新型等离子体激励器对流动分离点控制

王 斌，李华星，郝江南

(西北工业大学航空学院，西安 710072)

0 引言

早在1904年，Prandtl首次提出边界层理论的同时，就给出了用抽引的办法来控制绕圆柱流动和推迟分离的实验结果，揭示了流动是可以控制的。通常采用的流动控制方法有：改变物体表面的拓扑结构、微型电机机构受动法、涡流发生器、近物面流动的低动量流的移除(不连续的边界层吸气和连续的边界层吸气)、近物面流动的动量注入(前缘襟翼、切向稳定吹气、不稳定激励)。以上的几种控制方法有时能带来好处，而有时它的存在会让我们付出不想付出的代价。有些技术实现起来会增加结构设计难度，有些会增加飞机的重量并带来结构上的噪声，有些技术极易出现故障而很难进行维护。这些缺点使上述方法很难应用到实际中。随着科技的进步，人们对等离子体在空气动力学中的应用越来越感兴趣，因其运用电场来实现控制，具有结构简单、重量轻、热量小和维护方便简单的特点，所以使用等离子体实施流动控制具有广泛的前景和极高的价值［1-2］。目前，出现了大量不同的等离子体激励器被用来进行流动控制，如辉光放电、电晕放电、介质阻挡放电、射频单电极电晕放电、滑动电弧放电。这些为我们提供了当今不同等离子体技术在流动控制方面的纵览。

1 新型等离子体激励器［3］

传统等离子体激励器不管是采用顺电加速还是蠕动加速的方式，都会因为放置电极的几何位置产生一个相反于气流加速方向的电场，在上表面电极两侧均会产生等离子体，这样一来，诱导气流没有一个统一的方向，使得流场紊乱［4］，并且部分气流对正在加速向前的气流产生阻碍作用而不能使等离子体激励器的全部能量用于增加气流的动能上。而本实验所采用的新型等离子体激励器有所不同，它将整个等离子体激励器中间部分的暴露电极与覆盖电极用一根导线相连接形成一个“等势体”，把交流电压源的正极与上表面第一根暴露电极相连，交流电压源的负极与最后一根覆盖电极相连，位于正负电极中间部分的电极对会在交流电压源的电场中顺次感应出电场，使等离子体激励器能够对气流实现顺次加速，从而避免了流场的紊乱(新型等离子激励器也属于介质阻挡放电激励器)。新型等离子激励器如图1所示。

图1 新型等离子体激励器示意图Fig.1 Schematic of new plasma actuator

2 实验设备与模型

2.1 低湍流度风洞

实验是在西北工业大学低湍流度风洞中进行，试验段的截面尺寸为0.4m(宽)×1.0m(高)，风速范围为5～75m/s，流场的各项品质指标均满足或优于国军标要求，其最小湍流度为0.02%。

2.2 电子扫描微压测量系统

DSY-104电子扫描微压测量系统具有在线校准功能，通道 160，量程 ±2.5kPa，压力测量精度±0.10%FS，扫描速率50000 点/s。

2.3 单通道电源

所用单通道电源由调压器和电源主机两部分组成。调压器接220V市电，此电压输出可调范围为0～50kV。输出频率在 5～25kHz范围内连续可调［4］。

2.4 实验模型

实验模型选用NACA0015翼型，模型材料为塑料尼龙1010材料，采用数控机床铣加工而成。在翼型展向中线及其两侧开有测压孔，用于测量翼型的表面压力分布。翼型弦长为200mm，展长为399mm。新型等离子体激励器的电极采用铜制材料，铜制电极被镶嵌在柔软的薄膜硅橡胶薄片表面，上下电极均做了相同的处理，将薄膜硅橡胶薄片覆盖在翼型的表面，形成等离子体激励结构。图2为模型安装在风洞中的参数简图，图3为实验模型，图4为模型表面等离子体电极沿弦线的分布位置。

图2 模型及实验示意简图Fig.2 Model and experiment sketch

图3 实验模型Fig.3 Experiment model

图4 实验模型及电极位置示意简图Fig.4 Model and electrode location sketch

3 实验结果及讨论

实验状态为：迎角 α=0°～16°，风速20m/s及35m/s，实验过程中大气温度22℃ ～23℃，大气压变化范围P=95～96kPa。据此求得相应的实验雷诺数分别约为2.7×105和4.7×105，实验均在等离子体激励器开启与未开启的条件下做了对比重复性测量，每个实验状态下的吹风时间约2min。

图5～图7为翼型在α=0°～12°、风速20m/s状态下。新型等离子体激励器以5万伏高压定常激励。图5～图7的翼型表面的压力分布可见，在新型等离子体激励器开启与未开启的状态下，翼型表面的压力分布并未发生太大变化。这是由于在该迎角范围内还处在NACA0015翼型的升力线性段，不会出现分离现象。新型等离子体激励器在开启的状态下诱导出来的气流风速相对于翼型表面的风速来说是一个小量，因此翼型表面的压力分布也就不会有太大的变化［5］。

