射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验

介质阻挡放电(DBD)均匀稳定、易于敷设,是机翼/翼型等离子体流动控制(PFC)中最常用的激励方式。射频介质阻挡放电激励频率高、放电功率大,且能在流场中产生明显的加热,应用潜力大。采用射频电源驱动DBD激励器产生等离子体,分析放电的体积力、热特性和诱导流场特性,开展了射频介质阻挡放电改善NACA 0015翼型气动性能的实验,研究了占空比、调制频率、载波频率和电源功率等参数对流动控制效果的影响规律。结果表明:射频等离子体激励的体积力效应随激励电压的增大而增加;射频等离子体激励产生的热量在诱导的流场中进行传导,加速流场;当来流速度为20m/s,Re=3.36×10~5时,在翼型前缘施加激励,使翼型临界失速迎角推迟1°,最大升力系数增大6.43%,且在过失速迎角下仍具有流动控制效果,使升力下降变缓;调制频率越大,控制效果越好;存在最佳占空比、载波频率和功率,占空比对流场控制效果的影响最显著,最佳占空比、载波频率和功率分别为20%,460kHz和50W。射频等离子体激励以体积力效应、热效应和诱导壁面射流改善失速流场,使得NACA0015翼型气动性能极大改善,流动分离得到有效控制。     

毫秒脉冲等离子体激励改善飞翼的气动性能实验

在来流速度为30m/s时,进行了毫秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励改善飞翼气动性能的风洞实验.等离子体激励器布置在飞翼前缘,峰峰值电压为9.5kV时,放电的脉冲能量在0.1mJ/cm量级.通过六分量测力天平测力研究了脉冲激励频率和占空比对升/阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数的作用效果.结果表明:等离子体激励可以有效改善飞翼大攻角气动特性;在最佳无量纲脉冲激励频率F+≈1时,临界失速迎角由14°提高到17°,最大升力系数提高10%;占空比对流动控制效果影响较大,减小占空比可以降低能耗,实验中最佳占空比为5%;俯仰力矩系数的变化表明施加等离子体激励改善了飞翼纵向静稳定性.      

等离子体用于三角翼模型流动控制试验研究

在不同试验风速下,通过风洞天平测力试验,研究了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励频率和激励电压对三角翼模型流动控制效果的影响。研究表明:激励频率和激励电压是等离子体流动控制效果的重要影响因素,在所研究的激励频率和激励电压范围中,当激励频率f=200Hz、激励电压为13kV时,等离子体激励可有效抑制三角翼前缘涡分离,流动控制效果最佳。试验风速30m/s时,最大升力系数由1.32增大到1.45,增大9.8%,最大升阻比提高2.9%;试验风速45m/s时,最大升力系数由1.33增大到1.45,增大9.0%,最大升阻比提高0.64%。     

低速三角翼纳秒脉冲等离子体激励实验

在30m/s来流速度下,进行了纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体气动激励改善47°后掠角钝前缘三角翼气动特性的测力实验.为寻求优化的激励位置,实验研究了5种不同激励位置的流动控制效果.实验结果表明:激励位置对流动控制效果有决定性影响,位于三角翼前缘的等离子体气动激励能有效改善三角翼的气动特性,推迟失速,而上翼面不同展向位置的等离子体气动激励的流动控制效果十分微弱;激励频率是流动控制效果的重要影响因子,激励电压峰峰值为13kV时,激励频率为200Hz下的流动控制效果最好,在迎角30°时可使升力系数由1.31增大到1.44,增大9.6%,升阻比提高3.3%.     

脉冲放电等离子体控制火箭发动机高频燃烧不稳定性机理

为研究等离子体对火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响,提出了一种基于脉冲激励准直流放电等离子体的控制方案,采用数值仿真方法研究了脉冲放电等离子体对燃烧室流场平均参数及动态特征的影响规律。结果表明:脉冲激励下燃烧室平均温度和压力都较定常激励下有所降低,对整个燃烧室的影响可以忽略。与定常激励相似,等离子体可以在一段时间内抑制高频压力振荡,而且在特定控制参数下其对不稳定燃烧的抑制效果优于定常激励方式;从功率谱密度分析可知脉冲激励下燃烧室压力振荡特征频率由燃烧室固有声学频率和脉冲激励频率两者共同决定,提高激励频率则特征频率幅值有所降低。脉冲激励方式与定常激励一样不改变燃烧室压力-释热耦合特征,但是通过降低释热率能够改变压力振荡幅值,进而实现对高频不稳定燃烧的抑制。在所研究工况中,激励频率为50 kHz、占空比为20%的脉冲控制参数下等离子体的抑制效果最佳。      

