李應(yīng)紅 吳 云 梁 華 朱益飛 張海燈 郭善廣

空軍工程大學(xué)等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 西安 710038

1 引 言

20 世紀(jì)50 年代, 航天技術(shù)研究中發(fā)現(xiàn)了“黑障”現(xiàn)象, 飛行器再入大氣層時(shí)由于氣動(dòng)加熱在頭部形成等離子體層, 等離子體屏蔽電磁波進(jìn)而導(dǎo)致通信中斷. 這一現(xiàn)象也引發(fā)了后續(xù)采用等離子體調(diào)控目標(biāo)電磁特性以及氣動(dòng)特性的大量研究. 由于高速氣動(dòng)加熱產(chǎn)生等離子體的實(shí)驗(yàn)難度較大, 施加高電壓放電產(chǎn)生等離子體調(diào)控氣動(dòng)特性的研究逐漸興起. 蘇聯(lián)開(kāi)展了大量實(shí)驗(yàn)研究,Klimov 等(1982)發(fā)現(xiàn)在馬赫數(shù) 6 高超聲速流動(dòng)中, 通過(guò)對(duì)氣流施加預(yù)電離, 可以將圓柱體的脫體激波推向上游, 激波阻力最多可減小40% (Klimov et al. 1982). 該現(xiàn)象被稱(chēng)為“Plasma Magic”.由于激波阻力降低會(huì)帶來(lái)高超聲速飛行器升阻比和航程的顯著提升, 因此, 前蘇聯(lián)和美國(guó)對(duì)等離子體激波減阻給予了高度關(guān)注(Ganiev et al. 2000, Shang 2002, White & Subramaniam 2001). 20世紀(jì)60 年代, 前蘇聯(lián)科學(xué)家也進(jìn)行了介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)抑制分離流動(dòng)的探索實(shí)驗(yàn). 20世紀(jì)90 年代, 大量前蘇聯(lián)科學(xué)家來(lái)到美國(guó), 復(fù)現(xiàn)俄羅斯的實(shí)驗(yàn)結(jié)果并開(kāi)展機(jī)理研究. Meyer 等(2003)研究發(fā)現(xiàn), 激波阻力的降低與等離子體產(chǎn)生過(guò)程中的熱效應(yīng)密切相關(guān), 氣體分子的裂解和電離并不起主導(dǎo)作用. 20 世紀(jì)末, Roth 等(2000)開(kāi)展的介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)及其抑制翼型流動(dòng)分離的研究, 引起了國(guó)際上的廣泛興趣. 2002 年, 《簡(jiǎn)氏防務(wù)周刊》曾將國(guó)外進(jìn)行的等離子體可以大幅度改變飛行器空氣動(dòng)力特性的研究評(píng)論為: 將期待一場(chǎng)軍用和商業(yè)飛行器的革命.2000 年之后, 國(guó)際上出現(xiàn)了等離子體空氣動(dòng)力學(xué) (plasma aerodynamics) .

早期研究中, 等離子體一般由封閉腔體內(nèi)的直流輝光/電弧放電產(chǎn)生, 或者以逆向射流形式覆蓋實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ捅砻? 與航天飛行器再入過(guò)程中頭部所產(chǎn)生的高溫等離子體鞘層具有一定相似性.由于產(chǎn)生這種全局、高溫等離子體所需要的能耗很高, 國(guó)際上逐步轉(zhuǎn)向采用局部的、非定常等離子體激勵(lì)進(jìn)行流動(dòng)控制. 隨著等離子體調(diào)控氣動(dòng)特性研究的廣泛興起, 國(guó)際上逐漸將其稱(chēng)為等離子體流動(dòng)控制技術(shù), 等離子體激勵(lì)器放電產(chǎn)生等離子體激勵(lì), 進(jìn)而改善氣動(dòng)特性. 與傳統(tǒng)方法如吹吸氣、振蕩壁面、壓電式合成射流等相比, 等離子體激勵(lì)器具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、頻響高、響應(yīng)速度快等優(yōu)點(diǎn), 在飛行器增升減阻、防除冰、擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度和提高推進(jìn)效能等方面有著廣闊的應(yīng)用前景(吳云和李應(yīng)紅 2015). 2009 年, 美國(guó)航空航天學(xué)會(huì)將以等離子體激勵(lì)器為代表的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)列為十大航空航天前沿技術(shù)之一. 2011 年, 美國(guó)普林斯頓大學(xué)和DARPA 召開(kāi)了等離子體在流動(dòng)控制、能源技術(shù)和材料處理中的應(yīng)用研討會(huì).

等離子體流動(dòng)控制的核心是通過(guò)等離子體激勵(lì)激發(fā)流動(dòng)不穩(wěn)定性, 實(shí)現(xiàn)“四兩撥千斤”的效果. 為了系統(tǒng)研究等離子體流動(dòng)控制的科學(xué)基礎(chǔ), 我們提出等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué) (plasma-actuated gas dynamics, PAGD) , 定義為研究等離子體激勵(lì)與流動(dòng)相互作用下, 繞流物體受力和流動(dòng)特性以及管道內(nèi)部流動(dòng)規(guī)律的科學(xué), 屬于空氣動(dòng)力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)與等離子體動(dòng)力學(xué)交叉前沿領(lǐng)域. 等離子體激勵(lì)與氣流之間呈現(xiàn)復(fù)雜的相互作用, 一方面, 等離子體激勵(lì)通過(guò)加速、加熱和化學(xué)效應(yīng)影響激波、分離流動(dòng)、附面層流動(dòng)等典型的氣動(dòng)現(xiàn)象; 另一方面, 氣流的速度、壓力和溫度變化又會(huì)改變化學(xué)反應(yīng)速率常數(shù)、約化場(chǎng)強(qiáng)等參數(shù), 進(jìn)而影響放電形態(tài)和等離子體組分濃度, 如圖1 所示. 等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)的基礎(chǔ)研究, 需要綜合運(yùn)用等離子體物理、空氣動(dòng)力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)、高壓放電等多學(xué)科知識(shí), 求解包含N-S 方程、電磁方程、粒子輸運(yùn)方程、化學(xué)反應(yīng)方程在內(nèi)的復(fù)雜動(dòng)力學(xué)體系(李應(yīng)紅和吳云 2020, Unfer & Boeuf 2010, Zhu et al. 2013).

圖 1 等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)的內(nèi)涵(吳云和李應(yīng)紅 2015,李應(yīng)紅和吳云 2020,Tang et al.2020a)

等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)的研究?jī)?nèi)容主要包含兩個(gè)方面, 一是等離子激勵(lì)的產(chǎn)生與演化機(jī)制,二是等離子體激勵(lì)調(diào)控氣流的機(jī)理與規(guī)律. 本文從等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)角度, 對(duì)近20 年來(lái)國(guó)際上的等離子體流動(dòng)控制研究探索進(jìn)行綜述: 第2 節(jié)主要介紹等離子體激勵(lì)的基本原理, 介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)和等離子體合成射流激勵(lì)的特性與演化機(jī)制; 第3 至5 節(jié)分別介紹等離子體激勵(lì)調(diào)控附面層、分離流動(dòng)和含激波流動(dòng)的機(jī)理與規(guī)律; 第6 節(jié)對(duì)等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)的未來(lái)發(fā)展進(jìn)行了展望.

2 等離子體激勵(lì)

2.1 基本原理

等離子體激勵(lì)是等離子體在電磁場(chǎng)力作用下運(yùn)動(dòng)或氣體放電產(chǎn)生的壓力、溫度、物性變化,對(duì)氣流施加的一種可控?cái)_動(dòng), 主要包含三個(gè)效應(yīng): 動(dòng)力效應(yīng)、沖擊效應(yīng)和物性改變(吳云和李應(yīng)紅 2015), 如圖2 所示. 在等離子體激勵(lì)器的兩個(gè)電極之間施加高電壓形成強(qiáng)電場(chǎng)區(qū)域, 強(qiáng)電場(chǎng)加速電子并與中性粒子高速碰撞, 對(duì)氣體粒子激發(fā)活化, 形成放電等離子體區(qū)域(Leonov et al.2010).

圖 2 氣體放電等離子體形成流體動(dòng)力學(xué)宏觀(guān)激勵(lì)的微觀(guān)原理

從微觀(guān)上看, 電子與中性氣體分子碰撞將引發(fā)分子的電離、解離和激發(fā), 而已被激發(fā)的氣體分子又會(huì)因?yàn)閺?fù)合和碰撞熄滅等過(guò)程進(jìn)一步解離, 對(duì)氣體成分影響顯著的典型過(guò)程包括: 電子碰撞電離: e+M2=>e + e +,電子碰撞激發(fā): e+ M2=>e +, 電子碰撞解離:e + M2=>e+M+M*,離子解離復(fù)合: e+=>M + M?,碰撞熄滅解離:+ N =>M + M*+ N. 這些碰撞過(guò)程使得氣體成分從以基態(tài)氮、氧分子為主轉(zhuǎn)變?yōu)榘藬?shù)十種分子、原子、離子、電子的混合物, 成分的變化直接引起氣體物性參數(shù)的變化. 由于帶電粒子增多, 等離子體區(qū)域具有很高的電導(dǎo)率, 高電流通量將引發(fā)焦耳加熱, 空氣溫度的增加又將進(jìn)一步提高電導(dǎo)率, 加劇物性參數(shù)的重大變化.

