陳慶亞, 田希暉, 車學(xué)科, 聶萬勝, 周思引

(裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416)

平流層螺旋槳等離子體流動控制地面實驗方法

陳慶亞, 田希暉*, 車學(xué)科, 聶萬勝, 周思引

(裝備學(xué)院 航天裝備系, 北京 101416)

根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則和等離子體射流相似準(zhǔn)則，提出了一種基于螺旋槳葉素理論，利用地面實驗設(shè)備開展平流層螺旋槳等離子體流動控制研究的實驗方法。首先根據(jù)螺旋槳幾何參數(shù)和運動參數(shù)計算葉素微段來流速度和迎角，然后根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則確定常壓翼型風(fēng)洞模擬平流層葉素流動的吹風(fēng)參數(shù)，最后根據(jù)等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則，確定激勵器和激勵電源參數(shù)模擬平流層等離子體射流并評估其流動控制效果。利用該方法研究了20km高度S1223翼型螺旋槳的等離子體流動控制效果，實驗表明：飛艇以5～20m/s的速度前進時，SDBD激勵電壓峰-峰值13.6kV，頻率10kHz時，誘導(dǎo)的等離子體射流使螺旋槳300r/min時推力最大可提高10.9%，600r/min時推力反而減小了0.52%～1.7%。

平流層螺旋槳；等離子體；流動控制；葉素理論；實驗方法

0 引 言

平流層飛艇具有駐留時間長、效費比高、生存能力強和高度適中等特點，作為搭載偵察、預(yù)警、通信等電子設(shè)備的平臺可以發(fā)揮其特有優(yōu)勢，在民用和軍用領(lǐng)域均有很大現(xiàn)實意義[1]。但平流層飛艇螺旋槳在低雷諾數(shù)飛行環(huán)境下，葉素邊界層轉(zhuǎn)捩、分離等問題造成螺旋槳性能和效率降低[2]，提高螺旋槳低雷諾數(shù)下飛行效率和寬工況飛行能力已成為重要研究課題。當(dāng)前國內(nèi)外對平流層螺旋槳增效的研究主要集中在優(yōu)化翼型氣動外形、采用槳梢小翼等領(lǐng)域，獲得了有價值的研究成果，但是螺旋槳增效能力有限[3-7]。

表面介質(zhì)阻擋放電(Surface Dielectric Barrier Discharge-SDBD)是等離子體流動控制技術(shù)的重要

研究方向，能夠有效抑制翼型流動分離，發(fā)揮減阻增升作用，提高螺旋槳低雷諾數(shù)下飛行效率和飛艇寬工況飛行能力；同時具有結(jié)構(gòu)簡單、質(zhì)量輕、功耗低和響應(yīng)快等特點，已成為流動控制技術(shù)的熱點研究領(lǐng)域[8-9]。 目前，在翼型等離子體流動控制方面，主要通過優(yōu)化激勵器幾何參數(shù)和激勵電源參數(shù)，探討翼型在不同的來流速度和迎角以及低雷諾數(shù)條件下抑制流動分離的控制效果[10-12]，其中有美國圣母大學(xué)和我國南京航空航天大學(xué)等科研單位開發(fā)了等離子體流動控制的實驗無人機。

針對平流層高效螺旋槳，基于螺旋槳葉素理論，國防科技大學(xué)雷光新、劉巍等人[13]給出了平流層螺旋槳設(shè)計流程；中國電子科技集團二十七研究所姜波、翟彬等人[14]建立了計算NACA-0015翼型螺旋槳氣動性能的模型，并結(jié)合實驗數(shù)據(jù)驗證了模型的正確性。平流層螺旋槳等離子體流動控制技術(shù)方面，程鈺鋒等人[15-16]通過數(shù)值仿真開展了螺旋槳等離子體流動控制增效的研究，但是當(dāng)前還沒有見到通過實驗方法開展平流層螺旋槳等離子體流動控制研究的公開文獻，難以推廣螺旋槳在平流層的應(yīng)用。實驗開展高空平流層等離子體螺旋槳的研究需要低密度風(fēng)洞，雖然可以實現(xiàn)，但是存在技術(shù)難度高、效率低以及成本高等問題。因此，迫切需要綜合采用現(xiàn)有地面實驗手段模擬平流層螺旋槳等離子體流動控制，定量評估效果。

