梁華， 吳云， 李軍， 韓孟虎， 馬杰

1.空軍工程大學 航空航天工程學院， 西安　710038 2.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安　710072

?

等離子體氣動激勵改善增升裝置氣動性能的試驗

梁華1,2,*， 吳云1， 李軍1， 韓孟虎1， 馬杰1

1.空軍工程大學 航空航天工程學院， 西安710038 2.西北工業(yè)大學 航空學院， 西安710072

針對流動分離導致飛機增升裝置氣動性能下降的問題，進行了脈沖等離子體氣動激勵抑制增升裝置流動分離的試驗。研究了等離子體氣動激勵的頻率、占空比及激勵位置等參數(shù)對流動控制效果的影響。研究結(jié)果表明：等離子體氣動激勵通過加速近壁面附面層，增強附面層內(nèi)的能量摻混，可有效抑制主翼和襟翼表面的流動分離，改善增升裝置氣動性能。在主翼前緣施加激勵，可有效控制主翼表面大迎角下的失速分離，最大升力系數(shù)增大18.1%、臨界失速攻角提高4°；在襟翼前緣施加激勵，可有效抑制襟翼表面的流動分離，顯著減小阻力，在4° 迎角下，將試驗?zāi)Ｐ妥枇ο禂?shù)減小了28.7%，升力系數(shù)提高了7.1%。占空比對控制效果有較大影響，當占空比為10%～30%時，激勵的非定常性更強，控制效果最好；占空比為50%的控制效果次之，占空比為100%時的控制效果最差。來流速度越高，逆壓梯度越大，流動分離更難被抑制，控制效果也變差。該研究為在增升裝置上應(yīng)用等離子體流動控制技術(shù)提供了理論和方法的基礎(chǔ)。

增升裝置； 等離子體； 氣動激勵； 流動分離； 流動控制

增升裝置是飛機氣動設(shè)計的重要組成部分，增升裝置的氣動性能直接決定著飛機起降階段氣動性能的好壞[1]。在飛機起降階段，需要盡可能降低飛行速度，縮短滑跑距離，所以要求飛機在起降階段具有大的升力系數(shù)，而這都依賴于高效的增升裝置來實現(xiàn)。雖然增升裝置在飛機起降階段可顯著增大升力，但是增升裝置在大迎角下吸力面出現(xiàn)的流動分離，會導致氣動性能的惡化，如何提高增升裝置大迎角下的氣動性能一直是關(guān)注的重點。此外，增升裝置后緣存在很大的逆壓梯度，使得襟翼上表面流動在主翼失速之前，就很快分離，并且隨著流動的發(fā)展形成較大的脫體渦，流動分離和大尺度的脫體渦，導致升力損失、阻力和噪聲劇增，很大程度上也制約了增升裝置的增升效果。如何抑制增升裝置上表面的流動分離已成為提高增升裝置效能的關(guān)鍵。目前增升裝置常規(guī)的氣動設(shè)計手段和水平已經(jīng)發(fā)展到了較高的程度，要進一步提高增升裝置的氣動性能，必須采用新的技術(shù)手段[2]。

流動控制技術(shù)是近20年來空氣動力學研究領(lǐng)域的國際性熱點問題之一，其利用微量、局部的“氣流擾動”來控制大流量、全局性的流場特性，起到的是“四兩撥千斤”的作用。近年來，采用流動控制技術(shù)提高增升裝置氣動性能的工作不斷涌現(xiàn)，主要手段有渦流發(fā)生器[3-4]、聲激勵[5]、吹吸氣[6-8]、合成射流[9]以及自激勵動襟翼等。

微型渦流發(fā)生器用于增升裝置流動分離控制的試驗研究表明[3]：尺寸為0.18%翼型弦長的渦流發(fā)生器可有效抑制襟翼上的流動分離，渦流發(fā)生器最佳的作用位置在25%襟翼弦長處，采用渦流發(fā)生器可有效增大翼型起降階段升力約10%，減小阻力約50%，增大升阻比約100%。西北工業(yè)大學進行了渦流發(fā)生器改善增升裝置氣動性能的數(shù)值仿真[4]，研究結(jié)果表明：在襟翼區(qū)段布置渦流發(fā)生器后，襟翼分離得到明顯抑制，流動重新大范圍的附著在襟翼表面，襟翼的流場品質(zhì)得到明顯改善。由于襟翼上表面分離被抑制，襟翼流速增加，進一步通過增升裝置縫道的作用，改變了主翼和襟翼流動，使得環(huán)量同時增加，提高了增升效率。西北工業(yè)大學還進行了聲激勵改善增升裝置氣動特性的試驗研究[5]，結(jié)果表明：增升裝置的襟翼上表面加入弱聲激勵，翼型的升力系數(shù)有了一定提高；不同的激勵方式對翼型升力系數(shù)的改善效果不同；單點聲激勵使翼型的升力系數(shù)減小，M型多點聲激勵使翼型的升力系數(shù)增加較少。波音公司開展了吹吸氣提高增升裝置升力的研究[6-7]，研究表明，通過定常和非定常的襟翼吹氣策略，都可有限抑制襟翼表面流動分離，提高系統(tǒng)的升力，吹氣系數(shù)為0.4%時，升力系數(shù)的增量為0.38，增大了約25%。西北工業(yè)大學采用多個數(shù)值仿真模型對吹氣控制多段翼進行了仿真[8]，結(jié)果表明吹氣控制可以改善翼型表面的流動，減弱流動分離，提高最大升力系數(shù)，并研究了不同吹氣參數(shù)對流動控制效果的影響。合成射流改善增升裝置氣動性能的試驗表明[9]：合成射流作用在襟翼前緣時，可有效增大升力，但是減阻效果有限，當激勵頻率與旋渦脫離頻率一致時，增升效果最好；隨著來流速度的提高，增升效果變?nèi)酢?/p>