從宏觀(guān)上看, 氣體放電的直接結(jié)果是溫度升高, 進(jìn)而引起氣體密度和氣壓的顯著變化. 等離子體對(duì)氣體影響的微觀(guān)規(guī)律和宏觀(guān)規(guī)律是統(tǒng)一的, 宏觀(guān)溫度提升的本質(zhì)是粒子間非平衡碰撞過(guò)程釋放了能量; 密度和氣壓的變化一方面是溫度變化的聯(lián)動(dòng)效應(yīng), 另一方面則是帶電重粒子受到電場(chǎng)力的驅(qū)動(dòng)與中性粒子碰撞引發(fā)動(dòng)量轉(zhuǎn)移造成的. 通過(guò)調(diào)節(jié)氣體放電等離子體的微觀(guān)過(guò)程, 實(shí)現(xiàn)對(duì)流體動(dòng)力學(xué)宏觀(guān)過(guò)程的控制, 是等離子體激勵(lì)研究的重要內(nèi)容.

放電等離子體呈現(xiàn)高度非平衡特性, 表現(xiàn)為不同的成分 (電子、離子和中性粒子) 具有明顯不同的速度 (宏觀(guān)表現(xiàn)為溫度) . 等離子體體系中各成分的速度受到約化電場(chǎng)和沉積能量的控制.約化電場(chǎng)決定了處在各速度范圍中電子的概率 (電子能量分布函數(shù)) , 而電子溫度決定了等離子體體系中反應(yīng)的發(fā)展方向和產(chǎn)物的主要類(lèi)型; 沉積能量則決定了等離子體系統(tǒng)中碰撞/反應(yīng)的多少. 不同的等離子體發(fā)生方式, 具有不同的約化電場(chǎng)和沉積能量范圍, 繼而決定了等離子體激勵(lì)作用于氣流時(shí)的復(fù)雜機(jī)理. 表1 列出了三種常用的等離子體激勵(lì)產(chǎn)生方式: 介質(zhì)阻擋放電、火花放電和電弧放電.

表 1 幾種典型等離子體激勵(lì)特性

2.2 介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)

表面介質(zhì)阻擋放電 (surface dielectric barrier discharge, SDBD) 等離子體激勵(lì), 是國(guó)際上研究最為廣泛深入的等離子體激勵(lì)方式. 典型的介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器構(gòu)型與放電形態(tài)如圖3所示. 按照驅(qū)動(dòng)電壓波形的不同, 可以分為正弦交流、微秒脈沖、納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì), 如表2 所示.

表 2 幾種典型介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)特性

圖 3 (a)表面介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器側(cè)視圖(吳云和李應(yīng)紅 2015),(b)時(shí)空分辨的放電等離子體形態(tài)俯視圖(Starikovskii et al.2009)

對(duì)于正弦交流SDBD 等離子體激勵(lì), 其基本機(jī)制是動(dòng)力效應(yīng), 即通過(guò)離子在電場(chǎng)下的加速、離子與中性氣體分子之間的動(dòng)量傳遞誘導(dǎo)近壁面射流. 國(guó)際上開(kāi)展了大量的實(shí)驗(yàn)、仿真和激勵(lì)器參數(shù)優(yōu)化工作, 發(fā)現(xiàn)放電通道呈隨機(jī)分布, 離子加速效應(yīng)主要發(fā)生在電壓下降的負(fù)半周期(Unfer & Boeuf 2009, 2010), 隨著環(huán)境氣壓的下降, 放電模態(tài)從絲狀放電轉(zhuǎn)捩為輝光放電, 轉(zhuǎn)動(dòng)溫度、振動(dòng)溫度、電子溫度與電子密度等特性均發(fā)生顯著變化(Wu et al. 2008), 激勵(lì)首先誘導(dǎo)出啟動(dòng)渦, 隨后演化為近壁面射流, 典型參數(shù)下激勵(lì)誘導(dǎo)的近壁面射流速度小于10 m/s (Alexandre et al.2010). 對(duì)于納秒脈沖SDBD 等離子體激勵(lì), 其基本機(jī)制是沖擊效應(yīng), 即通過(guò)激發(fā)態(tài)粒子、離子與中性分子的碰撞, 產(chǎn)生快速加熱, 進(jìn)而誘導(dǎo)壓縮波和旋渦. 激發(fā)態(tài)氮分子熄滅放熱量和離子碰撞放熱量的比例為7 : 3, 誘導(dǎo)產(chǎn)生約300 K 的快速溫升, 由于該加熱過(guò)程的時(shí)間尺度 (約200 ns) 與聲學(xué)時(shí)間尺度 (約300 ns) 相近, 沖擊波隨之產(chǎn)生, 隨后快速衰減(Zhu et al. 2013, Starikovskii et al. 2009, Keisuke et al. 2011). 放電電壓的上升沿時(shí)間對(duì)沖擊波特性影響顯著, 上升沿越短, 沖擊波強(qiáng)度越大. 納秒脈沖SDBD 等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)旋渦的過(guò)程, 與快速加熱導(dǎo)致的流場(chǎng)渦量輸運(yùn)方程的斜壓項(xiàng)變化有關(guān)(趙光銀等 2015, 杜海 2016). 對(duì)于黏性流體, 由N-S 方程有

式中,V為速度矢量,ρ為密度,p為壓力, 在二維條件下, 忽略納秒脈沖SDBD 產(chǎn)生體積力的影響, 對(duì)式 (1) 兩邊取旋度可得二維渦量輸運(yùn)方程

其中,ωx為展向渦量, 方程左端為當(dāng)?shù)販u量的時(shí)間變化率; 右端-(V ·?)ωx為渦量對(duì)流項(xiàng), 即渦量遷移變化率, 對(duì)應(yīng)對(duì)流引起的渦量轉(zhuǎn)移;-ωx(?·V)為渦量壓縮-膨脹項(xiàng), 對(duì)應(yīng)流體微團(tuán)體積變化引起的渦量大小變化;?ρ×?p/ρ2為斜壓項(xiàng), 即密度與壓力不滿(mǎn)足正交關(guān)系時(shí)發(fā)生熱對(duì)流從而引起的渦量變化; 最后一項(xiàng)為黏性應(yīng)力引起的渦量擴(kuò)散項(xiàng), 對(duì)應(yīng)流體黏性對(duì)渦量的影響. 納秒脈沖SDBD 誘導(dǎo)快速加熱導(dǎo)致激勵(lì)器表面流場(chǎng)中密度與壓力不再正交, 從而引起方程中斜壓項(xiàng)改變,在流場(chǎng)中誘導(dǎo)產(chǎn)生渦量變化. 納秒脈沖SDBD 誘導(dǎo)產(chǎn)生的渦量在分離流場(chǎng)中的發(fā)展與運(yùn)動(dòng), 使大尺度分離渦破碎, 進(jìn)而實(shí)現(xiàn)抑制流動(dòng)分離的目的. 對(duì)于微秒脈沖SDBD 激勵(lì), 其機(jī)制介于正弦交流與納秒脈沖激勵(lì)之間, 既有快速加熱引起的沖擊效應(yīng), 又有離子加速引起的動(dòng)力效應(yīng).

近年來(lái), 國(guó)際上針對(duì)表面放電的精細(xì)機(jī)理開(kāi)展了深入研究, 在納秒時(shí)間尺度和微米空間尺度上, 精細(xì)分辨了表面放電的發(fā)展過(guò)程和氣動(dòng)響應(yīng)過(guò)程, 并建立了精準(zhǔn)的數(shù)值模型 (圖4) (Zhu et al. 2017)電場(chǎng)測(cè)量研究手段(Huang et al. 2020); 得到了正弦交流和脈沖放電等離子體激勵(lì)體積力和沉積能量的解析解(Soloviev & Krivtsov 2015), 并發(fā)現(xiàn)放電飽和現(xiàn)象, 指出當(dāng)放電頻率、電壓、介質(zhì)參數(shù)滿(mǎn)足特定數(shù)學(xué)物理關(guān)系時(shí), 介質(zhì)阻擋放電等離子體將從準(zhǔn)均勻態(tài)轉(zhuǎn)捩為絲狀放電, 放電均勻性的破壞會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)激勵(lì)控制效果陡降, 通過(guò)提高注入能量、頻率或電壓等單一參數(shù)來(lái)提高激勵(lì)效果在物理上被證明不可行. 通過(guò)將正弦交流和脈沖激勵(lì)統(tǒng)一到共同的物理框架下, 提出了表面放電等離子體激勵(lì)相圖(Zhu & Wu 2020), 實(shí)現(xiàn)了等離子體激勵(lì)加速和加熱效應(yīng)的范圍量化; 發(fā)展了SDBD 等離子體激勵(lì)參數(shù)設(shè)計(jì)軟件SDBDesigner (Zhu & Wu 2020), 大大降低了激勵(lì)器設(shè)計(jì)試錯(cuò)成本, 如圖5 所示.

