王萬波，章榮平，黃宗波，黃 勇，王勛年，沈志洪，張 鑫

（1．空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽 621000；2．中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

增升設(shè)計(jì)是現(xiàn)代大型運(yùn)輸類飛機(jī)提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強(qiáng)機(jī)場適應(yīng)性的關(guān)鍵技術(shù)，是提高飛機(jī)國際競爭力的有效手段之一。近年來隨著航空業(yè)迅速發(fā)展，對飛機(jī)高增升設(shè)計(jì)提出了更高的要求。

常用的增升方法有：增加機(jī)翼的彎度、增加機(jī)翼的有效面積、改善縫道的流動(dòng)品質(zhì)、增加外部流場的能量等［1］。等離子體激勵(lì)可以對氣流形成可控?cái)_動(dòng)或?qū)饬髯⑷肽芰?，促進(jìn)附面層內(nèi)低能流和附面層外高能流的參混，從而延遲分離，提高失速迎角和最大升力系數(shù)。

Corke等［2－3］進(jìn)行了等離子體流動(dòng)控制風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，模型為4．16%縮比的1303UAV半模，風(fēng)速為15m／s，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在0°－20°迎角范圍內(nèi)，升力有明顯的增加，在20°和30°之間的某些角度，升力甚至增加了25%；在二維NACA0015翼型表面前緣布置沿展向排列的激勵(lì)器，從而增加最大升力系數(shù)和失速迎角，當(dāng)來流風(fēng)速21m／s時(shí)，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。Huu等［4］研究了等離子體對翼型大迎角失速分離邊界層的控制，模型為NACA0008翼型，弦長150mm，展長300mm，來流風(fēng)速為20m／s時(shí)，升力系數(shù)有5%甚至是10%的提高。王勛年等［5］研究了等離子體對NACA0015翼型失速分離的控制，來流風(fēng)速20m／s時(shí)，最大升力系數(shù)增加11%，失速迎角增加6°。

目前國外對等離子體激勵(lì)用于單段翼型增升的研究較多，用于兩段翼型上的研究較少，而采用多段翼型的機(jī)械增升是目前最常用的增升方式。本文在NACA23018兩段翼型上安裝等離子體激勵(lì)器，驗(yàn)證了等離子體激勵(lì)對兩段翼型具有顯著的增升效果。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1．1 等離子體氣動(dòng)激勵(lì)布局

等離子體激勵(lì)器由敷設(shè)在絕緣材料上下兩面的電極構(gòu)成，其中，上面的電極裸露在空氣中，下面電極由絕緣材料覆蓋。在高壓高頻電源的作用下，上表面電極表面的空氣由于強(qiáng)電場的作用被電離產(chǎn)生等離子體。

本文采用的等離子體激勵(lì)器包含兩個(gè)電極，中間由三層0．1mm厚的聚酰亞胺膠帶隔開。上層電極由0．05mm厚的銅箔膠帶制成，下層電極為整個(gè)金屬模型。

圖1 等離子體激勵(lì)器布局示意圖Fig．1 The high－voltage discharge

1．2 電源

多相位電源主要由多相位信號(hào)發(fā)生器、SPWM正弦波調(diào)制器、多相位信號(hào)功率放大器和升壓變壓器等部分組成。輸出電壓有8個(gè)相位，每個(gè)相位相差45°。本次試驗(yàn)采用單相位，輸出電壓0～5kVrms連續(xù)可調(diào)，輸出頻率0．1kHz～6kHz連續(xù)可調(diào)。電源如圖2所示。

圖2 多相位電源Fig．2 The high voltage DC

1．3 風(fēng)洞及支撐系統(tǒng)

風(fēng)洞為下吹式開口直流風(fēng)洞，主要由收縮段、擴(kuò)散段、駐室、風(fēng)機(jī)等部分組成。試驗(yàn)段尺寸為：700mm×700mm×1050mm，風(fēng)洞全長約11．5m。風(fēng)洞收縮段和擴(kuò)散段由玻璃鋼制造，駐室采用點(diǎn)支式玻璃幕墻結(jié)構(gòu)。收縮段、擴(kuò)散段與駐室連接部分，收縮段與風(fēng)機(jī)連接部分采用柔性密封材料，可以防止共振。

