姚軍鍇, 何海波, 周丹杰, 史志偉, 杜海

(1.北京機電工程研究所, 北京 100074; 2.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院, 南京 210016)

飛行器的升力主要來源于機翼,機翼在較大的攻角下會出現(xiàn)流動分離,造成升力損失,甚至失速,從而威脅飛行安全。飛翼布局由于具有較大升阻比、良好載荷分布和隱身特性,近年來受到國內(nèi)外研究機構(gòu)的廣泛關(guān)注[1-2]。由于采用翼身融合方式,其機體為“全翼面”形式,在大攻角機動時機體表面的流動分離更加嚴(yán)重地威脅到其飛行安全。

對飛翼布局飛行器來說,大攻角時流動從前緣就開始分離,分離流在機體背風(fēng)面形成自由剪切層,進(jìn)而卷起產(chǎn)生分離渦,已有研究表明,對于自由剪切層的控制能夠有效減小分離渦的強度[3-4]。

隨著科技的發(fā)展,主動流動控制技術(shù)在抑制流動分離上發(fā)揮著越來越大的作用[5-9]。國內(nèi)外通過計算和試驗手段對流動分離控制進(jìn)行了一系列研究,Gursul等[10]系統(tǒng)地介紹了三角翼布局前緣分離渦主被動控制方法,李玉杰等[5]采用雙合成射流激勵器,有效地抑制了翼型大攻角流動分離,推遲了分離攻角。作為一種新型主動流動控制手段,等離子體流動控制技術(shù)具有結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、重量輕、響應(yīng)快、能耗低的特點,國內(nèi)外針對該技術(shù)開展了廣泛的研究[11-14]。Lopera等[15]基于1303UAV模型開展了等離子體流動控制風(fēng)洞試驗,結(jié)果表明等離子體能夠有效抑制流動分離,不同攻角下升力最大增加25%。Patel等[16]對1303UAV大攻角分離渦特性開展了風(fēng)洞試驗研究,通過流動顯示手段表明,在5°攻角下飛行器前緣就形成了分離渦,隨攻角增大,前緣分離渦破碎且位置前移,通過布置等離子體激勵器,流動分離明顯被抑制,最大升力系數(shù)有所提升。翟琪等[17]采用數(shù)值模擬方法分析了介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵對翼型大攻角分離流的控制效果,從流場結(jié)果看等離子體激勵后翼型背風(fēng)面分離被有效抑制。

從國內(nèi)外的研究現(xiàn)狀看,對飛翼布局飛行器應(yīng)用等離子體激勵的研究多采用測力方式獲取激勵前后對氣動特性的影響[18-19],而針對等離子體激勵器與流場作用機理的研究較少。本文采用測力與油流顯示相結(jié)合的試驗方法,對等離子體激勵器在飛翼布局飛行器上布置位置和放電頻率對全機氣動特性影響的規(guī)律進(jìn)行了研究,著重分析了不同攻角下激勵器開啟與否時均化流動結(jié)構(gòu)隨攻角的演化過程,從而揭示了等離子體激勵器對飛翼布局飛行器分離渦的控制機理,為飛翼布局飛行器大攻角分離渦控制提供了借鑒和指導(dǎo)。

1 試驗系統(tǒng)

1.1 風(fēng)洞及試驗方法

本次研究包括測力和油流顯示試驗,試驗均在南京航空航天大學(xué)1 m低速、低噪聲和低湍流風(fēng)洞中進(jìn)行,風(fēng)洞主要由試驗段、擴散段、回流段、穩(wěn)定段、收縮段和動力段組成。試驗段尺寸為:1.5 m×1 m,最大穩(wěn)定風(fēng)速35 m/s,2項試驗風(fēng)速均為25 m/s,雷諾數(shù)Re=3.81×105。

