等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

梁华， 吴云， 李军， 韩孟虎， 马杰

1.空军工程大学 航空航天工程学院， 西安　710038 2.西北工业大学 航空学院， 西安　710072



等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

梁华1,2,*， 吴云1， 李军1， 韩孟虎1， 马杰1

1.空军工程大学 航空航天工程学院， 西安710038 2.西北工业大学 航空学院， 西安710072

针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题，进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明：等离子体气动激励通过加速近壁面附面层，增强附面层内的能量掺混，可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离，改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励，可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离，最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°；在襟翼前缘施加激励，可有效抑制襟翼表面的流动分离，显著减小阻力，在4° 迎角下，将试验模型阻力系数减小了28.7%，升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响，当占空比为10%～30%时，激励的非定常性更强，控制效果最好；占空比为50%的控制效果次之，占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高，逆压梯度越大，流动分离更难被抑制，控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。

增升装置； 等离子体； 气动激励； 流动分离； 流动控制

增升装置是飞机气动设计的重要组成部分，增升装置的气动性能直接决定着飞机起降阶段气动性能的好坏[1]。在飞机起降阶段，需要尽可能降低飞行速度，缩短滑跑距离，所以要求飞机在起降阶段具有大的升力系数，而这都依赖于高效的增升装置来实现。虽然增升装置在飞机起降阶段可显著增大升力，但是增升装置在大迎角下吸力面出现的流动分离，会导致气动性能的恶化，如何提高增升装置大迎角下的气动性能一直是关注的重点。此外，增升装置后缘存在很大的逆压梯度，使得襟翼上表面流动在主翼失速之前，就很快分离，并且随着流动的发展形成较大的脱体涡，流动分离和大尺度的脱体涡，导致升力损失、阻力和噪声剧增，很大程度上也制约了增升装置的增升效果。如何抑制增升装置上表面的流动分离已成为提高增升装置效能的关键。目前增升装置常规的气动设计手段和水平已经发展到了较高的程度，要进一步提高增升装置的气动性能，必须采用新的技术手段[2]。

流动控制技术是近20年来空气动力学研究领域的国际性热点问题之一，其利用微量、局部的“气流扰动”来控制大流量、全局性的流场特性，起到的是“四两拨千斤”的作用。近年来，采用流动控制技术提高增升装置气动性能的工作不断涌现，主要手段有涡流发生器[3-4]、声激励[5]、吹吸气[6-8]、合成射流[9]以及自激励动襟翼等。

微型涡流发生器用于增升装置流动分离控制的试验研究表明[3]：尺寸为0.18%翼型弦长的涡流发生器可有效抑制襟翼上的流动分离，涡流发生器最佳的作用位置在25%襟翼弦长处，采用涡流发生器可有效增大翼型起降阶段升力约10%，减小阻力约50%，增大升阻比约100%。西北工业大学进行了涡流发生器改善增升装置气动性能的数值仿真[4]，研究结果表明：在襟翼区段布置涡流发生器后，襟翼分离得到明显抑制，流动重新大范围的附着在襟翼表面，襟翼的流场品质得到明显改善。由于襟翼上表面分离被抑制，襟翼流速增加，进一步通过增升装置缝道的作用，改变了主翼和襟翼流动，使得环量同时增加，提高了增升效率。西北工业大学还进行了声激励改善增升装置气动特性的试验研究[5]，结果表明：增升装置的襟翼上表面加入弱声激励，翼型的升力系数有了一定提高；不同的激励方式对翼型升力系数的改善效果不同；单点声激励使翼型的升力系数减小，M型多点声激励使翼型的升力系数增加较少。波音公司开展了吹吸气提高增升装置升力的研究[6-7]，研究表明，通过定常和非定常的襟翼吹气策略，都可有限抑制襟翼表面流动分离，提高系统的升力，吹气系数为0.4%时，升力系数的增量为0.38，增大了约25%。西北工业大学采用多个数值仿真模型对吹气控制多段翼进行了仿真[8]，结果表明吹气控制可以改善翼型表面的流动，减弱流动分离，提高最大升力系数，并研究了不同吹气参数对流动控制效果的影响。合成射流改善增升装置气动性能的试验表明[9]：合成射流作用在襟翼前缘时，可有效增大升力，但是减阻效果有限，当激励频率与旋涡脱离频率一致时，增升效果最好；随着来流速度的提高，增升效果变弱。

