等离子体激励对翼型失速分离的影响

等离子体激励对翼型失速分离的影响

0等离子体流动控制飞机是飞机的主要升力面。飞机的升力占总升力的70%以上。飞机的升阻比和失速性能对飞机的飞行距离和升力量的性能以及飞机的航空素质有重要影响。通过增大机翼的弯度可以在相同攻角下增大机翼的升力,但是弯度的增大会使机翼吸力面的流动在大攻角情况下更容易发生分离。流动分离严重影响机翼的升阻比等特性,进而影响飞机的战术性能。目前已有多种流动控制手段用于进行翼型吸力面流动分离的控制,如合成射流、振荡射流和前缘缝翼等。这些流动控制手段结构比较复杂,还会引起振动和噪声。等离子体流动控制技术是一种新概念的主动流动控制技术,是空气动力学研究领域一项新兴的研究课题,其突出优点是作用频带宽、响应迅速、实现简单。美国、俄罗斯等国家的科研机构,对等离子体流动控制技术及其在抑制翼型失速分离等方面的应用开展了大量研究工作,并取得了很多成果。国内空军工程大学等单位开展了等离子体流动控制的初步实验研究和仿真研究。本文的工作,通过在翼型吸力面敷设等离子体激励器,在大攻角的情况下向翼型吸力面边界层施加等离子体激励,使得翼型在低速和低雷诺数条件下的临界失速攻角增大约17°。与国外已有文献不同的是,本文系统研究了来流速度(雷诺数)、激励电压、激励电极数目、激励位置对等离子体激励抑制翼型失速分离效果的影响。1实验原理和设备1.1等离子体激励与边界层加速的原理等离子体流动控制是指通过向流场施加等离子体激励,注入能量,形成可控扰动,改变流动形态的技术。典型的介质阻挡表面放电等离子体激励器的布局形式如图1所示。将图1所示的等离子体激励器上下表面的电极与高压高频电源相连接,等离子体激励器表面附近的空气在强电场作用下被电离,等离子体中的离子在空间不均匀电场的作用下,向电场梯度方向进行定向运动,离子在定向运动的过程中与环境空气分子碰撞,发生动量交换,诱导激励器表面的空气发生定向运动。介质阻挡表面放电等离子体激励诱导边界层加速的机制有两种,一是顺电加速;二是蠕动加速。本文进行的等离子体激励抑制翼型失速分离实验所采用的激励方式是基于顺电加速机制的介质阻挡表面放电等离子体激励。等离子体激励通过诱导近壁射流向边界层注入能量,增强边界层抵抗失速分离的能力;同时激励器表面弱电离等离子体改变了边界层的气动热力特性。通过这两方面的综合作用,可以有效地抑制翼型吸力面流动分离,增大翼型的失速攻角。1.2实验设备1.2.1高压高频电源系统模型研制了一套电压0-20kV连续可调,频率20-40kHz连续可调的高压高频电源系统,输出电压波形为正弦波。等离子体激励器上下表面电极之间的水平间距为2mm,相邻电极组之间的间距为10mm,介电材料为普通有机玻璃,厚2mm,电极材料为普通锡箔,厚0.009mm。1.2.2等离子体激励器和设备玻璃实验翼型为NACA0015翼型,弦长173mm,展向长度300mm。材料为普通有机玻璃,在翼型吸力面敷设由十一组电极阵列组成的等离子体激励器,激励器的第一组电极距离翼型前缘4mm。由于翼型的加工、等离子体激励器的敷设存在一定工艺误差,翼型的分离特性与标准翼型有所区别,但基本趋势一致。敷设等离子体激励器的实验翼型如图2所示。1.2.3韩德实验在低速敞口回流风洞中进行,风洞实验段尺寸为250mm×250mm。1.2.4微压传感器瞳不断烟线流场显示系统用于获取实验翼型在不同攻角下、施加等离子体激励前后的绕流流场,包括直流电源、发烟丝和摄像机。微压传感器测速系统用于测量风洞来流速度v∞,传感器的量程为0-100Pa,输出为与压力成比例的0-2.5V的电信号。等离子体激励参数测量系统用于测量等离子体电源系统的输出电压、频率和流过等离子体激励器的电流。