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飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控试验
姚军锴1, 何海波1, 周丹杰1, 何承军1, 史志伟2, 杜海2     
1. 北京机电工程研究所, 北京 100074;
2. 南京航空航天大学 航空宇航学院, 南京 210016
摘要: 飞翼布局飞行器采用多个气动舵面共同作用来控制飞行,常规气动舵面的结构复杂,在大迎角时由于流动分离,舵面操纵效率显著降低。等离子体激励器具有结构简单、重量轻和响应快等优势,常被用在流动控制上。本文利用激励器抑制单侧翼面流动分离产生不对称的气动力,对飞翼布局飞行器滚转通道的控制进行了试验研究,得出了激励器在飞行器上的最优布置位置和最佳控制参数,并和常规副翼舵面滚转操控效果进行了对比。结果表明:布置于内翼、中翼前缘的等离子体激励器能够获得最佳的滚转控制效果;激励器调制频率对飞行器滚转控制效果的影响较大,而激励电压对滚转控制效果的影响较小;与常规副翼相比,等离子体激励器在大迎角时对滚转通道的操控效果优于副翼。
关键词: 等离子体激励器     飞翼布局     风洞试验     滚转操控     流动控制    
Tests of flying wing aircraft roll control using plasma actuator
YAO Junkai1, HE Haibo1, ZHOU Danjie1, HE Chengjun1, SHI Zhiwei2, DU Hai2     
1. Beijing Electro-mechanical Engineering Institute, Beijing 100074, China;
2. College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China
Received: 2016-04-18; Accepted: 2016-05-13; Published online: 2016-09-12 10:28
Corresponding author. YAO Junkai, E-mail:yjk1031@163.com
Abstract: Flying wing aircraft usually uses multiple aerodynamic control surfaces for flight control. The aerodynamic control surface has a complex structure and control efficiency decreases dramatically at large angles of attack due to flow separation. The plasma actuator is usually used in flow control due to the advantages of simple structure, light-weight design and fast time response. In this paper, tests were done using the plasma actuator to produce asymmetrical aerodynamic forces for flying wing aircraft roll control by suppressing the flow separation on unilateral wing. The optimal dispose position and discharge parameter of plasma actuator were obtained and aileron roll control effect was also investigated and compared with plasma actuator. The results indicate that the plasma actuator arranged at the leading edge of inner and middle wing can get the best roll control effect. The modulation frequency of plasma actuator has significant impact on aircraft roll control, while excitation voltage's impact is small. Compared to the aileron, the plasma actuator achieves better roll control effect at large angles of attack.
Key words: plasma actuator     flying wing     wind tunnel test     roll control     flow control    

飞翼式布局相对于传统布局具有较大升阻比和良好的隐身性能,因而是下一代作战飞机较为理想的气动布局形式。但由于缺少平尾和垂尾,其纵向和航向往往呈现出中立稳定或静不稳定态势,因而此类飞机需要采用推力矢量装置或多个操纵面共同作用来产生所需的操纵力和力矩[1-2],这就增加了结构的复杂程度,降低了可靠性和隐身性能。

主动流动控制技术的发展为其提供了解决思路,近年来研究人员发现采用流动控制手段,可实现对飞行器姿态的控制[3-4]。孔轶男等[5]采用喷流的方式,实现了小展弦比飞翼布局飞行器横向控制,Moeller和Rediniotis[3]在三角翼模型上通过射流改变涡破碎位置,实现了飞行器气动力矩的控制。而等离子体气动激励作为一种新的主动流动控制方法,具有结构简单、重量轻、厚度小和功耗低的特点,因此在流动控制和飞行控制方面有广阔的应用前景[6-9]。国内外在等离子体应用方面开展了大量研究,Patel等[10-11]采用等离子体激励器对1303飞翼布局飞行器进行了风洞试验,结果表明通过等离子体激励器对机翼表面流动进行控制能够显著增加飞行器的升力,并由此提出了采用等离子体进行飞行控制的概念。Nelson等[12]在1303飞翼布局飞行器上布置等离子体激励器,产生了等同于传统控制舵面的滚转力矩。国内杜海等[13-14]采用等离子体激励方式对飞翼布局飞行器进行了风洞试验,结果表明,在飞行器不同位置布置激励器,可实现对飞行器滚转、偏航和俯仰力矩的控制,等离子体激励器获得的气动力矩可达到常规舵面一定偏转角度的控制效果。