圖 4 高精度的表面介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)診斷與計(jì)算結(jié)果.(a)表面介質(zhì)阻擋放電等離子體時(shí)空演化精細(xì)結(jié)構(gòu)側(cè)視圖,實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬,(b)等離子體激勵(lì)下的氣動(dòng)響應(yīng)高速拍攝圖像側(cè)視圖,實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬(Zhu et al.2017)

2.3 等離子體合成射流激勵(lì)

等離子體合成射流激勵(lì)器最早提出于2003 年, 其基本工作原理是利用脈沖電弧對(duì)半封閉腔體內(nèi)部的空氣進(jìn)行快速增溫增壓, 最終誘導(dǎo)高速射流噴出(Grossman et al. 2003). 等離子體合成射流激勵(lì)器在一個(gè)周期內(nèi)的工作過(guò)程包含三個(gè)階段: 放電能量沉積、射流和吸氣恢復(fù). 與介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器、脈沖電弧等離子體激勵(lì)器和傳統(tǒng)的壓電式/活塞式合成射流激勵(lì)器相比, 等離子體合成射流激勵(lì)器是唯一一個(gè)將結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單 (若干電極 + 一個(gè)腔體) 、射流速度高(＞500 m/s) 和工作頻帶寬 (＞5 kHz) 結(jié)合在一起的新型激勵(lì)器(Reedy et al. 2013, Narayanaswamy et al. 2010). 因此, 自提出之后不久, 便引起了主動(dòng)流動(dòng)控制領(lǐng)域的廣泛關(guān)注(Narayanaswamy et al. 2010, Hardy et al. 2010, Anderson & Knight 2012).

等離子體合成射流激勵(lì)特性研究的目標(biāo)是要從系統(tǒng)的角度, 厘清激勵(lì)器輸出擾動(dòng)特征與輸入放電波形和激勵(lì)器幾何參數(shù)之間的復(fù)雜非線(xiàn)性關(guān)系. 根據(jù)這一非線(xiàn)性關(guān)系, 認(rèn)知等離子體合成射流的形成演化機(jī)理和無(wú)量綱規(guī)律, 并對(duì)激勵(lì)器結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì). 2003 年-2012 年期間的激勵(lì)特性研究主要采用高速紋影、測(cè)壓和RANS 數(shù)值仿真等, 得到的結(jié)果大部分是單次工作模式下射流頭部速度和出口總壓隨著時(shí)間的變化規(guī)律(Reedy et al. 2013, Narayanaswamy et al. 2010,Hardy et al. 2010, Anderson & Knight 2012). 2013 年至今的激勵(lì)特性研究主要依托定量紋影、PIV 等先進(jìn)流動(dòng)測(cè)量方法和簡(jiǎn)化理論建模, 研究?jī)?nèi)容包括激勵(lì)的形成演化機(jī)理和設(shè)計(jì)無(wú)量綱規(guī)律(Zong et al. 2015a, 2015b; Zhang et al. 2015; Wang et al. 2014; Laurendeau et al. 2014; Zong &Kotsonis 2016; 2017a, 2018; Kim et al. 2018; Shin et al. 2021). 經(jīng)過(guò)近20 年的發(fā)展, 目前國(guó)內(nèi)外對(duì)于等離子體合成射流激勵(lì)特性的認(rèn)識(shí)已經(jīng)比較清晰, 如圖6 所示.

圖 5 (a)表面放電等離子體激勵(lì)相圖,(b)用于減阻激勵(lì)的定制化快升緩降電壓波形(Zhu &Wu 2020)

圖 6 等離子體合成射流激勵(lì)特性(Zong et al.2015b,2015a; Zhang et al.2015; Wang et al.2014; Laurendeau et al.2014; Zong &Kotsonis 2016; 2017a,2018; Kim et al.2018; Shin et al.2021)

等離子體合成射流激勵(lì)主要通過(guò)四大擾動(dòng)特征來(lái)對(duì)外部流動(dòng)進(jìn)行控制: 沖擊波、渦環(huán)、高速射流和弱吸氣. 先驅(qū)強(qiáng)沖擊波形成的根本原因是脈沖電弧的不均勻加熱, 而后續(xù)多道沖擊波則為先驅(qū)沖擊波在腔體內(nèi)部多次反射后的余波(Zong et al. 2015a; Dong et al. 2019). 沖擊波的傳播速度、波后氣流密度均隨著傳播距離的增加而呈現(xiàn)出一種指數(shù)衰減的變化規(guī)律. 相同放電能量下, 放電電極越靠近出口/射流孔徑越大, 激波強(qiáng)度就越大(Zhang et al. 2015). 根據(jù)壁面渦量流理論, 渦環(huán)的渦量本質(zhì)上來(lái)源于射流喉道的邊界層渦量(Zong & Kotsonis 2016). 當(dāng)射流無(wú)量綱沖程Ls小于4 時(shí), 所有的邊界層渦量都會(huì)被卷吸到頭部渦環(huán)中. 而當(dāng)Ls大于4 時(shí), 除了頭部啟動(dòng)渦環(huán)外, 在射流主體剪切層中還會(huì)由于K-H 不穩(wěn)定性而形成大量的相干渦結(jié)構(gòu)(Zong & Kotsonis 2017a, 2018). 這些相干渦環(huán)的脫落頻率與射流階段唇口壓力的脈動(dòng)頻率一致(Laurendeau et al.2014, Shin et al. 2021). 渦環(huán)一旦形成后, 就會(huì)在自誘導(dǎo)作用下沿著激勵(lì)器軸向運(yùn)動(dòng). 渦環(huán)的環(huán)量隨著傳播距離的增加呈現(xiàn)出一種先增加而后減小的變化趨勢(shì). 最大環(huán)量在距離喉道出口2 倍直徑處獲得, 取值約為0.62UpD, 其中Up和D分別為射流峰值速度和出口直徑(Zong & Kotsonis 2018).

通過(guò)監(jiān)控高速紋影中射流頭部位置演化, 發(fā)現(xiàn)射流頭部速度隨著時(shí)間的延長(zhǎng)呈現(xiàn)出一種先增大而后減小的變化規(guī)律, 最大射流速度與能量沉積呈正比(Zong et al. 2015a; Wang et al. 2014).利用PIV 手段對(duì)高速射流流場(chǎng)進(jìn)一步捕捉發(fā)現(xiàn), 射流主體中存在多個(gè)高速區(qū)域和低速區(qū)域相間隔的結(jié)構(gòu), 說(shuō)明出口速度存在著一定的脈動(dòng). 這種速度脈動(dòng)與渦環(huán)的周期性脫落有關(guān), 從根本上都可歸結(jié)為腔體內(nèi)部的壓力脈動(dòng)(Reedy et al. 2013, Zong & Kotsonis 2016). 射流的演化過(guò)程還受孔型的影響較大. 相同面積下, 狹縫孔的射流主體由與外界接觸面積較大, 卷吸的低能流體較多,因而擴(kuò)張速率高、射流穿透深度低(Zong & Kotsonis 2017a). 在激勵(lì)特性研究初期, 國(guó)內(nèi)外對(duì)于激勵(lì)器吸氣機(jī)理的認(rèn)知并不清晰. 部分學(xué)者認(rèn)為當(dāng)射流階段結(jié)束后, 腔體處于高溫狀態(tài), 隨著冷卻換熱過(guò)程中激勵(lì)器腔體溫度的降低, 腔內(nèi)壓力穩(wěn)步降低, 為吸氣過(guò)程提供動(dòng)力(Haack et al. 2010). 根據(jù)這一機(jī)理建立的解析理論模型, 并沒(méi)有重現(xiàn)吸氣現(xiàn)象, 也并不能夠模擬激勵(lì)器工作的重頻過(guò)程. 進(jìn)一步研究表明, 由于喉道內(nèi)氣體的慣性和腔體內(nèi)外的復(fù)雜換熱過(guò)程, 激勵(lì)器本質(zhì)上是一個(gè)帶阻尼的振蕩系統(tǒng)(Zong et al. 2015b). 在一個(gè)工作周期內(nèi)存在著多次射流和吸氣過(guò)程的輪換, 而吸氣過(guò)程的驅(qū)動(dòng)力即為射流階段結(jié)束后的負(fù)壓. 吸氣的速度比射流速度低一個(gè)量級(jí), 大約為10 ~ 20 m/s.