等离子体流动控制技术是一种新概念的主动流动控制技术，其利用等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电引起温度、压力变化，对流场局部施加扰动，从而改善空气动力特性。与常规流动控制技术相比，具有结构简单、响应迅速、控制灵活、作用频带宽、激励强度大等优点，被认为是最有可能广泛应用的主动流动控制技术之一[10-13]。近年来，利用等离子体流动控制改善飞机增升装置气动性能的研究开始出现[14-20]，美国俄亥俄州立大学的Little采用等离子体气动激励进行了简化增升装置流动控制研究[14-18]，研究表明：雷诺数在2.4×105与7.5×105之间时毫秒脉冲等离子体气动脉冲激励可以控制后缘襟翼附面层的分离，而雷诺数在7.5×105与1.0×106之间时，纳秒脉冲等离子体气动激励只能控制前缘或者前缘带偏角的流动分离，不能控制后缘襟翼的流动分离，这项研究为增升装置流动分离控制打开了另外一扇大门。文献[19]通过风洞测力和丝线试验进行了毫秒脉冲等离子体气动激励控制增升装置流动分离的研究，研究表明：毫秒脉冲等离子体气动激励可以有效抑制翼型前缘流动分离，显著提高翼型的最大升力系数，在多主翼后段和襟翼同时施加吹气流动控制控制效果最优，最大升力系数增加约30.05%。

综合分析已有的增升装置流动控制研究，涡流发生器较为成熟，已经在飞机上实际应用，取得了一定的增升效果，但涡流发生器是典型的被动流动控制措施，在某些非设计状态可能会降低增升装置的气动性能。合成射流和吹吸气虽已经进行了全尺寸的地面风洞试验或高空飞行验证试验，但是也存在控制系统结构复杂、引气量大及控制效果有限的问题。等离子体流动控制技术在增升装置性能提升上有广阔的应用前景，但已有的工作都较为初步，Little的研究主要针对的是简化的高升力系统[14-18]，后缘襟翼不带缝道，研究的针对性不强。文献[19]的研究对象虽然是两段翼，但只针对主翼前缘的流动分离开展了研究，没有涉及襟翼表面流动分离的控制。本文在已有工作基础上，进行了毫秒脉冲等离子体气动激励控制增升装置流动分离的试验研究，对激励位置、激励电压、脉冲频率和占空比等参数进行了优化，并结合理论分析和试验研究，揭示了等离子体气动激励用于增升装置流动控制的作用机理，可为等离子体流动控制技术在飞机增升装置上的研究和应用提供理论和方法的基础。

1　试验系统

1.1试验风洞

试验是在空军工程大学等离子体动力学国家级重点试验室的LSWT-1型低速风洞上进行的，该风洞属单回流闭口式。试验段截面为1.2×1.0 m2的长方形，长3.0 m，试验段风速为5～75 m/s，紊流度小于0.2%，为消除闭口试验段壁面附面层加厚对试验段轴向静压梯度的影响，试验段二侧壁可各采用0.40扩散角的布置形式。

1.2增升装置模型

试验所用高升力模型为GAW-1翼型为剖面的两段翼型，襟翼为29%翼型弦长，翼型最大厚度为17%弦长，剖面示意图如图1所示(未按真实比例绘制)。主翼的净弦长为0.35 m，展长为0.95 m，材料为航空铝。在主翼和襟翼上下表面共布置91个测压点，测压点均位于50%翼展剖面处，试验中测量的均是翼型表面的相对压力。其中主翼68个，从主翼前缘至后缘均匀分布；襟翼23个，从襟翼前缘至后缘均匀分布。对于增升装置，襟翼偏角越大，翼型的弯度越大，因此产生的升力越高，但是，由于大偏角下襟翼吸力面容易产生流动分离，会导致提前失速，因此，限制了其使用迎角。而前期的研究表明，等离子体激励能够有效地抑制或推迟流动分离，因此，在本文研究中，襟翼的偏角固定为35°、襟翼前缘与主翼后缘的左右间距固定为0、上下间距为1.5 cm(襟翼在下)。

图1　增升装置模型示意图Fig.1　Sketch map of high lift system

试验采用典型非对称布局介质阻挡放电激励器。该激励器由裸露电极、覆盖电极和绝缘介质组成。裸露电极连接微秒脉冲电源高压端，覆盖电极连接脉冲电源低压端，中间由绝缘介质隔开。接通电源之后，高压电极附近的空气被强电场电离，产生等离子体，等离子体在电场力的作用下进行能量、动量交换，向附面层注入能量，从而改变其空气动力学特性。激励器选用聚酰亚胺作为绝缘介质，铜箔为电极，激励器的绝缘材料由3层聚酰亚胺胶带组成，每层胶带的厚度为 0.067 mm，铜箔电极的厚度为0.068 mm，高压电极宽为3 mm，低压电极宽为5 mm，长均为240 mm，高低压电极重叠量为0 mm。激励器的敷设位置在襟翼前缘和主翼前缘处，即敷设后低压电极前缘与翼型前缘重合。图2为模型在风洞中的固定示意图。