測力試驗采用Φ14 mm桿式六分量天平,天平響應(yīng)頻率大于80 Hz,天平量程和校準(zhǔn)精度如表1所示。

表1 天平量程和校準(zhǔn)精度

油流顯示試驗中涂料由二氧化鈦、石蠟、硅油和煤油按比例混合而成并在吹風(fēng)前均勻涂在模型表面,由于油流試驗主要在于獲取飛行器表面時均流場結(jié)構(gòu),因此不進(jìn)行測力,每次試驗吹風(fēng)2～4分鐘直至表面流態(tài)不再變化為止。

1.2 等離子電源

試驗采用納秒脈沖等離子體電源,電源型號NPG-15/2000(N),輸入為0～220 V,50 Hz的交流電,輸出為4 ns上升沿、20 ns寬度的脈沖電壓,最大脈沖能量30 mJ,峰-峰值電壓10～18 kV,脈沖峰值功率為4.5 MW。

1.3 等離子體激勵器

本次研究采用表面介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵器(DBD),其由掩埋電極、絕緣材料和裸露電極組成。激勵器電極采用厚度80 μm的銅箔電極,電極寬度5 mm,放電寬度1 mm,絕緣材料采用3層厚度為60 μm的聚酰亞胺薄膜。

圖1 DBD結(jié)構(gòu)示意圖

1.4 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗用飛翼布局飛行器外形如圖2所示,模型前緣后掠角40°,展長800 mm,對稱面弦長480 mm,重心位置距頭部頂點249 mm。采用ABS塑料加工而成,模型以尾支撐方式安裝在風(fēng)洞攻角機構(gòu)上。

圖2 飛翼布局飛行器模型

試驗中激勵器布置于模型左右兩側(cè)內(nèi)、中、外翼段前緣0%c,5%c,10%c,模型在風(fēng)洞中激勵器開啟狀態(tài)的照片如圖3所示:

圖3 風(fēng)洞中等離子體激勵器開啟狀態(tài)

2 結(jié)果與分析

2.1 測力結(jié)果

首先采用固定放電電壓U=15.3 kV,放電頻率f=70 Hz的方式研究了激勵器不同布置位置對全機氣動特性的影響。激勵器放電與否產(chǎn)生的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線如圖4所示:

由試驗結(jié)果可知,激勵器開啟后對全機氣動特性的影響比較明顯,不同布置位置對升、阻力、俯仰力矩的影響有一定差異。具體看與激勵器關(guān)閉狀態(tài)相比,3種布置位置激勵器開啟全機升力系數(shù)在14°攻角后明顯增加,激勵器越靠近前緣,增升效果越明顯,布置于前緣位置時,24°攻角飛行器升力系數(shù)增加22.7%。攻角小于18°,激勵器開啟使全機阻力系數(shù)略有降低,18°攻角后激勵器狀態(tài)全機阻力系數(shù)比關(guān)閉時有所增加,激勵器位置越靠前,阻力系數(shù)增加越明顯。3種布置位置激勵器開啟均使全機抬頭力矩增加且布置位置越靠近前緣,抬頭力矩增加越明顯。

圖4 激勵器不同布置位置升力系數(shù)隨攻角變化曲線 圖5 激勵器不同布置位置阻力系數(shù)隨攻角變化曲線 圖6 激勵器不同布置位置俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

從不同布置位置測力結(jié)果分析,小攻角狀態(tài)施加激勵后,由于飛行器附近流場均為附著流,因此激勵器開啟前后對全機氣動特性的影響效果有限;隨攻角增加,從飛行器前緣附近開始出現(xiàn)分離,且分離點隨攻角增加向前緣移動,而靠近前緣的激勵器通過在分離點附近對流場注入能量,有效抑制了自由剪切層的破碎和渦的形成,使分離流得到有效抑制并部分再附,因此大攻角狀態(tài)施加激勵后全機氣動特性比激勵器關(guān)閉狀態(tài)有明顯改善。

固定激勵器位置于0%c,研究了放電頻率對飛行器氣動特性的影響,放電電壓仍為U=15.3 kV,圖7～9給出了不同放電頻率全機升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線:

圖7 不同放電頻率升力系數(shù)隨攻角變化曲線 圖8 不同放電頻率阻力系數(shù)隨攻角變化曲線 圖9 不同放電頻率俯仰力矩系數(shù)隨攻角變化曲線

從圖中可知,不同放電頻率下全機氣動特性存在一定差異。放電頻率小于70 Hz,大攻角時施加激勵后全機升力系數(shù)隨放電頻率的增加而增大,放電頻率大于70 Hz,全機升力系數(shù)隨放電頻率的增加而減小,放電頻率f=70 Hz時飛行器升力系數(shù)增幅最大。攻角小于18°與激勵器關(guān)閉狀態(tài)相比,不同放電頻率全機阻力系數(shù)存在一定波動,變化量值較小,攻角大于18°,不同放電頻率下全機阻力系數(shù)均有所增加且f=70 Hz時阻力系數(shù)的增幅最大。與升、阻力系數(shù)的影響規(guī)律類似,放電頻率f=70 Hz時,飛行器產(chǎn)生的俯仰力矩系數(shù)增加量最大。

前期大量研究表明[3,20],等離子體激勵器是通過抑制分離流實現(xiàn)增升控制,其對分離流的控制存在最佳放電頻率,該頻率下產(chǎn)生的擾動與分離渦的生成頻率耦合,能夠有效抑制分離渦的形成。對于本文試驗狀態(tài),放電頻率f=70 Hz時,對應(yīng)無量綱頻率F+=f·Lsep/V∞≈1,其中f為放電頻率,Lsep為沿流線分離區(qū)大小,V∞為來流速度,此時對分離渦的控制效果最佳。

根據(jù)上述測力試驗研究結(jié)果,激勵器位置和放電頻率對飛行器分離流控制效果的影響較大,激勵器布置在飛行器前緣,無量綱放電頻率F+≈1時控制效果最佳,采用該激勵器布置位置和放電頻率開展了下述油流顯示試驗。

2.2 不同攻角時均流動結(jié)構(gòu)

作為一種傳統(tǒng)的流動顯示方法,油流法可用于顯示物面的時均流動圖譜,其是一種能夠顯示復(fù)雜流動的簡便而有效的手段。本次研究采用該方法能夠有效避免納秒等離子體放電對其他流動顯示技術(shù)的電磁干擾問題,例如高速PIV可能的丟幀問題。

為了便于對比有無激勵狀態(tài)下的流場結(jié)構(gòu),本部分試驗采用單側(cè)布置激勵器的方式,即僅在風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ陀覀?cè)機翼前緣布置激勵器,由于激勵器電極和絕緣層的厚度較小,可認(rèn)為其對流動結(jié)構(gòu)不構(gòu)成影響。

圖10給出了攻角5°時飛翼布局模型表面的油流顯示結(jié)果:

圖10 5°攻角飛翼布局模型油流顯示結(jié)果

從圖中可見,5°攻角時模型上表面左、右側(cè)內(nèi)翼段均出現(xiàn)了分離泡,分離泡位置位于30%c～50%c,上表面附著流在分離泡前分離,并在50%c位置發(fā)生再附,再附后流線沿內(nèi)翼段上表面呈附著流態(tài)直至后緣。飛行器上表面在較低的速度下出現(xiàn)了非預(yù)期分離泡,該現(xiàn)象僅在低雷諾數(shù)下才會出現(xiàn),分析其成因,主要在于內(nèi)翼段上表面最大厚度較大,且最大厚度位置較為靠前,5°攻角下流動從前緣一直加速至最大厚度位置,而后在逆壓梯度下減速分離,形成分離泡,過分離泡后邊界層內(nèi)低速分離流與外部高速流動卷曲混合,增大了邊界層內(nèi)的流速,流動重新附著。油流顯示結(jié)果為后續(xù)氣動外形的改進(jìn)優(yōu)化提供了方向。

由于激勵器布置在前緣,而流動未從前緣分離,因此激勵器開啟對分離泡的抑制作用有限。在5°攻角下中翼段和外翼段均維持附著流態(tài),激勵器開啟與否的表面流線基本一致,由此也驗證了激勵器厚度和寬度對油流顯示結(jié)果的影響較小。

圖11給出了10°攻角時模型表面的油流顯示結(jié)果:

圖11 10°攻角飛翼布局模型油流顯示結(jié)果

由圖可見在10°攻角時模型上表面內(nèi)翼段出現(xiàn)了分離,分離位置同樣位于翼型上表面最大厚度附近,前緣附著流沿分離線向左右兩側(cè)流動。分離流在50%c附近再附,而后以附著流態(tài)流動至后緣。

由于飛翼布局模型前緣后掠角較小,前緣渦不穩(wěn)定,10°攻角下激勵器關(guān)閉時在內(nèi)外翼轉(zhuǎn)折位置已出現(xiàn)螺旋點,但此時前緣渦并未完全破碎,第一個螺旋點附近的前緣渦能量較小,其沿展向繼續(xù)發(fā)展,在中翼段前緣附近形成了尺度較大的第二個螺旋點,該螺旋點對應(yīng)的分離渦使流動在中翼和外翼順螺旋流動,最終在中翼和外翼段前緣二次分離。施加激勵后,右側(cè)機翼在內(nèi)外翼轉(zhuǎn)折位置附近同樣出現(xiàn)螺旋點,但由于激勵器對自由剪切層注入了能量,螺旋點穩(wěn)定在該位置,并未出現(xiàn)破碎,從油流結(jié)果看分離渦的強度也比激勵器關(guān)閉狀態(tài)明顯提高,在中翼段和外翼段繼續(xù)順螺旋方向流動,且在前緣位置未形成二次分離。

圖12 15°攻角飛翼布局模型油流顯示結(jié)果

隨攻角繼續(xù)增大,15°攻角狀態(tài)激勵器關(guān)閉時剪切層從前緣直接分離,形成尺度較大的分離渦,對應(yīng)螺旋點位置在前緣附近,從測力曲線看,攻角15°時,飛行器已處于失速點,分離渦卷起的反向流動在中翼段和外翼段50%c附近形成二次分離線。激勵器開啟后,右側(cè)機翼螺旋點位置沿展向向翼尖方向移動,且中、外翼段的分離區(qū)明顯降低,激勵器作用前后的俯仰力矩系數(shù)曲線同樣驗證了該流態(tài)。

圖13 20°攻角飛翼布局模型油流顯示結(jié)果

在20°攻角時,飛行器已處于過時速狀態(tài),前緣渦已經(jīng)完全破碎,激勵器關(guān)閉時左側(cè)機翼上形成了尺度占據(jù)1/2翼面的分離渦,分離渦在飛行器上表面中線位置再附。內(nèi)翼段前緣的分離渦向后發(fā)展,在內(nèi)翼段60%c位置形成尺度更大的渦,分離渦卷起的氣流在中、外翼段逆來流流動,并在60%c附近再次分離。激勵器開啟后,螺旋點向上游和右側(cè)移動,由于激勵后對流場形成的擾動增加了分離渦的能量,右側(cè)機翼僅存在一個渦量較大的螺旋點,由此也增大了中、外翼段逆流流動的流速,有效降低了分離區(qū)大小。

圖14給出了25°攻角狀態(tài)模型表面的油流顯示結(jié)果:

圖14 25°攻角飛翼布局模型油流顯示結(jié)果

在如此大的攻角下,剪切層從前緣直接分離,分離渦已經(jīng)完全破碎,且破碎的分離渦遠(yuǎn)離模型表面。激勵器關(guān)閉時分離區(qū)幾乎占據(jù)了左側(cè)整個翼面,僅在內(nèi)翼段后緣位置存在尺度非常小的螺旋點,在遠(yuǎn)離翼面的分離渦作用下,部分流動在后緣再附,由于能量較小、速度較低,很快就形成了二次分離。在激勵器的作用下,再附線位置不再位于上表面中線,而是向右翼偏斜。激勵器開啟后螺旋點位置向上游和右側(cè)移動,說明激勵器增強了分離渦的強度,強度較大的渦卷曲自由剪切層外的高速氣流使二次分離線位置向前緣移動,顯著降低了右側(cè)翼面分離區(qū)大小。測力曲線升力系數(shù)的提升和抬頭力矩的形成也從側(cè)面印證了激勵器作用后的流態(tài)。

從另一方面看,隨攻角增加,激勵器關(guān)閉狀態(tài)表面流態(tài)從附著流到形成分離渦并部分破碎,再到形成完全破碎的分離渦,最終到形成完全破碎后遠(yuǎn)離飛行器表面的分離渦。激勵器介入后,模型表面附著流態(tài)未發(fā)生明顯變化;部分破碎的分離渦在激勵器對剪切層注入能量后強度增加,并且維持漩渦狀態(tài),不再出現(xiàn)破碎;完全破碎的分離渦在激勵器的作用后渦心位置向外翼和前緣移動,由此促進(jìn)了剪切層外高能流動的卷入和混合,提高了分離渦的能量,有效增加了模型表面附著區(qū)的大小;完全破碎的脫體分離渦在施加激勵后渦心位置向外翼和前緣移動,渦的強度明顯提高,分離渦促使前緣自由剪切層外的高速流動和剪切層內(nèi)的低速流動充分混合,從而延遲了流動分離的發(fā)生,減小了分離區(qū)尺度,達(dá)到了增升的效果。

3 結(jié) 論

通過測力試驗研究了等離子體激勵器的位置和參數(shù)對飛翼布局飛行器氣動特性的影響規(guī)律,并采用油流顯示試驗,獲取了不同攻角下的表面流態(tài),分析了時均化流場結(jié)構(gòu)隨攻角的演化過程和等離子體激勵器對分離渦的作用機理,得到的結(jié)論如下:

1) 等離子體激勵器通過放電能夠在大攻角時有效提高飛翼布局飛行器的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù),但同時也會造成阻力系數(shù)有所提升;

2) 在飛行器前緣布置激勵器時,可實現(xiàn)最佳的增升效果,該位置下能夠使飛行器升力系數(shù)最大提高22.7%,隨激勵器位置后移,增升效果減弱;

3) 在飛行器前緣布置激勵器,不同放電頻率下施加激勵后,大攻角狀態(tài)全機升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)比無激勵時有增有降,阻力系數(shù)有所增大。放電頻率f=70 Hz時增升效果最佳,該頻率下激勵器的擾動與分離渦生成頻率耦合,有效抑制了分離;

4) 小攻角狀態(tài)流動未在飛行器前緣分離,激勵器作用前后模型表面流態(tài)基本一致。隨攻角增大,模型表面流態(tài)從附著流到形成分離渦并部分破碎,激勵器作用后通過對剪切層注入能量,分離渦強度增加,不再出現(xiàn)破碎。大攻角時,模型表面分離渦完全破碎,渦尺度明顯增加,通過施加激勵,渦心位置向外翼和前緣移動,促進(jìn)了剪切層外高速流動與內(nèi)部低速流動的混合,提高了分離渦能量,有效增加了模型表面附著區(qū)的大小,從而達(dá)到增升的效果。

本文的研究揭示了等離子體激勵器對飛翼布局飛行器大攻角分離渦的控制機理,為拓寬其飛行包線提供了新的思路。目前的研究僅局限于飛行器時均化表面流態(tài),下一步將對激勵器作用前后分離渦的時間、空間運動和演化過程開展更為深入的研究。