李國(guó)強(qiáng)，常智強(qiáng)，張?chǎng)?，?yáng)鵬宇，陳立

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力學(xué)研究所，綿陽(yáng) 621000

翼型動(dòng)態(tài)失速是指機(jī)翼或葉片的當(dāng)?shù)赜浅尸F(xiàn)周期變化或急劇變化時(shí)繞流附面層大范圍分離帶來(lái)的一種強(qiáng)烈的非線性、非定常流動(dòng)現(xiàn)象，動(dòng)態(tài)失速渦脫離翼型后緣流向下游時(shí)，會(huì)引發(fā)升力急劇下降、阻力迅速增大的失速和顫振問(wèn)題[1]。這種現(xiàn)象普遍存在于直升機(jī)旋翼后行槳葉、快速俯仰機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)斗機(jī)、偏航運(yùn)動(dòng)的風(fēng)力機(jī)和旋轉(zhuǎn)喘振的壓氣機(jī)上[2-4]。失控的動(dòng)態(tài)失速會(huì)限制直升機(jī)的飛行包線，導(dǎo)致戰(zhàn)斗機(jī)高機(jī)動(dòng)操作失穩(wěn)，引起風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)效率驟降，減小壓氣機(jī)高速運(yùn)行范圍。

近年來(lái)，研究人員開(kāi)始關(guān)注如何利用流動(dòng)控制技術(shù)抑制動(dòng)態(tài)分離流的產(chǎn)生和發(fā)展，改善翼型動(dòng)態(tài)失速的負(fù)面效應(yīng)。流動(dòng)控制技術(shù)根據(jù)是否向流場(chǎng)注入能量可分為被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)和主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。被動(dòng)控制技術(shù)主要是通過(guò)改變翼型形狀或者增加活動(dòng)部件，來(lái)改變翼型附近的流場(chǎng)，改善動(dòng)態(tài)失速[5-6]，常見(jiàn)的被動(dòng)控制技術(shù)有氣彈適應(yīng)葉片、渦流發(fā)生器、翼刀、鋸齒后緣、葉尖小翼、后緣偏轉(zhuǎn)襟翼、格尼襟翼、后緣變形、前緣變形等[6-10]，然而這類(lèi)技術(shù)一般控制周期較長(zhǎng)，且難以根據(jù)復(fù)雜工況自適應(yīng)調(diào)整變化。主動(dòng)流動(dòng)控制是在流動(dòng)環(huán)境中直接注入合適的擾動(dòng)，使其與系統(tǒng)內(nèi)流動(dòng)發(fā)生某種相互作用來(lái)達(dá)到控制目的。主動(dòng)控制技術(shù)有邊界層吹/吸氣[11]、合成射流[12-14]、介質(zhì)阻擋放電(Dielectric Barrier Discharge, DBD)等離子體激勵(lì)[15]等，這類(lèi)技術(shù)能夠?qū)?fù)雜的動(dòng)態(tài)過(guò)程進(jìn)行精準(zhǔn)、高效的相位控制。DBD等離子體激勵(lì)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、控制位置靈活、響應(yīng)時(shí)間短、激勵(lì)頻帶寬，且激勵(lì)器厚度較薄，對(duì)翼型氣動(dòng)外形影響很小，在抑制分離、增加升力、減小阻力和推遲失速等方面具有廣闊的應(yīng)用前景[16]。其利用產(chǎn)生的誘導(dǎo)渦和射流來(lái)擾動(dòng)流場(chǎng)，從而降低動(dòng)態(tài)失速渦的強(qiáng)度[17]，使翼面壓力更加均勻，這樣在過(guò)失速狀態(tài)下翼型能獲得更加穩(wěn)定的邊界層[18]。本文所使用的正弦交流等離子體激勵(lì)已經(jīng)被證實(shí)在馬赫數(shù)(Ma)為0.4、雷諾數(shù)(Re)為200萬(wàn)時(shí)能夠有效抑制流動(dòng)分離[19]，在動(dòng)態(tài)失速控制方面極具工程應(yīng)用潛力。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

