張鑫， 黃勇， 王勛年， 王萬波， 唐坤， 李華星

1.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安　710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽　621000

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超臨界機翼介質阻擋放電等離子體流動控制

張鑫1，*， 黃勇2， 王勛年2， 王萬波2， 唐坤2， 李華星1

1.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽621000

為了進一步提高等離子體激勵器可控雷諾數，采用測力以及粒子圖像測速(PIV)等研究方法，從二維機翼到三維半模，從低雷諾數到高雷諾數，開展了對稱布局式介質阻擋放電(DBD)等離子體激勵器控制超臨界機翼氣動特性的試驗研究，分析了控制機理，實現了等離子體“虛擬舵面”的功能。結果表明：在雷諾數為2×106的情況下，對稱布局式等離子體氣動激勵能較好地抑制超臨界機翼繞流流場分離，使失速迎角推遲2°，最大升力系數提高8.98%。

超臨界機翼； 流動控制； 等離子體； 介質阻擋放電； 風洞試驗

流動控制技術作為突破常規(guī)氣動設計限制、補齊部分飛行器能力短板、創(chuàng)新發(fā)展下一代飛行器的重要手段，一直是國內外研究學者關注的焦點。等離子體流動控制技術是流動主動控制技術的重要分支，涵蓋了熱力學、電磁學和空氣動力學等知識。因其控制位置靈活、響應時間快、不需要活動控制面等優(yōu)點，國內外許多高校及科研院所都對此開展過研究。

在國外，美國[1-7]、俄羅斯[8-9]等航空大國都開展了該領域研究。在歐洲，流動控制委員會專門成立了研究小組，集中英國[10-12]、法國[13-14]、德國[15-16]以及荷蘭[17]等國的高校，開展等離子體流動控制研究，為發(fā)展“綠色航空”奠定基礎。

在國內，等離子體流動控制技術研究呈現出了百花齊放的良好局面?？哲姽こ檀髮W[18-21]、國防科學技術大學[22-24]、裝備學院[25-26]、北京航空航天大學[27-29]、南京航空航天大學[30-31]、西北工業(yè)大學[32-33]、清華大學[34]、廈門大學[35]、中國工程熱物理研究院[36]以及中國空氣動力研究與發(fā)展中心[37-38]等對該技術的發(fā)展與提升，均作出了重要貢獻。

從公開發(fā)表文獻來看，等離子體流動控制的技術成熟度還不夠高，研究主要集中在低雷諾數范圍內，而真實飛行器的飛行雷諾數多在百萬以上。如何將等離子體可控雷諾數拓展到百萬量級是等離子體流動控制技術實現工程應用的難點之一。此外，在低雷諾數流動控制試驗中，通常翼型或機翼的邊界層為層流；研究人員認為借助等離子體促進邊界層轉捩是實現低雷諾數流動控制的重要機理[39]。而在較高雷諾數試驗中，邊界層通常為湍流。因此，低雷諾數下的控制策略未必能在高雷諾數流動控制中起效。建立新的控制方法是在較高雷諾數下實現等離子體流動控制，提高該技術成熟度的關鍵。本文采用將整個金屬模型作為預埋電極的對稱布局式等離子體激勵器，借助測力以及粒子圖像測速(PIV)等研究手段，在不同雷諾數下，開展超臨界機翼流動控制研究，以提高等離子體在較高雷諾數下的控制能力，探索其控制機理，提出新的控制策略，為該技術邁向工程化應用搭建橋梁。

1　等離子體控制基本原理

介質阻擋放電(DBD)等離子體激勵器的常規(guī)布局如圖1所示。激勵器由暴露電極、預埋電極、絕緣介質以及高壓激勵電源等部分組成。暴露電極與預埋電極由絕緣介質隔開。在電場的作用下，暴露電極周圍的空氣發(fā)生電離，從而產生等離子體。圖2為該布局等離子體激勵器的放電圖。等離子體在暴露電極的一側產生，覆蓋整個預埋電極。帶電粒子在定向運動的過程中，與中性分子相互作用，誘導產生射流。射流方向從暴露電極到預埋電極。

與常規(guī)布局相比，本文采用整個金屬模型作為預埋電極的對稱布局方式開展試驗。圖3為DBD等離子體激勵器對稱布局示意圖。圖4給出了該布局激勵器的放電情況。從圖4中可以看出，暴露電極兩邊同時產生了均勻輝光。因此，此種布局激勵器會在暴露電極兩邊誘導產生射流。試驗結果部分會對該激勵器的誘導流場以及作用機理進行仔細分析。

圖1　介質阻擋放電(DBD)等離子體激勵器常規(guī)布局示意圖Fig.1　Schematic diagram of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator with normal configuration

