高速风洞等离子体流动控制实验技术研究

2014-03-29郑博睿王玉帅

实验流体力学 2014年2期

李峰, 高超, 郑博睿, 王玉帅

(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室, 西安 710072)

0 引言

等离子体流动控制以其响应时间短、无需移动部件、作用频带宽等优势已成为国际空气动力学和等离子物理领域的新兴重点研究方向，并很可能成为导致飞行器性能发生重大突破的关键性技术[1-3]。因此，深入研究等离子体流动控制机理，发展精确、可靠的等离子体流动控制技术对紧扣国际科技前沿、研制下一代战斗机和导弹等先进武器装备具有非常重要的战略意义和工程应用价值。目前国内外对等离子体流动控制技术的研究还处于初步探索阶段，美国、俄罗斯等国的科研机构对等离子体流动控制技术及其在抑制翼型失速分离等方面的应用开展了大量研究，可控的流动速度范围与实际应用还有一定的差距。美国报道最大可控风速为60m/s[4-7]；俄罗斯用纳秒电源激励产生等离子体，尝试了对Ma=0.8的流动进行控制，但没有得到实用的结果[8]；国内空军工程大学、西北工业大学、中科院、北京航空航天大学等单位也开展了等离子体流动控制的实验和数值仿真研究，但来流速度均小于100m/s[9-13]。总体来看，国内外对等离子体流动控制技术的研究目前还局限于低速流动(已有研究基本都是在来流速度不超过100m/s、压气机转速不超过3000r/min的条件下开展的，而实际飞行器飞行速度多在100m/s以上、压气机转速在104r/min 以上)，国内在高马赫数、高雷诺数等离子体流动控制方面的研究尚不多见。因此，为了探明等离子体流动控制的作用机理，摸清等离子体激励在高速流动状态下的控制规律和特性，迫切需要发展一套适用于高速风洞的等离子体流动控制实验技术，从而推动这种新型流动控制技术的实用化进程。

开展等离子体流动控制研究主要有两个途径：一是研制等离子体风洞，建立等离子体流场实验环境；二是将小型等离子体激励器安装在实验模型上，在常规风洞中进行吹风实验。美国普林斯顿大学、斯维尔德鲁普技术有限公司等科研机构曾尝试过等离子体风洞的研制，但由于风洞试验段尺寸过小，目前还没有在工程实际中得到广泛应用。常规风洞试验段尺寸大、吹风时间长、来流马赫数和雷诺数易于控制，是一种很利于开展等离子体流动控制的实验平台。

结合国内外有关研究进展情况，并针对高速流动等离子体流动控制的发展趋势，在西北工业大学NF-6增压连续式高速风洞上设计1套用于高速翼型实验的等离子体流动控制系统，为我国开展高速流动的等离子体流动控制研究创立了必备的技术手段。

1 高速风洞等离子体流动控制实验存在的问题、技术难点

根据等离子体激励系统和高速风洞的固有特点，在高速风洞开展等离子体流动控制实验主要存在以下几个技术难点：

(1) 风洞洞体、模型及其支撑机构的装配和绝缘问题。传统金属模型及支撑机构无法使用，即使采用橡胶、普通绝缘胶布进行绝缘保护，风洞洞体感应电压也可达200V以上。

(2) 测控仪器、设备的电磁干扰问题。天平、编码器反馈等弱电信号对电磁干扰特别敏感，如不采取相应保护措施，激励器高压放电时此类仪器无法正常工作。此外，高压电磁干扰会导致模型姿态角控制系统的精度降低、压力分布紊乱等问题。

(3) 等离子体激励器高压电缆的密封、绝缘走线问题。高速风洞一般均为钢制结构，在增压实验时还需保证洞体的气密性，因此必须解决高压电缆过洞壁的绝缘和密封问题。

(4) 等离子体流动控制风洞实验的技术规范和运行策略问题。

2 实验系统设计

基于结构强度考虑，高速风洞及模型一般均为金属材质，而等离子体激励器又必须在上万伏的高电压激励下方可有效，因此，既要保证模型的装配精度和支撑机构的刚度，又要充分考虑绝缘问题，确保实验人员和设备的安全。