作者根據(jù)劉沛清等[17-18]開展的地面常規(guī)風(fēng)洞進行平流層螺旋槳實驗的可行性研究，在車學(xué)科等人[19]發(fā)展的地面條件下模擬高空等離子體流動控制效果的方法基礎(chǔ)上，基于螺旋槳葉素理論，采用實驗手段開展平流層螺旋槳等離子體流動控制增效的研究。

1 平流層螺旋槳地面實驗原理

1.1 平流層螺旋槳葉素運動參數(shù)確定

葉素理論又稱孤立槳葉理論[20]，如圖1所示，沿切線方向?qū)~切成若干個稱之為葉素的微小段，認(rèn)為繞過每個葉素的運動氣流是二維的，所以葉素之間、槳葉之間互不影響。

圖1 螺旋槳葉素示意圖

圖1中，r為葉素展向中點距槳心距離；R為螺旋槳半徑；ξ為葉素相對半徑，即ξ=r/R；br為葉素弦長；θr為葉素安裝角，dr為葉素微小段寬度。螺旋槳在平流層以轉(zhuǎn)速ns、相對來流前進速度V0運動時，根據(jù)運動相對性，其r處葉素運動分析如圖2所示。

圖2 葉素運動分析

在不考慮螺旋槳軸向干涉速度和環(huán)向干涉速度的情況下，忽略其干涉合成速度V1影響，幾何合成速度W0可以近似代替實際入流速度W1，則幾何入流角度Φ0可以近似等于實際入流角度Φ1。根據(jù)葉素運動分析，其周向速度U0、幾何合成速度W0、幾何入流角度Φ0和葉素迎角α可以表示為：

(1)

(2)

(3)

(4)

不同半徑r處葉素的幾何合成速度W0和迎角α分別由Wr、αr表示，根據(jù)式(1)～(4)可知，槳葉葉素的運動狀態(tài)可以由來流速度Wr、迎角αr2個參數(shù)確定。因此，在平流層以轉(zhuǎn)速ns、相對來流速度V0運動的螺旋槳可以轉(zhuǎn)化成不同半徑r處迎角為αr的葉素在速度為Wr的來流中的運動。

1.2 地面實驗參數(shù)確定

螺旋槳相同轉(zhuǎn)速在不同高度工作時，葉素繞流的雷諾數(shù)也會隨之變化。在平流層20km低氣壓、低密度條件下，螺旋槳雷諾數(shù)相當(dāng)于低空飛行時的1/10，葉素近壁面層流難以克服逆壓梯度而容易發(fā)生流動分離造成螺旋槳性能下降。文獻[18]認(rèn)為，密度基本不會對螺旋槳的相似參數(shù)產(chǎn)生影響。根據(jù)螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則，地面二元翼型風(fēng)洞實驗?zāi)M平流層各葉素微段流動時對應(yīng)雷諾數(shù)相等，即：

(5)

式中：ρh、uh為平流層大氣密度、動力粘度；ρg、ug為實驗氣體密度、動力粘度；b為實驗翼型弦長；Wrg為地面實驗風(fēng)速。根據(jù)式(5)可得到地面實驗風(fēng)速Wrg，實驗翼型迎角與平流層葉素迎角αr相同。

文獻[19]認(rèn)為，根據(jù)等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則，通過調(diào)整激勵器參數(shù)和激勵電源參數(shù)，可以由地面SDBD等離子體放電模擬不同高度下放電的流動控制效果。因此，實驗基于射流雷諾相似準(zhǔn)則，根據(jù)高空平流層等離子體射流雷諾數(shù)確定地面激勵電源頻率和電壓。

1.3 螺旋槳推力評估

通過二元翼型風(fēng)洞實驗系統(tǒng)，將采集的實驗數(shù)據(jù)經(jīng)過編程計算得到分別垂直和平行于來流方向的升力dL系數(shù)CL、阻力dD系數(shù)CD，如圖3所示。