2子激励限制翼失速分离的实验2.1等离子体激励前后翼型绕流情况进行了不同攻角、施加等离子体激励前后的NACA0015翼型的绕流流场对比实验。风洞来流速度为4.27m/s,雷诺数Re=4.96×104。翼型在攻角小于8°时未发生明显的分离,攻角分别为9°、26°,施加等离子体激励前后的翼型绕流情况如图3、4所示。等离子体激励电压为6kV,频率为25kHz,接通前缘四组电极。由图3可以看出,攻角为9°时翼型前缘发生了轻微的流动分离,施加等离子体激励后流动分离完全消失,流动能够完全重附到翼型吸力面表面。由图4可以看出,攻角为26°时翼型前缘发生了显著的大尺度开式流动分离和回流,施加等离子体激励后流动分离基本消失,流动能够重附到翼型吸力面表面。进一步增大翼型攻角,仅接通前缘四组电极已经不能抑制流动分离。从9°到26°,等离子体激励将翼型的临界失速攻角提高17°。2.2激励电压对系统分离翼型的影响翼型攻角为15°,风洞来流速度为4.27m/s,雷诺数Re=4.96×104的情况下,施加等离子体激励后的翼型绕流如图5所示。等离子体激励频率固定为25kHz,等离子体激励电压分别为4.5kV、5kV和6kV,接通前缘四组电极。可以看出,攻角为15°时翼型吸力面出现了显著的流动分离和回流涡,施加等离子体激励后,流动分离被抑制,激励电压V=4.5kV时,回流涡消失,但是流动分离不能完全消除,V=5kV时,流动分离基本消除,V=6kV时,流动分离完全消失。风洞来流速度为6m/s,雷诺数Re=7×104的情况下,由于来流速度有所增大,翼型吸力面流动的分离状况与雷诺数Re=4.96×104的情况相比有所缓和,激励电压对抑制失速分离效果的影响趋势与雷诺数Re=4.96×104的情况一致。如图6所示。因此,对于给定来流速度和攻角的翼型,在电源频率一定的情况下,在放电起始电压和绝缘介质击穿电压之间,存在一个激励电压的阈值Vc。气体放电形成等离子体激励后,在一定的范围内激励的强度随着电压的增大而增大,激励电压低于Vc时,等离子体激励的强度不能够完全抑制流动分离;超过Vc后,流动分离能够完全抑制。2.3等离子体激励器作补充翼型攻角为18°,风洞来流速度为4.27m/s,雷诺数Re=4.96×104的情况下,分别接通前缘1组、2组、3组和4组电极,施加等离子体激励后的翼型绕流如图7所示。等离子体激励电压为6kV,频率为25kHz。可以看出,仅接通前缘第1组电极已经不能够很好地抑制流动分离,至少接通前缘2组电极才可以将流动分离完全抑制。其它条件不变,风洞来流速度为6m/s,雷诺数Re=7×104时,施加激励后的翼型绕流如图8所示。基本的变化趋势与风洞来流速度为4.27m/s时的情况一致。实验现象表明,对流动分离进行有效的抑制必须注入足够的能量,而等离子体激励器对边界层注入的能量随着接通电极组数的增大而增大,因此存在一个必须接通的临界电极组数Nc,流动分离越严重的情况下Nc也越大。在攻角较小的情况下仅需接通1组电极就可以抑制流动分离,而在攻角进一步增大的情况下,需要接通更多的电极组才可以有效地抑制流动分离。根据这一结论,可以对不同攻角下接通的电极组数进行优化设计和实时控制,从而减少能量消耗,提高等离子体激励的能量利用效率。2.4等离子体激励的影响翼型攻角为26°,风洞来流速度为4.27m/s,雷诺数Re=4.96×104的情况下,分别接通自前缘起第1组、第2组、第3组和第4组电极,施加等离子体激励后的翼型绕流如图9所示。等离子体激励电压为6kV,频率为25kHz。其它条件不变,风洞来流速度为6m/s,雷诺数Re=7×104时,施加激励后的翼型绕流如图10所示。基本的变化趋势与风洞来流速度为4.27m/s时的情况一致。可以看出,在相同的激励强度下,接通电极的位置对等离子体激励抑制流动分离的效果有很大影响。