从国内外目前的研究情况看,对飞翼布局飞行器应用等离子体激励器进行增升[15-16]和气动力矩控制[13-14]为主要的研究热点,而对于等离子体激励器布置位置和放电参数对产生控制力矩影响方面的研究较少。已有研究表明,激励器布置位置和放电参数能够显著影响其控制效果[17-19]。因此,本文开展了飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控研究,为今后等离子体激励器实际应用中的位置、放电参数选择提供了借鉴和指导。

1 试验系统 1.1 等离子电源

本文试验选用2种等离子体电源,分别为纳秒脉冲等离子体电源和AC等离子体电源。纳秒脉冲等离子体电源输入为0~220 V,50 Hz的交流电,输出电压在0~50 kV连续可调,放电频率调节范围为0.1~5.0 kHz。AC等离子体电源输出电压调节范围为0~30 kV,放电频率调节范围为1~100 kHz,占空比 (DC) 可在0~99%范围调整,输出电压波形为正弦波。

1.2 风洞及天平

试验风洞为开口式回流风洞,由试验段、扩散段、回流段、稳定段、收缩段和动力段组成。试验段尺寸为1.5 m×1.0 m,最大稳定风速为35 m/s,试验中风速为25 m/s,雷诺数Re=3.81×105。试验采用Φ14 mm杆式六分量天平,天平响应频率大于80 Hz,天平量程和校准精度如表 1所示。

表 1 天平量程和校准精度 Table 1 Measuring range and calibration accuracy of force balance
参数 X/kg Y/kg Z/kg Mx/
(kg·m)
My/
(kg·m)
Mz/
(kg·m)
天平量程 1.6 6.0 2.2 0.21 0.14 0.38
校准精度/% 0.08 0.03 0.06 0.02 0.01 0.08
注:X—轴向力;Y—法向力;Z—侧向力;Mx—滚转力矩;My—偏航力矩;Mz—俯仰力矩。

1.3 试验模型

试验用飞翼布局飞行器模型由ABS塑料加工而成,模型展长700 mm,机长345 mm,模型安装在风洞中的情况如图 1所示。

图 1 飞翼布局飞行器模型 Fig. 1 Flying wing aircraft model
1.4 试验内容

本次试验开展了等离子体激励器在飞翼布局飞行器上的布置位置和放电参数对飞行器滚转通道控制效果的影响研究。试验中模型上的激励器电极材料为铜箔 (厚度约0.05 mm),绝缘材料为聚酰亚胺薄膜 (厚度约0.06 mm)。

为便于后续描述,对布置于飞行器上的等离子体激励器作如下编号和说明:为研究激励器对飞行器滚转通道操控效果,在飞行器顺航向右侧布置激励器,如图 2所示。将布置在模型上表面平行于内翼段前缘的激励器定义为A方式,布置在模型上表面内翼段垂直于机身轴线的激励器定义为B方式,布置在模型上表面平行于中翼段前缘定义为C方式。对于以上3种布置方式,试验中开展了不同位置的研究,各位置对应的激励器编号定义如表 2所示, 对于A、C、D布置方式其相对弦长中c指不同剖面位置处的弦长,而对于B布置方式其相对弦长中c1为对称面处的弦长,x为翼剖面弦向位置。D方式激励器编号如图 3所示。对于D方式时3种位置,单做如下说明:将激励器布置于模型上表面外翼段前后缘位置编号为D0,3条激励器布置于平行于外翼前缘0、5%c、10%c编号为D1,4条激励器顺来流布置并均分外翼段展向编号为D2。

图 2 等离子激励器编号 Fig. 2 Plasma actuator number
图 3 D布置方式激励器编号 Fig. 3 Plasma actuator number corresponding to arrangement position D
表 2 不同布置位置对应的等离子激励器编号 Table 2 Plasma actuator number corresponding to different arrangement positions
激励器编号
A0 0
A1 5
A2 10
A3 15
B0 5
B1 10
B2 20
B3 40
B4 50
C0 0
C1 5
C2 10