2.1模型设计

为了满足高速风洞大动压实验条件的要求，模型选用钢制二元测压翼型。等离子体激励器由上电极、绝缘层和下电极组成，整体激励器沿翼展方向安装在翼型前缘。其中，上电极裸露在空气中，下电极嵌在绝缘材料里，在高压重复纳秒脉冲电压作用下，通过介质阻挡放电方式产生等离子体。模型及激励器的示意图和实物图如图1所示。上述设计方式可满足模型的刚度要求和等离子体的有效发生，但可能会在翼型表面及耳片、测压管等金属部件上产生感应电压，因此需要专门设计耐高压的支撑机构，以解决模型与风洞洞体及测控仪器的绝缘问题。

图1 等离子体激励器示意图

2.2支撑机构设计

在二维翼型实验中，与模型连接的机构是侧壁转窗和迎角机构支撑平台。其中，迎角机构支撑平台用来支撑模型和控制模型的迎角；侧壁转窗则起到密封的作用，为了保证流动的二维性，侧壁转窗必须紧贴在翼型的两个端面。因此，在等离子体流动控制实验中必须要解决模型与侧壁转窗、支撑平台的绝缘问题。在本实验系统中，对于侧壁转窗设计，综合考虑材料的强度、绝缘性及是否便于加工等多方面的因素，选用环氧树脂材料一次加工成形(见图2)。对于支撑平台和翼型耳片通过金属螺钉连接定位，因此要同时考虑接触面和连接螺钉的绝缘问题。为此，在支撑平台和翼型耳片的接触面上粘贴可耐15000V高压的Kapton绝缘胶带，然后再安装由环氧树脂层压板制成的耳片垫板，螺钉上专门设计了聚四氟乙烯衬套和垫片，从而实现支撑平台和翼型耳片的完全隔离(见图3)。

图2 模型与试验段侧壁转窗的连接方式

图3 模型与支撑平台的连接方式

2.3绝缘、密封走线技术

等离子体流动控制实验的走线技术主要涉及测压管和高压电缆过洞壁的问题。测压管为塑料软管，不存在绝缘问题，通过安装在风洞洞体上的转接头过洞壁，密封性的问题也可得到解决。因此，主要的技术难点集中在高压电缆的过洞壁问题上，如果采用焊接的方式，则无法保证绝缘性；如果采用线管的方式，尽管线管与风洞洞壁之间的密封问题可以解决，但线管内部存在电缆与线管内壁的密封问题。为此，本实验系统针对动态压力环境下密封、绝缘走线问题，专门设计了一种带绝缘保护的密封接头(见图4)。该密封接头由底座、O型橡胶密封圈和压丝组成。其中，底座是由钢质材料制成的中间留有圆形通孔的圆柱体支撑底座，底座小头用来连接风洞洞壁，大头用来连接压丝；O型橡胶密封圈置于压丝与底座内螺纹孔底部端面之间，利用螺纹的拉紧力形成的机械挤压使O型密封圈变形抱紧电缆线的同时挤紧底座内腔，从而既实现了高压电缆与风洞洞壁的完全隔离又解决了电缆的密封走线问题。

1 Base 2 O seal ring 3 Pressure screw 4 Side wall 5 High tension wires

2.4电磁屏蔽技术

在本实验系统中，最易受到电磁干扰的仪器是反馈迎角信息的光电编码器和电子压力扫描阀，因此必须采取相应的电磁屏蔽措施进行防护。本实验系统通过以下两个技术手段解决了这一难题。

(1)多层电磁屏蔽技术

等离子体激励器导线的脉冲电压一般都在10000V以上，普通导线显然无法满足电磁屏蔽的要求。为此，经过多次的实验摸索，提出了一种多层电磁屏蔽技术，即对高压导线实施多层屏蔽保护，使感应电磁场逐层衰减，最后达到测控仪器的安全耐压和电磁屏蔽要求。经过多层屏蔽保护的高压电缆如图5所示，紧贴导线的是同轴电缆，第二层是铜网衣，第三层是塑料软管，最外层是金属软管，以防止电缆折断。