1.1 風(fēng) 洞

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-11風(fēng)洞中完成，該風(fēng)洞是一座低速回流式風(fēng)洞，其試驗(yàn)段入口尺寸為1.8 m(寬)×1.4 m(高)，出口尺寸為1.84 m(寬)×1.4 m(高)，長(zhǎng)度為5.8 m，模型中心距試驗(yàn)段入口下游2.6 m。風(fēng)速低于70 m/s 時(shí)湍流度達(dá)到0.000 8，軸向靜壓梯度優(yōu)于0.005，試驗(yàn)穩(wěn)定風(fēng)速范圍為10～105 m/s。

1.2 驅(qū)動(dòng)裝置

驅(qū)動(dòng)裝置由控制柜、電機(jī)、減速機(jī)、電機(jī)支座和傳動(dòng)軸組件構(gòu)成。電機(jī)為松下MSMA系列的3 kW 交流伺服電機(jī)，減速機(jī)為PL120型行星減速機(jī)。運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)如圖1(a)所示，振蕩運(yùn)動(dòng)規(guī)律由驅(qū)動(dòng)器變速運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)，控制系統(tǒng)采用位置伺服控制技術(shù)，主要由位控板(全數(shù)字運(yùn)動(dòng)控制器)、全數(shù)字交流伺服系統(tǒng)、減速機(jī)和角位移傳感器組成。試驗(yàn)時(shí)翼型模型豎直放置于風(fēng)洞中心，由驅(qū)動(dòng)裝置通過(guò)傳動(dòng)軸驅(qū)動(dòng)翼型作俯仰振蕩，如圖1(b)(圖中FRP為玻璃鋼)所示。實(shí)現(xiàn)俯仰振蕩的核心就是用“電子凸輪”取代機(jī)械凸輪，不但簡(jiǎn)化了機(jī)械裝置結(jié)構(gòu)，還實(shí)現(xiàn)了振蕩頻率和振蕩角度的無(wú)級(jí)變化。

圖1 驅(qū)動(dòng)裝置Fig.1 Driving device

1.3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

如圖2所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镾809翼型，其弦長(zhǎng)為300 mm，展長(zhǎng)為1 400 mm，展弦比為4.67，俯仰振蕩傳動(dòng)軸位于1/4弦長(zhǎng)處。模型試驗(yàn)阻塞度范圍為3.5%(0°迎角)～8.3%(30°迎角)。模型設(shè)計(jì)的基本要求是結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕、慣量小、強(qiáng)度高，采用玻璃鋼蒙皮和鋁合金骨架結(jié)構(gòu)，中間加鋪PMI(Polymethacrylimide)泡沫芯材，模型重量為35 kg，慣量為0.2 kg·m2。模型中間剖面為動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量剖面，共布置27個(gè)內(nèi)徑為1.6 mm的測(cè)壓孔；距離中間剖面300 mm的截面共布置51個(gè)內(nèi)徑為0.6 mm 的靜壓測(cè)壓孔。模型內(nèi)鋪設(shè)參考?jí)很浌芎?08根壓力信號(hào)傳輸電纜，并從模型一端引出；51根 靜壓管路則從另一端引出。模型開(kāi)設(shè)可拆卸式蓋板，方便指定位置壓力傳感器的安裝及拆卸。

圖2 S809翼型模型Fig.2 S809 airfoil model

1.4 激勵(lì)裝置

激勵(lì)電源小型化與遠(yuǎn)程無(wú)線控制是等離子體流動(dòng)控制技術(shù)實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用的難點(diǎn)。采用由德國(guó)GBS Elektronik公司研制的Minipuls 0.1小型高壓電源作為激勵(lì)電源，如圖3所示，通過(guò)二次開(kāi)發(fā)及編寫(xiě)控制軟件，實(shí)現(xiàn)了對(duì)小型電源的無(wú)線遠(yuǎn)程控制。該電源主要由升壓電路板、驅(qū)動(dòng)電路板以及鋰電池組成，電源的性能指標(biāo)詳見(jiàn)表1，升壓電路板尺寸為150 mm(長(zhǎng))×86 mm(寬)×21 mm(高)，驅(qū)動(dòng)電路板尺寸為115 mm(長(zhǎng))×64 mm(寬)×30 mm (高)，單塊鋰電池尺寸為90 mm(長(zhǎng))×35 mm (寬)×65 mm(高)。該電源首先將鋰電池與驅(qū)動(dòng)電路板連接，通過(guò)驅(qū)動(dòng)電路板中的橋式轉(zhuǎn)換器產(chǎn)生低電壓方波；升壓電路板包括6個(gè)變壓器，先通過(guò)其中1個(gè)變壓器以濾波的方式將電壓方波輸出為正弦波，然后在其他5個(gè)串聯(lián)變壓器的作用下，將低電壓正弦波轉(zhuǎn)換為高電壓正弦波。激勵(lì)電源供電電壓為15～35 V，采用由BUILD POWER公司生產(chǎn)的1 400 mA·h鋰電池，其充滿電壓為22.5 V，額定容量為1 400 mA·h，額定倍率為25C，質(zhì)量為242 g。經(jīng)過(guò)升壓電路放大后的實(shí)測(cè)激勵(lì)電壓幅值為5.3 kV，激勵(lì)頻率為5.6 kHz。

