新型等離子體激勵器對流動分離點控制

王 斌，李華星，郝江南

(西北工業大學航空學院，西安 710072)

0 引言

早在1904年，Prandtl首次提出邊界層理論的同時，就給出了用抽引的辦法來控制繞圓柱流動和推遲分離的實驗結果，揭示了流動是可以控制的。通常采用的流動控制方法有：改變物體表面的拓撲結構、微型電機機構受動法、渦流發生器、近物面流動的低動量流的移除(不連續的邊界層吸氣和連續的邊界層吸氣)、近物面流動的動量注入(前緣襟翼、切向穩定吹氣、不穩定激勵)。以上的幾種控制方法有時能帶來好處，而有時它的存在會讓我們付出不想付出的代價。有些技術實現起來會增加結構設計難度，有些會增加飛機的重量并帶來結構上的噪聲，有些技術極易出現故障而很難進行維護。這些缺點使上述方法很難應用到實際中。隨著科技的進步，人們對等離子體在空氣動力學中的應用越來越感興趣，因其運用電場來實現控制，具有結構簡單、重量輕、熱量小和維護方便簡單的特點，所以使用等離子體實施流動控制具有廣泛的前景和極高的價值［1-2］。目前，出現了大量不同的等離子體激勵器被用來進行流動控制，如輝光放電、電暈放電、介質阻擋放電、射頻單電極電暈放電、滑動電弧放電。這些為我們提供了當今不同等離子體技術在流動控制方面的縱覽。

1 新型等離子體激勵器［3］

傳統等離子體激勵器不管是采用順電加速還是蠕動加速的方式，都會因為放置電極的幾何位置產生一個相反于氣流加速方向的電場，在上表面電極兩側均會產生等離子體，這樣一來，誘導氣流沒有一個統一的方向，使得流場紊亂［4］，并且部分氣流對正在加速向前的氣流產生阻礙作用而不能使等離子體激勵器的全部能量用于增加氣流的動能上。而本實驗所采用的新型等離子體激勵器有所不同，它將整個等離子體激勵器中間部分的暴露電極與覆蓋電極用一根導線相連接形成一個“等勢體”，把交流電壓源的正極與上表面第一根暴露電極相連，交流電壓源的負極與最后一根覆蓋電極相連，位于正負電極中間部分的電極對會在交流電壓源的電場中順次感應出電場，使等離子體激勵器能夠對氣流實現順次加速，從而避免了流場的紊亂(新型等離子激勵器也屬于介質阻擋放電激勵器)。新型等離子激勵器如圖1所示。

圖1 新型等離子體激勵器示意圖Fig.1 Schematic of new plasma actuator

2 實驗設備與模型

2.1 低湍流度風洞

實驗是在西北工業大學低湍流度風洞中進行，試驗段的截面尺寸為0.4m(寬)×1.0m(高)，風速范圍為5～75m/s，流場的各項品質指標均滿足或優于國軍標要求，其最小湍流度為0.02%。

2.2 電子掃描微壓測量系統

DSY-104電子掃描微壓測量系統具有在線校準功能，通道 160，量程 ±2.5kPa，壓力測量精度±0.10%FS，掃描速率50000 點/s。

2.3 單通道電源

所用單通道電源由調壓器和電源主機兩部分組成。調壓器接220V市電，此電壓輸出可調范圍為0～50kV。輸出頻率在 5～25kHz范圍內連續可調［4］。

2.4 實驗模型

實驗模型選用NACA0015翼型，模型材料為塑料尼龍1010材料，采用數控機床銑加工而成。在翼型展向中線及其兩側開有測壓孔，用于測量翼型的表面壓力分布。翼型弦長為200mm，展長為399mm。新型等離子體激勵器的電極采用銅制材料，銅制電極被鑲嵌在柔軟的薄膜硅橡膠薄片表面，上下電極均做了相同的處理，將薄膜硅橡膠薄片覆蓋在翼型的表面，形成等離子體激勵結構。圖2為模型安裝在風洞中的參數簡圖，圖3為實驗模型，圖4為模型表面等離子體電極沿弦線的分布位置。

圖2 模型及實驗示意簡圖Fig.2 Model and experiment sketch

圖3 實驗模型Fig.3 Experiment model

圖4 實驗模型及電極位置示意簡圖Fig.4 Model and electrode location sketch

3 實驗結果及討論

實驗狀態為：迎角 α=0°～16°，風速20m/s及35m/s，實驗過程中大氣溫度22℃ ～23℃，大氣壓變化范圍P=95～96kPa。據此求得相應的實驗雷諾數分別約為2.7×105和4.7×105，實驗均在等離子體激勵器開啟與未開啟的條件下做了對比重復性測量，每個實驗狀態下的吹風時間約2min。

圖5～圖7為翼型在α=0°～12°、風速20m/s狀態下。新型等離子體激勵器以5萬伏高壓定常激勵。圖5～圖7的翼型表面的壓力分布可見，在新型等離子體激勵器開啟與未開啟的狀態下，翼型表面的壓力分布并未發生太大變化。這是由于在該迎角范圍內還處在NACA0015翼型的升力線性段，不會出現分離現象。新型等離子體激勵器在開啟的狀態下誘導出來的氣流風速相對于翼型表面的風速來說是一個小量，因此翼型表面的壓力分布也就不會有太大的變化［5］。