等離子體流動控制技術(shù)是一種新概念的主動流動控制技術(shù)，其利用等離子體在電磁場力作用下運動或氣體放電引起溫度、壓力變化，對流場局部施加擾動，從而改善空氣動力特性。與常規(guī)流動控制技術(shù)相比，具有結(jié)構(gòu)簡單、響應(yīng)迅速、控制靈活、作用頻帶寬、激勵強度大等優(yōu)點，被認為是最有可能廣泛應(yīng)用的主動流動控制技術(shù)之一[10-13]。近年來，利用等離子體流動控制改善飛機增升裝置氣動性能的研究開始出現(xiàn)[14-20]，美國俄亥俄州立大學的Little采用等離子體氣動激勵進行了簡化增升裝置流動控制研究[14-18]，研究表明：雷諾數(shù)在2.4×105與7.5×105之間時毫秒脈沖等離子體氣動脈沖激勵可以控制后緣襟翼附面層的分離，而雷諾數(shù)在7.5×105與1.0×106之間時，納秒脈沖等離子體氣動激勵只能控制前緣或者前緣帶偏角的流動分離，不能控制后緣襟翼的流動分離，這項研究為增升裝置流動分離控制打開了另外一扇大門。文獻[19]通過風洞測力和絲線試驗進行了毫秒脈沖等離子體氣動激勵控制增升裝置流動分離的研究，研究表明：毫秒脈沖等離子體氣動激勵可以有效抑制翼型前緣流動分離，顯著提高翼型的最大升力系數(shù)，在多主翼后段和襟翼同時施加吹氣流動控制控制效果最優(yōu)，最大升力系數(shù)增加約30.05%。

綜合分析已有的增升裝置流動控制研究，渦流發(fā)生器較為成熟，已經(jīng)在飛機上實際應(yīng)用，取得了一定的增升效果，但渦流發(fā)生器是典型的被動流動控制措施，在某些非設(shè)計狀態(tài)可能會降低增升裝置的氣動性能。合成射流和吹吸氣雖已經(jīng)進行了全尺寸的地面風洞試驗或高空飛行驗證試驗，但是也存在控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜、引氣量大及控制效果有限的問題。等離子體流動控制技術(shù)在增升裝置性能提升上有廣闊的應(yīng)用前景，但已有的工作都較為初步，Little的研究主要針對的是簡化的高升力系統(tǒng)[14-18]，后緣襟翼不帶縫道，研究的針對性不強。文獻[19]的研究對象雖然是兩段翼，但只針對主翼前緣的流動分離開展了研究，沒有涉及襟翼表面流動分離的控制。本文在已有工作基礎(chǔ)上，進行了毫秒脈沖等離子體氣動激勵控制增升裝置流動分離的試驗研究，對激勵位置、激勵電壓、脈沖頻率和占空比等參數(shù)進行了優(yōu)化，并結(jié)合理論分析和試驗研究，揭示了等離子體氣動激勵用于增升裝置流動控制的作用機理，可為等離子體流動控制技術(shù)在飛機增升裝置上的研究和應(yīng)用提供理論和方法的基礎(chǔ)。

1　試驗系統(tǒng)

1.1試驗風洞

試驗是在空軍工程大學等離子體動力學國家級重點試驗室的LSWT-1型低速風洞上進行的，該風洞屬單回流閉口式。試驗段截面為1.2×1.0 m2的長方形，長3.0 m，試驗段風速為5～75 m/s，紊流度小于0.2%，為消除閉口試驗段壁面附面層加厚對試驗段軸向靜壓梯度的影響，試驗段二側(cè)壁可各采用0.40擴散角的布置形式。

1.2增升裝置模型

試驗所用高升力模型為GAW-1翼型為剖面的兩段翼型，襟翼為29%翼型弦長，翼型最大厚度為17%弦長，剖面示意圖如圖1所示(未按真實比例繪制)。主翼的凈弦長為0.35 m，展長為0.95 m，材料為航空鋁。在主翼和襟翼上下表面共布置91個測壓點，測壓點均位于50%翼展剖面處，試驗中測量的均是翼型表面的相對壓力。其中主翼68個，從主翼前緣至后緣均勻分布；襟翼23個，從襟翼前緣至后緣均勻分布。對于增升裝置，襟翼偏角越大，翼型的彎度越大，因此產(chǎn)生的升力越高，但是，由于大偏角下襟翼吸力面容易產(chǎn)生流動分離，會導致提前失速，因此，限制了其使用迎角。而前期的研究表明，等離子體激勵能夠有效地抑制或推遲流動分離，因此，在本文研究中，襟翼的偏角固定為35°、襟翼前緣與主翼后緣的左右間距固定為0、上下間距為1.5 cm(襟翼在下)。