圖2　常規(guī)布局DBD等離子體激勵器放電圖Fig.2　Discharge photography of DBD plasma actuator with normal configuration

圖3　DBD等離子體激勵器對稱布局示意圖Fig.3　Schematic diagram of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

圖4　對稱布局DBD等離子體激勵器放電圖Fig.4　Discharge photography of DBD plasma actuator with symmetrical configuration

2　二維機翼風洞試驗

2.1試驗設備

試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心(以下簡稱“氣動中心”)0.75 m×0.75 m低速風洞中進行。該風洞是一座直流、開口風洞。穩(wěn)定風速范圍為2～55 m/s，湍流度小于0.3%。

采用超臨界機翼(SC(2)-0714)為試驗模型，機翼的材質為鋁，平均氣動弦長為100 mm，展長為480 mm，前緣后掠角為25°，如圖5所示。

圖5　超臨界機翼Fig.5　Supercritical wing

圖6　二維機翼測力試驗方案圖Fig.6　Schematic diagram of force measurement test of 2D wing

將整個金屬模型作為預埋電極，在模型表面敷設3層、每層厚度為0.05 mm的聚酰亞胺絕緣膠帶，在絕緣材料表面布置寬度為2 mm、厚度為0.05 mm的銅箔電極作為暴露電極。同時在機翼前緣布置粗糙帶，將機翼繞流邊界層強制轉捩為湍流。

二維機翼測力試驗方案如圖6所示。從圖中可以看出，模型采用豎直方式支撐，與TY02應變天平通過支桿連接。通過轉盤的轉動實現模型迎角的變化。角度控制機構的精度優(yōu)于0.05°。試驗前，采用天平校準架對該天平進行靜態(tài)標定。標定結果如表1所示。

試驗采用便攜式PXI數據采集系統(tǒng)進行數據采集，綜合精度優(yōu)于0.1%。試驗時，在每個迎角下，采樣前延時8 s，采樣時間為6 s，采樣頻率為每通道100 Hz。通過開展重復性試驗，獲得氣動力系數精度。升力系數精度優(yōu)于0.002，阻力系數精度優(yōu)于0.000 3。由于本文主要關注激勵前后氣動力數據差量，因此未對試驗數據進行修正。

表1　TY02天平靜態(tài)標定結果

激勵器采用多相位交流電源作為激勵電源，輸出峰值電壓范圍為0～20 kV；輸出頻率范圍為0.1～6 kHz。試驗時，施加的等離子體激勵方式為定常激勵。

圖7為PIV試驗設備布局圖。激光器布置在風洞側面，激光片光與機翼弦平面重合，定位于選定平面。CCD相機布置在風洞頂端，攝像頭軸線與片光垂直相交于測量平面。CCD相機分辨率為1 024 pixels×1 024 pixels，采集頻率為3 600 frame/s；雙脈沖激光器重復頻率為20 kHz。激光器的最大輸出功率為110 W，脈沖寬度為100 ns/CW；示蹤粒子為DEHS，粒子直徑為1 μm。

圖7　粒子圖像測速(PIV)試驗設備布局圖 Fig.7　Schematic diagram of particle image velocimetry (PIV) test set-up

2.2試驗結果與分析

1) PIV試驗

根據先前的研究經驗[31]及文獻[1-2]，激勵器布置在分離點附近時，控制效果較好。為了獲得機翼繞流流場，優(yōu)化激勵器布置位置，在 40 m/s 風速下開展了PIV試驗研究。

圖8為施加激勵前后，機翼繞流流場速度分布。圖中：U∞為來流速度；U為U∞沿x方向的分量；V為U∞沿y方向的分量。從圖8(a)中可以看出，在迎角為14°時，流場從前緣開始分離，分離點約在4%弦長處。因此，將銅箔電極布置在機翼前緣，電極前緣距機翼前緣約2 mm。激勵電壓峰峰值為8 kV，激勵頻率為3 kHz。從圖8(b)中可以看出，施加激勵后，氣流重新附著在機翼表面，等離子體氣動激勵有效抑制了機翼失速分離。

2) 測力試驗

在40 m/s風速下，開展了測力試驗研究。激勵器位置與PIV試驗時相同，激勵電壓峰峰值為 8 kV，激勵頻率為3 kHz。圖9為施加激勵前后，升力系數CL和阻力系數CD隨迎角α的變化情況。從圖9中可以看出：① 當電極布置在前緣時，等離子體激勵器只在失速迎角后起作用，有效改善了機翼的失速特性，起到了類似于“前緣縫翼”的作用。結果表明：施加激勵后，失速迎角推遲了4°，最大升力系數提高了9%。試驗結果與文獻研究結果[31-32]吻合較好。② 除了對升力影響外，在失速附近，等離子體激勵器能夠有效減小機翼阻力。

