王健磊，孟宣市，李華星，劉 鋒，羅時(shí)鈞

（1.西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072；2.美國(guó)加州大學(xué)爾灣分校機(jī)械與宇航工程系，美國(guó)加利福尼亞 62697）

等離子體控制下前體分離渦的研究

王健磊1，＊，孟宣市1，李華星1，劉 鋒2，羅時(shí)鈞2

（1.西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072；2.美國(guó)加州大學(xué)爾灣分校機(jī)械與宇航工程系，美國(guó)加利福尼亞 62697）

在圓錐-圓柱組合體模型半頂角為10°的圓錐前體尖端附近布置介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵(lì)器，采用正弦波高壓電源進(jìn)行等離子體定常開(kāi)／關(guān)激勵(lì)。實(shí)驗(yàn)在3.0m×1.6m的直流式風(fēng)洞中進(jìn)行，迎角固定在45°，基于圓錐前體底面直徑的實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)為5×104。對(duì)模型表面周向壓力分布進(jìn)行了測(cè)量，同時(shí)對(duì)測(cè)壓截面處的空間渦流場(chǎng)進(jìn)行了粒子圖像測(cè)速。通過(guò)對(duì)截面壓力分布和空間流場(chǎng)的PIV結(jié)果的分析，給出了側(cè)向力、渦核中心位置、軸向渦量、渦核半徑、次渦核半徑、旋渦最大切向速度、環(huán)量等參數(shù)隨等離子體激勵(lì)的變化特性。結(jié)果表明：在等離子體激勵(lì)的作用下，同側(cè)的分離剪切層及其卷起的渦向外側(cè)移動(dòng)，同時(shí)另一側(cè)的向著靠近模型的方向移動(dòng)。同時(shí)激勵(lì)器的作用使左舷側(cè)渦心位置偏離次渦核的幾何中心，且使得雙側(cè)的渦核和次渦核的尺寸增大。

單電極介質(zhì)阻擋放電（AC-DBD）；等離子體；主動(dòng)流動(dòng)控制；大迎角；非對(duì)稱分離渦；粒子圖像測(cè)速

0 引 言

現(xiàn)代高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗機(jī)、導(dǎo)彈等飛行器通常具有類(lèi)似尖頭旋成體的細(xì)長(zhǎng)前體，當(dāng)迎角增大到一定程度，其分離渦流場(chǎng)會(huì)從對(duì)稱變得非對(duì)稱，同時(shí)伴隨有方向和大小均無(wú)法預(yù)估的側(cè)向力／力矩，這對(duì)飛行器的操縱性和穩(wěn)定性有很大影響［1－4］。因而在大迎角下實(shí)現(xiàn)對(duì)細(xì)長(zhǎng)體上側(cè)向力／力矩的控制，對(duì)飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)具有重要的意義。同時(shí)這個(gè)分離渦流場(chǎng)對(duì)細(xì)長(zhǎng)體頭部尖端處的擾動(dòng)非常敏感，從而給通過(guò)注入很少的能量來(lái)主動(dòng)控制飛行器的側(cè)向力提供了可能性。

Hanff等［5］在細(xì)長(zhǎng)尖拱前體頭部安裝了兩個(gè)向前吹氣的氣管，并通過(guò)改變占空比來(lái)控制左右舷氣孔交替吹氣，以此來(lái)控制平均的橫向氣動(dòng)力／力矩。這種方法利用了前體渦內(nèi)在的雙穩(wěn)態(tài)特性，有意使渦對(duì)在兩個(gè)穩(wěn)定狀態(tài)之間按一定的頻率轉(zhuǎn)換。明曉和顧蘊(yùn)松［6－7］等在細(xì)長(zhǎng)旋成體頭部靠近尖端處設(shè)置可以自動(dòng)控制的微小的擾動(dòng)片，利用該擾動(dòng)片的往復(fù)振蕩實(shí)現(xiàn)了對(duì)細(xì)長(zhǎng)體大迎角下側(cè)向力的比例控制。王延奎等［8］在某型飛機(jī)模型頭部使用微三角塊和背風(fēng)側(cè)單孔微吹氣組合作用，對(duì)大迎角下的非對(duì)稱側(cè)力實(shí)現(xiàn)有效控制。