图2　试验模型在风洞试验段内的固定Fig.2　High lift system fastened in wind tunnel

1.3等离子体电源

试验电源采用CTP-2000型脉冲等离子体电源，电源输入为220 V交流电，输出电压幅值为0～30 kV，波形为正弦波。电源输出电压波形示意图如图3所示。图中T为原输出正弦波的周期，TA为每周期电源打开的时间，TM为调制波的周期。电源的基础频率定义为f1=1/T、基础频率为6～30 kHz可调，在本文中固定为22 kHz；调制频率也就是论文中的激励频率定义为fM=1/TM，在本文中为10～2 000 Hz连续可调；占空比为DC=TA/TM×100%,在本文中为1%～100%连续可调。

图3　等离子体电源输出电压波形Fig.3　Output waveform of power supply

1.4测试设备

1) 压力扫描阀

试验主要通过测压来获得流场参数，压力测量采用DSY-104电子式微压测量系统，主要由压力扫描器单元、DSY-104微压校准单元、数采控单元、用户计算机和高压气源组成。该系统共有192个通道，系统测量精度为0.05%F.S.；通道最高采样速率为100 Hz，量程为±10 kPa，测量的是相对压力。

2) 尾迹测量耙

尾迹测量耙主要由测压探针、横梁和夹具等组成，共包括4静压孔、81个总压测量孔，尾耙翼型选用NACA0015翼型，弦长为160 mm，展长为1 600 mm，安装位置距翼型尾缘1倍弦长处，高度为0.5倍的风洞高度，测量耙在70 m/s风速下的测试误差小于0.7%。

3) 电参数测量系统

等离子体放电参数测试系统主要包括DPO4104示波器、P6015A 高压探针及TCP0030A型电流探针，用于测量等离子体激励器放电的电压、电流等参数。

2　试验结果与分析

2.1基准气动特性

首先进行了没有实施等离子体流动控制措施下，增升装置基准气动特性测量的试验。图4为来流速度为v=30 m/s,襟翼迎角δ=35° 时不同迎角α下的翼型表面压力系数CP和尾迹区速度V的分布图。图4(a)中纵轴为通过扫描阀测得的压力计算出来的压力系数CP，横轴为无量纲量，表示的是测压点相对主翼干净弦长的位置，其中c表示翼型干净弦长，x表示测压点水平方向坐标。由图4(a)可以看出，迎角由0° 到14° 变化时，主翼吸力面前缘的负压值是逐渐增加的，压力系数逐渐增大，说明在主翼前缘的流动速度逐渐增加；而迎角大于10° 以后，主翼吸力面后缘出现了压力平台区，说明在吸力面后缘出现了流动分离；从10° 到14°，主翼后缘的分离区逐渐增大；迎角为20° 时，可以看出，流动分离已经发展到主翼前缘，整个主翼吸力面的压力为一个平台区。分析襟翼的表面压力系数可以看出，由于襟翼偏角较大，当迎角大于4° 以后，整个襟翼压力面出现压力平台区，所以襟翼一直处于流动分离状态。不同迎角下襟翼压力面压力变化很小，这主要是因为襟翼压力面的流动位于主翼的尾迹区内，受主翼压力面流动的影响，而主翼压力面的压力在不同迎角下虽有变化，但变化较小；且试验中襟翼的偏角较大，固定为35° 当主翼迎角大于4° 时，襟翼吸力面的流动已处于完全分离状态。综上，主翼和襟翼吸力面出现的流动分离，导致机翼升力系数变小、阻力系数增大，迫切需要通过流动控制，抑制流动分离，从而实现增升减阻。

图4　来流为30 m/s时无激励的试验结果Fig.4　Test results of flow being 30 m/s without actuation

图4(b)为不同迎角下的翼型尾迹区速度分布的测量结果，图中横坐标表示尾迹区的速度V，纵坐标y表示尾迹点的高度。由图可见，随着迎角增大，尾迹区的范围逐渐增大，且尾迹区最小速度逐渐减小，说明随着迎角增大，翼型的阻力逐渐增加。当迎角为20° 时，尾迹范围变得非常大，这是由于主翼吸力面出现大尺度失速分离导致的。此时尾迹区速度的最大点也较其他迎角稍小，分析认为是由于迎角较大，增大了风洞的阻塞比，使自由来流速度有所降低所致。