綜合以上機(jī)理分析和理論建模, 得到了大量可以指導(dǎo)設(shè)計(jì)的無(wú)量綱規(guī)律. 如圖6 最后一行所示, 最大的射流速度與無(wú)量綱的能量沉積有關(guān), 兩者呈1/3 次律關(guān)系(Zong & Kotsonis 2018); 激勵(lì)器的飽和頻率由腔體的Helmholtz 自然震蕩頻率決定, 與腔體體積呈反比、射流孔徑呈正比(Chiatto & Luca 2017); 射流持續(xù)時(shí)間與能量沉積和腔體體積呈正比, 與射流孔徑和腔體溫度呈反比(Anderson & Knight 2012); 激勵(lì)器腔體內(nèi)的密度隨著工作頻率的增大呈現(xiàn)出一種先基本不變, 隨后快速下降的變化趨勢(shì); 轉(zhuǎn)折點(diǎn)處的截止頻率與腔內(nèi)外換熱系數(shù)、表面積等相關(guān).

3 等離子體激勵(lì)調(diào)控附面層

航空技術(shù)發(fā)展對(duì)附面層調(diào)控有著迫切的需求. 以大型民航客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)和大展弦比無(wú)人機(jī)為例, 整機(jī)的湍流摩擦阻力約占巡航過(guò)程中總飛行阻力的40% ~ 50%. 如果能夠推遲附面層轉(zhuǎn)捩或者降低湍流流動(dòng)的壁面摩擦阻力, 飛機(jī)的最大航程、航時(shí)都會(huì)得到大幅提升. 對(duì)于臨近空間高超聲速飛行器, 附面層調(diào)控對(duì)于降低熱流、減弱激波/附面層干擾都有重要作用.

3.1 層流附面層轉(zhuǎn)捩調(diào)控

附面層轉(zhuǎn)捩是指附面層流動(dòng)由層流狀態(tài)發(fā)展為湍流狀態(tài)的過(guò)程, 是一個(gè)多因素耦合影響的強(qiáng)非線(xiàn)性復(fù)雜流動(dòng)物理現(xiàn)象. 從流動(dòng)穩(wěn)定性角度看, 轉(zhuǎn)捩調(diào)控的機(jī)制可分為平均流修正和改變不穩(wěn)定波兩種方式, 這也是等離子體激勵(lì)調(diào)控附面層轉(zhuǎn)捩的基本思路. 國(guó)際上對(duì)等離子體激勵(lì)控制低速平板附面層展開(kāi)了大量研究(Roth 1995, Roth & Sherman 1998), 主要通過(guò)施加正弦交流SDBD 等離子體激勵(lì)推遲附面層轉(zhuǎn)捩, 如圖7 所示. 等離子體激勵(lì)對(duì)附面層產(chǎn)生加速作用, 使平均流速度型更加飽滿(mǎn), 抑制擾動(dòng)產(chǎn)生的不穩(wěn)定性頻率的增長(zhǎng), 進(jìn)而推遲低速附面層 (來(lái)流速度20 m/s)轉(zhuǎn)捩(Duchmann 2012, Riherd & Roy 2013, Grundmann & Tropea 2007). 利用等離子體激勵(lì)產(chǎn)生體積力對(duì)平均流的修正效果, 也可以有效抑制后掠翼模型附面層局部三維橫流分量的增長(zhǎng), 進(jìn)而推遲轉(zhuǎn)捩(Yadala et al. 2018). 通過(guò)改變等離子體激勵(lì)頻率, 激發(fā)與附面層內(nèi)T-S 擾動(dòng)波相位相反的非定常擾動(dòng)波, 可以實(shí)現(xiàn)擾動(dòng)幅值相互抵消的效果(Grundmann & Tropea 2008, Duchmann et al. 2013). 基于壁面剪應(yīng)力測(cè)試的反饋, 通過(guò)調(diào)整等離子體激勵(lì)器布局產(chǎn)生流向渦量結(jié)構(gòu)進(jìn)行閉環(huán)回路控制, 在來(lái)流速度5 m/s 時(shí)抑制了旁路轉(zhuǎn)捩的流向條帶結(jié)構(gòu), 進(jìn)而推遲轉(zhuǎn)捩(Belson et al. 2012, Hanson et al. 2012). 對(duì)于超聲速附面層, 實(shí)現(xiàn)了3.5Ma來(lái)流條件下等離子體激勵(lì)推遲圓錐附面層橫流轉(zhuǎn)捩(Schuele et al. 2013), 其機(jī)制是產(chǎn)生成對(duì)的反向旋轉(zhuǎn)流向渦, 抑制高次諧波能量, 進(jìn)而推遲轉(zhuǎn)捩.

等離子體激勵(lì)促進(jìn)附面層轉(zhuǎn)捩也取得了明顯效果, 但是機(jī)理尚不清晰. 等離子體激勵(lì)促進(jìn)層流附面層轉(zhuǎn)捩的效果和機(jī)理如圖8 所示. 納秒脈沖SDBD 等離子體激勵(lì)促進(jìn)低速附面層轉(zhuǎn)捩方面, 等離子體激勵(lì)快速加熱形成的熱氣團(tuán)向下游輸運(yùn), 在附面層內(nèi)形成類(lèi)似于T-S 波的擾動(dòng)波,最終導(dǎo)致附面層提前轉(zhuǎn)捩(Correale et al. 2013, 2014; Zhao & Cui 2018; Ullmer et al. 2015). 在調(diào)控超聲速附面層方面, 利用展向陣列式火花放電等離子體激勵(lì)實(shí)現(xiàn)了附面層強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩, 觀(guān)測(cè)到了激勵(lì)誘導(dǎo)的人工發(fā)卡渦. 與由第一模態(tài)不穩(wěn)定波 (T-S 波) 主導(dǎo)的低速附面層轉(zhuǎn)捩不同, 高超聲速條件下第二模態(tài)的最大增長(zhǎng)率超過(guò)第一模態(tài)擾動(dòng), 采用特定激勵(lì)頻率的輝光放電等離子體激勵(lì)激發(fā)第二模態(tài)不穩(wěn)定波, 并導(dǎo)致第一模態(tài)不穩(wěn)定波的快速放大, 有效促進(jìn)了6Ma高超聲速附面層轉(zhuǎn)捩(Li et al. 2020, Zhang et al. 2020).

圖 7 正弦交流SDBD 等離子體激勵(lì)推遲層流附面層轉(zhuǎn)捩的效果和機(jī)理(Yadala &Srikar 2018,Duchmann et al.2013,Schuele et al.2013)

圖 8 等離子體激勵(lì)促進(jìn)層流附面層轉(zhuǎn)捩的效果和機(jī)理(Correale et al.2013,Zhang et al.2020).(a)基準(zhǔn)流場(chǎng);(b)激勵(lì)后流場(chǎng).自上而下,高超聲速和超聲速附面層的結(jié)果為NPLS 圖像,而亞聲速附面層的為仿真結(jié)果

3.2 湍流附面層減阻

流體流經(jīng)壁面產(chǎn)生的摩擦阻力與流體的動(dòng)力黏度以及壁面處速度剖面的斜率成正比. 與層流附面層內(nèi)部有序分層的流動(dòng)不同, 湍流附面層內(nèi)部存在著不斷上掃下洗的低速和高速條帶, 以及大量的發(fā)卡渦、發(fā)卡渦包以及更大尺度的條帶和渦結(jié)構(gòu), 這些結(jié)構(gòu)及其行為在耗散湍動(dòng)能的同時(shí), 促進(jìn)湍流附面層內(nèi)部摻混, 使其底層速度剖面更加飽滿(mǎn), 壁面處斜率更大, 進(jìn)而產(chǎn)生遠(yuǎn)大于層流附面層的摩擦阻力.

為減小湍流摩擦阻力, 國(guó)際上發(fā)展了包括復(fù)雜壁面 (溝槽、陣列凹坑等) 、壁面抽吸、展向壁面振動(dòng)在內(nèi)的許多減阻方法, 其機(jī)理主要是通過(guò)抑制黏性壁區(qū)的條帶結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)及其所伴隨的流向渦實(shí)現(xiàn)減阻. SDBD 等離子體激勵(lì)可以在近壁區(qū)誘導(dǎo)產(chǎn)生射流與體積力, 模擬吹氣與展向壁面振動(dòng)的效果, 進(jìn)而實(shí)現(xiàn)湍流減阻(Du et al. 2002). SDBD 等離子體激勵(lì)可分為展向振動(dòng)、展向射流、流向射流等三種, 均是通過(guò)控制近壁區(qū)相干結(jié)構(gòu)來(lái)產(chǎn)生作用. 展向振動(dòng)方法通過(guò)對(duì)放電高壓波形進(jìn)行調(diào)制, 在附面層底層產(chǎn)生周期性振動(dòng)射流, 誘導(dǎo)產(chǎn)生流向渦, 干擾附面層原有流向渦發(fā)展, 從而在較低來(lái)流速度下 (1.75 m/s) 實(shí)現(xiàn)45%的減阻量(Jukes et al. 2016, Choi et al. 2011).展向射流方法能破壞附面層底層流向渦的生成與條帶結(jié)構(gòu)的法向運(yùn)動(dòng)之間的自持過(guò)程, 在52 m/s的來(lái)流下, 實(shí)現(xiàn)超過(guò)70%的減阻量(Thomas et al. 2019, Duong et al. 2021). 等離子體激勵(lì)減小湍流摩擦阻力的方法、規(guī)律和機(jī)理如圖9 所示. 展向單側(cè)射流等離子體激勵(lì)的減阻效果與相鄰兩組激勵(lì)器間的條帶數(shù)成反比, 有效減小湍流摩擦阻力要求激勵(lì)器組間距 (λz) 滿(mǎn)足經(jīng)驗(yàn)公式(Thomas et al. 2019)