近年來(lái)，等離子體流動(dòng)控制技術(shù)受到國(guó)內(nèi)外很多研究團(tuán)隊(duì)的關(guān)注［9－10］，研究者將等離子體流動(dòng)控制方式也應(yīng)用到了細(xì)長(zhǎng)前體非對(duì)稱分離流動(dòng)的控制中。Liu Feng等［11］、孟宣市等［12］的研究表明，在大迎角下，通過(guò)分布在細(xì)長(zhǎng)圓錐前體尖端處一對(duì)SDBD（Single Dielectric Barrier Discharge）激勵(lì)器，配合占空循環(huán)技術(shù)，可以實(shí)現(xiàn)圓錐前體側(cè)向力和力矩的比例控制。

本文在上述工作基礎(chǔ)上，在壓力測(cè)量的同時(shí)進(jìn)行了當(dāng)?shù)亟孛嫠俣葓?chǎng)的PIV測(cè)量，并通過(guò)表面壓力和空間二維速度場(chǎng)的分析，研究了等離子體激勵(lì)對(duì)圓錐前體分離渦位置及其特性的影響。

1 模型及實(shí)驗(yàn)設(shè)備

實(shí)驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)NF-3低速直流閉口風(fēng)洞中進(jìn)行，實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為3.0m×1.6m。實(shí)驗(yàn)迎角為45°，實(shí)驗(yàn)風(fēng)速為5m／s?；趫A錐段底面直徑的雷諾數(shù)為5×104。

模型圓錐段共設(shè)置7個(gè)測(cè)壓截面，從尖端36%到81%處等距分布（如圖1）。每個(gè)測(cè)壓截面上間隔10°方位角均勻分布36個(gè)測(cè)壓孔。壓力測(cè)量采用PSI公司生產(chǎn)的9816型壓力掃描閥，采集頻率為100Hz。文中使用的壓力數(shù)據(jù)均為第2截面上15s內(nèi)采集的壓力值的算術(shù)平均值。當(dāng)?shù)亟孛鎮(zhèn)攘ο禂?shù)CYd是由壓力分布積分得到的側(cè)向力由當(dāng)?shù)亟孛嬷睆絛無(wú)量綱化得到，指向右舷時(shí)為正。

圓錐頭部長(zhǎng)度為150mm的部分為絕緣材料，其余部分為金屬。圓錐全長(zhǎng)463.8mm，底面直徑為163.6mm。如圖2（a）所示，在圓錐頭部靠近尖端處安放了一對(duì)對(duì)稱的長(zhǎng)條形單電極介質(zhì)阻擋放電（SDBD）等離子體激勵(lì)器。激勵(lì)器由不對(duì)稱的兩條厚度為0.03mm銅電極組成。使用聚酰亞胺絕緣層將下電極完全覆蓋住并包裹在圓錐頭部。兩個(gè)激勵(lì)器中心線方位角θ分別為±120°（圖2（a））。方位角定義為面向來(lái)流方向，順時(shí)針為正，0°方位角在模型迎風(fēng)面正中。電極前緣距模型尖端為9mm，沿圓錐母線的長(zhǎng)度為20mm。上、下電極寬度分別為1mm和2mm。上、下電極間隔1.5mm（圖2（b）），等離子體就在這個(gè)間隙附近產(chǎn)生，并以誘導(dǎo)射流的形式為流動(dòng)注入動(dòng)量［9］。在靜止大氣條件下該等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)出的氣流方向由上電極指向下電極，誘導(dǎo)氣流的大小根據(jù)等離子體激勵(lì)器激勵(lì)電壓、頻率等因素改變，最大誘導(dǎo)風(fēng)速約4m／s。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停▎挝唬簃m）Fig.1 Test model（unit：mm）