2.2不同激励频率下的流动控制效果

将等离子体激励器布置在襟翼前缘，研究了激励频率f对控制效果的影响。来流速度为30 m/s、主翼迎角为4° 时，不同激励频率下模型表面压力系数和尾迹区速度分布的测量结果如图5 所示。

图5　迎角为4° 时，不同频率的试验结果Fig.5　Test results of different actuation frequenciesat α=4°

由图5(a)可以看出，未施加等离子体气动激励时，襟翼吸力面出现了明显的流动分离；施加不同频率的等离子体气动激励后，使襟翼前缘压力系数出现了明显的峰值，说明襟翼前缘的流动分离被抑制，但襟翼后缘还存在流动分离。同时，可以看出，对襟翼的控制使主翼吸力面的压力系数(绝对)值有所增加，并且越靠近主翼前缘，增加的幅值越小，越靠近后缘增加的幅值越大。主翼前缘的压力系数(绝对)值增大，也说明主翼前缘的绕流速度变大。由图5(b)可以看出，施加等离子体气动激励后，翼型的尾迹有所减小，并且激励频率越高，尾迹的范围越小，说明阻力越小。这主要是因为施加激励后，抑制了襟翼前缘的流动分离。由于本文研究所采用的是毫秒脉冲等离子体电源，输出电压波形为正弦波，已有的研究结果表明：毫秒脉冲等离子体气动激励抑制流动分离的作用机理是在电场力的作用下，一方面诱导附面层加速，改变附面层的速度剖面，使得附面层内速度分布更为饱满、吸力面的负压更“负”；另一方面在附面层内诱导产生旋涡，促进附面层和主流之间的能量掺混；通过这两方面的作用，起到抑制流动分离、减阻增升的效果。

在来流速度为30 m/s下，不同激励频率下增升装置的升力系数(由表面压力系数测量结果计算得到)和阻力系数(由尾迹区速度分布测量结果计算得到)如图6所示。等离子体气动激励的占空比固定为10%、激励电压固定为12 kV，激励频率分别选取100、200、300、500和1 000 Hz。可见，在不同频率下，施加激励后模型的升力系数均有所增大，阻力系数均有所减小。激励频率为1 000 Hz时，控制效果最好。在主翼失速前，施加激励后，增升装置阻力系数的减小较多。例如：迎角为4°，激励频率为1 000 Hz时，翼型升力系数增大了7.1%，阻力系数减小了28.7%。其原因是在4° 迎角下，主翼吸力面的流动没有发生分离，但襟翼表面出现了严重的分离，此时襟翼产生的阻力占的比重大。施加激励后，襟翼的流动分离被有效控制，但由于其弦长较小，所以对整个翼型的升力提升有限，但引起减阻效应更明显，因此整个翼型阻力显著减小。

图6　不同激励频率下的试验结果Fig.6　Test results at different actuation frequencies

需要说明的是，并不是说激励频率越大，控制效果越好，已有的大量研究表明[21-22]：等离子体气动激励存在最佳的激励频率，在此频率下，激励产生扰动与分离涡耦合作用，控制效果最好。对于襟翼表面的流动，还受到主翼表面流动、缝道流动等的影响，所以襟翼分离涡的特性与主翼有显著区别，控制襟翼分离的最佳激励频率也与主翼不一样。由于襟翼表面流动包含着极为复杂的流动现象，包括：流动分离、边界层的发展、尾流发展、掺混边界层及黏性尾流相互作用等。

为了辅助分析等离子体气动激励与襟翼表面流动间的非定常耦合作用机制，还进行了初步的非定常数值仿真，仿真时将等离子体气动激励的作用效果简化为体积力，然后与Navier-Stokes方程耦合求解，仿真模型和边界条件的处理见文献[23]。