圖3 受力分析

根據(jù)翼型受力分析可知，葉素沿槳盤豎直向上的分量dT即螺旋槳產(chǎn)生的推力，則dL、dD和dT可表示為：

(6)

(7)

(8)

式中：pr為實驗測得來流空氣動壓。對槳葉葉素推力dT積分可得螺旋槳單槳葉推力T：

(9)

式中：r0為螺旋槳槳盤半徑。本實驗主要探討施加等離子體流動控制對螺旋槳推力的變化效果，采用計算得出的推力指標(biāo)定量評估平流層螺旋槳性能的改變情況。

2 實驗方案

實驗?zāi)M的平流層飛艇螺旋槳基于文獻[18]的設(shè)計，葉素剖面為S1223翼型，螺旋槳半徑R=3 250mm。實驗在裝備學(xué)院的低湍流度風(fēng)洞中進行，湍流度0.02%，滿足平流層低湍流度要求，風(fēng)洞試驗段尺寸為0.8m×1.0m×4.0m，實驗S1223翼型弦長200mm，展長790mm，采用環(huán)氧樹脂加工。實驗艙段和翼型如圖4所示，翼型上下表面分別布置18和17個測壓孔，測壓設(shè)備采用西北工業(yè)大學(xué)研制的壓力采集系統(tǒng)，由DS-32電子壓力掃描器、DS-104微壓校準(zhǔn)單元和氣壓傳感器3部分組成，測量誤差0.1%。

分別在翼型上表面前緣、下表面后緣處布置1個SDBD激勵器，激勵器暴露電極和植入電極寬度分別為5mm、10mm，電極長度500mm，重合區(qū)長度230mm，電極間隙0mm，兩電極間通過粘貼3層Kapton膠帶作為介質(zhì)阻擋層，其等效模擬的平流層20km螺旋槳激勵器的暴露電極、植入電極寬度為10mm和60mm，電極間隙0mm[19]。翼型上表面激勵器暴露電極靠近翼型前緣，距離前緣5.0mm；下表面激勵器暴露電極靠近翼型后緣，距離后緣5.0mm。根據(jù)上述激勵器鋪設(shè)方式可知上表面等離子體射流方向與來流方向相同，下表面等離子體射流與來流方向相反[20]，翼型上表面1～5號測壓孔由于激勵器的遮擋無法正常測壓。

激勵電源采用HFHV30-1高頻高壓交流電源，輸出電壓±15kV，輸出頻率1～50kHz，上、下表面激勵器采用并聯(lián)方式，使得激勵器工作狀態(tài)時刻相同。電壓采用安捷倫N2771B高壓探頭測量，電流采用皮爾森電流線圈6595測量，電壓、電流測量結(jié)果使用安捷倫DSO3024A示波器進行顯示和記錄。

圖4 S1223翼型風(fēng)洞實驗

實驗方案設(shè)定平流層20km處飛艇螺旋槳以300和600r/min 2種轉(zhuǎn)速工作，由于平流層平均風(fēng)速為10m/s[21]，同時又要滿足飛艇駐空懸停和機動能力，螺旋槳的前進速度V0分別取5、10和20m/s，根據(jù)前文所述實驗原理可得地面二元翼型風(fēng)洞試驗參數(shù)，如表1所示。

文獻[19]通過低壓艙平板射流實驗，得出平流層20km、激勵電壓峰-峰值13.6kV時，等離子體沿壁面切向的射流雷諾數(shù)為36～40。在本實驗中，進一步考慮了等離子體對低氣壓稀薄氣體的壓縮作用導(dǎo)致

表1 風(fēng)洞試驗參數(shù)

(b)螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min

密度的變化，沿壁面射流的雷諾數(shù)約為79～112，由于激勵電源頻率對雷諾數(shù)影響很小，實驗頻率采用10kHz，主要是為了更好模擬平流層激勵器放電誘導(dǎo)的流場，實驗電壓峰-峰值根據(jù)射流雷諾數(shù)分別為6和7kV。