在α=14°的狀態下，由圖8的壓力分布可知，隨著迎角的增加，在翼型上表面大約60%弦長處到后緣，壓力分布變得比較平坦。這是由于在氣流分離區域，翼型表面的壓力基本保持不變，故可以認為壓力分布曲線與x/c軸平行的一段就是分離區［6］，如圖8中從60%弦長處到翼型后緣的區域。但在開啟等離子體激勵器的狀態下所測得的壓力分布曲線仍沒有太大的變化，這是由于在翼型表面的激勵范圍是從5%弦長到20%弦長處，而在α=14°的狀態下分離區域是從60%弦長處到翼型后緣，該分離區未在等離子體激勵器的激勵區域內，所以壓力分布曲線未發生任何變化。

圖5 模型壓力分布(α=0°)Fig.5 Model pressure distribution(α=0°)

圖6 模型壓力分布(α=8°)Fig.6 Model pressure distribution(α=8°)

圖7 模型壓力分布(α=12°)Fig.7 Model pressure distribution(α=12°)

圖9 為翼型在α=16°狀態下的壓力分布曲線，從圖9可以看到在未開啟等離子體激勵器的狀態下，翼型上表面的氣流幾乎完全分離［7］。由圖中的壓力分布可以看到從翼型前緣附近上表面的壓力分布曲線已經變得與x/c軸平行，按照上面闡述的判斷標準，因為該區域的壓力基本保持不變，故可以認為該區域就是分離區。在開啟等離子體激勵器后，觀察到(圖中紅色的曲線)壓力分布曲線發生了較大的變化。這是由于氣流分離點剛好落在了等離子體激勵器的激勵區域內，暴露在空氣中的上表面的電極，和下表面被絕緣材料所覆蓋的電極，在充分高強度的交流電壓源的作用下，將翼型前緣5%弦長到20%弦長處的分離區域內的空氣電離，并在電場的作用下碰撞周圍的氣體分子，從而傳遞了動能使該分離區域的氣流重新獲得足夠能量繼續吸附在翼型表面按照電場作用的方向繼續前進［8-9］。而氣流在脫離了等離子體的激勵區域后，可以觀察到壓力分布的曲線再一次變得與x/c軸平行，這就意味著氣流再次發生了分離，而此分離點恰是發生在約20%弦長處。也就是說，只要翼型上表面的分離點落在等離子體的激勵區域內，那么分離點將被推遲到靠近等離子體激勵器最末端電極的位置。

圖8 模型壓力分布(α=14°)Fig.8 Model pressure distribution(α=14°)

圖9 模型壓力分布(α=16°)Fig.9 Model pressure distribution(α=16°)

圖10 ～15為翼型在α=0°～16°、風速35m/s的實驗狀態下的壓力分布曲線。由圖10、圖11壓力分布曲線可見，在等離子體激勵器開啟與未開啟的狀態下，翼型表面的壓力分布曲線未發生太大的變化，其原因與模型在風速20m/s，α=0°～8°實驗狀態下相同，在此不再贅述。圖12和13分別為模型在α=10°、12°實驗狀態下的壓力分布曲線，從圖12中可以看到在翼型上表面從弦長30%至后緣出現了分離現象，但分離點未落在翼型前緣5%弦長到20%弦長的等離子體的激勵區域內，所以該部分的壓力分布曲線沒有發生太大的變化。圖13與12原因相同。隨著迎角的變大，從圖14和15中可以觀察到翼型上表面的氣流分離點落在了5%弦長到20%弦長等離子體激勵區域內，翼型表面的壓力分布發生了明顯的變化，氣流分離點被推遲到靠近20%弦長處，其原因與風速20m/s，α=16°的實驗狀態下相同。

圖10 模型壓力分布(α=0°)Fig.10 Model pressure distribution(α=0°)

圖11 模型壓力分布(α=8°)Fig.11 Model pressure distribution(α=8°)

圖12 模型壓力分布(α=10°)Fig.12 Model pressure distribution(α=10°)

圖13 模型壓力分布(α=12°)Fig.13 Model pressure distribution(α=12°)

圖14 模型壓力分布(α=14°)Fig.14 Model pressure distribution(α=14°)

圖15 模型壓力分布(α=16°)Fig.15 Model pressure distribution(α=16°)

4 結論

(1)在使用新型等離子體激勵器后，翼型上表面的氣流分離點只要落在等離子體激勵區域內，氣流分離點將被推遲到靠近等離子體激勵器最末端電極處。

(2)從實驗結果來看，新型等離子體激勵器能夠較可靠地對翼型表面的氣流分離點進行控制。

［1］ 王江南.基于等離子體激勵器簡化模型的流動控制［D］.西安：西北工業大學，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.一種等離子體雙極性激勵電極.中國：200910021008［P］.

［4］ 周小旭.等離子體EHD激勵流動控制方法研究［D］.西安：西北工業大學，2010.

［5］ ANDERSON J D著.楊永，宋文萍，張正科等注.空氣動力學基礎［M］.北京：航空工業出版社，2010.

［6］ 王鐵成.空氣動力學實驗技術［M］.北京：航空工業出版社，1995.

［7］ 張攀峰，王晉軍，施威毅，等.等離子體激勵低速分離流動控制實驗研究［J］.實驗流體力學，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.