圖 9 等離子體激勵(lì)減小湍流摩擦阻力的方法、規(guī)律和機(jī)理(Jukes et al.2016,Choi et al.2011,Thomas et al.2019,Duong et al.2021,彭倩 2018,Cheng et al.2021)

其中,uτ為摩擦速度,ν為運(yùn)動(dòng)黏度. 此外, 展向射流還可以穩(wěn)定并聚攏低速條帶, 進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻(彭倩 2018, Cheng et al. 2021). 流向射流方法的作用機(jī)理尚不明晰, 推測(cè)是誘導(dǎo)沿面射流使近壁相干結(jié)構(gòu)抬升并減弱, 進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻(Bin et al. 2019).

3.3 湍流附面層摻混增強(qiáng)

在燃燒、降噪、流動(dòng)分離控制等應(yīng)用中, 等離子體激勵(lì)器一般安裝在壁面, 通過(guò)和附面層相互作用誘導(dǎo)旋渦來(lái)增強(qiáng)摻混. 等離子體合成射流激勵(lì)在增強(qiáng)摻混方面具有顯著優(yōu)勢(shì). 受射流速度非定常性影響, 等離子體合成射流激勵(lì)與來(lái)流作用過(guò)程中所形成的旋渦結(jié)構(gòu)遠(yuǎn)比定常射流復(fù)雜.采用SPIV 和tomo-PIV 手段對(duì)亞聲速附面層中的等離子體合成射流演化過(guò)程進(jìn)行精細(xì)測(cè)量, 建立了圖10 所示的渦系譜圖(Zong & Kotsonis 2017b, 2019, 2020; Zhou et al. 2017; Yang et al.2016).

圖10 中的主要旋渦結(jié)構(gòu)包括頭部渦環(huán) (FVR) , 對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì) (CVP) , 剪切層渦 (SVs) , 懸掛渦對(duì)等. 對(duì)于亞聲速圓形小孔, 當(dāng)射流速度比小于1 時(shí), 射流頭部渦環(huán)的穿透性能較弱, 射流主體不明顯; 受射流渦環(huán)的誘導(dǎo)效應(yīng), 在附面層底部 (渦環(huán)下方) 形成了次級(jí)對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì). 當(dāng)射流速度比大于1 時(shí), 射流主體仍然保持直立狀態(tài), 在其兩側(cè)和背風(fēng)面分別形成了懸掛渦對(duì) (HVP) 和回流區(qū)域 (BFR) ; 隨著射流速度的降低, 懸掛渦對(duì)彎向主流, 演化為主對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì), 主對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì)的下方又誘導(dǎo)出了次對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì). 對(duì)于狹縫孔射流來(lái)說(shuō), 由于頭部渦環(huán)存在軸轉(zhuǎn)換現(xiàn)象, 因此射流主體頭部?jī)蓚?cè)還延伸出了肋渦.

圖 10 等離子體合成射流激勵(lì)與橫流附面層相互作用.FVR 為頭部渦環(huán),RVs 為肋狀渦,HVP 為懸掛渦對(duì),SVs 為剪切層渦,CVP 為對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì),BFR 為回流區(qū)(Narayanaswamy et al.2010,Zong &Kotsonis 2017b,2019,2020; Zhou et al.2017,Yang et al.2016)

超聲速來(lái)流條件下的等離子體合成射流演化與亞聲速條件存在著很大不同(Narayanaswamy et al. 2010, Zhou et al. 2017). 由于沖擊波速小于主流速度, 該沖擊波只能向下游傳播; 射流噴出后速度比相對(duì)較低, 穿透能力較弱, 基本保持貼壁狀態(tài); 脈沖直流電弧等離子體激勵(lì)在3Ma主流中, 可以穿透1.5 倍的邊界層厚度, 等效定常射流壓力比為0.6. 超聲速來(lái)流中的等離子體合成射流可以等效為虛擬旋渦發(fā)生器, 也有明顯的對(duì)轉(zhuǎn)渦對(duì)結(jié)構(gòu)(Zong & Kotsonis 2017b). 這些旋渦結(jié)構(gòu)的上掃和下洗效應(yīng), 促進(jìn)了附面層內(nèi)部的摻混, 導(dǎo)致附面層速度剖面變得更加飽滿(mǎn), 抵抗逆壓梯度的能力也更強(qiáng). 等離子體合成射流的弱吸氣效應(yīng)也能起到移除邊界層底部流體的作用(Zong & Kotsonis 2019).

4 等離子體激勵(lì)調(diào)控分離流動(dòng)

分離流動(dòng)是飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)面臨的一種典型流動(dòng)現(xiàn)象, 抑制分離流動(dòng)可以減小阻力、增大升力、降低噪聲、擴(kuò)大穩(wěn)定性.

4.1 翼型/機(jī)翼分離流動(dòng)調(diào)控

國(guó)際上圍繞等離子體激勵(lì)抑制翼型/機(jī)翼分離流動(dòng)開(kāi)展了大量研究(吳云和李應(yīng)紅 2015). 早期主要采用正弦交流SDBD 等離子體激勵(lì)抑制二維翼型在大迎角下的流動(dòng)分離, 在流動(dòng)分離點(diǎn)上游施加激勵(lì), 加速附面層底部的低速流體, 增強(qiáng)附面層抵抗逆壓梯度的能力, 進(jìn)而抑制流動(dòng)分離. 但是由正弦交流SDBD 等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)的射流速度較小 (通常為幾米每秒) , 僅能抑制來(lái)流速度0.4Ma以下的流動(dòng)分離, 限制了應(yīng)用前景(Kelley et al. 2014). 必須提高等離子體激勵(lì)的強(qiáng)度, 進(jìn)而提高其抑制流動(dòng)分離的能力.

針對(duì)提高等離子體激勵(lì)抑制分離流動(dòng)能力的需求, 借鑒高功率脈沖激光誘導(dǎo)等離子體沖擊波用于材料強(qiáng)化的研究工作, 提出了等離子體沖擊流動(dòng)控制原理與方法, 通過(guò)納秒脈沖放電快速加熱產(chǎn)生等離子體沖擊波激勵(lì), 通過(guò)沖擊波和旋渦促進(jìn)附面層與主流摻混, 提高近壁面流動(dòng)的動(dòng)能, 進(jìn)而抑制流動(dòng)分離, 并使等離子體激勵(lì)的脈沖頻率接近流場(chǎng)的最佳響應(yīng)頻率, 實(shí)現(xiàn)等離子體激勵(lì)和流場(chǎng)耦合. 風(fēng)洞試驗(yàn)表明, 納秒脈沖等離子體沖擊激勵(lì)可以在高亞聲速條件下有效抑制分離流動(dòng)(李應(yīng)紅等 2010, Wu et al. 2014). 低雷諾數(shù)下, 納秒脈沖SDBD 激勵(lì)誘導(dǎo)渦主要是促進(jìn)前緣層流分離形成湍流以提高附面層抵抗逆壓梯度的能力, 從而抑制流動(dòng)分離; 高雷諾數(shù)下, 前緣分離表現(xiàn)為湍流分離, 激勵(lì)誘導(dǎo)渦通過(guò)破碎分離剪切層, 促進(jìn)附面層與主流摻混, 破壞大尺度分離渦, 同時(shí)提供渦升力等方式抑制流動(dòng)分離, 提高翼型氣動(dòng)性能, 如圖11 所示(趙光銀 2015).