圖3 Minipuls 0.1高壓電源Fig.3 Minipuls 0.1 high voltage power supply

表1 Minipuls 0.1高壓電源性能指標(biāo)

Table 1 Performance indexes of Minipuls 0.1 high

voltage power supply

ParameterValuePeak range of voltage/kV0-12(p-p)Actuation frequency range/kHz5-20Duty cycle/%0-100Pulse frequency/Hz0-250Power supply/W30Weight/g340

試驗(yàn)采用非對(duì)稱(chēng)布局形式的DBD等離子體激勵(lì)器，其結(jié)構(gòu)和布置如圖4所示。激勵(lì)器由兩個(gè)平行銅箔電極(暴露電極、植入電極)和Kapton介質(zhì)薄膜組成。兩個(gè)電極的寬度分別為3 mm和5 mm，中間間隙為零，Kapton薄膜介電常數(shù)為3.0，單層厚度為0.075 mm，耐壓峰峰值為10 kV。當(dāng)向兩個(gè)電極間施加高頻高壓交流電時(shí)，暴露電極周?chē)a(chǎn)生等離子體，在激勵(lì)器上方的非對(duì)稱(chēng)電場(chǎng)作用下，形成體積力[24]，并誘導(dǎo)出指向植入電極的壁面射流[25]。

圖4 DBD激勵(lì)器Fig.4 DBD actuator

1.5 測(cè)試設(shè)備

1) 角位移傳感器

動(dòng)態(tài)試驗(yàn)角位移信號(hào)是重要的試驗(yàn)參數(shù)，采集時(shí)要與壓力傳感器感受的氣動(dòng)荷載同步記錄，用該位移信號(hào)觸發(fā)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)壓力傳感器信號(hào)的同步采集。安裝于試驗(yàn)?zāi)Ｐ投说慕俏灰苽鞲衅鞯妮敵鲂盘?hào)與交流伺服電機(jī)端的光電編碼器輸出信號(hào)同時(shí)作用于運(yùn)動(dòng)控制器，構(gòu)成位置反饋雙閉環(huán)伺服控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)振蕩運(yùn)動(dòng)規(guī)律的精確控制。角位移傳感器采用瑞士CONTELEC公司研制的GL300型電位計(jì)。

2) 動(dòng)態(tài)壓力傳感器

測(cè)壓元件采用ENDVECO公司的8510B系列差壓式動(dòng)態(tài)壓力傳感器，單個(gè)傳感器連接4根電纜，并引入?yún)⒖級(jí)杭皽y(cè)量端壓力兩根測(cè)壓軟管。傳感器信號(hào)線纜通過(guò)J30J-37型轉(zhuǎn)接頭與8根雙絞雙屏蔽軟電纜快速連接，實(shí)現(xiàn)傳感器供電和信號(hào)傳輸，采用兩臺(tái)Tectronix PWS4305 DC電源串聯(lián)實(shí)現(xiàn)±5 V供電。

3) 風(fēng)速管

參考速壓用T4-800型風(fēng)速管測(cè)量得到，風(fēng)速管的靜壓管和總壓管接入壓力采集系統(tǒng)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集。風(fēng)速管安裝在靠翼型下翼面一側(cè)試驗(yàn)段上游位置，既保證了對(duì)翼型周?chē)鲌?chǎng)的干擾較小又能實(shí)時(shí)準(zhǔn)確測(cè)量出來(lái)流的實(shí)時(shí)速壓，在風(fēng)洞中的安裝如圖5所示。