圖2 等離子體激勵(lì)器Fig.2 Plasma actuators

實(shí)驗(yàn)中使用了三種等離子體激勵(lì)器工作模式：（1）激勵(lì)器關(guān)（兩側(cè)激勵(lì)器都不工作）；（2）左舷激勵(lì)器開(kāi)（左舷激勵(lì)器工作，右舷激勵(lì)器不工作）；（3）右舷激勵(lì)器開(kāi)（右舷激勵(lì)器工作，左舷激勵(lì)器不工作）。圓錐模型上的每個(gè)激勵(lì)器單獨(dú)由交流電源供電。電源輸出的是峰-峰電壓值Vp－p約為14kV的正弦波（Alternative Current，AC），頻率約為8.9kHz。單側(cè)等離子體激勵(lì)器工作時(shí)電源輸入功率約為19.3W。

使用丹迪（Dantec Dynamic）公司生產(chǎn)的二維粒子圖像測(cè)速系統(tǒng)（Particle Image Velocimetry，PIV），Nd∶YAG激光器，功率≤200mJ，相機(jī)像素為1600 ×1200。相機(jī)固定在測(cè)量平面的下風(fēng)向處的迎角控制臺(tái)上。對(duì)位于第二截面處的空間流場(chǎng)進(jìn)行了觀測(cè)，圖3為PIV實(shí)驗(yàn)布局。PIV采集時(shí)每對(duì)脈沖間距為60μs，數(shù)據(jù)處理時(shí)收索區(qū)域?yàn)?2像素×32像素，重疊區(qū)設(shè)置為50%，脈沖重復(fù)頻率為9Hz，數(shù)據(jù)處理每個(gè)狀態(tài)持續(xù)采集10s，并對(duì)10s內(nèi)采集的結(jié)果進(jìn)行平均。PIV示蹤粒子是從風(fēng)洞入口處點(diǎn)燃煙餅產(chǎn)生的，并由風(fēng)洞入口吸入風(fēng)洞內(nèi)，粒子直徑約1μm。

圖3 PIV實(shí)驗(yàn)布局Fig.3 PIV test layout

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 渦心位置和壓力分布

圖4給出了激勵(lì)器三種工作模式下的PIV結(jié)果。當(dāng)流動(dòng)逆時(shí)針時(shí)軸向渦量ωx為正，順時(shí)針時(shí)為負(fù)。PIV結(jié)果中給出的z／d和y／d表示x、y方向坐標(biāo)用當(dāng)?shù)刂睆綗o(wú)量綱化的結(jié)果。

圖4 速度向量和軸向渦量云圖Fig.4 Velocity vectors and axial-vorticity contours

左舷等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)氣流的作用點(diǎn)在θ＝120°處，誘導(dǎo)出逆著來(lái)流方向的氣流。從圖4（a）中可以看出這個(gè)由等離子體誘導(dǎo)出的左側(cè)逆著來(lái)流方向的氣流與旋渦產(chǎn)生相互作用，使得左舷一側(cè)的剪切層及其卷起的渦移動(dòng)到了遠(yuǎn)離模型的位置，右舷一側(cè)的剪切層及其卷起的渦移動(dòng)到更靠近物面的位置。

右舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)旋渦的流動(dòng)狀態(tài)（如圖4b）基本上與左舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)反向?qū)ΨQ。右舷激勵(lì)器誘導(dǎo)氣流的的作用點(diǎn)位于θ＝-120°處。此時(shí)左舷一側(cè)的剪切層及其卷起的渦移動(dòng)到靠近物面處，右舷一側(cè)的剪切層及其卷起的渦則移動(dòng)到遠(yuǎn)離模型的位置。

左、右舷激勵(lì)器分別開(kāi)啟狀態(tài)下，壓力分布及PIV顯示測(cè)量截面上的流場(chǎng)并沒(méi)能達(dá)到精確的雙穩(wěn)態(tài)。這些誤差可能是由于模型以及等離子體激勵(lì)器安裝的幾何誤差造成的，也可能是由于渦本身的跳動(dòng)等原因［13］造成的。但是，PIV實(shí)驗(yàn)結(jié)果清楚地證實(shí)了等離子體激勵(lì)器在控制雙穩(wěn)態(tài)渦結(jié)構(gòu)中所起的作用。