2 结果与分析 2.1 激励器位置影响

试验采用固定放电参数的方式,开展了激励器位置的影响研究。选用纳秒脉冲等离子体电源,激励器调制频率为f=70 Hz,激励电压为U=15 kV。激励器A布置方式不同位置下放电与否产生的滚转力矩系数增量如图 4所示,ΔMx为激励器开启相对于激励器关闭状态的滚转力矩系数增量,α为迎角。

图 4 A布置方式滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 4 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to arrangement position A

由试验结果可知,α≤12°,4种布置位置激励器产生的滚转力矩系数增量较小,α>12°,各位置下激励器产生的滚转力矩系数增量随迎角增加量值增大,在α=24°附近由于翼面流动分离的加剧控制效果迅速降低。布置于前缘的A0位置产生的滚转力矩系数增量较大,在α=24°处达到了最大量值0.017 5,随激励器布置位置向后移动,滚转力矩系数增量逐渐降低。

激励器对飞行器滚转通道的操控是通过对流动分离的抑制实现的,由于在小迎角状态飞行器表面均为附着流态,因而激励器放电前后对全机滚转力矩系数的影响较小;大迎角时,机体表面出现流动分离,激励器放电后抑制了分离流动,使其重新附着,增大了右侧翼面的升力,升力的不对称为飞行器带来了滚转力矩。

B、C布置方式时不同激励器位置放电与否产生的全机滚转力矩系数增量ΔMx随迎角变化如图 5所示。

图 5 B、C布置方式滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 5 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to arrangement position B and C

图 5(a)中可知,激励器B布置方式不同位置放电前后对全机滚转通道的影响较小。由于激励器沿飞行器右侧翼面上表面展向布置,布置于前缘的激励器长度较短,大攻角时对流动分离的抑制能力有限,而位置靠后的激励器虽然长度较长,但大攻角时均处于流动分离区内部,对已经完全分离的气流作用效果有限,因此该布置方式下对飞行器滚转操纵效果较弱。

激励器C布置方式时,放电前后对滚转通道的起始控制迎角较A布置方式前移至6°,总体看,激励器布置位置越靠近前缘对滚转通道的控制效果越好。

由于A、C布置方式均对飞行器滚转通道有一定操控效果,且2种布置方式的起始控制迎角不同,因此考虑将A、C布置方式结合,沿飞行器内翼和中翼段布置等离子体激励器,不同位置下激励器放电与否产生的全机滚转力矩系数增量随迎角变化如图 6所示。

` 图 6 AC布置方式滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 6 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to arrangement position AC

由试验结果可知,总体上随激励器布置位置后移,产生的滚转力矩系数增量逐渐降低,A2C2位置甚至在α=16°~21°放电后出现了对全机滚转力矩的反操纵。布置于前缘的A0C0位置产生的滚转力矩系数增量较大,该布置方式结合了A布置方式良好的大迎角控制效果和C布置方式较小的起始控制迎角优势,在α=6°后对全机滚转通道的操纵效果基本随迎角增加呈增大趋势,在α=24°时达到最大量值,而后由于流动分离加剧,滚转力矩系数增量逐渐降低。

考虑到外翼段对滚转控制的力臂较长,因此以D布置方式开展了滚转操控风洞试验,试验结果如图 7所示。

图 7 D布置方式滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 7 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to arrangement position D

图 7可知,激励器D布置方式各位置放电前后对全机滚转通道有一定影响,但量值较小。随迎角增大飞翼布局飞行器首先在外翼段表面出现分离,但由于外翼段展向尺寸较小,激励器能够布置的空间有限,多条布置时只有在分离区附近的激励器能够对流动起到再附作用,因此D布置方式对飞行器滚转操控效果较弱。

根据以上研究结果,当激励器布置于内翼段和中翼段前缘即A0C0位置时,对滚转通道的控制效果最佳。以下将以该最优布置位置为基础,开展放电参数对飞行器滚转操控效果的影响研究。