4) PIV系統(tǒng)及外觸發(fā)裝置

試驗(yàn)采用LaVision公司的TR-PIV (Time-Resolved Particle Image Velocimetry)系統(tǒng)，采用單CCD相機(jī)二維PIV測(cè)量方案。TR-PIV系統(tǒng)主要由HS5.1高速相機(jī)系統(tǒng)、激光器系統(tǒng)、控制器、高性能計(jì)算機(jī)及采集處理軟件組成，如圖6(a)所示。試驗(yàn)用DEHS(癸二酸二辛酯)示蹤粒子采用加熱型的DF-1500粒子播放器播撒。PIV相機(jī)采用外觸發(fā)方式觸發(fā)，外觸發(fā)信號(hào)為T(mén)TL電頻格式方波信號(hào)，上升沿為5 V時(shí)觸發(fā)，觸發(fā)后PIV系統(tǒng)可按照內(nèi)部時(shí)鐘采集，相機(jī)布置在翼型下方并與傳動(dòng)軸固連隨動(dòng)，可拍攝翼型吸力面上方300 mm×300 mm區(qū)域的激光照射截面。設(shè)計(jì)的電子外觸發(fā)裝置如圖6(b)所示，將電位計(jì)采集信號(hào)傳給觸發(fā)裝置進(jìn)行標(biāo)定，當(dāng)翼型振蕩到達(dá)設(shè)定好的采集角后，由觸發(fā)裝置觸發(fā)相機(jī)進(jìn)行采集記錄。外觸發(fā)系統(tǒng)由電位計(jì)傳感器、電壓信號(hào)采集卡、實(shí)時(shí)控制器和數(shù)字信號(hào)輸出卡組成。利用電位計(jì)傳感器信號(hào)，可判斷翼型振蕩運(yùn)動(dòng)方向，實(shí)時(shí)解算獲得角度值。

5) PXI數(shù)采系統(tǒng)

PXI總線數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要由前置放大器、數(shù)據(jù)采集器、通訊卡、控制計(jì)算機(jī)和數(shù)據(jù)處理計(jì)算機(jī)等部分組成，并配套編寫(xiě)相應(yīng)的數(shù)據(jù)采集和處理程序。

圖5 實(shí)時(shí)速壓測(cè)量風(fēng)速管Fig.5 Pitot-static tube for real-time measurement of wind speed

圖6 翼型俯仰振蕩試驗(yàn)PIV系統(tǒng)及外觸發(fā)裝置Fig.6 PIV system and external triggering device for airfoil pitching oscillation test

2 數(shù)據(jù)處理方法

壓力系數(shù)計(jì)算表達(dá)式為

(1)

式中：Cpi為測(cè)壓點(diǎn)壓力系數(shù)；pi為測(cè)壓點(diǎn)靜壓；p∞為來(lái)流靜壓；ρ為來(lái)流密度；p0為來(lái)流總壓；q∞為來(lái)流動(dòng)壓。

以上完成后進(jìn)行壓力積分，計(jì)算法向力系數(shù)、軸向力系數(shù)。

作用在翼型上的法向力系數(shù)CN和軸向力系數(shù)CA通過(guò)積分翼型表面壓力分布獲得，通過(guò)內(nèi)插值獲得整個(gè)函數(shù)區(qū)間的函數(shù)值后，根據(jù)函數(shù)值進(jìn)行數(shù)值積分，其積分公式為

(2)

(3)

根據(jù)升力系數(shù)和壓差阻力系數(shù)的定義，可以得到翼型升力系數(shù)CL和壓差阻力系數(shù)CD分別為

CL=CNcosα-CAsinα

(4)

CD=CNsinα+CAcosα

(5)

3 數(shù)據(jù)對(duì)比考核

圖7 迎角為16.1°下翼型表面壓力分布的FL-11與 OSU風(fēng)洞數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.7 Comparison of surface pressure distribution of airfoil between FL-11 and OSU tunnel data at 16.1 ° angle of attack

圖8 動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)得的翼型CL曲線Fig.8 CL curves of airfoil measured by dynamic pressure sensors