图7为迎角为4°、激励频率为1 000 Hz时，控制前后一个周期内的涡量云图。从图7非定常仿真结果可以看出，襟翼前缘的剪切层始终存在，说明4° 迎角时襟翼分离发生在前缘，形成较稳定的前缘剪切层。尾涡的形成、发展与脱落造成了升力系数的周期性波动，0T(T为前面定义的电源输出正弦波的周期)时刻，尾涡已形成，此时对应升力系数的最小值，从0～3/4T时刻，尾涡由形成到脱落，对应着升力系数的增大，从3/4T～1T时刻，尾涡由脱落到再次形成，升力系数会逐渐减小。施加激励后，还可以看出，相比于基准状态，其尾涡的尺寸和强度明显减小，尾涡的形成和脱落时间减小，襟翼前缘的分离被明显抑制后，襟翼剪切层出现了有规律的脉动，其与尾涡起到的是互相抑制的作用。且对襟翼施加激励后，主翼的边界层和尾迹的剪切层都发生了明显的变化。所以等离子体气动激励与飞机增升装置流动分离相互作用本质上是一个非定常的耦合作用过程：毫秒脉冲等离子体激励的机理主要是体积力效应，其诱导气流加速，在前缘剪切层作用下形成诱导涡，涡的形成位置在分离区内，旋涡沿剪切层向下游发展、扩大，增大了主流与分离流的掺混。激励频率决定了襟翼上翼面存在的旋涡的特性，施加1 000 Hz激励时，诱导的旋涡对分离涡起到持续的作用，有效抑制了流动分离。

图7　激励前后一个周期内的涡量云图仿真结果Fig.7　Simulation results of vorticity for one cycle before and after actuation

2.3不同占空比下的流动控制效果

对于毫秒脉冲等离子体气动激励，采用不同的占空比(DC)，可以产生类似定常与非定常的气动激励，进行了不同占空比对控制效果的影响的研究。来流为30 m/s，迎角固定为4°，激励频率为1 000 Hz，激励电压为12 kV，激励位置在襟翼前缘，占空比分别为10%、20%、30%、50%和100%，襟翼表面的压力系数测量结果如图8所示。可以看出，占空比对控制效果有较大影响。当占空比为100%时，毫秒脉冲激励产生的是类似定常的激励作用，襟翼前缘的压力变化较小，没有出现负压峰值，控制效果最差，系数增大约2.2%、阻力减小约6.4%；占空比为10%～30%的控制效果基本相同，增升装置升力系数增大约5.4%、阻力减小约28.7%，占空比为50%时效果稍差，升力系数增大约3.2%、阻力系数减小约12.7%。

图8　不同占空比下襟翼表面压力系数分布图Fig.8　Pressure coefficient distribution of different duty cycles on flap surface

不同占空比控制效果不同，非定常激励的控制效果明显好于定常激励；占空比越小，能耗越低。其物理机制主要体现在不同占空比下等离子体气动激励特性存在显著不同。粒子图像测速仪的测试表明[24]：正弦波等离子体气动激励诱导空气流动的本质是非定常的，在激励产生阶段会诱导产生启动涡，经过约3 s时间后，启动涡最终会衍化成近壁面射流。不同占空比下，启动涡的特性是不一样的，经过占空调制后，气动激励的非定常性增强，占空比为10%～30%时，气动激励诱导产生的启动涡的涡量和壁面射流的速度大小均比占空比为50%和100%要大，从而导致了不同占空比下，流动控制效果不同。

2.4激励位置的影响

将激励电压固定为12 kV、激励频率固定为1 000 Hz，占空比固定为20%，分别进行了在主翼前缘施加激励、襟翼前缘施加激励以及主翼、襟翼前缘同时施加激励的试验研究。研究结果如图9 所示，图中flap代表激励位置在襟翼前缘；main代表激励位置在主翼前缘；both表示在主翼和襟翼前缘同时施加激励。由图可见，在主翼前缘施加激励，在迎角小于14° 时，因为主翼前缘没有出现流动分离，所以控制效果很弱。但是当迎角大于14° 时，等离子体气动激励可有效改善增升装置大迎角下的气动特性，因为大迎角下主翼进入失速分离状态，增升装置的升力系数从14° 时的3.15减小到16° 时的2.13，阻力系数由0.6增大到1.25；在主翼前缘施加激励后可将增升装置临界失速迎角由14° 提高到18°，最大升力系数由3.15提高到3.72，提高了18.1%。可见在主翼前缘施加激励，可以显著的提高增升装置大迎角下的气动性能。

图9　不同激励位置下的试验结果Fig.9　Test results in different actuation positions

在襟翼前缘施加激励时，由于襟翼前缘在主翼失速前就出现了流动分离，等离子体气动激励可有效抑制襟翼的流动分离，使得增升装置升力增大、阻力减小。等离子体激励抑制了襟翼前缘的流动分离，提高了襟翼的气动特性，同时，还改善了主翼吸力面的流动特性，翼型升力的提高主要是由于施加激励后增加了整个翼型的环量。例如：在迎角为4° 时，施加激励后增升装置阻力系数减小了28.7%、升力系数增大了7.1%。在大迎角下，襟翼的气动力占整个增升装置气动力的比重降低，控制效果开始减弱。