等離子體激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)下（如圖4c），左舷一側(cè)的剪切層沿著模型截面圓周彎曲然后卷起一個(gè)位置靠近模型表面的渦。同時(shí)右舷方向的剪切層遠(yuǎn)離模型表面，其卷起的渦也處在遠(yuǎn)離模型表面的位置，此時(shí)的流動(dòng)狀態(tài)和右舷激勵(lì)器開(kāi)的狀態(tài)很相似。在實(shí)驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)同一個(gè)模型在同樣是等離子體激勵(lì)器關(guān)的狀態(tài)下產(chǎn)生的壓力分布以及分離渦的位置在重復(fù)實(shí)驗(yàn)中會(huì)隨機(jī)的出現(xiàn)雙穩(wěn)態(tài)中的一種狀態(tài)［1］。事實(shí)上，細(xì)長(zhǎng)旋成體在大迎角無(wú)控制狀態(tài)下的非對(duì)稱側(cè)向力是由自由來(lái)流或模型頭部尖端處的微小不對(duì)稱擾動(dòng)決定的［1］。但是，在三次實(shí)驗(yàn)中左舷激勵(lì)器開(kāi)和右舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)的非對(duì)稱的流動(dòng)狀態(tài)總是保持不變的。

PIV結(jié)果上可以看到測(cè)量截面上有一個(gè)切向速度很低的點(diǎn)，將該點(diǎn)定義為渦心，坐標(biāo)為（yC，zC）。本文中渦心是通過(guò)分析過(guò)該點(diǎn)的水平和垂直速度分布來(lái)確定的。

表1給出了在三種激勵(lì)器工作模式下的渦心坐標(biāo)、附面層分離點(diǎn)和局部側(cè)力系數(shù)（CYd）。左舷激勵(lì)器開(kāi)狀態(tài)下左舷一側(cè)的渦心明顯高于右舷一側(cè)。右舷激勵(lì)器開(kāi)和激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)下左舷一側(cè)的渦心位置比起右舷一側(cè)的渦更接近于模型對(duì)稱面。雖然右舷激勵(lì)器開(kāi)和激勵(lì)器關(guān)時(shí)流動(dòng)狀態(tài)很相似，但是右舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)產(chǎn)生的局部側(cè)向力比激勵(lì)器關(guān)時(shí)產(chǎn)生的要大16%（表1）。

表1 渦心坐標(biāo)、分離點(diǎn)和局部側(cè)向力Table 1 Coordinates of vortex core center，boundary-layer separation locations and local side force

同樣可以從壓力分布看出流動(dòng)非對(duì)稱的情況，圖5比較了三種工作模式下的壓力分布。左、右舷激勵(lì)器開(kāi)狀態(tài)下的壓力分布接近反向?qū)ΨQ，但并不是完全精確的鏡像對(duì)稱，其原因和前文中提到的一樣是由模型以及激勵(lì)器的幾何不對(duì)稱還有旋渦本身的抖動(dòng)造成的。表1比較了三種狀態(tài)下流動(dòng)分離點(diǎn)的方位角，分離點(diǎn)的方位角是由壓力分布推測(cè)得到的［14］，當(dāng)?shù)貍?cè)向力系數(shù)也是由壓力分布計(jì)算得到的。左舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)左舷一側(cè)附面層分離點(diǎn)方位角和激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)相比向迎風(fēng)面移動(dòng)了10°，同時(shí)右舷一側(cè)附面層分離點(diǎn)的方位角向著背風(fēng)面移動(dòng)了10°。和激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)相比左舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)左舷側(cè)的吸力峰值較低右舷側(cè)的吸力峰值較高，同時(shí)等離子體激勵(lì)器關(guān)和左舷等離子體激勵(lì)器開(kāi)時(shí)的局部側(cè)力方向相反。

圖5 對(duì)比三種激勵(lì)器工作模式下的壓力分布Fig.5 Comparison of pressure distributions forthree models of plasma actuation

