2018, Vol. 36
2. 南京航空航天大学, 江苏 南京 210016
2. Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing Jiangsu 210016, China
飞翼布局飞行器由于取消了平尾、垂尾鸭翼等安定面，因而均有优良的气动效率和隐身性能。但大迎角时飞翼布局飞行器表面容易发生流动分离，极大地减小了飞行器的飞行包线，威胁到飞行器起降过程的安全[1-2]。随着科技的发展，主动流动控制技术在提升飞行器性能上发挥着越来越大的作用，其通过对流场施加能量，减小或抑制流动分离的发生[3-6]，从而增加飞行器的升力，达到拓宽飞行包线、提升气动效率的目的。
介质阻挡放电等离子体激励器通过在飞行器表面布置电极，在交流或脉冲电流下电离空气，电离后的空气在在电磁场的作用下加速运动或因气体放电而引起周围流场温度及压力的变化，从而对流场局部施加扰动，达到流动控制的目的。其具有结构简单、重量轻、厚度小、功耗低的特点，因而在飞行器主动流动控制方面具有广阔的应用前景。近年来国内外在该方面开展了大量研究，Corke等[7-8]采用等离子体对1303UAV进行了风洞试验，结果表明在风速15 m/s时，在0°到20°迎角范围内，升力明显增加，20°到30°迎角，升力增量最大为25%。王勋年等[9]对NACA0015翼型开展了等离子体激励器对流动分离控制的实验，结果表明来流速度为20 m/s时，翼型最大升力系数提高11%，失速迎角增加6°。李峰[10]等应用介质阻挡等离子体激励器对NACA0012翼型开展了风洞实验研究，在Ma=0.2时，施加激励后，翼型流动分离明显减弱，升力增大，阻力减小，临界失速迎角增大2°，最大升力系数增加4%。
目前国内对等离子体激励器的研究主要集中于抑制二维翼型流动分离[11-14]和飞行器姿态操控[15-16]，真实飞行器飞行过程中周围流场为复杂的三维横流，且大量文献研究表明，等离子体流动控制技术应用时的控制效能很大程度上取决于激励器位置的选取和控制参数的选择[17-19]，激励器的位置对飞行器增升控制效果的影响规律如何？怎样选取合理的控制参数以获得最佳增升效果？这些都是应用等离子体激励器对飞行器进行增升时急需解决的问题。
本文以飞翼布局飞行器为依托，通过风洞试验研究了激励器的布置位置和控制参数对飞行器增升控制效果的影响，为今后应用等离子体激励器对飞行器进行增升控制提供了借鉴和指导。
1 试验系统 1.1 等离子体激励器等离子体流动控制常用的放电方式有电晕放电、电弧放电、介质阻挡放电和射频放电。本次研究选取表面单介质阻挡放电等离子体激励器(SDBD)，其由掩埋电极、绝缘材料和裸露电极组成(图 1)。试验中，激励器电极采用铜箔电极(厚度约0.05 mm)，绝缘材料采用聚酰亚胺薄膜(厚度约0.06 mm)。
|
图 1 SDBD结构示意图 Figure 1 Structure schematic of SDBD |
等离子体电源选用两种电源，一是纳秒脉冲等离子体电源，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 kHz；二是AC等离子体电源，其电压调节范围为0~30 kV，放电频率选择范围为1~100 kHz，占空比(Duty Cycle，以下记为DC)可在0%~99%范围调整，输出电压波形为正弦波。
1.3 风洞及天平试验风洞为开口式回流风洞，主要由试验段、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 m，最大稳定风速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 precision of force balance |
|
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 2所示。
|
图 2 飞翼布局飞行器模型 Figure 2 Flying wing aircraft model |
本次试验开展了激励器在飞翼布局飞行器上的布置位置和控制参数对飞行器增升控制效果影响的研究，为便于在后续讨论中描述，将激励器在飞行器上的布置方式和位置作如下编号和说明：
如图 3所示，将激励器布置在模型上表面平行于内翼段前缘定义为A方式，布置在模型上表面垂直于机身轴线的内翼段定义为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。
|
图 3 激励器位置编号 Figure 3 Plasma actuator dispose position number |
试验时开展了三种布置方式不同布置位置的研究，各位置对应的激励器编号定义见表 2。
| 表 2 不同布置位置对应的激励器编号 Table 2 Plasma actuator number corresponding to different dispose position |