在襟翼前缘和主翼前缘都施加激励时，可同时改善增升装置在主翼失速前和失速后的气动特性，控制效果最优。激励后，可将增升装置最大升力系数由3.15提高到了3.79，提高了20.3%；而且控制后不同迎角下增升装置的阻力系数都明显减小。在主翼失速前是襟翼前缘的激励起作用，主翼失速后是主翼前缘的激励起作用。

2.5来流速度对控制效果的影响

为了进行对比，还进行了来流速度为45 m/s和60 m/s下的流动控制试验。不同来流速度下等离子体气动激励的参数一致，激励位置在主翼前缘和襟翼前缘、激励频率为1 000 Hz、激励电压为12 kV、占空比为10%，试验结果如图10所示。

由图10可见，在不同来流速度下，均有较好的流动控制效果；但随着来流速度的提高，施加激励后，增升装置升力系数的增加量δCL和阻力系数的减小量δCD均显著变小，也就是说来流速度越高，控制效果越弱。这主要是因为随着来流速度的提高，襟翼和主翼上发生流动分离时的逆压梯度增大，流动分离更难被控制，所以流动控制效果下降。此外，增升装置升力系数的增加量δCL和阻力系数的减小量δCD的变化还与迎角密切相关，在主翼失速前(小于14°)，主翼表面没有出现流动分离，襟翼表面有流动分离，施加激励后襟翼表面的流动分离被有效控制，但是襟翼相对主翼面积较小，所以此时δCL的增加量相对较小，此时以减阻为主；当迎角在14° 到18° 之间时，等离子体气动激励可以同时控制襟翼和主翼前缘的流动分离，所以增升减阻效果最为显著；当迎角大于18° 时，主翼前缘处于深度失速状态，流动分离已无法控制，所以此时减阻增升效果逐渐减弱。

图10　不同来流速度下的试验结果Fig.10　Test results at different inflow velocities

大多数飞机的实际飞行速度都远高于本文中的60 m/s，有的飞行速度达到高亚声速，如何有效控制高风速(雷诺数)下飞机机翼表面的流动分离，是等离子体流动控制技术能否实际应用的关键。本文研究所采用的是正弦波等离子体气动激励，由于其主要作用机制还是诱导附面层加速，所以其对于抑制低速流动具有较好的效果，但是随着来流速度的提高，流动控制效果逐渐减弱。纳秒脉冲等离子体气动激励是空气动力学领域新兴的研究热点，相比于正弦波诱导气流加速的作用机制，纳秒脉冲放电通过在短时间将能量释放，在流场局部产生快速的温升和压升，进一步可诱导产生强压缩波和旋涡，可以极大的增强附面层和主流之间的能量掺混，从而提高其抑制流动分离的能力，目前国际上采用纳秒脉冲等离子体气动激励，已经有效抑制了翼型吸力面高亚声速来流下的流动分离，这标志着等离子体流动控制技术已经具有较大的实用价值，也为等离子体流动控制技术的实际应用奠定了基础。

3　结　论

本文进行了脉冲等离子体气动激励改善增升装置气动特性的试验，研究了激励位置、激励频率、占空比和来流速度等对控制效果的影响。

1) 在主翼前缘施加激励，可有效抑制大迎角下主翼吸力面的失速分离，有效提高增升装置最大升力系数和失速迎角，主翼前缘激励时小迎角的控制效果较弱。且同时在主翼和襟翼前缘施加激励，可同时改善增升装置在主翼失速前和失速后的气动性能，控制效果最优。

2) 在襟翼前缘施加脉冲等离子体气动激励，可有效抑制襟翼前缘的流动分离，使襟翼前缘压力系数从平台区变为明显的前缘峰值特性；在襟翼前缘施加激励，可有效减小增升装置在主翼失速前的阻力系数。

3) 在襟翼前缘施加激励，在不同激励频率下，施加激励后模型的升力系数均有所增大，阻力系数均有所减小；激励频率为1 000 Hz时，控制效果较好，增升装置升力系数增大了7.1%，阻力系数减小了28.7%。

4) 占空比对控制效果有较大影响。当占空比为100%时，毫秒脉冲激励产生的类似定常激励作用，其控制效果最差；而当占空比为10%～30%时，控制效果基本相同；占空比为50%时效果稍差。

5) 随着来流速度的提高，主翼和襟翼的流动分离更难被抑制，等离子体气动激励对增升装置气动性能的改善程度减弱，升力增量和阻力减小量都降低；且减阻增升效果还与攻角大小相关。

[1]WANG J J, LI Y C, CHOI K S. Gurney flap-lift enhancement, mechanisms and applications[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2008, 44(1): 22-47.