3 實驗結(jié)果分析

3.1 300r/min時螺旋槳推力分析

300r/min(ns=5r/s)時不同相對半徑ξ處葉素小微段推力dT如圖5所示。

圖5中無控制指激勵器關(guān)閉狀態(tài)，在不同前進速度V0下，峰-峰值6和7kV 2種模式與無控制時的葉素推力進行比較可以看到，SDBD誘導(dǎo)的等離子體射流均有明顯增效作用。

相對半徑ξ介于0.30～0.45區(qū)間時，施加激勵與無控制的推力曲線重合度較高，這主要是此區(qū)間葉素迎角相對較大，出現(xiàn)了嚴(yán)重的流動分離，超出了等離子體抑制流動分離的能力范疇，因此該區(qū)間等離子體對葉素推力作用效果不明顯；ξ介于0.45～0.90區(qū)間段，該區(qū)間推力dT明顯提高，是等離子體增效的主要區(qū)間，具體在ξ=0.45處開始出現(xiàn)增效，其中ξ～(0.50，0.80)推力dT增加幅度最為顯著，ξ～(0.80，0.90)處的增加幅度相對減?。沪谓橛?.90～0.975區(qū)間段，此范圍葉素已接近螺旋槳槳尖部位，迎角和弦長都比較小，幾乎沒有發(fā)生流動分離，等離子體不發(fā)揮增效作用，因此推力曲線重合。

隨著激勵電壓增大，等離子體射流對螺旋槳增效幅值的分布規(guī)律大致相同。7kV時增效作用略好，主要體現(xiàn)在ξ介于0.50～0.65區(qū)間段，說明該區(qū)間等離子體體積力和射流速度的增大可以更有效地抑制流動分離。

圖6給出了螺旋槳在實驗電壓6和7kV時等離子體射流對螺旋槳推力的增效情況?？梢钥闯?，300r/min轉(zhuǎn)速時在3種前進速度V0下等離子體射流均可顯著增大螺旋槳推力，不同V0時其增效情況略有差異，其中7kV時的流動控制效果要好于6kV，螺旋槳推力分別增加了6.6%～10.8%、9.2%～10.9%。

3.2 600r/min時螺旋槳推力分析

螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min(ns=10r/s)時，在2種激勵電壓下的各葉素微段推力dT如圖7所示。

可以看出，600r/min時等離子體作用范圍主要介于ξ～(0.35～0.80)區(qū)間。其中，僅在V0=10、20m/s2種速度時，ξ～(0.45，0.55)區(qū)間的等離子體增加了葉素微小段推力，而其余工況和葉素區(qū)間均出現(xiàn)了使推力減小的負(fù)作用。其中，ξ介于0.65～0.8葉素區(qū)間螺旋槳推力減小幅度最大，此區(qū)間同時也是葉素推力下降最為劇烈的一段，說明該處流場處于臨界狀態(tài)，等離子體射流對流場的改變存在不確定性。峰-峰值6和7kV2種激勵電壓下槳葉推力分布曲線重合程度很高，表明螺旋槳轉(zhuǎn)速600r/min時，流場氣體動量很大，等離子體射流對流場的影響能力減小。

與螺旋槳300r/min時施加等離子體射流的效果比較，兩種轉(zhuǎn)速下等離子體對螺旋槳推力產(chǎn)生影響的葉素分布區(qū)間長度大致相同，相對半徑比區(qū)間長度均為0.45左右。但600r/min時等離子體在ξ=0.35

處開始產(chǎn)生氣動影響，相對于300r/min時ξ=0.45，其氣動作用區(qū)間整體向槳根移動了大約0.1的相對半徑長度。

圖8為螺旋槳600r/min時，施加等離子體射流后對螺旋槳推力的作用情況。結(jié)合葉素推力分布圖7可知：激勵器在6和7kV誘導(dǎo)等離子體射流時，均只在不同V0下的一小段葉素區(qū)間略微增加了葉素推力，但總作用效果減小了螺旋槳推力，減小幅值0.52%～2.1%。其中，6kV比7kV放電時使推力減小的幅度更大，對應(yīng)分別減小了1.4%～2.1%、0.52%～1.7%。

