲式双Nd：Yag激光器，每个脉冲能量为120mJ，脉冲宽度为9ns，两激光器脉冲间隔可调整；相机为RS－170式互／自相关CCD，其分辨率为1024pixel×1024pixel，采集速度为30f／s；控制和分析软件为TSI公司的Insight3.0；发烟器为ROSCO1700型粒子发生器，示踪粒子原料为橄榄油。

图2 PIV测量系统布局图Fig.2 Sketch of the PIV system

1.3 风 洞

实验所用风洞为下吹式开口直流风洞，主要由收缩段、扩散段、驻室、风机等部分组成，风洞主体由玻璃钢制造。试验段尺寸为：700mm×700mm×1050mm，风洞全长约11.5m。

1.4 电 源

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°。实验采用单相位，输出电压0～5kV连续可调，输出频率0.1～6kHz连续可调。

1.5 模 型

实验模型为NACA0015翼型，弦长100mm，展长480mm，金属铝材料。在翼型表面粘贴聚酰亚胺胶带作为绝缘层，在胶带上面布置2mm宽电极。布置电极的翼型如图3所示。

图3 布置等离子体激励器的实验模型Fig.3 Experimental model with plasma actuator

对电极位置进行描述时，以电极中心线位置和翼型弦长之比为参考，在压力面为负，在吸力面为正。如x／c＝－1%表示：电极位于压力面，电极中心线位于1%弦长处。图4给出了电极位置示意图。

图4 电极位置示意图Fig.4 Electrode position layout

2 实验结果和分析

来流风速20m／s，进行了不同迎角，有无等离子体控制的NACA0015翼型PIV对比实验（off表示无控制，on表示有控制）。

图5为电极位于x／c＝1%时施加控制前后的速度流线对比图，其中施加控制的电压为4kV，频率为3kHz。由图5可以看出，翼型在迎角小于15°时未发生明显分离；在迎角15°时开始出现大面积分离，施加控制后，流动分离基本消失，气流附着在翼型吸力面；迎角19°，施加控制后，分离点位置后延至翼型后缘，分离区域大大减小，气流基本重附在翼型吸力面，控制效果依然显著；进一步增大翼型迎角，迎角20°时，施加控制后气流不能附着在翼型吸力面，控制失效。从15°～19°，等离子体控制能够将气流分离的迎角推迟5°。

2.1 电压影响

电极位于x／c＝1%处、电源频率固定为3kHz时，分别研究了电压为3kV和4kV时的控制效果。由图5（g）、（h）（4kV）和图6（a）（3kV）可以看出，在迎角18°，3kV和4kV电压都能使气流分离完全消失，控制效果相当。由图5（i）、（j）（4kV）和图6（b）（3kV）可以看出，在迎角19°，电压为4kV时，分离虽然没有得到完全消除，但是分离区旋涡明显减小，控制效果依然显著；电压为3kV时，分离位置有所后延，但是已经不能有效控制分离。由此可以看出，4kV电压比3kV电压控制范围更宽，控制效果更好。

2.2 电极布置方式及位置影响

不同的电极布置方式，以及不同的电极位置，其控制效果也不同。对多组电极和单组电极进行了研究。实验中电压为4kV，频率为3kHz。

在翼型吸力面布置10组电极，电极宽度为2mm，电极间距为6mm，第一条电极位于x／c＝1%处，由图7可以看出，未施加控制时，在迎角16°时出现显著的气流分离和回流涡，施加控制后，分离完全消失；在迎角20°时，分离区进一步扩大，分离加剧，施加控制后，分离得到抑制，气流重附在翼型表面。从16°～20°，等离子体控制能够将气流再附着的迎角提高5°。

在x／c＝1%处布置一条电极，由图5可以看出，等离子体控制基本上将气流再附着的迎角提高了5°。

多组电极和单组电极的控制效果相当，可以看出翼型前缘的电极起主要控制作用。

在翼型吸力面3.5%弦长处（x／c＝3.5%）布置一条电极，由图8可以看出，未施加控制时，流动在迎角15°时已经出现大面积分离。施加控制后，从迎角15°～19°，分离完全消失，气流完全重附在翼型表面。在迎角20°时，施加控制后，分离未能得到抑制，控制失效。等离子体控制能够将气流再附着的迎角提高5°。

图9为电极位于翼型压力面前缘（x／c＝－1%）时施加控制前后的速度流线对比图。由图可知，迎角18°时，施加控制后，分离点位置后延至翼型后缘，分离区域大大减小，气流基本重附在翼型吸力面，流动分离得到有效抑制。从15°到18°，等离子体控制能够将气流分离的迎角推迟4°。

在前缘压力面（x／c＝－1%）处施加控制，等离子体控制能够将气流再附着的迎角提高4°，在前缘吸力面（x／c＝1%和3.5%）处施加控制，等离子体控制基本能够将气流再附着的迎角提高5°。在前缘吸力面（x／c＝1%）处施加控制，翼型在迎角19°时发生微小分离；而在3.5%弦长处（x／c＝3.5%）处施加控制，翼型在迎角19°时分离基本完全消失。由此可知，在3.5%弦长处（x／c＝3.5%）施加控制的效果要优于在前缘（x／c＝－1%和1%）处施加控制的效果。

3 机理初步分析

介质阻挡放电等离子体控制机理比较复杂，目前从国际上发表的文献看，报道实验现象的多，研究分析机理的少。

图10为施加控制前后翼型吸力面不同位置处速度分布。迎角14°时，气流未发生分离（如图5（a）所示），x／c＝1%处施加控制后翼型吸力面位置x＝21.38和51.93处速度无明显变化；迎角16°时，翼型吸力面出现大面积分离（如图5（e）所示），x／c＝1%处施加控制后，x＝21.38、31.56、41.75和51.93处速度都有了显著增加。初步分析认为施加介质阻挡放电等离子体控制后，在气流中增加了扰动，使高低速气流掺混，边界层外部的高速气流进入到边界层中，向边界层注入了能量，达到了推迟边界层分离和消除旋涡的控制效果。

下一步将针对介质阻挡放电等离子体对气流作用的详细机理、边界层内流动的微观结构变化以及推迟气流分离的作用过程进行研究。

4 结 论

通过PIV实验，研究了来流风速为20m／s时，等离子体对翼型流动分离控制的特性。

（1）等离子体能够有效地抑制翼型流动分离，消除旋涡，实现流动的完全再附着；

（2）电源频率为3kHz时，4kV电压要比3kV电压的控制效果显著；

图10 施加控制前后翼型吸力面不同位置处速度分布Fig.10 X－velocity distribution at different locations before and after control

（3）多组电极和单组电极的控制效果相当；在3.5%弦长处（x／c＝3.5%）施加控制的效果要优于在前缘（x／c＝1%和x／c＝－1%）处施加控制的效果；

（4）初步分析认为施加介质阻挡放电等离子体控制后，在气流中增加了扰动，使高低速气流掺混，边界层外部的高速气流进入到边界层中，向边界层注入了能量，达到了推迟附面层分离和消除旋涡的控制效果。

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