4 試驗(yàn)結(jié)果分析

4.1 等離子體對(duì)翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能的改善

研究表明在流動(dòng)分離起始點(diǎn)的前緣附近施加DBD等離子體激勵(lì)可以取得最好的效果[28]，本文的激勵(lì)器敷設(shè)在翼型上翼面距離前緣8.3%c的位置。在振幅α1=6.94°、平衡迎角α0=10.44°、振蕩頻率f=0.499 Hz下，翼型8個(gè)周期的平均氣動(dòng)力系數(shù)及誤差條隨迎角變化的曲線如圖9(a) 和圖9(b)所示，總體來(lái)看，施加等離子體控制后，翼型升力系數(shù)增加，阻力系數(shù)減??；翼型最大升力系數(shù)增加6.5%，平均升力系數(shù)增加7.1%，失速迎角推遲1.3°，遲滯環(huán)面積減小4.5%；在迎角為4°～9°范圍內(nèi)，等離子體減阻效果明顯，平均阻力系數(shù)減小44.5%。由圖9(c)(圖中T為振蕩周期)可知，激勵(lì)器開(kāi)啟后，翼型瞬態(tài)的升力系數(shù)均有明顯增加。圖9(d)表明，迎角為4°～9°范圍內(nèi)，翼型升阻比明顯增加，由葉素理論可以推斷出翼型的工作效率也明顯增加；但在9°以上的迎角范圍內(nèi)翼型的升阻比增加并不明顯，這是由于等離子體激勵(lì)增加翼型升力的同時(shí)，也增加了翼型的阻力。

圖10為等離子體控制前后翼型俯仰振蕩一個(gè)周期內(nèi)吸力面壓力分布的擬合三維圖，圖中Phase為翼型在振蕩周期內(nèi)所處的相位角。由圖可知x/c=0.2～0.4區(qū)域翼型上翼面壓力系數(shù)絕對(duì)值明顯增加(壓力系數(shù)為負(fù)，即吸力明顯增加)，x/c=0.4 以后的區(qū)域變化不明顯；相位為0°～90°和270°～360°范圍，對(duì)應(yīng)翼型俯仰振蕩周期內(nèi)的正行程3°～17°迎角范圍，施加等離子體控制后，上翼面的壓力系數(shù)絕對(duì)值明顯增加，即上翼面的吸力值明顯增加，從而使得圖9(a)所示的翼型升力系數(shù)明顯增加。

圖11為系統(tǒng)采集的16個(gè)周期的翼型表面壓力系數(shù)Cp平均成1個(gè)振蕩周期的數(shù)據(jù)結(jié)果。圖11(a) 為翼型上翼面x/c=0.11處(激勵(lì)器粘貼位置下游的第一個(gè)測(cè)壓點(diǎn))的Cp在振蕩周期內(nèi)隨著迎角的變化曲線，Cp為負(fù)，即此處為吸力面負(fù)壓區(qū)。正行程3°～10°迎角段，翼型表面流動(dòng)附著良好，等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)射流增加了翼型附面層內(nèi)氣體的動(dòng)量，使得上翼面負(fù)壓的絕對(duì)值增加；12°～17°為翼型出現(xiàn)流動(dòng)分離的迎角區(qū)域，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制了翼型表面的流動(dòng)分離，從而使得吸力值增加；負(fù)行程9°～3°為翼型表面分離流動(dòng)的再附著區(qū)，這也是分離渦向附著流的再重建過(guò)程，等離子體并沒(méi)有在這一階段明顯增加翼型表面的吸力。圖11(b)～圖11(e)分別為翼型正行程6°、負(fù)行程6°、正行程16°和負(fù)行程16°迎角下翼型的表面壓力系數(shù)，可知上翼面在施加等離子體流動(dòng)控制以后，x/c=0.2～0.4區(qū)域的吸力明顯增加，其中正行程16°和負(fù)行程16°迎角下翼型表面的吸力峰值也均有明顯的增加。等離子體誘導(dǎo)翼面吸力的增加，可增大邊界層對(duì)周?chē)鲌?chǎng)的吸附作用，即利用等離子激勵(lì)產(chǎn)生的低壓區(qū)將分離的流動(dòng)重新吸附回翼面上來(lái)[29]。

圖9 等離子體控制前后翼型的氣動(dòng)特性(α0=10.44°， α1=6.94°，f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.9 Aerodynamic characteristics of airfoil with and without plasma (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

圖10 一個(gè)振蕩周期內(nèi)等離子體控制前后翼型吸力面 壓力分布(α0=10.44°，α1=6.94°，f=0.499 Hz， V=10 m/s)Fig.10 Suction side pressure distribution of airfoil with and without plasma in one oscillation cycle (α0= 10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

