1、第 卷 第期空军工程大学学报 年月 收稿日期：基金项目：国家自然科学基金（，）；国家级重点实验室基金（）作者简介：李天阳（），男，山西运城人，硕士生，研究方向为等离子体流动控制。：通信作者：孟宣市（），男，陕西兴平人，教授，研究方向为分离涡、附面层转捩等复杂流动机理及流动控制，飞行器结冰机理与防除冰方法。：引用格式：李天阳，张鹤翔，冉卓灵，等 等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索空军工程大学学报，（）：，（）：等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索李天阳，张鹤翔，冉卓灵，孟宣市，史爱明（西北工业大学航空学院，西安，）摘要通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼
2、型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取 腔道高度为最优参数，设计了以 为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，、峰峰值电压 、载波频率 条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从 提高到了 ，最大升力系数增加了 。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在 迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，迎角之后全面优于基准翼型。原因是
3、后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为 和 ，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。关键词流动控制；等离子体；协同射流；翼型 中图分类号 文献标志码文章编号 （），（，），；飞行器气动设计涉及众多参数，当目标参数满足，飞行器整体外形或者部件外形确定后，如何通过被动主动流动控制技术拓展和完善其在非设计状态下的气动性能成为目前研究的热点。近年来，在飞行器设计之初就将流动控制相关参数融合到设计参数中更是研究人员关注的焦点。过去几十年里，环量控
4、制（）作为 一 种 有 效 的 增 升减 阻 方 法 被 研 究 者 所 关注。利用曲面上的柯恩达效应（）使后缘气流附着，环量控制翼型的后缘通常被设计为钝头，从而增加了巡航阻力。为了克服环量控制翼型对钝后缘的依赖性，研究人员使用了不同的被动主动流动控制方法进行了研究。文献 提出并发展了一种基于环量控制技术的协同射流（，）流动控制方法。在 流动控制设计中，如图（），在翼型前缘和后缘附近分别设置吹气腔道和吸气腔道。前缘吹气腔道喷出空气，为当地流动注入动量，而后缘吸气腔道用于吸入当地低能量的空气。前缘吹气流量和后缘吸气流量保持相等。在整个过程中不需要注入额外的流量，因此是一种零质量注入的流动控制技术
5、。现有的研究表明，流动控制的基本原理是通过前缘射流、后缘引流促进主流与分离流之间的湍流混合，从而增加翼型近壁边界层的能量。在此过程中产生的大尺度涡旋结构可以有效的促进流动的掺混过程。通过数值和实验证明，协同射流翼型可以得到更大的环量，从而实现提高失速迎角、降低气动阻力，并且有着较低的能量消耗 。许和勇等对此进行了很好的综述。许建华等通过数值模拟研究了射流动量系数、开口尺寸和位置等关键参数对协同射流翼型气动性能的影响规律。宋超等 与 等 比较了几何连续型和离散型前缘喷口对协同射流翼型气动特性的影响，证明在输入功率相同的情况下，离散型前缘喷口由于具有更高的吹气速度和更为明显的三维涡结构，因此有着更