|
|
试验首先采用纳秒脉冲放电的方式，激励器调制频率为f=70 Hz，激励电压为U=15 kV，研究了激励器三种布置方式不同布置位置对飞翼布局飞行器增升效果的影响，布置方式为A时不同激励器位置施加激励与否全机升阻力及力矩系数随迎角变化曲线如图 4所示：
|
图 4 A布置方式时全机气动特性曲线 Figure 4 Flying wing aircraft aerodynamic characteristic curve corresponding to dispose position A |
由图 4可知，不同位置下施加等离子体激励后对全机升力系数和俯仰力矩系数影响显著，对阻力系数影响较小；A布置方式下激励器越靠近飞行器前缘，增升效果越明显，施加激励后三种布置位置在16°迎角后增升效果逐渐显著，布置于前缘的A0位置使飞行器升力系数最大提高21.24%；施加激励后全机抬头力矩增加，说明等离子体激励器对全机的增升作用是通过减小前缘分离区、抑制流动分离实现的。
本次试验主要研究激励器布置位置和控制参数对飞翼布局飞行器增升效果的影响，且通过A布置方式的研究发现施加激励后对阻力系数的影响较小，对俯仰力矩系数的影响是通过抑制流动分离使飞行器靠近前缘部分升力增加造成的。因而下面将重点关注施加激励对飞翼布局飞行器升力的影响，其他力系数不再做叙述。
B、C布置方式时不同激励器位置全机升力系数随迎角变化曲线如图 5、图 6所示。
|
图 5 B布置方式时全机升力系数曲线 Figure 5 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position B |
|
图 6 C布置方式时全机升力系数曲线 Figure 6 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position C |
由试验结果可知，B布置方式时，不同位置激励器作用前后对全机升力系数影响较小。由于激励器沿飞行器上表面展向布置，大迎角情况下上表面激励器均处于分离区内部，对已经完全分离的气流作用效果有限，因而该布置方式下施加激励后作用效果不明显。
C布置方式时，施加激励后对全机有一定增升效果，激励器布置靠近前缘位置时，增升效果明显，随布置位置后移，增升效果逐渐降低。
由于单独A、C布置方式施加激励后均对全机有一定增升效果，因而将其结合沿飞行器内翼和中翼段布置开展了试验，结果如图 7所示。
|
图 7 AC布置方式时全机升力系数曲线 Figure 7 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to dispose position AC |
由试验结果可知，施加激励后，全机升力系数增加明显，失速迎角显著推迟；激励器布置在前缘位置时增升效果最佳，随布置位置后移，增升效果降低；激励器在前缘A0C0位置时，相对于施加激励前全机最大升力系数增加0.2966，增加量约39.5%，失速迎角由16°推迟至24°。
通过以上研究，激励器以AC方式布置时，在飞行器前缘即0%c位置时增升效果最佳，下面将在该布置方式下开展控制参数对增升效果影响的研究。
2.2 控制参数研究等离子体激励器放电时控制参数主要有三个：激励电压、调制频率和占空比，首先采用纳秒脉冲电源开展了激励电压和调制频率的研究试验。
图 8给出了固定激励电压U=15 kV时，不同调制频率下全机升力系数随迎角变化曲线。
|
图 8 不同调制频率全机升力系数曲线 Figure 8 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different frequencies |
由试验结果可知，激励器调制频率改变对飞行器增升效果的影响显著，调制频率70 Hz以下，施加等离子体激励后的增升效果随调制频率增加而增大，调制频率大于70 Hz，增升效果随调制频率增大而降低。调制频率f=70 Hz时增升效果最佳，由施特劳哈尔数公式Sr=f·Lsep/U∞(Lsep为沿流线分离区大小)知，此时Sr≈1，因而在固定电压下最佳增升效果对应的调制频率为施特劳哈尔数等于1时对应的频率。
根据上述试验确定的最佳调制频率，研究固定频率f=70 Hz时不同激励电压下全机升力系数随迎角变化曲线(图 9)。
|
图 9 不同激励电压全机升力系数曲线 Figure 9 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different discharge voltages |
由图 9可知，不同激励电压下全机升力系数基本一致，激励电压对等离子体激励器增升效果的影响较小，而激励电压越大，等离子体激励器两电极间的绝缘层被击穿的可能性越大，因而选择相对较小的调制电压能在保证对飞行器增升效果的同时降低激励器损坏的风险。
由于之前所采用的纳秒脉冲电源不具备占空比调节能力，为研究占空比对飞翼布局飞行器等离子体激励器增升效果的影响，采用AC等离子体电源开展了占空比对飞行器增升效果的影响研究，试验时调制频率f=70 Hz，激励电压U=11 kV，试验结果如图 10所示。