飞行器绕流介质阻挡放电等离子体流动控制技术综述

分析了正弦波激励及纳秒脉冲激励两种激励方式介质阻挡放电等离子体控制技术原理,介绍了近年来该技术在分离控制、激波控制、附面层转捩控制等方面的相关研究进展及成果,展望了该技术在未来飞行器发展中的应用。介质阻挡放电等离子体流动控制技术对现代飞机的气动设计可以提供参考。     

气隙构型对高频交流SDBD防除冰激励器的温升影响

等离子体激励具有电离效应、气动效应和热效应,可被用于飞行器防除冰。背面电极的气隙构型对于交流供电的沿面介质阻挡放电（SDBD）防除冰激励器的单周期放电次数和放电电荷分布均有影响,电源频率也为影响激励器温升的重要因素。目前对于交流SDBD温升效果的研究均是基于背面电极无气隙的构型,且缺乏激励频率大于15 kHz的高频条件。为此制作了背面电极有气隙和无气隙的对照构型,在35~55 kHz的高频范围内,采用电学特性、红外测温、放电形态相结合的方式研究了交流SDBD防除冰激励器温升特性。结果表明：施加相同的电压或频率时,背面电极有气隙构型的SDBD激励器的裸露正面最高温度相比无气隙构型激励器可提高至151.51%;背面电极气隙的存在也可以使激励器正面尤其是正面等离子放电反方向的温升区域扩大;增加频率使交流SDBD激励器的温度非线性提高,有助于降低高压击穿风险。     

等离子体助燃对航空煤油贫油燃烧的影响研究

为验证等离子体助燃改善航空煤油贫油燃烧性能的可行性,研制了圆管型介质阻挡放电等离子体助燃激励器,开展等离子体辅助航空煤油贫油燃烧的验证试验,分析等离子体激励参数(电源占空比、工作介质流量、放电电压)对燃烧性能(燃烧效率、贫熄边界)的影响,并与未施加等离子体助燃激励时的性能参数进行比较,同时对等离子体强化航空煤油贫油燃烧的原因进行了初步分析。实验结果表明,电源占空比或助燃激励器工作介质流量减小、放电电压增大时,燃烧效率增大、贫熄边界扩大,且施加等离子体助燃激励后燃烧性能均有一定程度的提高;圆管型空气介质阻挡等离子体放电产生的O3是等离子体强化航空煤油贫油燃烧的主要因素。     

超声速气流中纳秒脉冲放电特性实验研究

产生超声速导电流体是开展磁流体（MHD）动力技术实验研究的前提,低温超声速条件下产生大体积均匀等离子体有效可行的方法之一是纳秒脉冲介质阻挡放电。介绍了基于马赫数为3吸气式双喉道风洞的超声速纳秒脉冲介质阻挡放电实验系统的基本组成、设计原理和运行情况,分别在静止和马赫数为3超声速条件下对气体电离,测量分析电压和电流波形。得到以下结论：风洞稳定工作时间约为16 s,满足超声速气体放电实验的可靠进行和数据的有效采集;实验条件下,纳秒脉冲介质阻挡放电气体击穿与电场强度值有关,而与电场强度变化率无关;实验条件下,着火电压大小受超声速气流密度波动影响显著,而受气流速度影响较小。另外,气体击穿后的放电状态受超声速气流影响小;气体击穿时刻的电流峰值受着火电压和实验环境中随机自由电子数共同影响。     

介质阻挡放电等离子体气动激励的动量特性

从诱导气流速度和体积力两个方面开展了介质阻挡放电等离子体气动激励的动量特性研究,对不同激励参数下的诱导气流速度进行了测量与结果分析;通过对体积力的实验测量与理论计算,对比研究了体积力的变化规律与主要影响因素.结果表明:等离子体气动激励可以增大气流速度,但随着气流速度的增大,等离子体气动激励的加速效果减弱;激励电压或激励频率增大,体积力均表现为线性增加,但激励电压增大时可以更好的增大体积力;与增大电极内间距相比,增大下层电极宽度可以产生更大的体积力.      