2.2 放电参数影响

等离子体激励器电源在放电时主要有3个控制参数:调制频率、激励电压和占空比。本次试验采用纳秒脉冲等离子体电源和AC等离子体电源2种电源,由于纳秒脉冲等离子体电源不具备占空比调节能力,因此在研究占空比的影响时,采用AC等离子体电源。首先用纳秒脉冲电源开展了调制频率和激励电压对飞行器滚转控制效果的影响研究试验。

激励器布置位置为A0C0,激励电压固定为U=15 kV时,不同调制频率激励器放电与否产生的全机滚转力矩系数增量随迎角的变化如图 8所示。

图 8 不同调制频率滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 8 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to different modulation frequencies

图 8结果可知,飞行器滚转控制效果受激励器调制频率的影响较大。调制频率f < 70 Hz时,激励器放电后产生的滚转力矩系数增量随调制频率增加而增大;f=70 Hz时,对飞行器滚转通道的控制效果最佳;f>70 Hz时,激励器放电后产生的滚转力矩系数增量随调制频率的增加而减小,在大迎角时过大的调制频率 (f=700 Hz) 对滚转通道出现了反操纵。

根据施特劳哈尔数公式:

(1)

式中:Lsep为沿流线分离区大小;V为来流速度。当调制频率f=70 Hz时,Sr≈1,该调制频率下滚转控制效果最佳,此时等离子体放电激励频率与分离涡脱落频率存在耦合关系,使流动分离得到有效抑制。因而可得出以下结论:在固定电压下最佳滚转控制效果的调制频率为Sr=1时对应的频率。

根据上述研究结果,固定调制频率f=70 Hz,开展了不同激励电压U对飞行器滚转控制效果的影响试验,各激励电压激励器放电与否产生的全机滚转力矩系数增量随迎角的变化如图 9所示。

图 9 不同激励电压滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 9 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to different excitation voltage

由试验结果可知,激励电压对飞行器滚转控制效果的影响较小。各迎角下激励电压变化,飞行器滚转力矩系数增量基本不变。

由于等离子体激励器是通过将掩埋电极和裸露电极间的空气电离进而使其加速运动来实现流动控制的,因此放电电压过大可能导致激励器2个电极间的绝缘层被击穿。根据上述研究结果,实际应用时应选择较小的激励电压以保护激励器,延长其使用寿命。

为研究占空比 (DC) 对飞行器滚转控制效果的影响,采用AC等离子体电源开展了试验。调制频率固定为f=70 Hz、激励电压固定为U=15 kV时,不同占空比激励器放电与否产生的全机滚转力矩系数增量随迎角的变化如图 10所示。

图 10 不同占空比滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 10 Variation of rolling moment coefficient increment with angle of attack corresponding to different duty cycles

由试验结果可知,占空比对飞行器滚转控制效果有一定影响。占空比小于50%,激励器放电后产生的全机滚转力矩系数增量基本不随占空比而变化;占空比大于50%,激励器放电后产生的全机滚转力矩系数增量随占空比增加而下降。因此,采用AC放电方式时,占空比的选取不宜过大,否则会对飞行器滚转操控效果产生不利影响。

2.3 等离子激励与气动舵操控效率对比

通过上述研究,等离子体激励能够实现对飞翼布局飞行器滚转通道的操控,这种新型操控方式与常规气动舵的操控效率相比究竟如何?本文开展了常规气动舵面滚转操控的风洞试验。图 11对比了纳秒脉冲放电方式下,调制频率f=70 Hz、激励电压U=15 kV、A0C0布置位置时,等离子体激励器放电产生的滚转力矩系数增量与飞行器副翼不同舵偏δx产生的滚转力矩系数增量。

图 11 激励器与副翼不同舵偏的滚转力矩系数增量随迎角变化 Fig. 11 Variation of rolling moment coefficient increment caused by plasma actuator and aileron deflection with angle of attack

图 11可知,δx<20°时,副翼产生的滚转力矩系数增量随舵偏的增加而增大。随迎角增加,各舵偏下副翼产生的滚转力矩系数增量逐渐降低。常规气动舵面在α=16°之后,由于流动分离其对飞行器滚转通道的操控基本失效,而等离子体激励器在α<12°时对飞行器滚转通道的操纵能力较弱,α>12°时其操纵效率随迎角的增加迅速增大,在α=12.5°时相当于常规副翼δx=5°的滚转操控效果,α=16°时相当于常规副翼15°舵偏的滚转操控效果,α=22°时相当于常规副翼δx=20°的滚转操控效果。