|
图 10 不同占空比全机升力系数曲线 Figure 10 Flying wing aircraft lift coefficient curve corresponding to different duty cycles |
从图 10可见，激励器占空比变化对飞行器增升效果有一定影响，占空比50%以下时，不同占空比施加激励后飞行器升力系数的增加量基本一致，占空比大于50%后，随占空比增加施加激励后飞行器升力系数的增量逐渐降低，在99%占空比时甚至出现了施加激励后飞行器升力系数下降。因而采用AC放电方式时，为达到较好的增升效果，占空比的选择应在50%以下。
3 结论通过研究等离子体激励的布置位置、控制参数对飞翼布局飞行器增升效果的影响，得出以下结论：
1) 等离子体激励器能够显著增加飞翼布局飞行器最大升力系数，延迟失速迎角，而对阻力系数的影响较小；
2) 激励器以平行于飞行器前缘方式布置时，能够获得较好的增升效果，布置在前缘时增升效果最佳，试验状态下，布置在前缘可使全机最大升力系数增加39.5%，失速迎角推迟8°；
3) 以纳秒量级脉冲方式放电时，激励器调制频率变化对飞行器增升效果影响明显，最佳增升效果对应于施特劳哈尔数为1时的调制频率。激励电压变化对飞行器增升效果影响较小；
4) 以AC方式放电时，激励器占空比变化对飞行器增升效果有一定影响，占空比的选取不宜过大，否则会削弱激励器对飞行器的增升效果。
目前，文中试验均在低速情况下开展，后续将进一步研究马赫数、雷诺数的影响，以确定文中结果对真实飞行情况的普适性。
| [1] |
Dmitriev V G, Denisov V E, Gurevich B I, et al. The flying wing concept-chances and risks[R]. AIAA-2003-2887.
(  0) |
| [2] |
Ma C, Wang L X. Take-off and landing features of flying-wing configuration fighter[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2009, 35(4): 429-433. (in Chinese) 马超, 王立新. 飞翼布局作战飞机起降特性分析[J]. 北京航空航天大学学报, 2009, 35(4): 429-433. ( 0) |
| [3] |
Bewley T R. Flow control-new challenges for a new renaissance[J]. Process in Aerospace Science, 2001, 37: 21-58. DOI:10.1016/S0376-0421(00)00016-6 ( 0) |
| [4] |
Li Y H, Wu Y. Progress of research on plasma flow control technology[J]. Journal of Air Force Engineering University(Natural Science Edition), 2012, 13(3): 1-3. (in Chinese) 李应红, 吴云. 等离子体流动控制技术研究进展[J]. 空军工程大学学报(自然科学版), 2012, 13(3): 1-3. DOI:10.3969/j.issn.1009-3516.2012.03.001 ( 0) |
| [5] |
Corke T C, Enloe C L, Wilkinson S P. Dielectric barrier discharge plasma actuators for flow control[J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 2010, 42: 505-529. DOI:10.1146/annurev-fluid-121108-145550 ( 0) |
| [6] |
Roupassov D V, Zavyalov I N, Starikovskii A Y, et al. Boundary layer separation plasma control using low-temperature non-equilibrium plasma of gas discharge[R]. AIAA-2006-373.
( 0) |
| [7] |
Lopera J, Ng T T, Corke T C. Aerodynamic control of 1303 UAV using windward surface plasma actuators on a separation ramp[R]. AIAA 2007-636.