圖11 不同振蕩迎角下等離子體控制前后翼型表面壓力系數(shù) (α0=10.44°，α1=6.94°，f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.11 Surface pressure coefficient of airfoil with and without plasma at different oscillation angles of attack (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

對(duì)動(dòng)態(tài)壓力積分獲取的16個(gè)周期的瞬態(tài)CL進(jìn)行周期圖法(Periodograms)功率譜密度(Power Spectral Density, PSD)分析(f0為翼型振蕩頻率，f/f0為無(wú)量綱頻率)，PSD分布如圖12所示，不同階次的能量集中反映了翼型振蕩過(guò)程中流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的多尺度性和多頻率性。一階能量集中主要是由于俯仰振蕩運(yùn)動(dòng)引起，即受減縮頻率和振幅影響較大，由于施加等離子體流動(dòng)控制前后的運(yùn)動(dòng)工況一致，故PSD的一階能量集中基本一致；施加等離子體控制后二階、三階、四階能量集中的頻率一致，幅值明顯減小，這是由于等離子體氣動(dòng)激勵(lì)減弱了翼型動(dòng)態(tài)分離渦的強(qiáng)度。

圖12 CL功率譜密度(α0=10.44°，α1=6.94°， f=0.499 Hz，V=10 m/s)Fig.12 Power spectral density of CL (α0=10.44°, α1=6.94°, f=0.499 Hz, V=10 m/s)

4.2 不同振蕩頻率下的等離子體控制

不同振蕩頻率下等離子體控制效果如圖13所示。振蕩頻率為0.75～1.25 Hz對(duì)應(yīng)的葉片偏航狀態(tài)下翼型非定常振蕩減縮頻率為0.07～0.12，隨著振蕩頻率的增加，翼型的最大升力系數(shù)、最大阻力系數(shù)、失速迎角和升力系數(shù)遲滯回線區(qū)域均增大，即流動(dòng)的非定常效應(yīng)增強(qiáng)，且等離子體氣動(dòng)激勵(lì)推遲翼型失速和增升減阻的控制效果減弱。施加等離子體控制前后翼型的氣動(dòng)特性參數(shù)詳見(jiàn)表2，總體來(lái)看，等離子體使得翼型的動(dòng)態(tài)失速迎角αds增加、最大升力系數(shù)CLmax增加，平均升力系數(shù)CLave增加、平均阻力系數(shù)CDave減小、升力系數(shù)遲滯環(huán)區(qū)域面積Ahys減小；且隨著振蕩頻率的增加，等離子體對(duì)翼型動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能改善的幅度明顯減小，特別是f=1.25 Hz時(shí)，CLave不增反而略減，Ahys不減卻略有增加，分析認(rèn)為等離子體更加難以有效控制高頻振蕩翼型的動(dòng)態(tài)失速渦和翼面分離的產(chǎn)生與發(fā)展，此時(shí)應(yīng)當(dāng)增大激勵(lì)強(qiáng)度以達(dá)到較好的控制效果。

圖13 不同振蕩頻率下的等離子體控制效果 (α0=10.0°，α1=7.0°，V=10 m/s)Fig.13 Effect of plasma control at different oscillation frequencies (α0=10.0°, α1=7.0°, V=10 m/s)

表2 不同振蕩頻率下翼型氣動(dòng)特性比較Table 2 Comparison of aerodynamic characteristics of airfoil at different oscillation frequencies

Parameterf=0.75 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)13.4113.950.54CLmax1.1171.1553.4%CLave0.7020.7314.1%CDave0.0650.061-6.2%Ahys3.012.72-9.6%Parameterf=1.00 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)13.8414.280.44CLmax1.1951.2151.7%CLave0.7160.7281.7%CDave0.0720.067-6.9%Ahys3.533.50-0.9%Parameterf=1.25 HzPlasma offPlasma onDifferenceαds/(°)15.3515.560.21CLmax1.2431.2631.6%CLave0.7580.749-1.2%CDave0.0710.067-5.6%Ahys3.463.552.6%