通過改變試驗風速，實現雷諾數變化。圖10為施加激勵前后，失速迎角αs及最大升力系數CLmax隨雷諾數變化的情況。雷諾數對應的風速范圍為10～50 m/s。從圖10中可以看出，隨著雷諾數的增加，激勵器推遲的失速迎角保持在4°，最大升力系數增加量保持在9%以上。因此可以得出，當采用對稱布局等離子體激勵器進行激勵時，控制效果受雷諾數影響較小。

圖8　施加激勵前后機翼繞流流場速度分布Fig.8　Velocity distribution of flow field around wing with plasma actuator off and on

圖9　施加激勵前后二維機翼升力系數與阻力系數隨迎角的變化Fig.9　Lift coefficient and drag coefficient of 2D wing versus angle of attack with plasma actuator off and on

圖10　施加激勵前后最大升力系數與失速迎角隨雷諾數的變化Fig.10　Maximum lift coefficient and stall angle of attack versus Reynolds number with plasma actuator off and on

2.3控制機理探索

2.3.1激勵特性

在靜止空氣下，開展了等離子體激勵器特性研究。圖7給出了PIV試驗設備布局圖。為了減少環(huán)境氣流對試驗結果的干擾，將帶有激勵器的機翼放置在有機玻璃箱中。試驗前，將發(fā)煙粒子通入箱體內；待粒子均勻后，開始測量。

圖11給出了靜止空氣下等離子體誘導流場速度分布，UP和VP分別為x方向和y方向的分量?？梢钥闯觯孩?采用金屬模型作為預埋電極的對稱布局等離子體激勵器，能在暴露電極兩邊產生兩股方向相反、速度近似相等的誘導射流；② 誘導射流形態(tài)與經典層流射流相似，但與之不同的是，等離子體是將激勵器上方的氣流“吸引”到暴露電極附近，從而誘導產生出沿切向方向的射流。整個封閉空間內，空氣的質量并沒有增加。

圖11　靜止空氣下等離子體激勵器誘導流場速度分布Fig.11　Flow velocity distribution of induced jet by plasma actuator in quiescent air

2.3.2等離子體誘導流場與邊界層耦合發(fā)展

目前，許多研究人員都開展過靜止空氣下等離子體激勵特性研究，但等離子體誘導流場與邊界層相互耦合發(fā)展的動態(tài)過程卻鮮有學者研究。本文采用高速PIV技術，在2 m/s風速下，開展了等離子體抑制機翼邊界層失速分離的試驗研究。其中機翼迎角為12°。試驗中，為了獲得更多近壁面信息，主要采用了兩種措施解決壁面反光問題：①通過在模型壁面涂抹熒光漆，在CCD相機鏡頭前安裝濾光鏡的方法，減小反射光；②采用連續(xù)激光器替代PIV脈沖激光器。連續(xù)激光器的瞬間功率遠小于脈沖激光器，因此，采用連續(xù)片光作為光源進一步削弱了壁面反光。

圖12給出了等離子體激勵器抑制機翼失速分離的過程?？梢钥闯?，在施加激勵前，機翼上表面出現大面積分離(圖12(a))；施加激勵后，首先在順流向方向產生了一股誘導射流(圖12(b))，射流不斷發(fā)展，向邊界層注入能量(圖12(c))；同時，在逆來流方向，對稱式激勵器也產生了一股射流(圖12(d))，逆射流與邊界層相互作用，形成誘導渦(圖12(e))；隨著時間推移，誘導渦不斷卷起、拉伸(圖12(f))，加強了邊界層與主流之間的摻混；當t=0.14 s時，誘導渦減小，機翼上表面的分離區(qū)域減小(圖12(g))；當t=0.20 s時，機翼上表面基本附著(圖12(h))。

對稱式布局等離子體激勵器通過向邊界層“借力”的方式，產生了誘導渦，增強了主流與邊界層之間的摻混，提高了激勵器的控制效果。

由靜止空氣下等離子體誘導流場可知(見圖11)，在固定激勵電壓及頻率的情況下，射流速度基本不變；隨著風速增加，射流產生的動量與外流動量的比值逐漸減小[23]。但從測力結果來看(見圖10)，當采用對稱式激勵器進行激勵時，控制效果沒有隨雷諾數提高而明顯降低。因此，可以初步得出，誘導渦是控制的關鍵。它不僅能向邊界層注入能量，而且能增加邊界層與主流之間的摻混，從而提高邊界層抵抗機翼表面逆壓梯度的能力，抑制機翼的失速分離。

