2. 空军工程大学 航空航天工程学院 等离子体动力学重点实验室, 陕西 西安 710038
2. Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory, Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi'an 710038, China
飞行器的增升减阻长期以来一直是流体力学研究领域十分感兴趣的课题, 近年来, 将等离子体作为控制流体运动的手段, 达到增升减阻目的研究越来越受到人们的重视[1-7], 与传统的合成射流[8]、振荡射流[9]、缝翼[10]、涡流发生器、边界层吹/吸气等飞行器流动控制方法相比, 等离子体作为一种新型的流动控制技术的主要特点是:等离子体激励是由电场直接作用, 没有运动部件, 具有结构简单、尺寸小、重量轻、施加的气动激励作用频带宽、激励参数便于实时控制、响应快、能耗较低、可靠性强等优点[11-14], 成为国际空气动力学和等离子物理领域重要的研究热点。
由于现代飞行器要实现大迎角、超机动飞行和改善过失速机动性能, 通常采用三角翼。此外, 三角翼作为一种小展弦比机翼，在亚、跨声速时具有较高的机动性，并且具有良好的超声速性能，因此适合作为高速飞行器的机翼布局。但三角翼低速性能差[15]，由此带来了起飞着陆性能差等一系列问题，所以提高三角翼的升力特性尤其是低速升力特性具有重大意义。文献[16]采用数值模拟和流动显示的方法进行了50°后掠角三角翼在低雷诺数下的旋涡流动机理研究。文献[17]开展了60°三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究，表明矢量差动喷流可以有效地控制前缘涡的破裂位置，且对前缘涡有控制作用。文献[18]研究了两种用于三角翼前缘涡控制的MEMS微制动器，它们通过扰动边界层的分离，打破三角翼前缘分离涡的对称性，从而产生控制力矩。文献[19]进行了75°后掠角三角翼的非对称介质阻挡放电 (DBD) 等离子体气动激励的数值仿真，探索了等离子体气动激励控制涡破裂的能力；文献[20]进行了16.5m/s来流速度下三角翼等离子体流动控制的实验研究，有效提高了三角翼的升力特性和升阻比。文献[21]进行了60°后掠角三角翼前缘等离子体气动激励的实验研究，有效提高了三角翼的升力特性。
目前对三角翼等离子体流动控制的研究工作[19-21]多采用毫秒、微秒脉冲激励，而纳秒脉冲激励作为一种新型的等离子体流动控制方法，其能否有效控制三角翼的绕流值得进行研究；已有研究的来流速度普遍低于20m/s，对应的雷诺数偏低，也没有对激励电压和激励频率的影响进行详细的研究。由于纳秒脉冲激励的激励电压和频率对试验效果的影响较大，本文在以往研究成果的基础上，在三角翼模型翼面最优的激励位置处，研究激励频率和激励电压对流动控制效果的影响，以确定最佳的激励参数。
1 试验系统 1.1 风洞试验在中国航空工业空气动力研究院FL-5风洞中完成。FL-5风洞是一座单回流式开口低速风洞，试验段截面为直径1.5m的圆形，试验段长1.95m，风洞试验风速范围0~50m/s。
1.2 等离子体激励器布局等离子体激励器由敷设在绝缘材料上下两层的电极构成，其中，上层的电极裸露在空气中，下层电极由绝缘材料覆盖。在纳秒脉冲电源的作用下，上层电极表面的空气由于强电场的作用被电离产生等离子体。试验中采用的纳秒介质阻挡放电 (Nanosecond Pulse Dielectric Barrier Discharge，NS-DBD) 激励器是典型非对称布局形式，如图 1所示。
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| 图 1 等离子体气动激励器布局 Fig. 1 Plasma actuator layout |
本期试验中，NS-DBD等离子体气动激励器的长度根据模型的大小调整，上、下层电极的材料为铜箔，厚度均为0.018mm，其中上电极宽为3mm，下电极宽度为5mm，电极间隙为1mm。绝缘材料为Kapton胶带，介电常数为3.5，单层胶带厚度0.065mm。试验中所有绝缘介质均由3层Kapton胶带铺设而成，耐压值约15kV，宽度为50mm。图 2为激励器布置在前缘的示意图，低压电极靠近高压电极的一侧与三角翼前缘棱线平齐。
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| 图 2 等离子体激励器布局示意图 (mm) Fig. 2 Schematic of plasma actuator layout (unit: mm) |
1.3 等离子体电源
NS-DBD等离子体激励器放电所用电源为Proteus-2纳秒脉冲等离子体电源，该电源使用输入电压为0~220V、频率为50Hz的交流电，输出电压为2~100kV，脉冲上升沿为10~25ns，半高宽为30~40ns，下降沿为20~25ns，脉冲功率为10MW，脉冲输出频率为200~2000Hz可调，电源最大功率为2000W，纳秒脉冲电源如图 3所示。
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| 图 3 纳秒脉冲等离子体电源 Fig. 3 Nanosecond pulse plasma power |
1.4 模型及支撑系统
三角翼模型为旋成体机头、细长机身、后掠翼和立尾布局，其中机头及机身材质为钢，前翼、主翼、平尾及立尾材质为玻璃钢。模型机身总长0.84m，机翼后掠角47°，机翼面积0.097m2、机翼展长0.6m、平均气动弦长0.214m。