图5 多层电磁屏蔽技术原理图

(2)铜箔宽带接地技术

除了激励器导线本身的电磁干扰，翼型表面及耳片、测压管等金属部件上也会出现相当强的感应电压，因此，必须采取可靠的接地措施。研究发现，常规的接地线无法满足要求，接地后感应产生的电压仍可达上千伏。为此，我们专门设计了一种阻值更小的宽带接地技术，即用100mm宽、0.03mm厚的铜箔宽带作为地线，将模型上的感应电压导入大地，如图6所示。

图6 铜箔宽带接地技术

经测试，采用多层电磁屏蔽和宽带接地技术之后，相应部件的感应电压大幅减小(见表1)，风洞测控系统工作正常，静态和吹风时的压力信号均未出现坏点，压力分布曲线光滑、趋势正确，光电编码器反馈信号准确，迎角控制精度未受干扰(仍可达0.3′)，从而保证了人员的安全性和实验数据的可靠性。

表1 不同接地技术结果对比

3 风洞实验策略

等离子体流动控制实验是伴随有高压、高温的精细化特种实验，因此在风洞性能和实验策略方面必须要有专门的考虑，归纳如下：

(1) 高品质的流场，包括背景噪声、湍流度及马赫数控制精度等方面。等离子体对边界层流动的诱导加速属于小扰动，如果流场的压力或速度脉动过大，则等离子体本身对气流的主控作用将会被弱化，这将非常不利于控制机理的辨识。

(2) 连续、稳定的运行能力。等离子体流动控制实验需要对比研究不同电压、频率及占空比等激励参数对控制效果的影响，这就要求尽可能在一个车次中完成所有的实验状态，否则将给数据的衔接带来困难；另外，激励电极处于高压、高温的工作状态，频繁的开关也会大大减小电极的工作寿命。

(3) 宽泛的变马赫数、变雷诺数能力。目前的研究表明，等离子体流动控制的原理是其对边界层流动加速的结果，而雷诺数又是与边界层密切相关的参数，因此需要进一步开展不同马赫数和不同雷诺数下的实验研究，摸清等离子体的可控速度范围，总结激励电参数和气动性能的耦合关系，为等离子体流动控制的机理研究提供必要依据。

本实验在西北工业大学NF-6高速风洞进行。该风洞是国内首座增压连续式高速风洞，连续运行时间可达数小时，实验马赫数范围为0.2～1.2，最高翼型雷诺数可达15×106，并通过增压方式可进行固定马赫数变雷诺数实验，背景噪声、湍流度、马赫数控制精度等流场指标均达到国军标合格指标，接近先进指标。风洞配有PIV、红外热像仪、纹影仪等高精度非接触测量仪器，可实现绕流速度场、温度场、边界层转捩、涡系结构以及激波位置的精细化测量。该风洞流场品质优良，配套设备齐全，是开展等离子体高速流动控制技术研究的理想实验平台。

实验模型选用NACA0012标准翼型，等离子体激励系统在风洞实验时的工作状态如图7所示。该图来源于风洞实验时的视频截图，故分辨率稍差，但可以看到激励器放电时的辉光效果。该系统在高速来流的情况下可正常工作，满足高速风洞的实验要求。

图7 等离子体激励系统工作图

4 实验结果

图8、9及图2给出了α=20°，Ma=0.2时NACA0012翼型施加等离子体激励前后的实验结果。从图8的翼面压力分布曲线可以看出，等离子体激励对翼型绕流的控制作用主要体现在上翼面，施加等离子体激励之后，上翼面的流速增快，前缘吸力显著增大，升力增大；从图9所示的等离子体激励前后尾迹动量损失分布来看，等离子体激励有效控制了背风面的流动分离，尾迹区的动量损失明显降低，阻力减小，整体升阻性能得以提升。