圖1　增升裝置模型示意圖Fig.1　Sketch map of high lift system

試驗采用典型非對稱布局介質(zhì)阻擋放電激勵器。該激勵器由裸露電極、覆蓋電極和絕緣介質(zhì)組成。裸露電極連接微秒脈沖電源高壓端，覆蓋電極連接脈沖電源低壓端，中間由絕緣介質(zhì)隔開。接通電源之后，高壓電極附近的空氣被強電場電離，產(chǎn)生等離子體，等離子體在電場力的作用下進行能量、動量交換，向附面層注入能量，從而改變其空氣動力學特性。激勵器選用聚酰亞胺作為絕緣介質(zhì)，銅箔為電極，激勵器的絕緣材料由3層聚酰亞胺膠帶組成，每層膠帶的厚度為 0.067 mm，銅箔電極的厚度為0.068 mm，高壓電極寬為3 mm，低壓電極寬為5 mm，長均為240 mm，高低壓電極重疊量為0 mm。激勵器的敷設(shè)位置在襟翼前緣和主翼前緣處，即敷設(shè)后低壓電極前緣與翼型前緣重合。圖2為模型在風洞中的固定示意圖。

圖2　試驗?zāi)Ｐ驮陲L洞試驗段內(nèi)的固定Fig.2　High lift system fastened in wind tunnel

1.3等離子體電源

試驗電源采用CTP-2000型脈沖等離子體電源，電源輸入為220 V交流電，輸出電壓幅值為0～30 kV，波形為正弦波。電源輸出電壓波形示意圖如圖3所示。圖中T為原輸出正弦波的周期，TA為每周期電源打開的時間，TM為調(diào)制波的周期。電源的基礎(chǔ)頻率定義為f1=1/T、基礎(chǔ)頻率為6～30 kHz可調(diào)，在本文中固定為22 kHz；調(diào)制頻率也就是論文中的激勵頻率定義為fM=1/TM，在本文中為10～2 000 Hz連續(xù)可調(diào)；占空比為DC=TA/TM×100%,在本文中為1%～100%連續(xù)可調(diào)。

圖3　等離子體電源輸出電壓波形Fig.3　Output waveform of power supply

1.4測試設(shè)備

1) 壓力掃描閥

試驗主要通過測壓來獲得流場參數(shù)，壓力測量采用DSY-104電子式微壓測量系統(tǒng)，主要由壓力掃描器單元、DSY-104微壓校準單元、數(shù)采控單元、用戶計算機和高壓氣源組成。該系統(tǒng)共有192個通道，系統(tǒng)測量精度為0.05%F.S.；通道最高采樣速率為100 Hz，量程為±10 kPa，測量的是相對壓力。

2) 尾跡測量耙

尾跡測量耙主要由測壓探針、橫梁和夾具等組成，共包括4靜壓孔、81個總壓測量孔，尾耙翼型選用NACA0015翼型，弦長為160 mm，展長為1 600 mm，安裝位置距翼型尾緣1倍弦長處，高度為0.5倍的風洞高度，測量耙在70 m/s風速下的測試誤差小于0.7%。

3) 電參數(shù)測量系統(tǒng)

等離子體放電參數(shù)測試系統(tǒng)主要包括DPO4104示波器、P6015A 高壓探針及TCP0030A型電流探針，用于測量等離子體激勵器放電的電壓、電流等參數(shù)。

2　試驗結(jié)果與分析

2.1基準氣動特性

首先進行了沒有實施等離子體流動控制措施下，增升裝置基準氣動特性測量的試驗。圖4為來流速度為v=30 m/s,襟翼迎角δ=35° 時不同迎角α下的翼型表面壓力系數(shù)CP和尾跡區(qū)速度V的分布圖。圖4(a)中縱軸為通過掃描閥測得的壓力計算出來的壓力系數(shù)CP，橫軸為無量綱量，表示的是測壓點相對主翼干凈弦長的位置，其中c表示翼型干凈弦長，x表示測壓點水平方向坐標。由圖4(a)可以看出，迎角由0° 到14° 變化時，主翼吸力面前緣的負壓值是逐漸增加的，壓力系數(shù)逐漸增大，說明在主翼前緣的流動速度逐漸增加；而迎角大于10° 以后，主翼吸力面后緣出現(xiàn)了壓力平臺區(qū)，說明在吸力面后緣出現(xiàn)了流動分離；從10° 到14°，主翼后緣的分離區(qū)逐漸增大；迎角為20° 時，可以看出，流動分離已經(jīng)發(fā)展到主翼前緣，整個主翼吸力面的壓力為一個平臺區(qū)。分析襟翼的表面壓力系數(shù)可以看出，由于襟翼偏角較大，當迎角大于4° 以后，整個襟翼壓力面出現(xiàn)壓力平臺區(qū)，所以襟翼一直處于流動分離狀態(tài)。不同迎角下襟翼壓力面壓力變化很小，這主要是因為襟翼壓力面的流動位于主翼的尾跡區(qū)內(nèi)，受主翼壓力面流動的影響，而主翼壓力面的壓力在不同迎角下雖有變化，但變化較??；且試驗中襟翼的偏角較大，固定為35° 當主翼迎角大于4° 時，襟翼吸力面的流動已處于完全分離狀態(tài)。綜上，主翼和襟翼吸力面出現(xiàn)的流動分離，導致機翼升力系數(shù)變小、阻力系數(shù)增大，迫切需要通過流動控制，抑制流動分離，從而實現(xiàn)增升減阻。