4.3 不同雷諾數(shù)下的等離子體控制

雷諾數(shù)為2.16×105、3.08×105、4.11×105三種情況下俯仰振蕩翼型氣動(dòng)系數(shù)隨迎角變化遲滯回線如圖14所示，隨著雷諾數(shù)的增加，對(duì)應(yīng)翼型俯仰振蕩減縮頻率減小，由圖可知，翼型的最大升力系數(shù)、最大阻力系數(shù)、失速迎角和遲滯回線區(qū)域均有減小趨勢(shì)。對(duì)比分析等離子體激勵(lì)控制效果不難發(fā)現(xiàn)，雷諾數(shù)為2.16×105時(shí)，等離子體增加翼型升力、推遲動(dòng)態(tài)失速效果最為顯著，隨著雷諾數(shù)繼續(xù)增加，等離子體控制效果變差，即完全抑制動(dòng)態(tài)失速所需要的DBD激勵(lì)強(qiáng)度增加。這和翼型靜態(tài)失速等離子體流動(dòng)控制的一般規(guī)律相一致，即高雷諾數(shù)條件下的流動(dòng)分離更難被抑制，對(duì)等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度需求更大[28]。

圖14 不同雷諾數(shù)下等離子體控制效果 (α0=10.0°，α1=7.0°，f=0.5 Hz)Fig.14 Effect of plasma control at different Reynolds numbers (α0=10.0°, α1=7.0°, f=0.5 Hz)

4.4 動(dòng)態(tài)流場(chǎng)特性PIV試驗(yàn)

圖15為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，負(fù)行程14.1°迎角時(shí)，翼型吸力面

圖15 負(fù)行程14.1°迎角翼型吸力面渦量云圖和 速度矢量圖Fig.15 Vorticity contours and velocity vectors of airfoil suction surface for 14.1° angle of attack at negative stroke

不同位置的z向渦量(ωz)云圖和速度矢量分布圖。激勵(lì)器關(guān)閉狀態(tài)下，翼型運(yùn)動(dòng)至該迎角時(shí)，上翼面出現(xiàn)較大范圍的流動(dòng)分離；激勵(lì)器開(kāi)啟后，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)誘導(dǎo)出翼型前緣附近的貼體翼面渦，進(jìn)而影響下游的流動(dòng)，在誘導(dǎo)翼面渦[2]的作用下，上翼面的分離流重新附著于翼型表面，渦流影響區(qū)域明顯減小，流動(dòng)分離得到明顯的抑制，即等離子體氣動(dòng)激勵(lì)延遲了翼型動(dòng)態(tài)失速。

圖16為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，施加控制前后翼型吸力面不同位置流動(dòng)的速度(Vm)分布，可知弦向位置x=23.3%c和x=46.7%c處邊界層內(nèi)的流動(dòng)速度在等離子體氣動(dòng)激勵(lì)的影響下均有明顯的增加，且邊界層厚度變薄。分析認(rèn)為施加DBD等離子體控制后，一方面由于等離子體誘導(dǎo)的射流方向和主流方向一致，等離子體的“碰撞效應(yīng)”通過(guò)動(dòng)量交換的方式直接增加了邊界層內(nèi)中性氣流的動(dòng)量[30]，增強(qiáng)了氣流克服逆壓梯度繼續(xù)向下游流動(dòng)的能力，進(jìn)而減小了邊界層厚度；另一方面等離子體在氣流中增加了擾動(dòng)，促進(jìn)高低速氣流的摻混，邊界層外部主流區(qū)的高速氣流進(jìn)入到邊界層內(nèi)，向邊界層注入了能量，從而達(dá)到了推遲邊界層流動(dòng)分離和減小渦流強(qiáng)度的控制效果。

圖16 負(fù)行程14.1°迎角時(shí)施加等離子體控制前后翼型 吸力面不同位置速度分布Fig.16 Velocity distribution of different positions on airfoil suction surface for 14.1° angle of attack at negative stroke with and without plasma

圖17為α0=10.0°、α1=7.0°、f=0.5 Hz、V=10 m/s 下，迎角為16.5°時(shí)，正行程和負(fù)行程兩種不同運(yùn)動(dòng)方向下翼型周?chē)臏u量云圖和速度流線圖，在激勵(lì)器關(guān)閉狀態(tài)下，俯仰運(yùn)動(dòng)正行程相對(duì)于負(fù)行程時(shí)翼型的流動(dòng)分離明顯延遲，文獻(xiàn)[2]認(rèn)為大迎角下流動(dòng)分離的延遲是由于前緣渦的作用。激勵(lì)器開(kāi)啟后，負(fù)行程時(shí)翼型的流動(dòng)分離得到明顯的抑制，動(dòng)態(tài)失速渦的尺度明顯減小；正行程時(shí)翼型的后緣分離也得到一定程度的控制，但是并沒(méi)有完全抑制，分析認(rèn)為這是正行程下翼型俯仰運(yùn)動(dòng)前緣渦和等離子體氣動(dòng)激勵(lì)誘導(dǎo)出的翼面渦“摻混”及射流“加速”效應(yīng)的綜合作用結(jié)果。這也從流態(tài)角度解釋了圖11(a)的規(guī)律，即正行程和負(fù)行程16.5°迎角下，等離子體抑制了動(dòng)態(tài)分離渦，從而增加了上翼面區(qū)域的吸力。