[2]MELTON L P, SCHAEFFLERS N W, LIN J C. High-lift system for a supercritical airfoil: Simplified by active flow control: AIAA-2007-0707[R]. Reston: AIAA, 2007.

[3]LIN J C. Control of turbulent boundary-layer separation using micro-vortex generators: AIAA-1999-3404[R]. Reston: AIAA, 1999.

[4]褚胡冰, 陈迎春, 张彬乾, 等. 增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究[J]. 航空学报, 2012, 33(1): 11-21.

CHU H B, CHEN Y C, ZHANG B Q, et al. Investigation of numerical simulation technique for micro vortex generators applied to high lift system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(1): 11-21(in Chinese).

[5]朱奇亮, 高永卫, 叶正寅. 不同声激励方式对多段翼型升力特性的影响[J]. 航空工程进展, 2013, 4(2): 232-236.

ZHU Q L, GAO Y W, YE Z Y. Influence of the different acoustic excitations on lift characteristic of a multi-element airfoil[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2013, 4(2): 232-236 (in Chinese).

[6]TIMO K, VLAD C, RALF R, et al. Active flow separation control on a high-lift wing-body configuration part 1: Baseline flow and constant blowing: AIAA-2011-3168[R]. Reston: AIAA, 2011.

[7]VLAD C, TIMO K, RALF R, et al. Active flow separation control on a high-lift wing-body configuration: Part 2: The pulsed blowing application: AIAA-2011-3169[R]. Reston: AIAA, 2011.

[8]焦予秦, 陆岩. 多段翼型吹气流动分离控制研究[J].应用力学学报，2015, 32(2): 215-220.

JIAO Y Q, LU Y. Research on flow separation control on multi-element airfoil using air-blowing[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2015, 32(2): 215-220 (in Chinese).

[9]SANG H K, CHONGAM K. Separation control on NACA23012 using synthetic jet: AIAA-2006-2853[R]. Reston: AIAA, 2006.

[10]CORKE T C, ENLOE C L, WILKINSON S P. Dielectric barrier discharge plasma actuators for flow control[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 2010, 42(1): 505-529.

[11]LI Y H, WU Y, LI J. Review of the investigation on plasma flow control in China[J]. International Journal of Flow Control, 2012, 4(12): 1-17.

[12]WANG J J, CHOI K S, FENG L H, et al. Recent developments in DBD plasma flow control[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2013, 62(1): 52-78.

[13]吴云, 李应红. 等离子体流动控制研究进展与展望[J]. 航空学报, 2015, 36(2): 381-405.

WU Y, LI Y H. Progress and Outlook of Plasma Flow Control[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese).

[14]ADAMOVICH I V, LITTLE J, NISHIHARA M, et al. Nanosecond pulse surface discharges for high-speed flow control: AIAA-2012-3137[R]. Reston: AIAA, 2012.

[15]DAWSON R, LITTLE J. Characterization of nanosecond pulse driven dielectric barrier discharge plasma actuators for aerodynamic flow control[J]. Journal of Applied Physics, 2013, 113(1): 103302.

[16]DAWSON R A, LITTLE J. Effects of pulse polarity on nanosecond pulse driven dielectric barrier discharge plasma actuators[J]. Journal of Applied Physics, 2014, 115(1): 043306.

[17]LITTLE J, NISHIHARA M, ADAMOVICH I V, et al. High-lift airfoil trailing edge separation control using a single dielectric barrier discharge plasma actuator[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(3): 521-537.

[18]LITTLE J, SAMIMY M. High-Lift airfoil separation with dielectric barrier discharge plasma actuation[J]. AIAA Journal, 2010, 48(12): 2884-2898.

[19]王万波, 章荣平, 黄宗波, 等. 等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究[J].空气动力学学报，2012, 31(1): 64-68.

WANG W B, ZHANG R P, HUANG Z B, et al. Test research of two-element airfoil lift enhancement by plasma actuator[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 31(1): 64-68 (in Chinese).