圖4　來流為30 m/s時無激勵的試驗結(jié)果Fig.4　Test results of flow being 30 m/s without actuation

圖4(b)為不同迎角下的翼型尾跡區(qū)速度分布的測量結(jié)果，圖中橫坐標表示尾跡區(qū)的速度V，縱坐標y表示尾跡點的高度。由圖可見，隨著迎角增大，尾跡區(qū)的范圍逐漸增大，且尾跡區(qū)最小速度逐漸減小，說明隨著迎角增大，翼型的阻力逐漸增加。當迎角為20° 時，尾跡范圍變得非常大，這是由于主翼吸力面出現(xiàn)大尺度失速分離導致的。此時尾跡區(qū)速度的最大點也較其他迎角稍小，分析認為是由于迎角較大，增大了風洞的阻塞比，使自由來流速度有所降低所致。

2.2不同激勵頻率下的流動控制效果

將等離子體激勵器布置在襟翼前緣，研究了激勵頻率f對控制效果的影響。來流速度為30 m/s、主翼迎角為4° 時，不同激勵頻率下模型表面壓力系數(shù)和尾跡區(qū)速度分布的測量結(jié)果如圖5 所示。

圖5　迎角為4° 時，不同頻率的試驗結(jié)果Fig.5　Test results of different actuation frequenciesat α=4°

由圖5(a)可以看出，未施加等離子體氣動激勵時，襟翼吸力面出現(xiàn)了明顯的流動分離；施加不同頻率的等離子體氣動激勵后，使襟翼前緣壓力系數(shù)出現(xiàn)了明顯的峰值，說明襟翼前緣的流動分離被抑制，但襟翼后緣還存在流動分離。同時，可以看出，對襟翼的控制使主翼吸力面的壓力系數(shù)(絕對)值有所增加，并且越靠近主翼前緣，增加的幅值越小，越靠近后緣增加的幅值越大。主翼前緣的壓力系數(shù)(絕對)值增大，也說明主翼前緣的繞流速度變大。由圖5(b)可以看出，施加等離子體氣動激勵后，翼型的尾跡有所減小，并且激勵頻率越高，尾跡的范圍越小，說明阻力越小。這主要是因為施加激勵后，抑制了襟翼前緣的流動分離。由于本文研究所采用的是毫秒脈沖等離子體電源，輸出電壓波形為正弦波，已有的研究結(jié)果表明：毫秒脈沖等離子體氣動激勵抑制流動分離的作用機理是在電場力的作用下，一方面誘導附面層加速，改變附面層的速度剖面，使得附面層內(nèi)速度分布更為飽滿、吸力面的負壓更“負”；另一方面在附面層內(nèi)誘導產(chǎn)生旋渦，促進附面層和主流之間的能量摻混；通過這兩方面的作用，起到抑制流動分離、減阻增升的效果。

在來流速度為30 m/s下，不同激勵頻率下增升裝置的升力系數(shù)(由表面壓力系數(shù)測量結(jié)果計算得到)和阻力系數(shù)(由尾跡區(qū)速度分布測量結(jié)果計算得到)如圖6所示。等離子體氣動激勵的占空比固定為10%、激勵電壓固定為12 kV，激勵頻率分別選取100、200、300、500和1 000 Hz?？梢姡诓煌l率下，施加激勵后模型的升力系數(shù)均有所增大，阻力系數(shù)均有所減小。激勵頻率為1 000 Hz時，控制效果最好。在主翼失速前，施加激勵后，增升裝置阻力系數(shù)的減小較多。例如：迎角為4°，激勵頻率為1 000 Hz時，翼型升力系數(shù)增大了7.1%，阻力系數(shù)減小了28.7%。其原因是在4° 迎角下，主翼吸力面的流動沒有發(fā)生分離，但襟翼表面出現(xiàn)了嚴重的分離，此時襟翼產(chǎn)生的阻力占的比重大。施加激勵后，襟翼的流動分離被有效控制，但由于其弦長較小，所以對整個翼型的升力提升有限，但引起減阻效應(yīng)更明顯，因此整個翼型阻力顯著減小。

圖6　不同激勵頻率下的試驗結(jié)果Fig.6　Test results at different actuation frequencies

需要說明的是，并不是說激勵頻率越大，控制效果越好，已有的大量研究表明[21-22]：等離子體氣動激勵存在最佳的激勵頻率，在此頻率下，激勵產(chǎn)生擾動與分離渦耦合作用，控制效果最好。對于襟翼表面的流動，還受到主翼表面流動、縫道流動等的影響，所以襟翼分離渦的特性與主翼有顯著區(qū)別，控制襟翼分離的最佳激勵頻率也與主翼不一樣。由于襟翼表面流動包含著極為復雜的流動現(xiàn)象，包括：流動分離、邊界層的發(fā)展、尾流發(fā)展、摻混邊界層及黏性尾流相互作用等。