6、高的流动掺混效率。因此其在增加升力方面有着优异的表现，。为了实现翼型前缘吹气和后缘吸气的一体化设计，文献 与 一直致力于在翼型内部安装微型压缩泵，该压缩泵可以在后缘处将低能量流体吸入腔道，然后对空气加压并通过腔道在翼型前缘以射流的形式喷出，见图（）。这种设计的最大困难是确保管道内的气流不会分离并且压力恢复到尽可能高的水平，此外还要确保沿狭腔展向吸入和吹送的气流是均匀的。该技术对于通过风洞实验方法对 翼型展开相关研究至关重要，并直接影响 翼型的空气动力学特性。（）协同射流翼型原理示意图（）基于微型压缩泵的协同射流翼型 图协同射流翼型流动控制原理基于交流高电压信号驱动的表面介质阻挡放电等离子体（，
7、）流动控制是 年左右被提出并很快得到关注和迅速发展的流动控制方法 。当在两电极之间施加足够高的电压信号时，覆盖电极的绝缘介质周围空气会被弱电离。绝缘介质通过防止两电极之间直接放电坍塌成电弧而产生大量的等离子体。该等离子体在运动过程中撞击中性分子，形成从暴露的电极到覆盖电极的诱导气流。上述空气动力效应是 等离子体流动控制的主要机制。该流动控制方法很像吹气控制，但没有额外的质量注入。空军工程大学学报 年 等离子体流动控制的优点包括贴壁的诱导射流、稳定的自持放电、宽频快响应的控制系统、简单易制的激励器以及其对研究对象几乎忽略的几何影响等。自 年以来，等离子体流动控制被广泛用于空气动力学的相关研究，例
8、如附面层控制 、翼型分离流动控制 、轴流压缩机稳定性扩宽、三 角 翼 分 离 涡 控 制、翼 尖 涡 的 控制 、大迎角下非对称分离涡的控制、空气动力学噪声抑制、虚拟空气动力学部件 、无人飞行器气动特性的改善、飞行控制、飞行中的防除冰 等。近年来，本文作者团队围绕等离子体流动控制进行了持续研究，并对等离子体空气动力和热特性有了深刻的了解。基于上述认识，作者认识到等离子体激励器有可能解决 翼型所面临的气流驱动方面的困难。等离子激励器可以产生附着的诱导气流，从而解决使用压缩泵时管道中的流动分离问题以及腔道展向的气流均匀性问题。在上述想法的驱使下，作者团队提出了基于等离子体激励的协同射流翼型概念（，
9、），设计并制作完成了验证模型，并通过风洞实验进行了可行性验证 ，见图。研究结果表明：翼型可以有效地实现大迎角下的分离抑制作用，其机理是等离子体激励可以促进前缘层流分离剪切层的湍流化，并有效吸入后缘分离区的低能量流体。图等离子体协同射流（）翼型流动原理示意图然而，上述模型的设计是基于已有的数值模拟 ，和实验结果，并未针对 的几何参数（例如腔道的高度、激励器的数量以及敷设位置等）进行针对性的设计。基于此目的，本文将通过实验研究和数值模拟对上述影响参数进行研究，并给出优化组合参数。针对优化后的 翼型的气动特性进行研究，并对流动机制进行探究。实验和计算设置 实验设备与方法本实验中施加在等离子体激励器上
10、的峰峰值电压为 ，中心频率为 ，波形为正弦波。使用信号发生器来控制激励器工作的占空比与占空频率。使用厚度为 的铜箔作为激励器裸露电极与掩埋电极的材料，裸露与掩埋电极的弦长分别为 和，展向有效长度为 。使用层（，每层 厚）（聚酰亚胺）胶带作为介质层。流场诊断使用二维粒子图像测速（）方法，采集频率为 ，两帧激光间隔为 ，一组实验拍摄总时长为，获得 组粒子图像，取全时间平均结果作为最终输出。使用互相关方法进行图像数据处理，其查询窗口为 ，重叠率为。速度场的分辨率约为 。静止大气实验布局如图所示。实验于透明有机玻璃箱内进行，使用玻璃板作为激励器基板和上方盖板。为保证流动具有良好的展向均匀性，腔道两侧使
11、用同规格玻璃板进行封闭处理。实验中控制腔道 的 高 度 从 逐 步 增 长 到 ，步 长，共进行组实验。对每组实验进行两次重复测量，取其平均值作为实验结果。图实验布局示意图 腔道数值模拟设置与方法数值模拟所用三维网格如图所示。网格在激励器附近进行了横向（方向）与纵向（方向）加密，方向均匀分布。根据选用的湍流模型确定所有固体边界第一层网格高度为.，其无量纲高度。网格在、方向总节点数分别为 、与 ，总网格量 万。图腔道等离子体激励网格划分图（）第期李天阳，等：等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索使用 软件作为求解器。采用基于压力的求解器进行稳态求解，湍流模型选择 模型。物性与边界条件设置为不