[20]冯立好, 王晋军, CHOI K S. 等离子体环量控制翼型增升的试验研究[J]. 力学学报, 2013, 45(6): 815-821.

FENG L H, WANG J J, CHOI K S. Experimental investugation on lift increment of a plasma circulation control airfoil[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2013, 45(6): 815-821 (in Chinese).

[21]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试验研究[J]. 航空学报, 2008, 29(6): 1429-1435.

LI Y H, LIANG H, MA Q Y, et al. Experimental Investigation on Airfoil Suction Side Flow Separation Suppression by Pulse Plasma Aerodynamic Actuation. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(6): 1429-1435 (in Chinese).

[22]李应红, 吴云, 梁华, 等. 提高抑制流动分离能力的等离子体冲击流动控制原理[J]. 科学通报, 2010, 55(11): 3060-3068.

LI Y H，WU Y，LIANG H，et al. The mechanism of plasma shock flow control for enhancing flow separation control capability[J]. Chinese Science Bulletin, 2010, 55(31): 3060-3068 (in Chinese).

[23]梁华. 翼型等离子体流动控制研究[D]. 西安：空军工程大学, 2009： 74-89.

LIANG H. Investigation of airfoil plasma flow control[D]. Xi’an: Airforce Engineering University, 2009： 74-89 (in Chinese).

[24]梁华, 李应红, 宋慧敏, 等. 等离子体气动激励诱导空气流动的PIV测试研究[J]. 实验流体力学, 2011, 25(4): 22-25.

LIANG H，LI Y H，SONG H M, et al. PIV investigation on flow induced by plasma aerodynamic actuation[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 22-25 (in Chinese).

梁华男， 博士， 讲师。主要研究方向： 等离子体流动控制。

Tel: 029-84787527-612

E-mail: lianghua82702@126.com

Test of high lift system flow control by plasma aerodynamic actuation

LIANG Hua1,2,*,WU Yun1, LI Jun1, HAN Menghu1, MA Jie1

1. College of Aeronautics and Astronautics Engineering, Airforce Engineering University, Xi’an710038, China 2. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China

Flow separation on high lift systems will result in the aerodynamic characteristic deterioration. Wind tunnel test of high lift system flow separation control by plasma aerodynamic actuation were conducted. The effects of actuation parameters such as pulse frequency and duty cycle and actuation position were investigated. The test results show that plasma aerodynamic actuation can suppress flow separation and improve aerodynamic characteristic for high lift system by inducing flow acceleration and enhancing energy mixing in boundary layer. When the actuation is operated on the leading edge of the main airfoil, the stall separation at high angle of attacks can be suppressed effectively. The maximal lift coefficient and the stall angle of attack are increased by 18.1% an 4° respectively. When the actuation is operated on the leading edge of the flap, the aerodynamic characteristics at small angles of attack can be improved effectively. The lift coefficient of the tested model is increased by 7.1% and the drag coefficient is reduced by 28.7% after actuation at an angle of attack of 4°. The duty cycle is important in flow control. When the duty cycle is 10%～30%, the actuation is characterized by its intense unsteady property and the flow control effects are better than that of 50%. The control effects are the worst when the duty cycle is 100%. The flow separation is hard to control at higher inflow velocities for its strong reverse pressure gradient. The investigation can lay a foundation for the application of plasma flow control technology on high life systems.

high lift system; plasma; aerodynamic actuation; flow separation; flow control

2016-02-03； Revised： 2016-03-20； Accepted： 2016-04-23； Published online： 2016-05-1116：45

s： National Natural Science Foundation of China (51207169, 51276197, 61503302); China Postdoctoral Science Foundation (2014M562446); Natural Science Foundation of Shaanxi Province (2015JM1001)

. Tel.： 029-84787527-612E-mail: lianghua82702@126.com

2016-02-03； 退修日期： 2016-03-20； 录用日期： 2016-04-23；

时间： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.006.html

国家自然科学基金 (51207169,51276197,61503302)； 中国博士后科学基金(2014M562446)； 陕西省自然科学基金 (2015JM1001)

.Tel.： 029-84787527-612E-mail: lianghua82702@126.com

10.7527/S1000-6893.2016.0131

V232

A

1000-6893(2016)08-2603-11

引用格式： 梁华， 吴云， 李军， 等. 等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验[J]. 航空学报， 2016, 37(8): 2603-2613. LIANG H,WU Y, LI J, et al. Test of high lift system flow control by plasma aerodynamic actuation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8)： 2603-2613.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.006.html