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%。     

三角翼DBD等离子体流动控制研究进展

现代战机采用较多的三角翼，在大迎角绕流时存在前缘涡破裂等气动问题。作为新型主动流动控制技术，等离子体激励频带宽、响应快、结构简单、便于闭环控制，在解决三角翼气动问题上具有潜力。回顾了介质阻挡放电（DBD）等离子体气动激励的基本原理，及其用于三角翼前缘涡控制的研究进展。从来流条件、几何构型、激励参数等方面分析了DBD等离子体激励对流动控制效果的影响规律；结合不同激励频率下流场演化特性，分析了流动控制机理。最后，从理论研究和工程应用的角度，对三角翼前缘涡控制的发展进行总结展望。     

脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验

 为了提高等离子体气动激励控制附面层的能力,进行了脉冲等离子体气动激励抑制NACA 0015翼型失速分离的实验,研究了等离子体气动激励电压、位置、占空比和脉冲频率等对流动分离抑制效果的影响。在来流速度为72 m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制翼型吸力面的流动分离,翼型的升力增大约35%,翼型的临界失速迎角由18°增大到21°。实验结果表明：分离越严重,来流速度越大,有效抑制翼型失速分离的阈值电压越大;等离子体气动激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘;调节占空比,可以在控制效果相当的情况下,降低等离子体气动激励所消耗的功率;当脉冲频率使斯特劳哈尔数等于1时,控制效果最佳。     

飞翼模型微秒脉冲等离子体控制低速风洞试验研究

为改善飞翼模型低速、大迎角气动特性,在试验段截面为4.5m×3.5m的低速生产型风洞中开展了大展弦比飞翼模型微秒脉冲等离子体流动控制的试验研究,所用的飞翼模型展长为2.4m,展弦比为5.79,试验研究采用了测力和PIV (Particle Image Velocimetry)两种试验方法。通过测力试验研究了等离子体激励位置和激励频率对飞翼模型失速特性的影响,通过PIV流动显示试验给出了等离子体对翼面流场结构的影响。试验研究表明:等离子体控制能显著改善大展弦比飞翼模型低速大迎角下的气动特性,激励位置和激励频率对流动控制效果具有较大影响;等离子体激励位置在机翼前缘驻点附近、激励频率为100Hz时控制效果最好;试验风速V=70m/s (Re=2.61×106),等离子体激励的峰峰值电压为10kV时飞翼模型的最大升力系数提高20.51%,失速迎角推迟6°。     

阵列式表面电弧等离子体气动激励控制三角翼流动分离的实验

为探索多路阵列式微秒脉冲表面电弧放电(μs-SAD,Microsecond pulse surface arc discharge)对尖前缘小后掠三角翼流动分离的控制效果和作用机理,首先通过放电测试和纹影测试对多路阵列式μs-SAD的激励特性进行研究,揭示其对流场的作用原理,进一步将多路阵列式μs-SAD用于三角翼流动控制,开展了小后掠三角翼流动分离控制低速风洞实验,研究了来流速度、激励电压和激励频率等参数对控制效果的影响规律。结果表明:多路阵列式μs-SAD能够快速放热,单路瞬间放电能量可达68mJ,在流场局部可诱导产生冲击波;机翼前缘多路阵列式μs-SAD能有效改善三角翼大迎角气动特性,当来流速度为30m/s时,使最大升力系数提高27.2%,失速迎角推迟4°;来流速度增大到40m/s时,流动控制效果减弱,使最大升力系数提高15.5%;存在最佳激励频率使无量纲频率F+=1时,控制效果最好;激励电压存在阈值,其随来流速度的增加而增大,当激励电压超过阈值电压继续增大时,流动控制效果不再增强。     

纳秒脉冲等离子体激励控制小后掠三角翼低速绕流试验

为探索纳秒脉冲介质阻挡放电(NS DBD)对小后掠尖前缘三角翼的流动控制效果和作用机理,进行NS DBD用于改善其气动特性的测力试验和流动显示试验。当来流速度分别为30m/s和45m/s时,测力试验结果表明位于机翼前缘的NS DBD能很好地改善三角翼大迎角气动特性,其中来流速度为45m/s时最大升力系数提高了18.3%;研究了脉冲激励频率对流动控制效果的影响规律,最佳的无量纲激励频率F+≈1~2。在来流速度为20m/s时,采用粒子图像测速仪(PIV)研究了不同迎角下激励前后机翼背风面流场,表明NS DBD可改善上翼面旋涡结构,使分离涡附体并得到加强。基于试验结果,认为NS DBD进行三角翼前缘涡控制的机理是激励诱导分离剪切层周期性产生附体的分离涡,从而维持了上翼面大迎角时的涡升力。     

等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验

进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗.      