图 12给出了激励器放电与飞行器副翼不同舵偏产生的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、侧向力系数及偏航力矩系数增量 (ΔCL、ΔCD、ΔMz、ΔCz及ΔMy) 随迎角变化的对比。

图 12 激励器与副翼不同舵偏的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、侧向力系数及偏航力矩系数增量随迎角变化曲线 Fig. 12 Variation of lift coefficient, drag coefficient, pitch moment coefficient, lateral force coefficient and yaw moment coefficient increments caused by plasma actuator and aileron deflection with angle of attack

由试验结果可知:总体看常规副翼偏转后,飞行器升力系数降低,阻力系数增加,而等离子体激励器控制滚转时,放电后飞行器升力系数增加,阻力系数降低,在滚转操控过程中对飞行器气动特性产生了有利影响;副翼偏转后对飞行器俯仰力矩产生了一定影响,致使升降舵需同步偏转,而等离子体激励器放电后对俯仰力矩的影响很小,基本不需升降舵配合作动。副翼偏转对侧向力系数的影响较小,等离子体激励器放电后,在产生较大滚转力矩的同时也带来了大的侧向力。而对于偏航力矩,副翼偏转后产生了负偏航,等离子体激励器放电后产生的偏航力矩为正。

激励器以A0C0位置布置,飞行过程中,激励器放电后飞行器顺航向向左滚转,此时需要产生正的侧向力 (指向右侧机翼) 以平衡侧滑影响,等离子体放电方式能够产生较大的正侧向力从而降低方向舵舵偏。

综上所述,采用等离子体激励器控制飞行器滚转通道时,对全机气动特性产生了有益的影响,减少了各通道间的气动耦合。

3 结论

通过研究等离子体激励的布置位置、放电参数对飞翼布局飞行器滚转控制效果的影响,得出以下结论:

1) 等离子体激励器通过放电能够实现对飞翼布局飞行器滚转力矩的操控,产生操控的机理是抑制翼面流动分离,从而使两侧机翼产生不对称的升力。

2) 激励器以平行于飞行器前缘方式布置时,能够获得较好的滚转控制效果,最佳控制效果为布置在内翼、中翼前缘位置。激励器位置后移,滚转控制效果逐渐降低。

3) 在纳秒脉冲放电方式下,飞行器滚转控制效果受激励器调制频率的影响较大,而激励电压对滚转控制效果的影响较小。最佳滚转控制效果的调制频率为施特劳哈尔数等于1时对应的频率。

4) 在AC放电方式下,占空比对飞行器滚转控制效果有一定影响。占空比的选取不宜过大,否则会对飞行器滚转操控效果产生不利影响。

5) 等离子体激励器与常规副翼控制滚转相比,在小迎角时产生的滚转操纵力矩比副翼小,大迎角时副翼舵面由于流动分离失效,而等离子体激励器的操纵效率随迎角的增加迅速增大。试验状态下,激励器在α=12.5°时与常规副翼δx=5°的滚转操控效果相当,α=16°时与常规副翼δx=15°的效果相当,α=22°时与常规副翼δx=20°的效果相当。

6) 相比于常规气动舵面,等离子体激励器在滚转操控时,能够增加飞行器升力,降低阻力,产生较大的正侧向力和正偏航力矩,同时对俯仰力矩的影响较小。

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http://dx.doi.org/10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0309
北京航空航天大学主办。
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姚军锴, 何海波, 周丹杰, 何承军, 史志伟, 杜海
YAO Junkai, HE Haibo, ZHOU Danjie, HE Chengjun, SHI Zhiwei, DU Hai
飞翼布局飞行器等离子体激励滚转操控试验
Tests of flying wing aircraft roll control using plasma actuator
北京航空航天大学学报, 2017, 43(4): 701-708
Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronsutics, 2017, 43(4): 701-708
http://dx.doi.org/10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0309

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收稿日期: 2016-04-18
录用日期: 2016-05-13
网络出版时间: 2016-09-12 10:28

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