试验模型采用半弯刀尾撑方式支撑。模型通过尾支杆连接到半弯刀上，弯刀固定在风洞β机构上，弯刀机构改变模型的迎角，β机构改变模型侧滑角。安装在支撑机构上的试验模型如图 4所示。
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| 图 4 模型及支撑系统 Fig. 4 Model and support system |
1.5 天平
试验中采用六分量内式应变组合天平，天平静校准度相对误差如表 1所示 (X，Y，Z，My，Mx，Mz) 分别为机体坐标系下3个方向的力和力矩。
| 参数 | Y | X | Z | My | Mx | Mz |
| 相对误差/% | 0.05 | 0.36 | 0.03 | 0.27 | 0.27 | 0.36 |
2 试验结果与分析 2.1 激励频率对流动控制效果的影响
试验风速为40m/s，NS-DBD等离子体激励器布置在机翼前缘，激励电压为13kV，不同激励频率对控制效果的影响如图 5所示。在大迎角处，激励频率为670Hz及800Hz时，控制效果微弱，升力系数在小范围内有所增大，阻力系数在α=10°之后均减小，进而实现最大升阻比在f=800Hz时提高了3.52%；激励频率f=530Hz时，流动控制效果开始显现，升力系数增大。激励频率f=200Hz时，流动控制效果达到最佳，升力系数由α=10°开始增大，尤其在大迎角时升力系数显著提高，最大升力系数由1.32增大到1.44，增大9.1%。
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| 图 5 试验风速40m/s，激励频率对升阻特性影响 Fig. 5 Wind speed is 40m/s, lift and drag coefficient effect of plasma actuator frequency |
为进一步研究NS-DBD等离子体激励频率对流动控制效果的影响，保持激励位置和激励电压不变，将试验风速提高到45m/s，试验结果如图 6所示，与风速40m/s时相同，在f=200Hz时，流动控制效果仍然是最优，最大升力系数由激励前的1.33变为激励后的1.45，增大9.0%，最大升阻比提高0.64%；然而激励频率为1000Hz时最大升力系数为1.29，降低了3.0%。
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| 图 6 试验风速45m/s，激励频率升阻特性影响 Fig. 6 Wind speed is 45m/s, lift and drag coefficient effect of plasma actuator frequency |
上述试验结果表明，在相同的激励位置和激励电压，不同试验风速下，NS-DBD等离子体气动激励在f=200Hz激励频率时的流动控制效果均为最优，在该频率下失速迎角之后的升力系数也明显高于未施加激励时。说明激励频率对动控制效果影响较大，同时NS-DBD等离子体的激励频率与流场存在最佳的耦合频率，可以在相同电压下实现最优的控制效果。
2.2 激励电压对流动控制效果的影响图 7为试验风速30m/s、NS-DBD等离子体激励器布置在机翼前缘、激励频率f=200Hz时，不同激励电压对控制效果的影响。在本文试验条件下，随着激励电压的增大，升力系数逐渐增大，控制效果在激励电压为13kV时达到最优，最大升力系数由1.32增大到1.45，增大9.8%，最大升阻比增大2.9%，但阻力系数亦有所增大，在迎角30°时阻力系数由0.77增大到0.82，增大6%。迎角较大时，升阻比基本不变。分析认为：在大迎角处，NS-DBD等离子气动激励在放电位置加了一个周期性的非定常扰动，进而向边界层注入了能量，推迟了气流分离；而随激励器供电电压的增加，激励能量就越大，抑制流动分离的效果就越明显。
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| 图 7 试验风速30m/s，激励电压对升阻特性影响 Fig. 7 Wind speed is 30m/s, lift and drag coefficient effect of plasma actuator voltage |
3 结论
通过NS-DBD等离子体气动激励对三角翼模型流动控制影响的研究，可以得出以下结论：
1) 试验结果表明，在不同试验风速下NS-DBD等离子体气动激励均可以改变三角翼模型的升阻特性，增大升力，提高升阻比。
2) NS-DBD等离子体气动激励的激励频率与流场存在最佳的耦合频率，可以在相同激励电压下实现更佳的流动控制效果，激励电压为13kV，激励频率为200Hz时的控制效果最为显著，试验风速为30m/s时，最大升力系数增大9.8%，最大升阻比提高2.9%；风速为45m/s时，最大升力系数增大9.0%，最大升阻比提高0.64%。
3) NS-DBD等离子气动激励作用后，在相同激励频率下，随激励电压的增大，激励能量增强，激励效果越明显。
本文研究结果表明，NS-DBD等离子体气动激励对三角翼的流动分离有明显的控制作用，可利用NS-DBD等离子体气动激励改善三角翼模型的升阻特性。下一步的工作包括：拓展等离子体电源性能，开展高效的等离子体激励器的研究，提高等离子体激励器抗高压击穿的能力，在较高的风速下进一步研究激励频率和激励电压对流动控制效果的影响。
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