端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离实验

为揭示端壁等离子体气动激励抑制高负荷压气机叶栅角区流动分离的影响规律和流场特征,在不同流场参数和激励条件下分别开展了微秒脉冲和纳秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的实验研究.结果表明:端壁等离子体气动激励可以有效抑制叶栅角区的流动分离,其作用效果在攻角为3°时最佳,随攻角的增大逐渐下降;微秒脉冲激励的流动控制效果随来流速度的增大而降低,随激励电压和占空比的增大而提高,最佳非定常脉冲频率为500Hz;在较高来流速度下,微秒脉冲激励的作用效果十分微弱,但纳秒脉冲激励能够有效抑制角区流动分离;纳秒脉冲激励的流动控制效果随激励电压增大而提高,激励频率对控制效果至关重要,作用效果随激励频率的增大而不断增强,但当激励频率为5kHz时,作用效果有所下降.      

等离子体气动激励改善增升装置气动性能的试验

针对流动分离导致飞机增升装置气动性能下降的问题,进行了脉冲等离子体气动激励抑制增升装置流动分离的试验。研究了等离子体气动激励的频率、占空比及激励位置等参数对流动控制效果的影响。研究结果表明：等离子体气动激励通过加速近壁面附面层,增强附面层内的能量掺混,可有效抑制主翼和襟翼表面的流动分离,改善增升装置气动性能。在主翼前缘施加激励,可有效控制主翼表面大迎角下的失速分离,最大升力系数增大18.1%、临界失速攻角提高4°;在襟翼前缘施加激励,可有效抑制襟翼表面的流动分离,显著减小阻力,在4°迎角下,将试验模型阻力系数减小了28.7%,升力系数提高了7.1%。占空比对控制效果有较大影响,当占空比为10%～30%时,激励的非定常性更强,控制效果最好;占空比为50%的控制效果次之,占空比为100%时的控制效果最差。来流速度越高,逆压梯度越大,流动分离更难被抑制,控制效果也变差。该研究为在增升装置上应用等离子体流动控制技术提供了理论和方法的基础。     

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.      

叶栅等离子体流动控制布局优化和影响规律

为提高流动控制能力,基于高负荷压气机叶栅的流场特性和等离子体气动激励特性,对等离子体流动控制的激励布局进行优化,通过选取典型激励布局,实验揭示了不同因素对等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的影响.结果表明:吸力面激励布局中,靠近前缘流向激励的作用效果强于展向激励和尾缘激励,沿流向分布多组电极的激励效果最佳;端壁激励布局中,横向激励的作用效果明显强于流向激励;组合激励布局中,基于端壁横向激励和吸力面流向激励的组合布局的激励效果最佳.等离子体气动激励的作用效果随着激励电压的增大而增强,随着攻角的增大其作用效果先增强后变弱;变定常激励为非定常激励,通过耦合流动的不稳定性,可以提高等离子体气动激励流动控制效果.      

等离子体激励位置对抑制压气机角区分离效果的影响

为了揭示等离子体气动激励对角区分离的作用效果,应用FLUENT软件数值模拟了等离子体激励器对压气机叶栅角区分离的影响.采用等离子体激励器的简化唯象模型,在压气机叶片吸力面和端壁不同位置沿流向施加激励,对总压损失系数、极限流线、不同截面流动情况进行了比较分析.结果表明:吸力面激励对角区分离改善有限,角区未失速时,近分离点前是激励最佳位置,角区失速后,激励位置越靠前效果越好;端壁流向激励能明显减小角区分离损失,分离点至叶片前缘任何位置施加激励效果一样;组合激励同时减小吸力面边界层和端壁边界层损失,使角区分离消失且不受攻角变化影响.     

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.     

NS-DBD激励控制非细长三角翼前缘涡仿真研究

通过在三角翼前缘施加纳秒脉冲介质阻挡放电（NS-DBD）激励唯象学模型，进行了47°后掠角钝前缘三角翼流动控制的仿真。分析了不同迎角下升力和阻力系数的变化、流场结构的变化、以及激励诱导旋涡的演化过程。研究表明:施加无量纲激励频率F+=1.44的NS-DBD激励后，可明显提高三角翼失速前后的升力系数；同时阻力系数也有所增加，变化趋势与实验结果一致。激励在前缘分离剪切层处诱导产生流向涡，改变了前缘剪切层结构，使其向内卷吸；激励后时均流场形成了明显的负压峰值，前缘涡附着线外移，吸力面回流区减小。      

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。