2.2 切向速度和次渦核

次渦核的特性可以通過(guò)圍繞渦心的切向速度分布來(lái)研究［15－16］（次渦核并不是多次渦，而是通過(guò)旋渦切向速度定義的渦核部分）。過(guò)渦心并平行于y軸和z軸的切向速度分別是由w和v來(lái)表示的。研究中分別畫(huà)出了三種等離子體激勵(lì)器工作模式下切向速度分布，圖6只給出了左舷激勵(lì)器開(kāi)模式下左舷側(cè)渦的結(jié)果。

渦心處的切向速度為0，距離渦心較遠(yuǎn)處的速度逐漸接近v＝0和w＝0.7U∞。切向速度從渦心處開(kāi)始近似線性地升高到最大值，然后開(kāi)始下降，但是下降的速度較慢。將切向速度達(dá)到最大值的點(diǎn)定義為次渦核的邊界，這點(diǎn)到渦心的距離則為次渦核半徑r。從圖6中可以看出，在次渦核內(nèi)部切向速度分布沿渦半徑方向近似線性增加，就像理論上的蘭金渦模型（Rankine vortex）一樣接近一個(gè)旋轉(zhuǎn)的固體。

過(guò)渦心平行于y軸和z軸的兩個(gè)切向速度的最大值出現(xiàn)的位置距離渦心的位置并不相同，這說(shuō)明渦心并不是在渦核的幾何中心上。表2給出了沿x、y方向次渦核幾何中心與渦心的偏差，分別用Δy和Δz表示。左舷等離子體激勵(lì)器開(kāi)時(shí)左舷一側(cè)的渦心向著右上方偏移，同時(shí)右舷一側(cè)的渦心則向著左下方偏移。右舷等離子體激勵(lì)器開(kāi)時(shí)左舷一側(cè)的渦心向上偏移，同時(shí)右舷一側(cè)的渦心向著左上方移動(dòng)。當(dāng)?shù)入x子體激勵(lì)器關(guān)時(shí)渦心基本上沒(méi)有偏移。這就是說(shuō)等離子體激勵(lì)器的作用加劇了渦心從次渦核幾何中心處偏移的程度。

圖6 左舷側(cè)渦心沿y軸和z軸的切向速度分布，左舷激勵(lì)器開(kāi)Fig.6 Tangential velocity along horizontal and vertical lines passing through port side vortex core center，port-on

表2 渦心和次渦核幾何中心的偏移量Table 2 Bias displacement of the vortex core center from vortex sub-core geometry center

2.3 軸向渦量和渦核

最大軸向渦量ωx和其所在的位置是由PIV圖像通過(guò)和找渦心同樣的方法得到。表3給出了最大軸向渦量及其位置，就像前面從PIV圖像中看到等離子體激勵(lì)器關(guān)時(shí)的右舷一側(cè)渦核消失的結(jié)果一樣，右舷一側(cè)渦的最大渦量值明顯低于左舷一側(cè)渦的渦量。無(wú)論左舷還是右舷等離子體激勵(lì)器的作用下右舷一側(cè)渦的軸向渦量都變大到了和左舷一側(cè)渦到同一個(gè)量級(jí)上。在三種狀態(tài)下左舷一側(cè)渦的最大軸向渦量值出現(xiàn)的位置基本上和渦心的位置重合（見(jiàn)表1）。但等離子體激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)下右舷一側(cè)渦的差別較大。這可能是右舷一側(cè)渦的消失引起的。

研究中分別畫(huà)出了三種等離子體激勵(lì)器工作模式下過(guò)渦量極值點(diǎn)的水平線和垂直線的渦量分布圖。圖7只給出了左舷激勵(lì)器開(kāi)模式下左舷側(cè)渦的結(jié)果。軸向渦量分布的曲線比切向速度變化的曲線波動(dòng)的要?jiǎng)×业枚?。軸向渦量隨著離渦量極值點(diǎn)的距離增大而減少。將軸向渦量接近于0的那一點(diǎn)定義為渦核邊界，這點(diǎn)到渦量極值點(diǎn)的距離則為渦核半徑R。