3　三維翼身組合體半模風洞試驗

3.1試驗設備

由于0.75 m×0.75 m低速風洞風速范圍的限制，因此無法繼續(xù)提高試驗雷諾數。為了研究對稱布局等離子體在較高雷諾數下對機翼流動的控制情況，在氣動中心?3.2 m低速風洞中開展了三維半模流動控制試驗。該風洞是一座高低速銜接回流風洞，穩(wěn)定風速范圍為10～145 m/s，湍流度為0.2%；試驗段截面為圓形，直徑為3.2 m，試驗段長5 m。

圖12　等離子體激勵器抑制機翼失速分離的過程(α=12°)Fig.12　Process of plasma actuator to suppress wing stall separation (α=12°)

如圖13所示，試驗中模型采用半模試驗裝置支撐。盒式天平位于地板下方40 mm，通過連接塊與模型連接。盒式天平通過模型支撐架固定于轉盤上，通過下轉盤的變側滑角機構改變模型迎角。本次半模試驗采用墊塊法克服支撐平臺附面層影響。墊塊高度為30 mm，墊塊與模型之間采用迷宮槽進行密封，迷宮槽間隙5 mm，墊塊固定于地板上。

圖13　半模試驗設備布局圖Fig.13　Schematic diagram of test set-up for half model

圖14　翼身組合體半模Fig.14　Wing-body combination half model

試驗模型主要包括超臨界機翼(SC(2)-0714)、機身和附面層墊塊等，模型材料為鋁，機翼平均氣動弦長為510 mm，展長為1 890 mm。圖14 為翼身組合體半模的試驗照片。與二維機翼試驗類似，采用整個金屬模型作為預埋電極，聚酰亞胺膠帶為絕緣介質，銅箔為暴露電極，銅箔電極前緣距離機翼前緣約為4 mm。

試驗采用BM500半模盒式應變天平。試驗前，采用天平校準架對該天平進行靜態(tài)標定，標定結果如表2所示。采用以計算機網絡為基礎的測控系統(tǒng)。速壓控制精度為0.3%，角度控制精度為0.05°。

表2BM500半模天平靜態(tài)標定結果

Table 2Static calibration results of BM500 half model balance

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

3.2試驗結果與分析

采用8 kV激勵電壓、3 kHz激勵頻率，在雷諾數2×106下(來流風速60 m/s)開展了等離子體氣動激勵抑制大尺度半模失速分離的試驗研究。圖15為該試驗條件下，升力系數與阻力系數在施加激勵前后隨迎角的變化情況。由圖15可知，當迎角增大到失速附近，控制效果顯著。結果表明：施加激勵后，半模氣動特性得到明顯改善，失速迎角推遲約2°，最大升力系數增大約8.98%。在失速迎角附近，阻力減小量較明顯。該試驗驗證了對稱式等離子體激勵器在較高雷諾數下的控制能力。

圖15　施加激勵前后三維半模升力系數與阻力系數隨迎角的變化Fig.15　Lift coefficient and drag coefficient of 3D half model versus angle of attack with plasma actuator off and on

4　結　論

1) 對稱式布局等離子體激勵器能在暴露電極兩邊產生兩股速度近似相等，方向相反的誘導射流。

2) 當電極布置在機翼前緣時，對稱式等離子體能夠實現“前緣縫翼”的功能，并且不會帶來附加阻力。

3) 對稱式布局等離子體激勵器能在雷諾數2×106下實現對機翼氣動特性的控制，推遲機翼失速迎角，提高機翼最大升力系數。

4) 借助PIV技術，探索了對稱式布局等離子體控制機理，發(fā)現了由等離子體誘導流場與邊界層相互作用而產生的誘導渦結構，推斷出誘導渦是抑制邊界層失速分離的關鍵因素。

下一步擬在氣動中心8 m×6 m低速風洞中，開展雷諾數5×106下等離子體流動控制技術研究，優(yōu)化激勵參數，提高控制效果，進一步提高技術成熟度，為該技術工程化應用積累技術基礎。

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張鑫男， 博士研究生， 助理研究員。主要研究方向： 等離子體流動控制技術。

Tel: 0816-2461286

E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

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)

. Tel.： 0816-2461286E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

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

時間： 2016-01-1216:15

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

武器探索研究重大項目 (7130711)

.Tel.： 0816-2461286E-mail: lookzx@mail.ustc.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0015

V211

A

1000-6893(2016)06-1733-10

引用格式： 張鑫， 黃勇， 王勛年， 等． 超臨界機翼介質阻擋放電等離子體流動控制[J]． 航空學報, 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