在α=14°的状态下，由图8的压力分布可知，随着迎角的增加，在翼型上表面大约60%弦长处到后缘，压力分布变得比较平坦。这是由于在气流分离区域，翼型表面的压力基本保持不变，故可以认为压力分布曲线与x/c轴平行的一段就是分离区［6］，如图8中从60%弦长处到翼型后缘的区域。但在开启等离子体激励器的状态下所测得的压力分布曲线仍没有太大的变化，这是由于在翼型表面的激励范围是从5%弦长到20%弦长处，而在α=14°的状态下分离区域是从60%弦长处到翼型后缘，该分离区未在等离子体激励器的激励区域内，所以压力分布曲线未发生任何变化。

图5 模型压力分布(α=0°)Fig.5 Model pressure distribution(α=0°)

图6 模型压力分布(α=8°)Fig.6 Model pressure distribution(α=8°)

图7 模型压力分布(α=12°)Fig.7 Model pressure distribution(α=12°)

图9 为翼型在α=16°状态下的压力分布曲线，从图9可以看到在未开启等离子体激励器的状态下，翼型上表面的气流几乎完全分离［7］。由图中的压力分布可以看到从翼型前缘附近上表面的压力分布曲线已经变得与x/c轴平行，按照上面阐述的判断标准，因为该区域的压力基本保持不变，故可以认为该区域就是分离区。在开启等离子体激励器后，观察到(图中红色的曲线)压力分布曲线发生了较大的变化。这是由于气流分离点刚好落在了等离子体激励器的激励区域内，暴露在空气中的上表面的电极，和下表面被绝缘材料所覆盖的电极，在充分高强度的交流电压源的作用下，将翼型前缘5%弦长到20%弦长处的分离区域内的空气电离，并在电场的作用下碰撞周围的气体分子，从而传递了动能使该分离区域的气流重新获得足够能量继续吸附在翼型表面按照电场作用的方向继续前进［8-9］。而气流在脱离了等离子体的激励区域后，可以观察到压力分布的曲线再一次变得与x/c轴平行，这就意味着气流再次发生了分离，而此分离点恰是发生在约20%弦长处。也就是说，只要翼型上表面的分离点落在等离子体的激励区域内，那么分离点将被推迟到靠近等离子体激励器最末端电极的位置。

图8 模型压力分布(α=14°)Fig.8 Model pressure distribution(α=14°)

图9 模型压力分布(α=16°)Fig.9 Model pressure distribution(α=16°)

图10 ～15为翼型在α=0°～16°、风速35m/s的实验状态下的压力分布曲线。由图10、图11压力分布曲线可见，在等离子体激励器开启与未开启的状态下，翼型表面的压力分布曲线未发生太大的变化，其原因与模型在风速20m/s，α=0°～8°实验状态下相同，在此不再赘述。图12和13分别为模型在α=10°、12°实验状态下的压力分布曲线，从图12中可以看到在翼型上表面从弦长30%至后缘出现了分离现象，但分离点未落在翼型前缘5%弦长到20%弦长的等离子体的激励区域内，所以该部分的压力分布曲线没有发生太大的变化。图13与12原因相同。随着迎角的变大，从图14和15中可以观察到翼型上表面的气流分离点落在了5%弦长到20%弦长等离子体激励区域内，翼型表面的压力分布发生了明显的变化，气流分离点被推迟到靠近20%弦长处，其原因与风速20m/s，α=16°的实验状态下相同。

图10 模型压力分布(α=0°)Fig.10 Model pressure distribution(α=0°)

图11 模型压力分布(α=8°)Fig.11 Model pressure distribution(α=8°)

图12 模型压力分布(α=10°)Fig.12 Model pressure distribution(α=10°)

图13 模型压力分布(α=12°)Fig.13 Model pressure distribution(α=12°)

图14 模型压力分布(α=14°)Fig.14 Model pressure distribution(α=14°)

图15 模型压力分布(α=16°)Fig.15 Model pressure distribution(α=16°)

4 结论

(1)在使用新型等离子体激励器后，翼型上表面的气流分离点只要落在等离子体激励区域内，气流分离点将被推迟到靠近等离子体激励器最末端电极处。

(2)从实验结果来看，新型等离子体激励器能够较可靠地对翼型表面的气流分离点进行控制。

［1］ 王江南.基于等离子体激励器简化模型的流动控制［D］.西安：西北工业大学，2007：1-10.

［2］ PATEL M P，NG T T，VASUDEVAN S，et al.Scaling effects of an aerodynamic plasma actuator［R］.AIAA 2007-0635，2007.

［3］ 郝江南.一种等离子体双极性激励电极.中国：200910021008［P］.

［4］ 周小旭.等离子体EHD激励流动控制方法研究［D］.西安：西北工业大学，2010.

［5］ ANDERSON J D著.杨永，宋文萍，张正科等注.空气动力学基础［M］.北京：航空工业出版社，2010.

［6］ 王铁成.空气动力学实验技术［M］.北京：航空工业出版社，1995.

［7］ 张攀峰，王晋军，施威毅，等.等离子体激励低速分离流动控制实验研究［J］.实验流体力学，2007，21(2)：1-5.

［8］ ROUPASSOV D V，NIKIPELOV A A，NUDNOVA M M，et al.Flow separation control by plasma actuator with nanosecond pulsedperiodic discharge ［J］.AIAA Journal，2009，47(1)：168-185.

［9］ POST M L，CORKE T C.Separation control using plasmas actuators-stationary and oscillating airfoils［R］.AIAA 2004-0841，2004.