表3 最大軸向渦量及其位置Table 3 Maximum axial vorticity and its position

圖7 左舷激勵(lì)器開(kāi)時(shí)左舷側(cè)沿過(guò)渦量極值點(diǎn)的水平和垂直方向的軸向渦量分布Fig.7 Distribution of axial vorticity along horizontal and vertical lines passing through maximum vorticity point for port-on，port side

2.4 最大切向速度、渦核、次渦核半徑和環(huán)量

圖8給出了等離子體激勵(lì)器三種工作狀態(tài)下渦心附近的最大切向速度vΘ，max、次渦核平均半徑r－、渦核的平均半徑R－沿著以渦心為原點(diǎn)的極坐標(biāo)角度Θ的變化。因?yàn)橛蚁弦粋?cè)的渦有時(shí)候會(huì)消失，所以給出了左舷一側(cè)渦的情況。

通過(guò)定量分析最大切向速度、渦核、次渦核半徑及其比值的變化和沿次渦核邊界的環(huán)量（表4），可以看出沿著次渦核一周的速度環(huán)量Γ是通過(guò)次渦核半徑分布和最大切向速度沿著Θ分布計(jì)算得到的。在等離子體激勵(lì)器的作用下，渦核的平均半徑R明顯增大了70%，平均的次渦核半徑r只增大了10%～40%，這也就是說(shuō)在激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)下次渦核半徑相對(duì)與渦核半徑變得更小了。切向速度最大值的平均值vΘ，max降低了。沿左舷側(cè)次渦核邊界一周的環(huán)量Γ在左舷激勵(lì)器作用下增大了約20%。Γ在右舷激勵(lì)器工作時(shí)略有減小。對(duì)照表1中的旋渦位置和側(cè)向力系數(shù)的變化可以看出，在激勵(lì)器的作用下使得分離渦的渦核、次渦核特性產(chǎn)生了變化，該變化與分離渦的相對(duì)位置以及分離點(diǎn)產(chǎn)生了相互作用。但影響細(xì)長(zhǎng)體側(cè)向力的主要因素是分離渦的相對(duì)位置。

圖8 左舷渦最大切向速度、渦核半徑、次渦核半徑沿著極坐標(biāo)角度Θ的分布Fig.8 Distributions of maximum tangential velocity，sub-core radius and core radius of port-side vortex

表4 左舷側(cè)渦的最大切向平均速度、次渦核、渦核平均半徑及其比值、環(huán)量Table 4 Mean values of maximum tangential velocity，sub-core radius，core radius and their ratio，circulation for port-side vortex

3 結(jié) 論

在半頂角為10°的圓錐前體模型頭部尖端處的特定位置安裝了一對(duì)等離子體激勵(lì)器，實(shí)現(xiàn)了圓錐前體在低風(fēng)速大迎角下側(cè)向力的控制。使用二維粒子圖像測(cè)速技術(shù)和壓力測(cè)量技術(shù)證實(shí)了等離子體激勵(lì)器對(duì)圓錐前體在大迎角下分離渦的控制作用。

（1）在等離子體激勵(lì)的作用下，與其同側(cè)的附面層分離點(diǎn)推向迎風(fēng)面，同時(shí)將另一側(cè)的分離點(diǎn)拉向背風(fēng)面方向。吸力峰值在激勵(lì)器工作的這一側(cè)減弱，同時(shí)在另一側(cè)加強(qiáng)。同側(cè)的分離剪切層及其卷起的渦向外移動(dòng)同時(shí)另一側(cè)的向著靠近模型的方向移動(dòng)。

（2）在重復(fù)實(shí)驗(yàn)中，左／右舷激勵(lì)器開(kāi)狀態(tài)下流動(dòng)的非對(duì)稱狀態(tài)始終保持一致，但激勵(lì)器關(guān)狀態(tài)下的流動(dòng)非對(duì)稱狀態(tài)則有可能改變。驗(yàn)證了等離子體激勵(lì)器對(duì)大迎角下前體分離渦流場(chǎng)的控制作用。

（3）任意一側(cè)等離子體激勵(lì)器的作用都會(huì)使雙側(cè)渦心位置從次渦核的幾何中心處發(fā)生偏移。

（4）任意一側(cè)激勵(lì)器工作時(shí)左舷側(cè)渦核以及次渦核的尺寸都明顯變大，且渦核半徑變大更為明顯。

［1］ Ericsson L.Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip［J］.Journal of Aircraft，1992，29（6）：1086-1090.