12、可压缩空气，固体边界设为无滑移壁面条件，流场边界设置为表压为的自由压力远场边界。使用添加动量源项的方法模拟等离子体激励过程。翼型计算设置与验证计算模型采用 基准翼型和基于 的 翼型，翼型弦长均为 ，翼型在上表面距前缘 弦长和 弦长处 分 别 开 吹 气 口 和 吸 气 口。上 表 面 平 移 量 为 弦长，腔道尺寸依据平板腔道实验结果设计。本文 翼型所用电压峰峰值为 ，载波频率 。在内翼型上表面和腔道内各布置组激励器。其中号和号激励器分别布置在吹气口和吸气口，用来诱导气流偏转并向附面层注入动量。这组激励器均布置在不影响放电形式的合理距离。使用添加动量源项的方法模拟等离子体激励过程。激励器位置如
13、图所示。图 翼型等离子体激励器分布计算使用二维结构化网格，按 准则对翼型附面层进行了加密，第层网格高度 量级，基准翼型网格量 。远场边界距翼型表面 倍弦长，基准翼型与 翼型二维网格如图所示。采用 四方程湍流模型、二阶迎风格式和压力基求解器进行求解。入口边界设定为固定速度入口，大小为；出口边界设置为表压为的压力出口；翼型表面满足无滑移条件。（）（）图基准翼型与 翼型网格划分图通过在翼型最大厚度站位（即距前缘 弦长）比较垂直于吸力面的速度型的方法进行网格无关性验证。这里列出 腔道 翼型网格无关性结果。如图所示，网格、网格、网格的外翼型网格量分别为 、，腔道网格量分别为 、。可以看出，随着网格量成倍
14、增大，网格和网格的计算结果基本一致，最大速度值误差出现在 处，误差值为 。该结果可以认为网格达到收敛性要求，选用网格进行计算。图 站位处速度分布为了验证数值模拟结果的准确性，将数值模拟结果比对 翼型实验结果进行验证。该实验在西北工业大学低湍流度风洞完成，采用压力测 量 法 计 算 升 力 系 数。翼 型 弦 长 ，展长 。团队已有的实验结果表明，当来流速度进一步增大时，等离子体激励基本对翼型分离流动不再有明显的抑制作用。因此本文将来流风速设定为，雷诺数 ，与风洞来流速度和雷诺数保持一致。数值模拟结果与风洞实验结果对比如图所示，可以看出计算值与实验值在升力系数线性段吻合较好。而在失速迎角附近，数
15、值模拟的升力系数低于实验结果，最大误差为 。数值模拟与实验结果的失速迎角相同。图升力系数对比（，峰峰值电压 ，空军工程大学学报 年频率 ）结果与分析 静止大气中的腔道诱导气流实验图展示了不同腔道高度下等离子体诱导射流的涡量场实验结果。取激励器裸露电极和掩埋电极接缝处作为坐标系原点。流动在出口外向下游发展的过程中呈近似锥形扩张，并且随着腔道高度的增加，其射流扩张角也在不断变大。图不同腔道高度下等离子体激励器诱导射流涡量云图可以看出，当腔道高度小于 时，激励器产生的射流受腔道空间的限制，流动类似于二维管道流动，因此其在出口外也形成了与二维管道出口喷流相似的流态。而当腔道高度大于时，激励器诱导射流并
16、未完全发展成为管道流动，而是介于自由空间等离子体诱导射流的流态（图）与管道流动的流态之间。图 开放空间内等离子体激励器诱导射流涡量云图图 给 出了 固 定 站位 为 ，的位置处，不同腔道高度的速度型对比。从图中可以看到，腔道出口射流最大速度高于自由射流，这是因为腔道将流量限制在有限空间内，起到了将动量集中的作用。随着腔道高度增加，出口射流最大速度先增大后减小，最大值出现在腔道高度为。图 ，处不同腔道高度速度型图 展示了腔道流量随腔道高度变化的结果。可以看到，随着腔道高度逐步增加，腔道内流量也在逐渐增大，流量与腔道高度接近正比例关系。其中腔道高度的流量受 实验空间分辨率的影响，实验存在一定误差，导致实验和数值模拟结果相差较大，其余结果实验与 误差均在 以内，在表中给出。表腔道流量实验结果与 结果对比腔道高度误差（实验）实验 图 腔道流量随腔道高度变化结果 技术在设计腔道高度时，主要考虑进出口的流量与流动速度两方面的数据。在激励条件相同的情况下，的腔道高度相比于其他腔道高度，能产生较大的进、出口流动速度；而 的腔道高度能产生比 更大的流量。综合以上考虑，选取作为 翼型最优化的腔道高度设计。