圖7 600r/min時葉素推力dT

圖8 600r/min時槳葉推力T比較

綜上可知，螺旋槳轉(zhuǎn)速不同時等離子體射流產(chǎn)生的作用效果也會不同，由于不同轉(zhuǎn)速螺旋槳流場的不同，等離子體射流對推力存在增效和減效2種情況；在增效和減效2種情況時的等離子體射流，當(dāng)提高激勵電壓，相比之前較低電壓均有利于提高螺旋槳性能；螺旋槳前進速度變化會使等離子體的控制作用發(fā)生輕微變化，但其影響程度與轉(zhuǎn)速相比差距較大，不是主要影響因素，說明飛艇在以較低的相對來流速度前進時，應(yīng)主要針對螺旋槳轉(zhuǎn)速這一參量尋求最佳的等離子體增效方案。

4 結(jié) 論

(1) 提出了一種模擬平流層螺旋槳等離子體流動控制效果的地面實驗方法，該方法基于等離子體射流雷諾相似準(zhǔn)則和螺旋槳雷諾相似準(zhǔn)則，根據(jù)螺旋槳葉素理論，通過地面實驗分析平流層螺旋槳在低雷諾數(shù)條件下的氣動特性。

(2) 平流層螺旋槳SDBD激勵器采用微秒正弦連續(xù)式激勵模式時，等離子體射流對平流層螺旋槳推力的作用效果主要與轉(zhuǎn)速有關(guān)；在同一轉(zhuǎn)速下，螺旋槳不同前進速度對等離子體控制效果的影響很小；在螺旋槳300r/min可增效轉(zhuǎn)速，提高激勵器電壓有助于增大螺旋槳推力。

(3) 本文實驗條件下，模擬了平流層20km SDBD激勵器在峰-峰值13.6kV，頻率10kHz時的等離子體射流對螺旋槳的氣動效果，具體當(dāng)螺旋槳以5，10和20m/s的速度前進時，在轉(zhuǎn)速300和600r/min 2種情況下，等離子體放電時使螺旋槳推力分別提高了6.6%～10.9%和減小了0.52%～1.7%。

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(編輯：張巧蕓)

Ground experimental method for stratospheric propeller plasma flow control

Chen Qingya, Tian Xihui*, Che Xueke, Nie Wansheng, Zhou Siyin

(Department of Space Equipment,Equipment Academy, Beijing 101416, China)

According to the propeller Reynolds-similarity theory and the plasma induced jet similarity theory, the method which is used to study the performance of plasma flow control of high-attitude propeller by ground experiment is put forward based on the blade element theory. First, the propeller geometry and motion parameters are converted to the inflow velocity and angle of attack on the blade element. Second, the induced plasma voltage and inflow parameters are determined based on the similarity theory in ground experiment. Finally, the collected experimental data is processed to assess the aerodynamic performance of propeller. A high-attitude 20km S1223 airfoil propeller plasma flow control experiment is conducted by this method. It is found that when the propeller revolves at the speed of 300r/min under forward velocity of 5～20m/s, the thrust of propeller is increased by 6.6%～10.9% with the high voltage AC input, but at the speed of 600r/min the thrust is reduced by 0.52%～1.7%.

high-attitude propeller;plasma;flow control;blade element theory;experimental method

1672-9897(2015)05-0090-07

10.11729/syltlx20140140

2014-12-03;

2015-03-11

國家自然科學(xué)基金(11205244)，高分專項青年創(chuàng)新基金(GFZX04060103-5)

ChenQY,TianXH,CheXK,etal.Groundexperimentalmethodforstratosphericpropellerplasmaflowcontrol.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 90-96. 陳慶亞, 田希暉, 車學(xué)科, 等. 平流層螺旋槳等離子體流動控制地面實驗方法. 實驗流體力學(xué), 2015, 29(5): 90-96.

V211.44

A

陳慶亞(1991-)，男，河北滄州人，碩士研究生。研究方向：等離子體流動控制技術(shù)。通信地址：裝備學(xué)院航天裝備系(101416)。E-mail:chenqingya123@163.com

*通信作者 E-mail: tianxihui@sina.com