［2］Zilliac G G，Degani D，Tobak M.Asymmetric vortices on a slender body of revolution［J］.AIAA Journal，1991，29（5）：667-675.

［3］ Liu P Q，Deng X Y.Lee-side vortex structure and aerodynamic characteristics analysis over a slender cylinder at high incidence［J］.Acta Mechanics Sinica，2002，34（2）：248-255.（in Chinese）劉沛清，鄧學(xué)鎣.大迎角細(xì)長(zhǎng)體繞流背渦結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)特性分析［J］.力學(xué)學(xué)報(bào)，2002，34（2）：248-255.

［4］ Bo N，Deng X Y，Ma B F，et al.The effect of critical Reynolds number and zonal characteristics on asymmetric vortices at forebody［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2009，27（5）：529-535.（in Chinese）柏楠，鄧學(xué)鎣，馬寶峰，等.前體非對(duì)稱渦流動(dòng)臨界雷諾數(shù)效應(yīng)及分區(qū)特性［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2009，27（5）：529-535.

［5］ Hanff E，Lee R，Kind R J.Investigations on a dynamic forebodey flow control system［C］.Proceedings of the 18th Interna-tional Congress on Instrumentation in Aerospace Simulation Facilities.Inst.of Electrical and Electronics Ehgineers.Piscataway，NJ，1999.

［6］ Ming X，Gu Y.An innovative control technique for slender bodies at high angle of attack［C］.3rdAIAA Flow Contronl Conference.San Francisco，California，2006.AIAA 2006-3688.

［7］ Gu Y S，Ming X.Proportional side force control of slender body at high angle of attack［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，2006，27（5）：746-750.（in Chinese）顧蘊(yùn)松，明曉.大迎角細(xì)長(zhǎng)體側(cè)向力的比例控制［J］.航空學(xué)報(bào)，2006，27（5）：746-750.

［8］ Wang Y K，Wei Z F，Deng X Y，et al.An experimental study on forebody vortex flow control technique using combined perturbation［J］.Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics，2007，39（4）：433-441.（in Chinese）王延奎，魏占峰，鄧學(xué)鎣，等.飛機(jī)大迎角非對(duì)稱渦組合擾動(dòng)主動(dòng)控制研究［J］.力學(xué)學(xué)報(bào)，2007，39（4）：433-441.

［9］ Zhang P F，Wang J J，Shi W Y，et al.Experimental study on the separation control by plasma actuator in subsonic flow［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2007，21（2）：35-39.（in Chinese）張攀峰，王晉軍，施威毅，等.等離子體激勵(lì)低速分離流動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2007，21（2）：35-39.

［10］Li Y H，Liang H，Ma Q Y，et al.Experimental investigation on airfoil suction side flow separation by pulse plasma aerodynamic actuation［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，2008，29（6）：1429-1435.（in Chinese）李應(yīng)紅，梁華，馬清源，等.脈沖等離子體氣動(dòng)激勵(lì)抑制翼型吸力面流動(dòng)分離的實(shí)驗(yàn)［J］.航空學(xué)報(bào)，2008，29（6）：1429-1435.

［11］Liu F，Luo S J，Gao C，et al.Flow control over a conical forebody using duty-cycled plasma actuators［J］.AIAA Journal，2008，46（11）：2969-2973.

［12］Meng X S，Guo Z X，Luo S J，et al.Control of asymetric vortices over a slender conical forebody using plasma actuators［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，2010，31（3）：500-505.（in Chinese）孟宣市，郭志鑫，羅時(shí)鈞，等.細(xì)長(zhǎng)圓錐前體非對(duì)稱渦流場(chǎng)的等離子體控制［J］.航空學(xué)報(bào)，2010，31（3）：500-505.