為了輔助分析等離子體氣動激勵與襟翼表面流動間的非定常耦合作用機制，還進行了初步的非定常數(shù)值仿真，仿真時將等離子體氣動激勵的作用效果簡化為體積力，然后與Navier-Stokes方程耦合求解，仿真模型和邊界條件的處理見文獻[23]。

圖7為迎角為4°、激勵頻率為1 000 Hz時，控制前后一個周期內(nèi)的渦量云圖。從圖7非定常仿真結(jié)果可以看出，襟翼前緣的剪切層始終存在，說明4° 迎角時襟翼分離發(fā)生在前緣，形成較穩(wěn)定的前緣剪切層。尾渦的形成、發(fā)展與脫落造成了升力系數(shù)的周期性波動，0T(T為前面定義的電源輸出正弦波的周期)時刻，尾渦已形成，此時對應(yīng)升力系數(shù)的最小值，從0～3/4T時刻，尾渦由形成到脫落，對應(yīng)著升力系數(shù)的增大，從3/4T～1T時刻，尾渦由脫落到再次形成，升力系數(shù)會逐漸減小。施加激勵后，還可以看出，相比于基準狀態(tài)，其尾渦的尺寸和強度明顯減小，尾渦的形成和脫落時間減小，襟翼前緣的分離被明顯抑制后，襟翼剪切層出現(xiàn)了有規(guī)律的脈動，其與尾渦起到的是互相抑制的作用。且對襟翼施加激勵后，主翼的邊界層和尾跡的剪切層都發(fā)生了明顯的變化。所以等離子體氣動激勵與飛機增升裝置流動分離相互作用本質(zhì)上是一個非定常的耦合作用過程：毫秒脈沖等離子體激勵的機理主要是體積力效應(yīng)，其誘導氣流加速，在前緣剪切層作用下形成誘導渦，渦的形成位置在分離區(qū)內(nèi)，旋渦沿剪切層向下游發(fā)展、擴大，增大了主流與分離流的摻混。激勵頻率決定了襟翼上翼面存在的旋渦的特性，施加1 000 Hz激勵時，誘導的旋渦對分離渦起到持續(xù)的作用，有效抑制了流動分離。

圖7　激勵前后一個周期內(nèi)的渦量云圖仿真結(jié)果Fig.7　Simulation results of vorticity for one cycle before and after actuation

2.3不同占空比下的流動控制效果

對于毫秒脈沖等離子體氣動激勵，采用不同的占空比(DC)，可以產(chǎn)生類似定常與非定常的氣動激勵，進行了不同占空比對控制效果的影響的研究。來流為30 m/s，迎角固定為4°，激勵頻率為1 000 Hz，激勵電壓為12 kV，激勵位置在襟翼前緣，占空比分別為10%、20%、30%、50%和100%，襟翼表面的壓力系數(shù)測量結(jié)果如圖8所示?？梢钥闯?，占空比對控制效果有較大影響。當占空比為100%時，毫秒脈沖激勵產(chǎn)生的是類似定常的激勵作用，襟翼前緣的壓力變化較小，沒有出現(xiàn)負壓峰值，控制效果最差，系數(shù)增大約2.2%、阻力減小約6.4%；占空比為10%～30%的控制效果基本相同，增升裝置升力系數(shù)增大約5.4%、阻力減小約28.7%，占空比為50%時效果稍差，升力系數(shù)增大約3.2%、阻力系數(shù)減小約12.7%。

圖8　不同占空比下襟翼表面壓力系數(shù)分布圖Fig.8　Pressure coefficient distribution of different duty cycles on flap surface

不同占空比控制效果不同，非定常激勵的控制效果明顯好于定常激勵；占空比越小，能耗越低。其物理機制主要體現(xiàn)在不同占空比下等離子體氣動激勵特性存在顯著不同。粒子圖像測速儀的測試表明[24]：正弦波等離子體氣動激勵誘導空氣流動的本質(zhì)是非定常的，在激勵產(chǎn)生階段會誘導產(chǎn)生啟動渦，經(jīng)過約3 s時間后，啟動渦最終會衍化成近壁面射流。不同占空比下，啟動渦的特性是不一樣的，經(jīng)過占空調(diào)制后，氣動激勵的非定常性增強，占空比為10%～30%時，氣動激勵誘導產(chǎn)生的啟動渦的渦量和壁面射流的速度大小均比占空比為50%和100%要大，從而導致了不同占空比下，流動控制效果不同。

2.4激勵位置的影響

將激勵電壓固定為12 kV、激勵頻率固定為1 000 Hz，占空比固定為20%，分別進行了在主翼前緣施加激勵、襟翼前緣施加激勵以及主翼、襟翼前緣同時施加激勵的試驗研究。研究結(jié)果如圖9 所示，圖中flap代表激勵位置在襟翼前緣；main代表激勵位置在主翼前緣；both表示在主翼和襟翼前緣同時施加激勵。由圖可見，在主翼前緣施加激勵，在迎角小于14° 時，因為主翼前緣沒有出現(xiàn)流動分離，所以控制效果很弱。但是當迎角大于14° 時，等離子體氣動激勵可有效改善增升裝置大迎角下的氣動特性，因為大迎角下主翼進入失速分離狀態(tài)，增升裝置的升力系數(shù)從14° 時的3.15減小到16° 時的2.13，阻力系數(shù)由0.6增大到1.25；在主翼前緣施加激勵后可將增升裝置臨界失速迎角由14° 提高到18°，最大升力系數(shù)由3.15提高到3.72，提高了18.1%?？梢娫谥饕砬熬壥┘蛹?，可以顯著的提高增升裝置大迎角下的氣動性能。

圖9　不同激勵位置下的試驗結(jié)果Fig.9　Test results in different actuation positions

在襟翼前緣施加激勵時，由于襟翼前緣在主翼失速前就出現(xiàn)了流動分離，等離子體氣動激勵可有效抑制襟翼的流動分離，使得增升裝置升力增大、阻力減小。等離子體激勵抑制了襟翼前緣的流動分離，提高了襟翼的氣動特性，同時，還改善了主翼吸力面的流動特性，翼型升力的提高主要是由于施加激勵后增加了整個翼型的環(huán)量。例如：在迎角為4° 時，施加激勵后增升裝置阻力系數(shù)減小了28.7%、升力系數(shù)增大了7.1%。在大迎角下，襟翼的氣動力占整個增升裝置氣動力的比重降低，控制效果開始減弱。

在襟翼前緣和主翼前緣都施加激勵時，可同時改善增升裝置在主翼失速前和失速后的氣動特性，控制效果最優(yōu)。激勵后，可將增升裝置最大升力系數(shù)由3.15提高到了3.79，提高了20.3%；而且控制后不同迎角下增升裝置的阻力系數(shù)都明顯減小。在主翼失速前是襟翼前緣的激勵起作用，主翼失速后是主翼前緣的激勵起作用。

2.5來流速度對控制效果的影響

為了進行對比，還進行了來流速度為45 m/s和60 m/s下的流動控制試驗。不同來流速度下等離子體氣動激勵的參數(shù)一致，激勵位置在主翼前緣和襟翼前緣、激勵頻率為1 000 Hz、激勵電壓為12 kV、占空比為10%，試驗結(jié)果如圖10所示。

由圖10可見，在不同來流速度下，均有較好的流動控制效果；但隨著來流速度的提高，施加激勵后，增升裝置升力系數(shù)的增加量δCL和阻力系數(shù)的減小量δCD均顯著變小，也就是說來流速度越高，控制效果越弱。這主要是因為隨著來流速度的提高，襟翼和主翼上發(fā)生流動分離時的逆壓梯度增大，流動分離更難被控制，所以流動控制效果下降。此外，增升裝置升力系數(shù)的增加量δCL和阻力系數(shù)的減小量δCD的變化還與迎角密切相關(guān)，在主翼失速前(小于14°)，主翼表面沒有出現(xiàn)流動分離，襟翼表面有流動分離，施加激勵后襟翼表面的流動分離被有效控制，但是襟翼相對主翼面積較小，所以此時δCL的增加量相對較小，此時以減阻為主；當迎角在14° 到18° 之間時，等離子體氣動激勵可以同時控制襟翼和主翼前緣的流動分離，所以增升減阻效果最為顯著；當迎角大于18° 時，主翼前緣處于深度失速狀態(tài)，流動分離已無法控制，所以此時減阻增升效果逐漸減弱。

圖10　不同來流速度下的試驗結(jié)果Fig.10　Test results at different inflow velocities

大多數(shù)飛機的實際飛行速度都遠高于本文中的60 m/s，有的飛行速度達到高亞聲速，如何有效控制高風速(雷諾數(shù))下飛機機翼表面的流動分離，是等離子體流動控制技術(shù)能否實際應(yīng)用的關(guān)鍵。本文研究所采用的是正弦波等離子體氣動激勵，由于其主要作用機制還是誘導附面層加速，所以其對于抑制低速流動具有較好的效果，但是隨著來流速度的提高，流動控制效果逐漸減弱。納秒脈沖等離子體氣動激勵是空氣動力學領(lǐng)域新興的研究熱點，相比于正弦波誘導氣流加速的作用機制，納秒脈沖放電通過在短時間將能量釋放，在流場局部產(chǎn)生快速的溫升和壓升，進一步可誘導產(chǎn)生強壓縮波和旋渦，可以極大的增強附面層和主流之間的能量摻混，從而提高其抑制流動分離的能力，目前國際上采用納秒脈沖等離子體氣動激勵，已經(jīng)有效抑制了翼型吸力面高亞聲速來流下的流動分離，這標志著等離子體流動控制技術(shù)已經(jīng)具有較大的實用價值，也為等離子體流動控制技術(shù)的實際應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

3　結(jié)　論

本文進行了脈沖等離子體氣動激勵改善增升裝置氣動特性的試驗，研究了激勵位置、激勵頻率、占空比和來流速度等對控制效果的影響。

1) 在主翼前緣施加激勵，可有效抑制大迎角下主翼吸力面的失速分離，有效提高增升裝置最大升力系數(shù)和失速迎角，主翼前緣激勵時小迎角的控制效果較弱。且同時在主翼和襟翼前緣施加激勵，可同時改善增升裝置在主翼失速前和失速后的氣動性能，控制效果最優(yōu)。

2) 在襟翼前緣施加脈沖等離子體氣動激勵，可有效抑制襟翼前緣的流動分離，使襟翼前緣壓力系數(shù)從平臺區(qū)變?yōu)槊黠@的前緣峰值特性；在襟翼前緣施加激勵，可有效減小增升裝置在主翼失速前的阻力系數(shù)。

3) 在襟翼前緣施加激勵，在不同激勵頻率下，施加激勵后模型的升力系數(shù)均有所增大，阻力系數(shù)均有所減小；激勵頻率為1 000 Hz時，控制效果較好，增升裝置升力系數(shù)增大了7.1%，阻力系數(shù)減小了28.7%。

4) 占空比對控制效果有較大影響。當占空比為100%時，毫秒脈沖激勵產(chǎn)生的類似定常激勵作用，其控制效果最差；而當占空比為10%～30%時，控制效果基本相同；占空比為50%時效果稍差。

5) 隨著來流速度的提高，主翼和襟翼的流動分離更難被抑制，等離子體氣動激勵對增升裝置氣動性能的改善程度減弱，升力增量和阻力減小量都降低；且減阻增升效果還與攻角大小相關(guān)。

[1]WANG J J, LI Y C, CHOI K S. Gurney flap-lift enhancement, mechanisms and applications[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2008, 44(1): 22-47.

[2]MELTON L P, SCHAEFFLERS N W, LIN J C. High-lift system for a supercritical airfoil: Simplified by active flow control: AIAA-2007-0707[R]. Reston: AIAA, 2007.

[3]LIN J C. Control of turbulent boundary-layer separation using micro-vortex generators: AIAA-1999-3404[R]. Reston: AIAA, 1999.

[4]褚胡冰, 陳迎春, 張彬乾, 等. 增升裝置微型渦流發(fā)生器數(shù)值模擬方法研究[J]. 航空學報, 2012, 33(1): 11-21.

CHU H B, CHEN Y C, ZHANG B Q, et al. Investigation of numerical simulation technique for micro vortex generators applied to high lift system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(1): 11-21(in Chinese).

[5]朱奇亮, 高永衛(wèi), 葉正寅. 不同聲激勵方式對多段翼型升力特性的影響[J]. 航空工程進展, 2013, 4(2): 232-236.

ZHU Q L, GAO Y W, YE Z Y. Influence of the different acoustic excitations on lift characteristic of a multi-element airfoil[J]. Advances in Aeronautical Science and Engineering, 2013, 4(2): 232-236 (in Chinese).

[6]TIMO K, VLAD C, RALF R, et al. Active flow separation control on a high-lift wing-body configuration part 1: Baseline flow and constant blowing: AIAA-2011-3168[R]. Reston: AIAA, 2011.

[7]VLAD C, TIMO K, RALF R, et al. Active flow separation control on a high-lift wing-body configuration: Part 2: The pulsed blowing application: AIAA-2011-3169[R]. Reston: AIAA, 2011.

[8]焦予秦, 陸巖. 多段翼型吹氣流動分離控制研究[J].應(yīng)用力學學報，2015, 32(2): 215-220.

JIAO Y Q, LU Y. Research on flow separation control on multi-element airfoil using air-blowing[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2015, 32(2): 215-220 (in Chinese).

[9]SANG H K, CHONGAM K. Separation control on NACA23012 using synthetic jet: AIAA-2006-2853[R]. Reston: AIAA, 2006.

[10]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(1): 505-529.

[11]LI Y H, WU Y, LI J. Review of the investigation on plasma flow control in China[J]. International Journal of Flow Control, 2012, 4(12): 1-17.

[12]WANG J J, CHOI K S, FENG L H, et al. Recent developments in DBD plasma flow control[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2013, 62(1): 52-78.

[13]吳云, 李應(yīng)紅. 等離子體流動控制研究進展與展望[J]. 航空學報, 2015, 36(2): 381-405.

WU Y, LI Y H. Progress and Outlook of Plasma Flow Control[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese).

[14]ADAMOVICH I V, LITTLE J, NISHIHARA M, et al. Nanosecond pulse surface discharges for high-speed flow control: AIAA-2012-3137[R]. Reston: AIAA, 2012.

[15]DAWSON R, LITTLE J. Characterization of nanosecond pulse driven dielectric barrier discharge plasma actuators for aerodynamic flow control[J]. Journal of Applied Physics, 2013, 113(1): 103302.

[16]DAWSON R A, LITTLE J. Effects of pulse polarity on nanosecond pulse driven dielectric barrier discharge plasma actuators[J]. Journal of Applied Physics, 2014, 115(1): 043306.

[17]LITTLE J, NISHIHARA M, ADAMOVICH I V, et al. High-lift airfoil trailing edge separation control using a single dielectric barrier discharge plasma actuator[J]. Experiments in Fluids, 2010, 48(3): 521-537.

[18]LITTLE J, SAMIMY M. High-Lift airfoil separation with dielectric barrier discharge plasma actuation[J]. AIAA Journal, 2010, 48(12): 2884-2898.

[19]王萬波, 章榮平, 黃宗波, 等. 等離子體激勵用于兩段翼型增升的試驗研究[J].空氣動力學學報，2012, 31(1): 64-68.

WANG W B, ZHANG R P, HUANG Z B, et al. Test research of two-element airfoil lift enhancement by plasma actuator[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 31(1): 64-68 (in Chinese).

[20]馮立好, 王晉軍, CHOI K S. 等離子體環(huán)量控制翼型增升的試驗研究[J]. 力學學報, 2013, 45(6): 815-821.

FENG L H, WANG J J, CHOI K S. Experimental investugation on lift increment of a plasma circulation control airfoil[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2013, 45(6): 815-821 (in Chinese).

[21]李應(yīng)紅, 梁華, 馬清源, 等. 脈沖等離子體氣動激勵抑制翼型吸力面流動分離的試驗研究[J]. 航空學報, 2008, 29(6): 1429-1435.

LI Y H, LIANG H, MA Q Y, et al. Experimental Investigation on Airfoil Suction Side Flow Separation Suppression by Pulse Plasma Aerodynamic Actuation. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008, 29(6): 1429-1435 (in Chinese).

[22]李應(yīng)紅, 吳云, 梁華, 等. 提高抑制流動分離能力的等離子體沖擊流動控制原理[J]. 科學通報, 2010, 55(11): 3060-3068.

LI Y H，WU Y，LIANG H，et al. The mechanism of plasma shock flow control for enhancing flow separation control capability[J]. Chinese Science Bulletin, 2010, 55(31): 3060-3068 (in Chinese).

[23]梁華. 翼型等離子體流動控制研究[D]. 西安：空軍工程大學, 2009： 74-89.

LIANG H. Investigation of airfoil plasma flow control[D]. Xi’an: Airforce Engineering University, 2009： 74-89 (in Chinese).

[24]梁華, 李應(yīng)紅, 宋慧敏, 等. 等離子體氣動激勵誘導空氣流動的PIV測試研究[J]. 實驗流體力學, 2011, 25(4): 22-25.

LIANG H，LI Y H，SONG H M, et al. PIV investigation on flow induced by plasma aerodynamic actuation[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(4): 22-25 (in Chinese).

梁華男， 博士， 講師。主要研究方向： 等離子體流動控制。

Tel: 029-84787527-612

E-mail: lianghua82702@126.com

Test of high lift system flow control by plasma aerodynamic actuation

LIANG Hua1,2,*,WU Yun1, LI Jun1, HAN Menghu1, MA Jie1

1. College of Aeronautics and Astronautics Engineering, Airforce Engineering University, Xi’an710038, China 2. School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an710072, China

Flow separation on high lift systems will result in the aerodynamic characteristic deterioration. Wind tunnel test of high lift system flow separation control by plasma aerodynamic actuation were conducted. The effects of actuation parameters such as pulse frequency and duty cycle and actuation position were investigated. The test results show that plasma aerodynamic actuation can suppress flow separation and improve aerodynamic characteristic for high lift system by inducing flow acceleration and enhancing energy mixing in boundary layer. When the actuation is operated on the leading edge of the main airfoil, the stall separation at high angle of attacks can be suppressed effectively. The maximal lift coefficient and the stall angle of attack are increased by 18.1% an 4° respectively. When the actuation is operated on the leading edge of the flap, the aerodynamic characteristics at small angles of attack can be improved effectively. The lift coefficient of the tested model is increased by 7.1% and the drag coefficient is reduced by 28.7% after actuation at an angle of attack of 4°. The duty cycle is important in flow control. When the duty cycle is 10%～30%, the actuation is characterized by its intense unsteady property and the flow control effects are better than that of 50%. The control effects are the worst when the duty cycle is 100%. The flow separation is hard to control at higher inflow velocities for its strong reverse pressure gradient. The investigation can lay a foundation for the application of plasma flow control technology on high life systems.

high lift system; plasma; aerodynamic actuation; flow separation; flow control

2016-02-03； Revised： 2016-03-20； Accepted： 2016-04-23； Published online： 2016-05-1116：45

s： National Natural Science Foundation of China (51207169, 51276197, 61503302); China Postdoctoral Science Foundation (2014M562446); Natural Science Foundation of Shaanxi Province (2015JM1001)

. Tel.： 029-84787527-612E-mail: lianghua82702@126.com

2016-02-03； 退修日期： 2016-03-20； 錄用日期： 2016-04-23；

時間： 2016-05-1116:45

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.006.html

國家自然科學基金 (51207169,51276197,61503302)； 中國博士后科學基金(2014M562446)； 陜西省自然科學基金 (2015JM1001)

.Tel.： 029-84787527-612E-mail: lianghua82702@126.com

10.7527/S1000-6893.2016.0131

V232

A

1000-6893(2016)08-2603-11

引用格式： 梁華， 吳云， 李軍， 等. 等離子體氣動激勵改善增升裝置氣動性能的試驗[J]. 航空學報， 2016, 37(8): 2603-2613. LIANG H,WU Y, LI J, et al. Test of high lift system flow control by plasma aerodynamic actuation[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8)： 2603-2613.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160511.1645.006.html