圖 11 納秒脈沖等離子體激勵(lì)抑制翼型分離流動(dòng)的演化過(guò)程(趙光銀 2015)

SDBD 等離子體激勵(lì)抑制分離流動(dòng)的研究對(duì)象經(jīng)歷了從簡(jiǎn)單到復(fù)雜, 從風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算到飛行試驗(yàn)的過(guò)程, 如圖12 所示. 針對(duì)后掠翼、三角翼、飛翼等機(jī)翼或整機(jī)復(fù)雜三維流動(dòng)分離, 通過(guò)優(yōu)化激勵(lì)位置、激勵(lì)器構(gòu)型與激勵(lì)參數(shù), 微秒脈沖、納秒脈沖SDBD 等離子體激勵(lì)均取得了良好的控制效果(李應(yīng)紅等 2010, Wu et al. 2014, 趙光銀 2015, Patel et al. 2007, Greenblatt et al. 2007). 針對(duì)三角翼失速分離, 等離子體激勵(lì)周期性誘導(dǎo)的渦結(jié)構(gòu)能夠使三角翼前緣渦增強(qiáng)并再附, 從而推遲大迎角下渦破裂的發(fā)生(Greenblatt et al. 2007, Zhao et al. 2015, Wei et al.2020). 等離子體激勵(lì)抑制飛翼流動(dòng)分離的機(jī)理與抑制翼型分離類(lèi)似, 在增大升力、推遲失速的同時(shí), 等離子體激勵(lì)也能使飛翼的飛行穩(wěn)定性與舵面效率得到提升(Han et al. 2015, Kaparos et al.2018, Li et al. 2018). 在實(shí)際飛行條件下, SDBD 等離子體激勵(lì)抑制無(wú)人機(jī)流動(dòng)分離、提高無(wú)人機(jī)性能的能力也通過(guò)絲線(xiàn)、測(cè)壓、飛控參數(shù)判讀等手段得到了驗(yàn)證(Sidorenko et al. 2008,Grundmann et al. 2009, 張?chǎng)蔚?2018, Su & Li 2018).

圖 12 SDBD 等離子體激勵(lì)抑制翼型/機(jī)翼分離流動(dòng)的發(fā)展脈絡(luò)(Greenblatt et al.2007,Zhao et al.2015,Han et al.2015,Kaparos et al.2018,Li et al.2018,Wei et al.2020,Sidorenko et al.2008,Grundmann et al.2009,張?chǎng)?等 2018,Su &Li 2018)

作為一種綜合型的高能激勵(lì)方式, 等離子體合成射流激勵(lì)對(duì)于外界的擾動(dòng)多式多樣: 沖擊波、高速射流、弱吸氣和渦環(huán). 根據(jù)這些擾動(dòng)與分離流的作用方式不同, 可以總結(jié)出等離子體合成射流控制亞聲速流動(dòng)分離的四大機(jī)理, 如圖13 所示.

圖 13 等離子體合成射流激勵(lì)抑制流動(dòng)分離的四大機(jī)理(Caruana et al.2013,Zong &van Pelt et al.2018,Liu et al.2018,蘇志等 2018,李洋等 2018)

首先, 等離子體合成射流誘導(dǎo)的沖擊波和脈沖射流作為強(qiáng)擾動(dòng), 可以直接促使層流附面層通道轉(zhuǎn)捩, 形成不易分離的湍流附面層; 其次, 射流與橫流的相互作用會(huì)誘導(dǎo)產(chǎn)生一系列的復(fù)雜三維渦結(jié)構(gòu), 如流向?qū)D(zhuǎn)渦對(duì)、頭部渦環(huán)、剪切渦等; 這些渦結(jié)構(gòu)的上掃和下洗效應(yīng)加快了湍流附面層內(nèi)部的摻混, 使得邊界層速度剖面變得更加飽滿(mǎn); 再次, 沖擊波和脈沖射流作為周期性的擾動(dòng)源, 可以激發(fā)分離區(qū)剪切層的K-H 不穩(wěn)定性, 誘導(dǎo)產(chǎn)生大尺度的展向渦, 實(shí)現(xiàn)分離區(qū)的動(dòng)態(tài)重附; 最后, 激勵(lì)器弱吸氣恢復(fù)效應(yīng)在一定程度上可以移除上游附面層底部的低能流體, 提高附面層抵抗逆壓梯度的能力. 在以上機(jī)理的指導(dǎo)下, 法國(guó)宇航院ONERA、荷蘭代爾夫特理工大學(xué)、廈門(mén)大學(xué)等都進(jìn)行了相關(guān)的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證研究, 在最高風(fēng)速為40 m/s、雷諾數(shù)為百萬(wàn)量級(jí)的條件下,獲得了較好的前緣大尺度流動(dòng)分離控制和后緣小尺度流動(dòng)分離控制效果(Caruana et al. 2013,Zong & van Pelt et al. 2018, Liu et al. 2018, 蘇志等 2018, 李洋等 2018).

4.2 壓氣機(jī)分離流動(dòng)調(diào)控

與翼型/機(jī)翼分離流動(dòng)相比, 壓氣機(jī)分離流動(dòng)在強(qiáng)逆壓梯度和旋轉(zhuǎn)葉片的影響下, 三維和非定常特性更加顯著, 等離子體激勵(lì)的非定常氣動(dòng)效應(yīng)更容易與壓氣機(jī)分離流動(dòng)產(chǎn)生強(qiáng)耦合, 取得“四兩撥千斤”的流動(dòng)控制效果. 等離子體激勵(lì)可有效控制壓氣機(jī)內(nèi)部分離流動(dòng)、泄漏流動(dòng), 進(jìn)而減小流動(dòng)損失、提升壓氣機(jī)穩(wěn)定工作裕度, 其流動(dòng)控制機(jī)理可歸納為動(dòng)力效應(yīng)和沖擊效應(yīng). 正弦交流等離子體激勵(lì)通過(guò)動(dòng)力效應(yīng), 作用于葉片表面附面層可抑制流動(dòng)分離, 作用于葉尖泄漏流動(dòng)可抑制其沿流向的發(fā)展. 納秒脈沖等離子體激勵(lì)通過(guò)沖擊效應(yīng), 向流場(chǎng)中注入的局部強(qiáng)擾動(dòng)與壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)相互作用會(huì)誘導(dǎo)形成增強(qiáng)誘導(dǎo)摻混的旋渦結(jié)構(gòu), 可有效抑制高速壓氣機(jī)分離流動(dòng).

等離子體激勵(lì)通過(guò)提升流體動(dòng)量可以抑制壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)分離和泄漏流動(dòng)的發(fā)展. 從公開(kāi)文獻(xiàn)來(lái)看, 國(guó)內(nèi)最早進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證, 利用正弦交流等離子體激勵(lì)抑制了壓氣機(jī)葉柵流動(dòng)分離、通過(guò)控制葉尖泄漏流動(dòng)提升了壓氣機(jī)穩(wěn)定工作裕度(吳云等 2007, Li et al. 2010), 隨后國(guó)外也取得了類(lèi)似的實(shí)驗(yàn)結(jié)果(Saddoughi et al. 2014, Akcayoz et al. 2016). 對(duì)于壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子葉尖泄漏流動(dòng)控制 (圖14(a)) , 布置于葉尖區(qū)域的正弦交流等離子體激勵(lì)通過(guò)提高來(lái)流動(dòng)量, 抑制泄漏流向葉片前緣的發(fā)展, 使得轉(zhuǎn)子葉尖區(qū)域流動(dòng)堵塞維持在較低的水平, 進(jìn)而擴(kuò)大壓氣機(jī)穩(wěn)定工作裕度(Vo 2010; Ashrafi et al. 2016; Jothiprasad et al. 2011; Zhang et al. 2019c, 2019a; 張海燈等 2019). 非定常等離子體激勵(lì)可以更加有效地控制泄漏流動(dòng)、實(shí)現(xiàn)高速壓氣機(jī)擴(kuò)穩(wěn)(Saddoughi et al. 2014,Zhang et al. 2019c), 流動(dòng)控制機(jī)理涉及到非定常等離子體激勵(lì)與非定常泄漏渦的耦合作用, 這也是壓氣機(jī)等離子體擴(kuò)穩(wěn)研究需要進(jìn)一步揭示的科學(xué)問(wèn)題之一. 對(duì)于三維角區(qū)流動(dòng)分離控制, 需要在壓氣機(jī)葉片吸力面和端壁同時(shí)施加正弦交流等離子體激勵(lì), 葉片吸力面激勵(lì) (圖14(b)) 通過(guò)提升葉表附面層動(dòng)量, 可減小葉中部位壁面渦引起的流動(dòng)損失, 端壁激勵(lì) (圖14(c)) 通過(guò)抑制附面層由壓力面向吸力面的橫向流動(dòng)可減小端區(qū)通道渦引起的流動(dòng)損失(吳云等 2009; 趙小虎等2011; Zhao 2012a, 2012b, 2012c; Wu et al. 2012; 趙勤等 2013; 趙小虎等 2012; 張海燈等 2014c,Zhang et al. 2017a).