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

等离子体激励器控制平板边界层转捩实验研究

在低速射流风洞中,研究了单级介质阻挡放电等离子体激励器对光滑平板边界层转捩位置的控制作用。实验采用热线测量技术,以边界层速度脉动与平均速度型作为转捩判据。实验发现,在来流速度为15 m/s,激励器连续放电参数为输出电压峰峰值11 kV,频率4.7 kHz时,在激励器放电作用下,平板边界层转捩位置推迟约40 mm。在相同的来流条件和激励器布局下,研究了不同放电参数对边界层内速度型,速度脉动以及频谱分布的影响,发现提高放电电压、频率和占空比能进一步推迟转捩。实验结果表明:激励器产生的射流效应可以增强边界层流动的稳定性,随放电电压、频率以及占空比增强,射流能量增大,因此边界层稳定性进一步加强,转捩控制效果也更明显。     

Aerodynamic performance enhancement of a flying wing using nanosecond pulsed DBD plasma actuator

Experimental investigation of aerodynamic control on a 35 swept flying wing by means of nanosecond dielectric barrier discharge(NS-DBD) plasma was carried out at subsonic flow speed of 20–40 m/s, corresponding to Reynolds number of 3.1 · 105–6.2 · 105. In control condition, the plasma actuator was installed symmetrically on the leading edge of the wing. Lift coefficient, drag coefficient, lift-to-drag ratio and pitching moment coefficient were tested with and without control for a range of angles of attack. The tested results indicate that an increase of 14.5% in maximum lift coefficient, a decrease of 34.2% in drag coefficient, an increase of 22.4% in maximum lift-to-drag ratio and an increase of 2 at stall angle of attack could be achieved compared with the baseline case. The effects of pulsed frequency, amplitude and chord Reynolds number were also investigated.And the results revealed that control efficiency demonstrated strong dependence on pulsed frequency. Moreover, the results of pitching moment coefficient indicated that the breakdown of leading edge vortices could be delayed by plasma actuator at low pulsed frequencies.     

Recent developments in thermal characteristics of surface dielectric barrier discharge plasma actuators driven by sinusoidal high-voltage power

Flow control using surface Dielectric Barrier Discharge(DBD) plasma actuators driven by a sinusoidal alternating-current power supply has gained significant attention from the aeronautic industry. The induced flow field of the plasma actuator, with the starting vortex in the wall jet,plays an important role in flow control. However, the energy consumed for producing the induced flow field is only a small fraction of the total energy utilized by the plasma actuator, and most of the total energy i...     

等离子体激励抑制喷管分离流动数值模拟

为研究等离子体激励器对喷管分离流动的抑制作用,运用了模拟等离子体激励作用效果的唯象学模型,数值模拟研究了交流介质阻挡放电等离子体和电弧放电等离子体对喷管分离流动的抑制效果,并探究了电弧放电等离子体不同放电热功率密度、不同放电位置对抑制效果的影响。结果表明：电弧放电等离子体在抑制喷管分离流动方面有更好的效果。当电弧放电等离子体激励器作用于激波与边界层相互作用区的上游时,对分离流动的抑制效果最好;当电弧放电热功率密度较小时,其产生的诱导射流速度很小且不易对分离区的流线产生影响;当电弧放电热功率密度为8×10¹⁰ W/m³时,喷管的分离回流区完全消失。     

Flow separation control on swept wing with nanosecond pulse driven DBD plasma actuators

A 15° swept wing with dielectric barrier discharge plasma actuator is designed.Experimental study of flow separation control with nanosecond pulsed plasma actuation is performed at flow velocity up to 40 m/s. The effects of the actuation frequency and voltage on the aerodynamic performance of the swept wing are evaluated by the balanced force and pressure measurements in the wind tunnel. At last, the performances on separation flow control of the three types of actuators with plane and saw-toothed exposed electrodes are compared. The optimal actuation frequency for the flow separation control on the swept wing is detected, namely the reduced frequency is 0.775, which is different from 2-D airfoil separation control. There exists a threshold voltage for the low swept wing flow control. Before the threshold voltage, as the actuation voltage increases, the control effects become better. The maximum lift is increased by 23.1% with the drag decreased by 22.4% at 14°, compared with the base line. However, the best effects are obtained on actuator with plane exposed electrode in the low-speed experiment and the abilities of saw-toothed actuators are expected to be verified under high-speed conditions.     

纳秒脉冲等离子体激励器用于圆柱高速流动控制的数值模拟

利用数值模拟,研究了纳秒脉冲介质阻挡放电（NS-DBD）等离子体激励器在圆柱高速流动控制中的应用。首先,研究了单电极NS-DBD等离子体激励器在静止空气中放电后的流场特性。研究表明在介质阻挡放电形成的等离子体区域,有局部能量快速注入,放电结束5 μs后在上极板后端点位置形成了一个局部温度高达900 K的热点,由此引发很强的压力扰动,形成以上极板后端点位置为中心,扩散速度约为声速的半圆形压缩波。在此基础上,通过数值模拟研究了NS-DBD等离子体激励器布置在直径为6 mm的圆柱上,来流马赫数为Ma_∞=4.6时,对圆柱脱体激波的控制作用。研究表明介质阻挡放电形成的半圆形压缩波对于脱体激波有很强的干扰作用,激波距离增加了15.7%,激波强度也有相应的减弱,导致阻力减少了13%。