支撐系統(tǒng)包括支桿和風(fēng)擋。支桿為φ40mm金屬鋁支桿，下端采用法蘭盤和天平浮動(dòng)端相連，通過螺釘和模型連接。風(fēng)擋采用聚四氟乙烯圓形風(fēng)擋，固定于天平固定端上。模型位于上下整流板之間，與上下整流板的間距均為3mm，基本可以消除三維效應(yīng)。

1．4 模型

在NACA23018翼型的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了兩段翼型，后緣采用了簡單襟翼。翼型弦長100mm，展長480mm，襟翼大小為32%弦長，襟翼偏角為0°、30°、40°，模型材料為金屬鋁。模型在風(fēng)洞中的安裝如圖3所示。

1．5 測控系統(tǒng)

試驗(yàn)采用五分量TY02天平，參數(shù)詳見表1。采用便攜式VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)采集，以工控機(jī)為主體，以數(shù)據(jù)采集處理計(jì)算機(jī)作為上位機(jī)，具有8通道差分輸入，綜合精度優(yōu)于0．1%。風(fēng)洞速壓由專用研究性風(fēng)洞速壓系統(tǒng)控制，模型姿態(tài)由風(fēng)洞β機(jī)構(gòu)控制。各系統(tǒng)之間由網(wǎng)絡(luò)通訊或人工傳遞指令。數(shù)據(jù)處理采用等離子體流動(dòng)控制測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理程序。

圖3 NACA23018翼型Fig．3 NACA23018airfoil model

表1 TY02天平參數(shù)Table 1 Performance of the TY02balance

2 結(jié)果與分析

試驗(yàn)中電極寬度為2mm，沿展向布置。電極分別布置在（以電極中心線位置為參考）0%、0．5%、1．6%、3%弦長處。激勵(lì)電壓為4kV，頻率為3kHz，來流風(fēng)速為20m／s。

2．1 電極位置的影響

圖4 電極在0%弦長處時(shí)翼型升阻特性Fig．4 Lift and drag coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil at 0%c

電極在位置0%弦長處時(shí)翼型升阻曲線如圖4所示。由圖可知，襟翼無偏角時(shí)，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)增大0．377，約41%，失速迎角推遲11．6°；襟翼下偏40°時(shí)，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)增大0．208，約12%，失速迎角推遲6．9°。

電極位于0．5%弦長處時(shí)翼型升阻曲線如圖5所示。由圖可知，襟翼無偏角時(shí)，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)增大0．423，約52%，失速迎角推遲12．4°；襟翼下偏30°時(shí)，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)增大0．269，約18%，失速迎角推遲8．5°。

圖5 電極在0．5%弦長處時(shí)翼型升阻特性Fig．5 Lift and drag coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 0．5%c

電極位于1．6%弦長處、襟翼下偏30°時(shí)翼型升力曲線如圖6所示。由圖可知，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)基本不變，失速迎角略有增加。

圖6 電極在1．6%弦長處時(shí)翼型升力曲線Fig．6 Lift coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 1．6%c

電極位于3%弦長處、襟翼下偏30°時(shí)翼型升力曲線如圖7所示。由圖可知，施加等離子體激勵(lì)后，最大升力系數(shù)基本不變，失速迎角推遲約2°。

圖7 電極在3%弦長處時(shí)翼型升力曲線Fig．7 Lift coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 3%c

由試驗(yàn)結(jié)果可知，等離子體激勵(lì)在有無襟翼偏角時(shí)都可以顯著增加最大升力，推遲失速；在試驗(yàn)狀態(tài)下，電極位于0%c、0．5%c時(shí)增升效果顯著，在位置1．6%c、3%c時(shí)基本無增升效果，其中電極在0．5%c時(shí)，增升效果最顯著。