圖 14 等離子體激勵(lì)控制壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)典型激勵(lì)布局(Zhang et al.2017a).(a)轉(zhuǎn)子葉頂端壁等離子體激勵(lì),(b)葉片吸力面等離子體激勵(lì),(c)端壁等離子體激勵(lì)

正弦交流等離子體激勵(lì)對(duì)流場(chǎng)的影響局限于離壁面1 ~ 2 mm 的區(qū)域, 提升流場(chǎng)動(dòng)量的能力有限, 對(duì)高速壓氣機(jī)流動(dòng)的控制仍面臨很大挑戰(zhàn). 國(guó)內(nèi)提出了壓氣機(jī)等離子體沖擊流動(dòng)控制原理, 利用納秒脈沖等離子體激勵(lì)的快速加熱效應(yīng), 向流場(chǎng)中注入強(qiáng)擾動(dòng), 進(jìn)而以較小的能量輸入達(dá)到控制高速壓氣機(jī)流動(dòng)的目的(吳云和李應(yīng)紅 2015, 吳云等 2017). 位于三維角區(qū)分離內(nèi)的納秒脈沖等離子體激勵(lì)可誘導(dǎo)產(chǎn)生壓縮波, 通過(guò)與流動(dòng)分離相互作用, 可改變流動(dòng)分離的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu), 誘導(dǎo)產(chǎn)生新的旋渦結(jié)構(gòu), 增強(qiáng)主流與分離區(qū)的流動(dòng)摻混(張海燈等 2014b, 2014a). 如圖15 所示, 對(duì)于分離區(qū)外的納秒脈沖等離子體激勵(lì), 向流場(chǎng)中注入的局部擾動(dòng)與壓氣機(jī)內(nèi)部流動(dòng)相互作用, 會(huì)在葉片流道中形成具有低密度、高溫度、強(qiáng)渦量復(fù)合特性的畸變團(tuán), 其會(huì)隨著主流向下游運(yùn)動(dòng)發(fā)展, 與強(qiáng)剪切流動(dòng)相互作用, 激發(fā)剪切層K-H 不穩(wěn)定性, 使得剪切層提前失穩(wěn), 誘導(dǎo)產(chǎn)生連續(xù)的展向大渦結(jié)構(gòu), 促進(jìn)流體摻混(Zhang et al. 2019b, 張海燈等 2020). 對(duì)于低雷諾數(shù)壓氣機(jī)環(huán)境, 內(nèi)部流動(dòng)更易失穩(wěn), 納秒脈沖等離子體激勵(lì)通過(guò)施加擾動(dòng)觸發(fā)流動(dòng)失穩(wěn)更易實(shí)現(xiàn)流動(dòng)分離的有效抑制. 將納秒脈沖等離子體激勵(lì)布置于葉片表面, 當(dāng)激勵(lì)位置位于流動(dòng)分離區(qū)上游時(shí), 施加小能量等離子體激勵(lì)沒(méi)有促發(fā)葉片前緣附面層轉(zhuǎn)捩, 但激勵(lì)產(chǎn)生的沖擊波造成的壓力升和誘導(dǎo)產(chǎn)生的高能畸變團(tuán)提高了前緣附面層的動(dòng)量, 對(duì)抵抗逆壓梯度、推遲分離具有積極作用. 通過(guò)設(shè)定合適激勵(lì)頻率, 使得畸變團(tuán)在向下游運(yùn)動(dòng)過(guò)程中, 與剪切層流場(chǎng)相互作用誘導(dǎo)產(chǎn)生連續(xù)的展向大渦結(jié)構(gòu), 促進(jìn)流體摻混, 可增強(qiáng)主流與分離區(qū)的動(dòng)量交換, 進(jìn)而有效抑制流動(dòng)分離. 在來(lái)流馬赫數(shù)為0.62 時(shí), 可使得壓氣機(jī)葉型流動(dòng)損失減小32.8%.

圖 15 分離區(qū)外納秒脈沖等離子體激勵(lì)與流體耦合作用機(jī)理.(a)等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)的畸變團(tuán),(b)激勵(lì)觸發(fā)流動(dòng)失穩(wěn)

5 等離子體激勵(lì)調(diào)控激波主導(dǎo)的流動(dòng)

激波是高速流動(dòng)中的特殊流動(dòng)現(xiàn)象, 會(huì)導(dǎo)致阻力急劇增大、熱流增加等問(wèn)題. 減弱激波強(qiáng)度、抑制激波/附面層干擾, 對(duì)于減小阻力、降低流動(dòng)損失具有重要作用.

5.1 等離子體激勵(lì)減小激波阻力

激波減阻問(wèn)題一直是超聲速/高超聲速飛行器設(shè)計(jì)過(guò)程中備受關(guān)注的問(wèn)題. 20 世紀(jì)80 年代,Mishin 和Bedin (1995)在一次等離子體環(huán)境下的高超聲速球體飛行試驗(yàn)中, 成功觀(guān)測(cè)到脫體激波的脫體距離增加, 使等離子體激勵(lì)激波減阻開(kāi)始受到國(guó)際上的廣泛關(guān)注. 關(guān)于脫體激波與等離子體激勵(lì)的相互作用機(jī)制, 國(guó)際上存在著兩種不同的觀(guān)點(diǎn), 一種認(rèn)為是等離子體放電產(chǎn)生的熱效應(yīng), 另一種認(rèn)為是由電場(chǎng)加速帶電粒子所產(chǎn)生的體積力(Shneider et al. 2008). 俄亥俄州立大學(xué)的研究學(xué)者為了揭示兩種機(jī)制中哪種機(jī)制起著主導(dǎo)作用(Meyer et al. 2003), 將電離效應(yīng)和熱效應(yīng)分開(kāi), 開(kāi)展了控制二維尖劈誘導(dǎo)激波的實(shí)驗(yàn)研究, 研究發(fā)現(xiàn)施加表征電離效應(yīng)的直流放電時(shí), 激波結(jié)構(gòu)沒(méi)有產(chǎn)生明顯變化, 但施加表征熱效應(yīng)的射頻放電時(shí), 激波角度發(fā)生明顯改變, 揭示了熱效應(yīng)是等離子體激勵(lì)激波減阻的主要機(jī)制. 隨后, 激波與熱沉積區(qū)的相互作用理論被大量研究(Peter & Rodney 2003, Miles et al. 2001, Khorunzhenko et al. 2002). 擾動(dòng)在熱沉積區(qū)中的傳播速度高于主流速度, 這導(dǎo)致在脫體激波前可以形成所謂的前體激波, 從而減弱激波阻力. 弓形激波與不同厚度的熱層相互作用時(shí), 薄熱層和厚熱層對(duì)激波構(gòu)型的影響基本相同(Opaits et al. 2004), 說(shuō)明在脫體激波前使用集中的、相對(duì)較弱的等離子體激勵(lì)來(lái)實(shí)現(xiàn)激波減阻是可能的.

近年來(lái)激波減阻的關(guān)注點(diǎn)逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)樵诿擉w激波前產(chǎn)生相對(duì)集中的熱能量沉積區(qū). 等離子體激波減阻的機(jī)理與方法如圖16 所示. 國(guó)際上嘗試了不同的激勵(lì)形式, 包括微波放電(Kolesnichenko et al. 2004), 激光等離子體能量沉積(Adelgren et al.2001, Elias et al. 2018, Fang et al.2011), 表面直流電弧放電(Sun et al. 2013), 等離子體合成射流(Shang 2002), 納秒脈沖介質(zhì)阻擋放電(Nishihara et al. 2011)等, 取得了一定的減阻效果, 總結(jié)出了一些等離子體激波減阻的參數(shù)化規(guī)律, 例如關(guān)于激光等離子體無(wú)量綱能量參數(shù)對(duì)減阻性能的影響規(guī)律(洪延姬等 2016). 但都面臨著能量利用率低的突出問(wèn)題. 如何進(jìn)一步提高等離子體激波減阻的能量效率, 是未來(lái)發(fā)展的關(guān)鍵.

圖 16 等離子體激波減阻的機(jī)理與方法(Kolesnichenko et al.2004,Adelgren et al.2001,Elias et al.2018,Fang et al.2011,Sun et al.2013,Nishihara et al.2011)

5.2 等離子體激勵(lì)調(diào)控激波/附面層干擾

針對(duì)激波/附面層干擾控制, 早期研究沿用熱效應(yīng)控制激波的思路, 使用表面準(zhǔn)直流電弧放電在附面層產(chǎn)生能量沉積區(qū), 使入口斜激波向上游移動(dòng), 減小了流動(dòng)損失(Leonov & Yarantsev 2008), 但是存在激勵(lì)器功耗大、控制區(qū)域小的問(wèn)題. 為了減小功耗, 脈沖放電等離子體激勵(lì)控制激波/附面層干擾得到了廣泛重視. 脈沖電弧放電等離子體激勵(lì)可以在附面層上游誘導(dǎo)出流向渦結(jié)構(gòu), 進(jìn)而抑制激波/附面層干擾(Webb et al. 2013, Gaitonde 2013). 與表面脈沖電弧放電相比,等離子體合成射流激勵(lì)會(huì)誘導(dǎo)出一組旋轉(zhuǎn)渦對(duì), 促進(jìn)附面層內(nèi)部的上洗和下掃運(yùn)動(dòng), 實(shí)現(xiàn)了對(duì)流動(dòng)分離和激波低頻不穩(wěn)定的有效控制(Narayanaswamy et al. 2012a, 2012b; Greene et al. 2015).