( 0) |
| [8] |
He C, Corke T C, Patel M P. Plasma flaps and slats:an application of weakly ionized plasma actuators[J]. Journal of Aircraft, 2009, 46(3): 864-873. DOI:10.2514/1.38232 ( 0) |
| [9] |
Wang X N, Wang W B. Investigation of flow separation control on an airfoil using DBD plasma actuators[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 9-14. (in Chinese) 王勋年, 王万波. 介质阻挡放电等离子体对翼型流动分离控制的实验研究[J]. 实验流体力学, 2011, 25(4): 9-14. DOI:10.3969/j.issn.1672-9897.2011.04.002 ( 0) |
| [10] |
Li F, Gao C. Research on the experimental technology of plasma active flow control in high speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(2): 27-31. (in Chinese) 李峰, 高超. 高速风洞等离子体流动控制实验技术研究[J]. 实验流体力学, 2014, 28(2): 27-31. ( 0) |
| [11] |
Wang W B, Zhang R P. Test research of two-element airfoil lift enhancement by plasma actuator[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 31(1): 64-68. (in Chinese) 王万波, 章荣平. 等离子体激励用于两段翼型增升的试验研究[J]. 空气动力学学报, 2012, 31(1): 64-68. ( 0) |
| [12] |
Duchmann A, Grundmann S, Tropea C. Transition control with dielectric barrier discharge plasmas[R]. Darmstadt: AFRL, 2013-0007.
( 0) |
| [13] |
Post M L, Corke T C. Separation control on high angle of attack airfoil using plasma actuators[J]. AIAA Journal, 2004, 42(11): 2177-2184. DOI:10.2514/1.2929 ( 0) |
| [14] |
Li Y H, Wu Y, Zhang P. Experimental investigation on airfoil stall separation suppression by plasma actuation[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(3): 372-377. (in Chinese) 李应红, 吴云, 张朴. 等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究[J]. 空气动力学报, 2008, 26(3): 372-377. ( 0) |
| [15] |
Du H, Shi Z W, Ni F Y, et al. Aerodynamic moment control of flying wing vehicle using plasma actuators[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2013, 34(9): 2038-2046. (in Chinese) 杜海, 史志伟, 倪芳原, 等. 基于等离子体激励的飞翼布局飞行器气动力矩控制[J]. 航空学报, 2013, 34(9): 2038-2046. ( 0) |
| [16] |
Du H, Shi Z W, Geng X, et al. Experimental study of directional-lateral aerodynamic moment control of micro air vehicle by plasma actuators[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(10): 1781-1790. (in Chinese) 杜海, 史志伟, 耿玺, 等. 等离子体激励器对微型飞行器横航向气动力矩控制的实验研究[J]. 航空学报, 2012, 33(10): 1781-1790. ( 0) |
| [17] |
Li Y H, Liang H, Ma Q Y, et al. Experimental investigation on airfoil suction side flow separation by pulse plasma aerody-namic actuation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(6): 1429-1435. (in Chinese) 李应红, 梁华, 马清源, 等. 脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的实验[J]. 航空学报, 2008, 29(6): 1429-1435. DOI:10.3321/j.issn:1000-6893.2008.06.004 ( 0) |
| [18] |
Zhao Q, Wu Y, Li Y H, et al. Experiment of flow separation control in highly loaded compressor cascade corner by endwall plasma aerodynamic actuation[J]. Journal of Aerospace Power, 2013, 28(9): 2129-2138. (in Chinese) 赵勤, 吴云, 李应红, 等. 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[J]. 航空动力学报, 2013, 28(9): 2129-2138. ( 0) |
| [19] |
Wang W B, Huang Y, Huang Z Q, et al. PIV measurement of dielectric barrier discharge plasma flow control on NACA0015 airfoil[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(2): 1-5. (in Chinese) 王万波, 黄勇, 黄宗波, 等. 介质阻挡放电等离子体对NACA0015翼型流动控制的PIV实验研究[J]. 实验流体力学, 2012, 26(2): 1-5. DOI:10.3969/j.issn.1672-9897.2012.02.001 ( 0) |