2．2 絲線流態(tài)顯示

圖8給出了迎角18°時(shí)，電極位于0．5%處有無等離子體激勵(lì)的模型表面絲線流態(tài)對比。由圖可以看出，未施加等離子體激勵(lì)時(shí)，翼型上表面絲線出現(xiàn)大幅度擺動(dòng)，上表面完全分離；施加等離子體激勵(lì)后，翼型上表面前2排絲線的附著較好，氣流較為穩(wěn)定。流譜觀察結(jié)果表明，施加等離子體激勵(lì)后，抑制了翼型前緣的氣流分離，進(jìn)而提高了最大升力和失速迎角。

圖8 施加等離子體激勵(lì)前后的絲線流態(tài)圖Fig．8 Results of flow visualization before（a）and after（b）plasma actuation

2．3 討論

前緣縫翼是前伸到翼型之前的輔助翼型，用于幫助氣流在高升力狀態(tài)平滑地（無分離）繞過前緣。前緣縫翼打開時(shí)，延緩了氣流分離，提高了失速迎角，增加了最大升力系數(shù)，改善了失速特性。前緣縫翼工作示意圖如圖9所示。

圖9 前緣縫翼工作示意圖Fig．9 Working sketch of the leading edge slat

某翼身組合體縫翼對升阻特性的影響如圖10所示。由圖可知，縫翼下偏17°時(shí)，最大升力系數(shù)增加0．46，失速迎角增加約8°。等離子體激勵(lì)對翼型升力曲線的影響與之一致，施加等離子體激勵(lì)后，翼型最大升力系數(shù)的增量與之相差不大，失速迎角的增量有所提高。由此可知，等離子體激勵(lì)和縫翼下偏17°時(shí)對升力的影響規(guī)律相同。

圖10 某翼身組合體縫翼對升阻力的影響Fig．10 Effect of the leading edge slat on the wingbody

施加等離子體激勵(lì)后，翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角得到提高，前緣的氣流分離得到了抑制，和縫翼的作用類似，文獻(xiàn)［3］稱之為“等離子體縫翼”。

在運(yùn)輸類飛機(jī)中，前緣縫翼對延緩機(jī)翼失速從而提高最大升力系數(shù)起著非常重要的作用。等離子體在有無襟翼偏角時(shí)都可以增加升力、推遲失速，因此等離子體可以和后緣增升裝置配合使用。由圖4（b）、圖5（b）可知，施加等離子體激勵(lì)后，阻力在線性升力段無增加，在自然失速后顯著減小，與傳統(tǒng)的縫翼相比，“等離子體縫翼”不會(huì)帶來附加阻力，而且不需要活動(dòng)的氣動(dòng)控制面，所以對飛行器的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度影響很小。由此可見，“等離子體縫翼”在運(yùn)輸類飛機(jī)研制中有潛在的應(yīng)用前景。

3 結(jié) 論

通過等離子體激勵(lì)對NACA23018兩段翼型最大升力和失速迎角影響的研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）等離子體激勵(lì)可以有效增加翼型最大升力，推遲失速；

（2）在試驗(yàn)狀態(tài)下，電極布置在0．5%c時(shí)，增升效果最優(yōu)，來流風(fēng)速20m／s時(shí)，最大升力系數(shù)增加52%，失速迎角增加12．4°；

（3）等離子體激勵(lì)抑制了翼型前緣的氣流分離，和縫翼作用類似，而且可以和后緣增升裝置配合使用，在運(yùn)輸類飛機(jī)研制中有潛在的應(yīng)用前景。

［1］ 《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委會(huì)編．飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊（第六冊）［M］．北京：航空工業(yè)出版社，2002．

［2］ LOPERA J，NG T T，CORKE T C．Aerodynamic control of 1303UAV using windward surface plasma actuators on a separation ramp［R］．AIAA 2007－636．

［3］ HE C，CORKE T C，PATEL M P．Plasma flaps and slats：an application of weakly ionized plasma actuators［J］．Journal of Aircraft，2009，46（3）：864－873．

［4］ HUU P N，ZARAGOZA L，GARCIA M，et al．Plasmaassisted high lift systems［R］．AIAA 2009－3943．

［5］ 王勛年，王萬波，黃勇，等．介質(zhì)阻擋放電等離子體對翼型流動(dòng)分離控制的實(shí)驗(yàn)研究［J］．實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（4）：9－14．