［13］Orloff K L.Trailing vortex wind-tunnel diagnostics with a laser velocimeter［J］.Journal of Aircraft，1974，11（8）：477-482.

［14］Hall R M.Influence of Reynolds number on forebody side forces for 3.5-diameter tangent-ogive bodies［C］.NASA Langley Research Center.Hampton，Virginia，1987.AIAA 87-49056.

［15］Beresh S J，Henfling J F，Spillers R W.Planar velocimetry of a fin trailing vortex in subsonic compressible flow［C］.38th Fluid Dynamics Conference and Exhibit.Seattle，Washington，2008.AIAA 2008-4179.

［16］Beresh S J，Henfling J F，Spillers R W.Planarvelocimetry of a fin trailing vortex in subsonic compressible crossflow［J］.AIAA Journal，2009，47（7）：1730-1740.

Study on forebody separation vortices using plasma actuations

Wang Jianlei1，＊，Meng Xuanshi1，Li Huaxing1，Liu Feng2，Luo Shijun2
（1.Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China；2.University of California，Irvine，California 92697-3975，USA）

The characteristics of the vortex cores over a 20°circular-cone forebody under plasma actuation are studied at 45°angle of attack.Two long strips of SDBD plasma-actuators are installed symmetrically on the plastic frontal cone near the apex.The length of the electrodes is 20mm along the cone meridian with the leading edge located at 9mm from the cone apex.Two AC power sources connected to the plasma actuator respectively.The peak-to-peak voltage and frequency are set at Vp－p≈14kV and f≈8.9kHz，respectively.The input power for the plasma on is about 19.3W.The induced jet flow is pointed at the windward side.Section velocity distribution and pressure distribution are measured in a low-turbulence 3.0m×1.6mlow-speed open-circuit wind tunnel.The Reynolds number based on the base diameter of the circular cone is 5×104.The effects of the plasma actuations on the flow physics，such as lateral force，vortex core center position，axial vorticity，vortex core radius，vortex sub-core radius，vortex maximum tangential velocity and circulation are studied.The actuation of plasma actuator on one side pushes the sameside boundary-layer separation point in the windward direction and pulls the other-side separation point in the leeward direction.The suction peak is decreased on the same side and increased on the other side.The separation shear layer and rolled-up vortex core move out on the same side and close in on the other side.In repetition wind tunnel runs of the same model，the flow asymmetry pattern remains unchanged for port-on and starboard-on，while may be changed for plasma-offcoses.The plasma actuations tend to increase significantly the size of the vortex core and increase fairly the size of the vortex sub-core，thus，the vortex sub-core becomes more compact relative to the vortex core than that of plasma-off.Vortex core center may be biased from the mid-point between the maximum tangential-velocity points along radial line passing through the vortex core center due to the plasma actuations.The plasma actuation may strengthen vortex maximum axial vorticity，in case the vortex is dispersed for plasma off.

single-dielectric barrier discharge；plasma；active flow control；high angle of attack；asymmetric separation vortex；particle image velocimetry

V211.753；P354.2

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0053

2014-06-09；

2014-10-10

國(guó)家自然科學(xué)基金（11172243，51107101）；西北工業(yè)大學(xué)基礎(chǔ)研究基金（310201401JCQ01003）；西北工業(yè)大學(xué)博士論文創(chuàng)新基金（CX201001）；教育部博士研究生學(xué)術(shù)新人獎(jiǎng)資助

王健磊＊（1983-），男，博士研究生，主要研究方向：等離子體流動(dòng)控制.E-mail：wangjianlei＠hotmail.com

王健磊，孟宣市，李華星，等.等離子體控制下前體分離渦的研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（6）：740-746.

10.7638／kqdlxxb-2014.0053 Wang J L，Meng X S，Li H X，et al.Study on forebody separation vortices using plasma actuations［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：740-746.

0258-1825（2015）06-0740-07