实验中发现,给定攻角、来流速度和雷诺数的情况下,存在一个最佳的等离子体激励位置,在流动分离起始点的前缘施加等离子体激励,可以取得最好的效果,流动分离起始点后缘的激励效果其次,如果流动分离起始点附近的电极未被接通,即使在其它位置施加更强的等离子体激励,流动分离的抑制效果也会很差。3等离子体激励的应用前景和展望以上对不同攻角、激励电压、激励电极数目、激励电极位置下流动分离抑制效果的研究,都是在固定其它几个因素的前提下进行的。实际的应用中,这几个因素并不是孤立存在的,而是存在着十分密切而复杂的联系。攻角增大后,翼型吸力面的流动分离状况更为恶劣,完全抑制流动分离所需的等离子体激励的强度也相应增大,同时,攻角的变化会导致翼型吸力面起始分离点的变化,等离子体激励的最佳位置也会发生变化。等离子体激励的电压是等离子体激励强度的重要特征参数,攻角和雷诺数增大后,需要更高的等离子体激励强度,等离子体激励电压的增大可以提高等离子体激励的强度,但是等离子体激励电压的增大,一方面会导致等离子体激励器消耗功率的增大,另一方面会降低等离子体激励器的工作可靠性和寿命。等离子体激励的电极组数是等离子体激励强度的另一个重要特征参数,攻角和雷诺数增大后,需要接通更多的等离子体电极组,才能抑制流动分离,但是电极组数的增大会带来消耗功率的增大。等离子体激励位置的优化对于降低激励器的功率消耗,提高流动分离抑制效率具有重要的意义。等离子体激励的最佳位置对翼型的攻角和雷诺数,也就是流动分离的起始位置比较敏感,在紧邻分离起始点的前缘施加等离子体激励可以取得很好的效果,在紧邻分离起始点的后缘施加等离子体激励取得的效果其次,距离分离点较远的等离子体激励对流动分离抑制的贡献较小,无效的功率消耗增大。大量的实验表明,在给定的翼型攻角和雷诺数条件下,将等离子体激励的电压、电极组数和位置综合考虑,通过在最佳的激励位置施加等离子体激励,可以以较小的功率消耗,达到抑制流动分离的效果。本文研究的雷诺数变化主要取决于风洞来流速度的变化,不同的雷诺数条件下,翼型的流动分离特性会发生变化,对等离子体激励的强度和位置要求也会发生变化。实验表明,雷诺数增大后,抑制流动分离的难度相应增大。目前进行的实验是在低速情况和低雷诺数条件下进行的,但是等离子体激励通过向边界层注入能量增强边界层抵抗分离能力的机理,在更高的来流速度和雷诺数条件下仍然是可以应用的。只不过等离子体激励的作用方式、效果和影响因素等还需要进一步研究。例如,通过采用脉冲等离子体激励的方式,利用等离子体激励与流动的非线性和非定常作用机制,通过脉冲激励触发边界层的流动不稳定,可以使等离子体激励影响的边界层厚度比定常激励情况下增大一倍以上,从而可以使等离子体激励在更高的雷诺数条件下发挥作用,这也是进一步的研究内容。等离子体激励能够抑制低雷诺数下翼型吸力面的流动分离的性质具有广阔的应用前景:通过向翼型吸力面边界层施加流向的等离子体激励,加速边界层流动,延迟层流-紊流的转捩,使边界层尽量保持层流状态,可以减小机翼表面的摩擦阻力。利用等离子体激励加速机翼吸力面的边界层流动,使吸力面的负压更“负”;或利用等离子体激励抑制机翼的失速分离,增加机翼失速分离情况下的弯度和环量;或利用等离子体激励诱导旋涡流动,可以增大机翼升力。利用等离子体激励向机翼吸力面边界层注入能量,抑制机翼大攻角下的流动分离,推迟机翼失速分离的发生,增大机翼的临界失速攻角。将等离子体激励用于控制飞机操纵舵面绕流,可以综合利用等离子体激励减阻、增升和提高失速攻角的原理,增大飞机舵面的最大使用攻角,提高操纵效能。4等离子体激励的电压背景(1)等离子体激励能够有效地抑制低雷诺数条件下,大攻角时翼型吸力面的分离流动,在雷诺数分别为4.96×104和7×1