图8 等离子体激励前后翼面压力分布

图9 等离子体激励前后尾迹动量损失

通过压力分布积分可得到NACA0012翼型的升力系数(见图10)。可以看出等离子体激励有效抑制了翼型吸力面的流动分离，提高了翼型的临界失速迎角。当Ma=0.2时，临界失速迎角增大2°(由14°增大到16°)，最大升力增大4%。

图10 等离子体激励前后翼型升力系数曲线

5 结论

(1) 设计并实现了一套适用于高速风洞的等离子体流动控制实验系统，为开展高速风洞等离子体流动控制实验创立了一种新的技术手段。

(2) 初步探明了等离子体主动控制技术在高速流动中的可行性，为进一步的机理研究和工程应用提供了重要参考。

参考文献:

[1]孙宗祥. 等离子体减阻技术的研究进展[J]. 力学进展, 2003, 33(1): 87-94.

Sun Zongxiang. Progress in plasma assisted drag reduction technology[J]. Advances in Mechanics, 2003, 33(1): 87-94.

[2]Post Martiqua L, Greenwade Stephen L, Yan Matthew H, et al. Effects of an aerodynamic plasma actuator on an HSNLF Airfoil[C]. AIAA 2007-638, 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 8-11 January 2007.

[3]Wang Jianlei, Li Huaxing, Liu Feng, et al. PIV study on forebody vortex cores under plasma actuations[C]. AIAA 2010-1087, 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 4-7 Jan 2010, Orlando, Florida.

[4]Roth J R, Dai X. Optimization of the aerodynamic plasma actuator as an electro hydrodynamic(EHD) electrical device[C]. AIAA 2006-1203, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Reno, Nevada, 2006.

[5]Mehul P Pater, T Teny Ng, Srikanth Vasudevan. Plasma actuators for hingeless aerodynamic control of an unmanned air vehicle[C]. AIAA 2006-3495, 3rd AIAA Flow Control Conference, San Francisco, California, 2006.

[6]Thomas F O, Kozlov A, Corke T C. Plasma actuators for landing gear noise reduction[C]. AIAA 2005-3010, Monterey: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2005.

[7]Kriegseis J, Schwarz C, Duchmann A, et al. PIV-based estimation of DBD plasma-actuator force terms[C]. AIAA 2012-0411, 36th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, Nashvillle, Tennessee, USA, 2012.

[8]Mullins J. Will plasma revolutionize aircraft design[J]. Space Daily, 2000-10-28.

[9]李应红, 梁华, 马清源, 等. 脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验[J]. 航空学报, 2008, 29(6): 1429-1435.

Li Yinghong, Liang Hua, Ma Qingyuan, et al. Experimental investigation on airfoil suction side flow separation by pulse plasma aerodynamic actuation[J]. Acta Aeronau Tica Et Astronau Tica Sinica, 2008, 29(6): 1429-1435.

[10] 李应红. 航空等离子体动力学与技术的发展[J]. 航空工程进展, 2011, 2(2): 127-132.

Li Yinghong. Development of aero-plasma dynamics and technology[J]. Advances in Aeronatutical Science and Engineering, 2011, 2(2): 127-132.

[11] Liu Feng, Luo Shijun, Gao Chao, et al. Flow control over a conical forebody using duty-cycled plasma actuators[J]. AIAA Journal, 2008, 46(11).

[12] 李钢, 聂超群, 朱俊强, 等. 介质阻挡放电等离子体流动控制技术的研究进展[J]. 科技导报, 2008, 26(4): 87-92.

Li Gang, Nie Chaoqun, Zhu Junqiang, et al. Development of flow control by dielectric barrier discharge plasma[J]. Science and Technology Review, 2008, 26(4): 87-92.

[13] 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): 35-39.

Zhang Panfeng, Wang Jinjun, Shi Weiyi, et al. Experimental

study on the separation control by plasma actuator in subsonic flow[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2007, 21(2): 35-39.

作者简介: