超临界机翼介质阻挡放电等离子体流动控制

张鑫， 黄勇， 王勋年， 王万波， 唐坤， 李华星

1.西北工业大学 航空学院， 西安　710072 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳　621000



超临界机翼介质阻挡放电等离子体流动控制

张鑫1，*， 黄勇2， 王勋年2， 王万波2， 唐坤2， 李华星1

1.西北工业大学 航空学院， 西安710072 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳621000

为了进一步提高等离子体激励器可控雷诺数，采用测力以及粒子图像测速(PIV)等研究方法，从二维机翼到三维半模，从低雷诺数到高雷诺数，开展了对称布局式介质阻挡放电(DBD)等离子体激励器控制超临界机翼气动特性的试验研究，分析了控制机理，实现了等离子体“虚拟舵面”的功能。结果表明：在雷诺数为2×106的情况下，对称布局式等离子体气动激励能较好地抑制超临界机翼绕流流场分离，使失速迎角推迟2°，最大升力系数提高8.98%。

超临界机翼； 流动控制； 等离子体； 介质阻挡放电； 风洞试验

流动控制技术作为突破常规气动设计限制、补齐部分飞行器能力短板、创新发展下一代飞行器的重要手段，一直是国内外研究学者关注的焦点。等离子体流动控制技术是流动主动控制技术的重要分支，涵盖了热力学、电磁学和空气动力学等知识。因其控制位置灵活、响应时间快、不需要活动控制面等优点，国内外许多高校及科研院所都对此开展过研究。

在国外，美国[1-7]、俄罗斯[8-9]等航空大国都开展了该领域研究。在欧洲，流动控制委员会专门成立了研究小组，集中英国[10-12]、法国[13-14]、德国[15-16]以及荷兰[17]等国的高校，开展等离子体流动控制研究，为发展“绿色航空”奠定基础。

在国内，等离子体流动控制技术研究呈现出了百花齐放的良好局面。空军工程大学[18-21]、国防科学技术大学[22-24]、装备学院[25-26]、北京航空航天大学[27-29]、南京航空航天大学[30-31]、西北工业大学[32-33]、清华大学[34]、厦门大学[35]、中国工程热物理研究院[36]以及中国空气动力研究与发展中心[37-38]等对该技术的发展与提升，均作出了重要贡献。

从公开发表文献来看，等离子体流动控制的技术成熟度还不够高，研究主要集中在低雷诺数范围内，而真实飞行器的飞行雷诺数多在百万以上。如何将等离子体可控雷诺数拓展到百万量级是等离子体流动控制技术实现工程应用的难点之一。此外，在低雷诺数流动控制试验中，通常翼型或机翼的边界层为层流；研究人员认为借助等离子体促进边界层转捩是实现低雷诺数流动控制的重要机理[39]。而在较高雷诺数试验中，边界层通常为湍流。因此，低雷诺数下的控制策略未必能在高雷诺数流动控制中起效。建立新的控制方法是在较高雷诺数下实现等离子体流动控制，提高该技术成熟度的关键。本文采用将整个金属模型作为预埋电极的对称布局式等离子体激励器，借助测力以及粒子图像测速(PIV)等研究手段，在不同雷诺数下，开展超临界机翼流动控制研究，以提高等离子体在较高雷诺数下的控制能力，探索其控制机理，提出新的控制策略，为该技术迈向工程化应用搭建桥梁。

1　等离子体控制基本原理

介质阻挡放电(DBD)等离子体激励器的常规布局如图1所示。激励器由暴露电极、预埋电极、绝缘介质以及高压激励电源等部分组成。暴露电极与预埋电极由绝缘介质隔开。在电场的作用下，暴露电极周围的空气发生电离，从而产生等离子体。图2为该布局等离子体激励器的放电图。等离子体在暴露电极的一侧产生，覆盖整个预埋电极。带电粒子在定向运动的过程中，与中性分子相互作用，诱导产生射流。射流方向从暴露电极到预埋电极。

与常规布局相比，本文采用整个金属模型作为预埋电极的对称布局方式开展试验。图3为DBD等离子体激励器对称布局示意图。图4给出了该布局激励器的放电情况。从图4中可以看出，暴露电极两边同时产生了均匀辉光。因此，此种布局激励器会在暴露电极两边诱导产生射流。试验结果部分会对该激励器的诱导流场以及作用机理进行仔细分析。

图1　介质阻挡放电(DBD)等离子体激励器常规布局示意图Fig.1　Schematic diagram of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator with normal configuration

图2　常规布局DBD等离子体激励器放电图Fig.2　Discharge photography of DBD plasma actuator with normal configuration

图3　DBD等离子体激励器对称布局示意图Fig.3　Schematic diagram of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

图4　对称布局DBD等离子体激励器放电图Fig.4　Discharge photography of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

2　二维机翼风洞试验

2.1试验设备

试验在中国空气动力研究与发展中心(以下简称“气动中心”)0.75 m×0.75 m低速风洞中进行。该风洞是一座直流、开口风洞。稳定风速范围为2～55 m/s，湍流度小于0.3%。

采用超临界机翼(SC(2)-0714)为试验模型，机翼的材质为铝，平均气动弦长为100 mm，展长为480 mm，前缘后掠角为25°，如图5所示。

图5　超临界机翼Fig.5　Supercritical wing

图6　二维机翼测力试验方案图Fig.6　Schematic diagram of force measurement test of 2D wing

将整个金属模型作为预埋电极，在模型表面敷设3层、每层厚度为0.05 mm的聚酰亚胺绝缘胶带，在绝缘材料表面布置宽度为2 mm、厚度为0.05 mm的铜箔电极作为暴露电极。同时在机翼前缘布置粗糙带，将机翼绕流边界层强制转捩为湍流。

二维机翼测力试验方案如图6所示。从图中可以看出，模型采用竖直方式支撑，与TY02应变天平通过支杆连接。通过转盘的转动实现模型迎角的变化。角度控制机构的精度优于0.05°。试验前，采用天平校准架对该天平进行静态标定。标定结果如表1所示。

试验采用便携式PXI数据采集系统进行数据采集，综合精度优于0.1%。试验时，在每个迎角下，采样前延时8 s，采样时间为6 s，采样频率为每通道100 Hz。通过开展重复性试验，获得气动力系数精度。升力系数精度优于0.002，阻力系数精度优于0.000 3。由于本文主要关注激励前后气动力数据差量，因此未对试验数据进行修正。

表1　TY02天平静态标定结果

激励器采用多相位交流电源作为激励电源，输出峰值电压范围为0～20 kV；输出频率范围为0.1～6 kHz。试验时，施加的等离子体激励方式为定常激励。

图7为PIV试验设备布局图。激光器布置在风洞侧面，激光片光与机翼弦平面重合，定位于选定平面。CCD相机布置在风洞顶端，摄像头轴线与片光垂直相交于测量平面。CCD相机分辨率为1 024 pixels×1 024 pixels，采集频率为3 600 frame/s；双脉冲激光器重复频率为20 kHz。激光器的最大输出功率为110 W，脉冲宽度为100 ns/CW；示踪粒子为DEHS，粒子直径为1 μm。

图7　粒子图像测速(PIV)试验设备布局图 Fig.7　Schematic diagram of particle image velocimetry (PIV) test set-up

2.2试验结果与分析

1) PIV试验

根据先前的研究经验[31]及文献[1-2]，激励器布置在分离点附近时，控制效果较好。为了获得机翼绕流流场，优化激励器布置位置，在 40 m/s 风速下开展了PIV试验研究。

图8为施加激励前后，机翼绕流流场速度分布。图中：U∞为来流速度；U为U∞沿x方向的分量；V为U∞沿y方向的分量。从图8(a)中可以看出，在迎角为14°时，流场从前缘开始分离，分离点约在4%弦长处。因此，将铜箔电极布置在机翼前缘，电极前缘距机翼前缘约2 mm。激励电压峰峰值为8 kV，激励频率为3 kHz。从图8(b)中可以看出，施加激励后，气流重新附着在机翼表面，等离子体气动激励有效抑制了机翼失速分离。

2) 测力试验

在40 m/s风速下，开展了测力试验研究。激励器位置与PIV试验时相同，激励电压峰峰值为 8 kV，激励频率为3 kHz。图9为施加激励前后，升力系数CL和阻力系数CD随迎角α的变化情况。从图9中可以看出：① 当电极布置在前缘时，等离子体激励器只在失速迎角后起作用，有效改善了机翼的失速特性，起到了类似于“前缘缝翼”的作用。结果表明：施加激励后，失速迎角推迟了4°，最大升力系数提高了9%。试验结果与文献研究结果[31-32]吻合较好。② 除了对升力影响外，在失速附近，等离子体激励器能够有效减小机翼阻力。

通过改变试验风速，实现雷诺数变化。图10为施加激励前后，失速迎角αs及最大升力系数CLmax随雷诺数变化的情况。雷诺数对应的风速范围为10～50 m/s。从图10中可以看出，随着雷诺数的增加，激励器推迟的失速迎角保持在4°，最大升力系数增加量保持在9%以上。因此可以得出，当采用对称布局等离子体激励器进行激励时，控制效果受雷诺数影响较小。

图8　施加激励前后机翼绕流流场速度分布Fig.8　Velocity distribution of flow field around wing with plasma actuator off and on

图9　施加激励前后二维机翼升力系数与阻力系数随迎角的变化Fig.9　Lift coefficient and drag coefficient of 2D wing versus angle of attack with plasma actuator off and on

图10　施加激励前后最大升力系数与失速迎角随雷诺数的变化Fig.10　Maximum lift coefficient and stall angle of attack versus Reynolds number with plasma actuator off and on

2.3控制机理探索

2.3.1激励特性

在静止空气下，开展了等离子体激励器特性研究。图7给出了PIV试验设备布局图。为了减少环境气流对试验结果的干扰，将带有激励器的机翼放置在有机玻璃箱中。试验前，将发烟粒子通入箱体内；待粒子均匀后，开始测量。

图11给出了静止空气下等离子体诱导流场速度分布，UP和VP分别为x方向和y方向的分量。可以看出：① 采用金属模型作为预埋电极的对称布局等离子体激励器，能在暴露电极两边产生两股方向相反、速度近似相等的诱导射流；② 诱导射流形态与经典层流射流相似，但与之不同的是，等离子体是将激励器上方的气流“吸引”到暴露电极附近，从而诱导产生出沿切向方向的射流。整个封闭空间内，空气的质量并没有增加。

图11　静止空气下等离子体激励器诱导流场速度分布Fig.11　Flow velocity distribution of induced jet by plasma actuator in quiescent air

2.3.2等离子体诱导流场与边界层耦合发展

目前，许多研究人员都开展过静止空气下等离子体激励特性研究，但等离子体诱导流场与边界层相互耦合发展的动态过程却鲜有学者研究。本文采用高速PIV技术，在2 m/s风速下，开展了等离子体抑制机翼边界层失速分离的试验研究。其中机翼迎角为12°。试验中，为了获得更多近壁面信息，主要采用了两种措施解决壁面反光问题：①通过在模型壁面涂抹荧光漆，在CCD相机镜头前安装滤光镜的方法，减小反射光；②采用连续激光器替代PIV脉冲激光器。连续激光器的瞬间功率远小于脉冲激光器，因此，采用连续片光作为光源进一步削弱了壁面反光。

图12给出了等离子体激励器抑制机翼失速分离的过程。可以看出，在施加激励前，机翼上表面出现大面积分离(图12(a))；施加激励后，首先在顺流向方向产生了一股诱导射流(图12(b))，射流不断发展，向边界层注入能量(图12(c))；同时，在逆来流方向，对称式激励器也产生了一股射流(图12(d))，逆射流与边界层相互作用，形成诱导涡(图12(e))；随着时间推移，诱导涡不断卷起、拉伸(图12(f))，加强了边界层与主流之间的掺混；当t=0.14 s时，诱导涡减小，机翼上表面的分离区域减小(图12(g))；当t=0.20 s时，机翼上表面基本附着(图12(h))。

对称式布局等离子体激励器通过向边界层“借力”的方式，产生了诱导涡，增强了主流与边界层之间的掺混，提高了激励器的控制效果。

由静止空气下等离子体诱导流场可知(见图11)，在固定激励电压及频率的情况下，射流速度基本不变；随着风速增加，射流产生的动量与外流动量的比值逐渐减小[23]。但从测力结果来看(见图10)，当采用对称式激励器进行激励时，控制效果没有随雷诺数提高而明显降低。因此，可以初步得出，诱导涡是控制的关键。它不仅能向边界层注入能量，而且能增加边界层与主流之间的掺混，从而提高边界层抵抗机翼表面逆压梯度的能力，抑制机翼的失速分离。

3　三维翼身组合体半模风洞试验

3.1试验设备

由于0.75 m×0.75 m低速风洞风速范围的限制，因此无法继续提高试验雷诺数。为了研究对称布局等离子体在较高雷诺数下对机翼流动的控制情况，在气动中心∅3.2 m低速风洞中开展了三维半模流动控制试验。该风洞是一座高低速衔接回流风洞，稳定风速范围为10～145 m/s，湍流度为0.2%；试验段截面为圆形，直径为3.2 m，试验段长5 m。

图12　等离子体激励器抑制机翼失速分离的过程(α=12°)Fig.12　Process of plasma actuator to suppress wing stall separation (α=12°)

如图13所示，试验中模型采用半模试验装置支撑。盒式天平位于地板下方40 mm，通过连接块与模型连接。盒式天平通过模型支撑架固定于转盘上，通过下转盘的变侧滑角机构改变模型迎角。本次半模试验采用垫块法克服支撑平台附面层影响。垫块高度为30 mm，垫块与模型之间采用迷宫槽进行密封，迷宫槽间隙5 mm，垫块固定于地板上。

图13　半模试验设备布局图Fig.13　Schematic diagram of test set-up for half model

图14　翼身组合体半模Fig.14　Wing-body combination half model

试验模型主要包括超临界机翼(SC(2)-0714)、机身和附面层垫块等，模型材料为铝，机翼平均气动弦长为510 mm，展长为1 890 mm。图14 为翼身组合体半模的试验照片。与二维机翼试验类似，采用整个金属模型作为预埋电极，聚酰亚胺胶带为绝缘介质，铜箔为暴露电极，铜箔电极前缘距离机翼前缘约为4 mm。

试验采用BM500半模盒式应变天平。试验前，采用天平校准架对该天平进行静态标定，标定结果如表2所示。采用以计算机网络为基础的测控系统。速压控制精度为0.3%，角度控制精度为0.05°。

表2BM500半模天平静态标定结果

Table 2Static calibration results of BM500 half model balance

ComponentofbalancexaxisyaxisDesignload/N330010000Calibrationload/N375010000Accuracy/%0．050．05Precision/%0．030．03

3.2试验结果与分析

采用8 kV激励电压、3 kHz激励频率，在雷诺数2×106下(来流风速60 m/s)开展了等离子体气动激励抑制大尺度半模失速分离的试验研究。图15为该试验条件下，升力系数与阻力系数在施加激励前后随迎角的变化情况。由图15可知，当迎角增大到失速附近，控制效果显著。结果表明：施加激励后，半模气动特性得到明显改善，失速迎角推迟约2°，最大升力系数增大约8.98%。在失速迎角附近，阻力减小量较明显。该试验验证了对称式等离子体激励器在较高雷诺数下的控制能力。

图15　施加激励前后三维半模升力系数与阻力系数随迎角的变化Fig.15　Lift coefficient and drag coefficient of 3D half model versus angle of attack with plasma actuator off and on

4　结　论

1) 对称式布局等离子体激励器能在暴露电极两边产生两股速度近似相等，方向相反的诱导射流。

2) 当电极布置在机翼前缘时，对称式等离子体能够实现“前缘缝翼”的功能，并且不会带来附加阻力。

3) 对称式布局等离子体激励器能在雷诺数2×106下实现对机翼气动特性的控制，推迟机翼失速迎角，提高机翼最大升力系数。

4) 借助PIV技术，探索了对称式布局等离子体控制机理，发现了由等离子体诱导流场与边界层相互作用而产生的诱导涡结构，推断出诱导涡是抑制边界层失速分离的关键因素。

下一步拟在气动中心8 m×6 m低速风洞中，开展雷诺数5×106下等离子体流动控制技术研究，优化激励参数，提高控制效果，进一步提高技术成熟度，为该技术工程化应用积累技术基础。

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张鑫男， 博士研究生， 助理研究员。主要研究方向： 等离子体流动控制技术。

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Flow control on a supercritical wing using dielectric barrier discharge plasma actuator

ZHANG Xin1,*, HUANG Yong2, WANG Xunnian2, WANG Wanbo2, TANG Kun2, LI Huaxing1

1. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China 2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang621000, China

In order to improve the plasma actuator authority at higher Reynolds number, a test investigation is conducted to evaluate the effect of symmetrical dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuators on a two-dimensional supercritical wing and three-dimensional half model using force measurement and particle image velocimetry (PIV) at different Reynolds number. The controlling mechanism is analyzed and the function of “Virtual Section Shape” by plasma actuator is achieved. The results show that the flow separation around wing can be obviously suppressed by the symmetrical plasma actuator at Reynolds number 2×106. It turned out that the stall angle of attack is delayed by approximately 2° and the maximum lift coefficient is increased by approximately 8.98%.

supercritical wing; flow control; plasma; dielectric barrier discharge; wind tunnel test

2015-10-22； Revised： 2015-11-24； Accepted： 2016-01-10； Published online： 2016-01-1216:15

Exploration Foundation of Weapon System of China (7130711)

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2015-10-22； 退修日期： 2015-11-24； 录用日期： 2016-01-10；

时间： 2016-01-1216:15

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.008.html

武器探索研究重大项目 (7130711)

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10.7527/S1000-6893.2016.0015

V211

A

1000-6893(2016)06-1733-10

引用格式： 张鑫， 黄勇， 王勋年， 等． 超临界机翼介质阻挡放电等离子体流动控制[J]． 航空学报, 2016, 37(6): 1733-1742. ZHANG X, HUANG Y, WANG X N, et al. Flow control on a supercritical wing using dielectric barrier discharge plasma actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1733-1742.

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

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.008.html