除了降低功耗, 增加驅(qū)動(dòng)激勵(lì)器數(shù)量, 擴(kuò)寬有效控制面積, 是等離子體激勵(lì)控制激波/附面層干擾面臨的另一項(xiàng)挑戰(zhàn). 文獻(xiàn)(Zhang et al. 2017b)突破了單電源驅(qū)動(dòng)多路放電技術(shù), 最高實(shí)現(xiàn)一個(gè)電源同時(shí)驅(qū)動(dòng)31 路激勵(lì)器工作, 并先后嘗試了單電源驅(qū)動(dòng)單路激勵(lì)器和多路激勵(lì)器對(duì)激波/附面層干擾的控制(Gan et al. 2018), 證明了多路激勵(lì)器的技術(shù)優(yōu)勢(shì), 揭示了多路等離子體激勵(lì)產(chǎn)生的熱氣團(tuán), 接力向下游遷移, 掃掠激波和附面層, 進(jìn)而減弱激波強(qiáng)度、調(diào)制抖振頻率的流動(dòng)控制機(jī)理.

綜觀(guān)國(guó)際上等離子體激勵(lì)控制激波/附面層干擾的研究, 呈現(xiàn)出從直流到脈沖、從單路到多路、從熱效應(yīng)到渦效應(yīng)的發(fā)展趨勢(shì), 如圖17 所示. 但無(wú)論是脈沖電弧放電, 還是等離子體合成射流, 在主流來(lái)流速度較大時(shí), 其產(chǎn)生的熱氣團(tuán)或熱射流會(huì)很快的向下游遷移, 使控制效果存在明顯的非定常性, 無(wú)法在一定時(shí)間內(nèi)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的流動(dòng)控制. 為了解決這一問(wèn)題, 文獻(xiàn)(Tang et al.2020a, 2020b)提出了流向陣列式高頻脈沖電弧等離子體激勵(lì)的新思路, 通過(guò)高頻和流向陣列式激勵(lì)的耦合作用, 實(shí)現(xiàn)空間布局和時(shí)間響應(yīng)的相互配合, 增大等離子體激勵(lì)與激波的相互作用時(shí)間, 其控制效果和經(jīng)驗(yàn)公式如圖18 所示. 實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明, 流向陣列式高頻脈沖電弧等離子體激勵(lì)可以將原來(lái)的一道強(qiáng)斜激波轉(zhuǎn)變?yōu)槎嗟懒飨蛉鯄嚎s波陣面, 實(shí)現(xiàn)對(duì)流體的預(yù)壓縮, 不僅有效減弱了分離激波的強(qiáng)度和低頻不穩(wěn)定性運(yùn)動(dòng), 還將穩(wěn)定流動(dòng)控制時(shí)長(zhǎng)提升到毫秒量級(jí), 為等離子體激勵(lì)控制激波/附面層干擾提供了一種新的思路.

圖 17 等離子體激勵(lì)控制激波/附面層干擾的發(fā)展脈絡(luò)(Leonov &Yarantsev 2008,Greene et al.2015,Gan et al.2018,Tang et al.2020a)

圖 18 流向陣列式高頻脈沖電弧等離子體激勵(lì)的控制效果和經(jīng)驗(yàn)公式

6 展望

等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)是描述等離子體激勵(lì)條件下繞流物體受力特性與氣體流動(dòng)規(guī)律的科學(xué), 是等離子體流動(dòng)控制的科學(xué)基礎(chǔ), 屬于空氣動(dòng)力學(xué)、氣體動(dòng)力學(xué)與等離子體動(dòng)力學(xué)交叉前沿領(lǐng)域, 由本文作者提出，目前還處在探索發(fā)展的初期階段. 發(fā)展高效能等離子體激勵(lì)方法、等離子體激勵(lì)及其與氣流耦合作用的描述模型和方法, 通過(guò)等離子體激勵(lì)與氣流耦合, 激發(fā)和利用氣流不穩(wěn)定性, 揭示耦合機(jī)理、提升調(diào)控效果, 是等離子體激勵(lì)氣動(dòng)力學(xué)未來(lái)的發(fā)展方向.

等離子體激勵(lì)方面, 介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)、表面電弧放電等離子體激勵(lì)、等離子體合成射流激勵(lì)等是未來(lái)發(fā)展的重點(diǎn). 對(duì)于介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì), 一是揭示表面介質(zhì)阻擋放電的物理-化學(xué)特性, 如高、低氣壓下的放電模式轉(zhuǎn)捩 (均勻-絲狀模式, 非平衡-平衡模式) 機(jī)理,高精度、高維度數(shù)值計(jì)算工具的開(kāi)發(fā); 二是攻克介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)進(jìn)入實(shí)用化的關(guān)鍵問(wèn)題, 如長(zhǎng)壽命電源與耐燒蝕材料研發(fā), 針對(duì)具體應(yīng)用對(duì)象的定制化波形與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等, 實(shí)現(xiàn)介質(zhì)阻擋放電激勵(lì)在湍流減阻、冰形調(diào)控等領(lǐng)域的實(shí)際運(yùn)用. 對(duì)于等離子體合成射流激勵(lì), 一個(gè)是需要研發(fā)面向?qū)嶋H飛行應(yīng)用的高頻多路PSJA 電源; 另一個(gè)是為了實(shí)現(xiàn)超聲速飛行器的高效激波控制, 需要在低溫、低壓、高速極端環(huán)境下進(jìn)一步提升等離子體激勵(lì)器的射流強(qiáng)度.

等離子體激勵(lì)調(diào)控附面層方面, 對(duì)于附面層減阻, 已有工作主要局限于實(shí)驗(yàn)室條件下的低速準(zhǔn)定常流動(dòng) (約10 m/s) . 在實(shí)際工程應(yīng)用中, 飛行速度要比現(xiàn)有實(shí)驗(yàn)條件高1 ~ 2 個(gè)量級(jí)、飛行工況也在不斷變化. 為了抑制層流轉(zhuǎn)捩中的T-S 波或湍流底層的上掃下洗脈動(dòng), 必須提升等離子體激勵(lì)強(qiáng)度、拓寬頻帶, 實(shí)現(xiàn)激勵(lì)誘導(dǎo)速度和邊界層各模態(tài)脈動(dòng)速度 (10 ~ 100 m/s) 的匹配、激勵(lì)頻率和邊界層底部特征頻率 (100 kHz ~ 1 MHz) 的匹配. 對(duì)于促進(jìn)附面層轉(zhuǎn)捩和增強(qiáng)摻混, 等離子體激勵(lì)方式和傳統(tǒng)旋渦發(fā)生器等手段均可以實(shí)現(xiàn), 能否應(yīng)用, 主要取決于等離子體激勵(lì)所特有的無(wú)附加阻力優(yōu)勢(shì)能否抵消由于電源系統(tǒng)安裝所增加的體積、重量劣勢(shì).

等離子體激勵(lì)調(diào)控分離流動(dòng)方面, 對(duì)于外流控制, 需要進(jìn)一步研究揭示等離子體激勵(lì)與襟翼等復(fù)雜部件分離流動(dòng)的耦合作用機(jī)理, 提高等離子體電源與激勵(lì)器的技術(shù)成熟度, 開(kāi)展大尺度模型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行實(shí)驗(yàn); 對(duì)于內(nèi)流控制, 需要進(jìn)一步研究揭示非定常等離子體激勵(lì)與壓氣機(jī)復(fù)雜流動(dòng)的耦合作用機(jī)理, 包括: 非定常正弦交流等離子體激勵(lì)與壓氣機(jī)葉尖泄漏流動(dòng)的耦合作用機(jī)理, 納秒脈沖等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)產(chǎn)生旋渦結(jié)構(gòu)與泄漏流動(dòng)、角區(qū)分離等壓氣機(jī)內(nèi)部復(fù)雜二次流動(dòng)的耦合作用機(jī)理.

等離子體激勵(lì)調(diào)控激波主導(dǎo)流動(dòng)方面, 一是進(jìn)一步揭示流動(dòng)控制機(jī)理, 探索激波減阻及分離抑制等流動(dòng)控制效果的參數(shù)化規(guī)律, 關(guān)注梯度流場(chǎng)中等離子體激勵(lì)特性和規(guī)律; 二是將基礎(chǔ)構(gòu)型的研究結(jié)果推向?qū)嶋H構(gòu)型, 調(diào)控更加復(fù)雜的激波結(jié)構(gòu), 例如激波/激波干擾; 三是加強(qiáng)等離子體激勵(lì)電源或激勵(lì)方式的創(chuàng)新性研發(fā), 提高等離子體激勵(lì)器的能量利用效率, 實(shí)現(xiàn)激勵(lì)電源小型化,為工程應(yīng)用打下基礎(chǔ).

致 謝感謝空軍工程大學(xué)等離子體動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室等離子體流動(dòng)控制研究團(tuán)隊(duì)老師和研究生的辛勤工作, 感謝各合作單位給予的支持幫助. 感謝國(guó)家自然科學(xué)基金 (52025064, 51790511,91941105, 91941301, 51522606, 51336011) 資助.