圖18給出了不同振蕩頻率下翼型表面流場(chǎng)分布。激勵(lì)器關(guān)閉狀態(tài)下，振蕩頻率由0.75 Hz增加至1.25 Hz時(shí)，翼型動(dòng)態(tài)失速渦的尺度和強(qiáng)度都有減小趨勢(shì)，即動(dòng)態(tài)失速“延遲”程度加劇。f=0.75 Hz時(shí)，激勵(lì)器開(kāi)啟后翼型表面流動(dòng)分離得到明顯的抑制，渦量強(qiáng)度明顯減??；f=1.25 Hz時(shí)，激勵(lì)器開(kāi)啟后翼型表面動(dòng)態(tài)流動(dòng)分離狀況并沒(méi)有得到很好的改善，這也從流態(tài)的角度解釋了4.2節(jié)的現(xiàn)象，即振蕩頻率增加，翼型繞流的非定常性增強(qiáng)，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)更加難以抑制動(dòng)態(tài)失速渦的產(chǎn)生和發(fā)展。

圖17 不同運(yùn)動(dòng)方向下翼型表面渦量云圖和速度流線圖Fig.17 Vorticity contours and velocity streamlines of airfoil surface under different motion directions

圖18 不同振蕩頻率下翼型表面渦量云圖和速度矢量圖(α0=10.0°，α1=7.0°，正行程16.9°迎角)Fig.18 Vorticity contours and velocity vectors of airfoil surface at different oscillation frequencies (α0=10.0°, α1=7.0°, 16.9° angle of attack at positive stroke)

5 結(jié) 論

針對(duì)動(dòng)態(tài)失速引起的翼型氣動(dòng)性能惡化的問(wèn)題，利用小型化激勵(lì)電源和DBD激勵(lì)器，借助動(dòng)態(tài)壓力測(cè)量和外觸發(fā)式PIV等手段開(kāi)展翼型動(dòng)態(tài)失速等離子體流動(dòng)控制試驗(yàn)研究，試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性較好。研究表明，DBD等離子體氣動(dòng)激勵(lì)能夠有效控制翼型動(dòng)態(tài)失速，改善平均氣動(dòng)力，提高翼型氣動(dòng)效率，減小氣動(dòng)力隨迎角變化的遲滯區(qū)域。

1) 開(kāi)啟上翼面距離前緣8.3%弦長(zhǎng)位置的等離子體激勵(lì)器，可增加上翼面x/c=0.2～0.4區(qū)域的吸力，產(chǎn)生的低壓區(qū)將動(dòng)態(tài)分離流動(dòng)重新吸附回翼面上來(lái)，減弱了動(dòng)態(tài)分離渦的強(qiáng)度，升力系數(shù)功率譜密度分布的二、三、四階能量明顯減弱。

2) 在典型工況下，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)實(shí)現(xiàn)了翼型平均升力系數(shù)增加7.1%、失速迎角推遲1.3° 和遲滯區(qū)域減小4.5%的明顯控制效果；且在4°～9°迎角段，等離子體的減阻增效效果更好，平均阻力系數(shù)減小40%以上。

3) 振蕩頻率增加導(dǎo)致翼型繞流的非定常效應(yīng)增強(qiáng)，高雷諾數(shù)下翼型動(dòng)態(tài)分離渦更加難以被抑制，這兩種情況下均需要增加等離子體激勵(lì)強(qiáng)度才能達(dá)到較好的控制效果。

4) 激勵(lì)器開(kāi)啟后，等離子體氣動(dòng)激勵(lì)誘導(dǎo)出翼型前緣附近的貼體翼面渦，進(jìn)而影響下游的流動(dòng)，在誘導(dǎo)翼面渦的作用下，上翼面的分離流重新附著于翼型表面。