沙 珺, 史志偉, 陳 臻, 姚張奕

(南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院空氣動(dòng)力學(xué)系非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 江蘇南京 210016)

引 言

動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象是指飛行器或飛行部件在做非定常運(yùn)動(dòng)時(shí), 因繞流分離導(dǎo)致翼型上表面大范圍氣流分離使起始失速發(fā)生動(dòng)態(tài)延遲這一復(fù)雜非定常氣動(dòng)現(xiàn)象[1]. 該現(xiàn)象普遍存在于快速俯仰機(jī)動(dòng)的戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)翼[2]、 直升機(jī)旋翼的槳葉[3]、 垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片[4]等. 與翼型靜態(tài)失速不同, 動(dòng)態(tài)失速會(huì)明顯延遲氣流分離和失速現(xiàn)象的發(fā)生, 使之在超過(guò)靜態(tài)失速角而不超過(guò)動(dòng)態(tài)失速角的范圍內(nèi), 仍能保持較高的氣動(dòng)效益, 但同時(shí)超過(guò)動(dòng)態(tài)失速角后, 該現(xiàn)象也會(huì)導(dǎo)致升力陡降、 阻力陡增、 氣動(dòng)特性急劇惡化乃至顫振等問(wèn)題[5].

幾十年來(lái), 各國(guó)均對(duì)動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行了大量研究. 研究早期是為了理解和預(yù)測(cè)各種情況下槳葉俯仰振蕩的氣動(dòng)特性問(wèn)題; 而之后各國(guó)對(duì)高性能飛行器提出的“過(guò)失速機(jī)動(dòng)”等要求, 則成為研究主要目標(biāo). 早在20世紀(jì) 70 年代中期, 世界各國(guó)就開(kāi)始對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)態(tài)失速區(qū)域范圍內(nèi)大攻角機(jī)動(dòng)的空戰(zhàn)效能進(jìn)行研究. 20世紀(jì)80年代初, 聯(lián)邦德國(guó)的Herbst就首先提出了“超機(jī)動(dòng)性”概念[6], 認(rèn)為未來(lái)近距離空戰(zhàn)要求戰(zhàn)斗機(jī)具有快速機(jī)動(dòng)能力, 必須采用過(guò)失速機(jī)動(dòng)技術(shù), 因此世界各國(guó)都十分重視與該技術(shù)有關(guān)的動(dòng)態(tài)失速方面的研究.

關(guān)于動(dòng)態(tài)失速的成因, 國(guó)內(nèi)外諸多學(xué)者已經(jīng)達(dá)成了共識(shí), 正常條件下翼型前緣逆壓梯度和繞流分離是動(dòng)態(tài)失速發(fā)生的主要誘因. 基于這種論點(diǎn), 國(guó)內(nèi)外陸續(xù)提出了幾種控制方法. 國(guó)內(nèi)西工大許和勇等使用充氣前緣技術(shù)對(duì)SC1095翼型進(jìn)行控制[7], 結(jié)果表明該技術(shù)通過(guò)在翼型前緣下表面安裝彈性結(jié)構(gòu)氣囊改變氣動(dòng)外形抑制前緣分離渦的產(chǎn)生和發(fā)展, 從而有效控制了動(dòng)態(tài)失速. 楊慧強(qiáng)等使用聯(lián)合射流技術(shù)對(duì)NACA0012翼型進(jìn)行控制[8], 結(jié)果表明該技術(shù)可以改善翼型動(dòng)態(tài)失速特性. 國(guó)外如德國(guó)航空航天中心Heine等使用前緣圓柱形渦發(fā)生器對(duì)OA209翼型進(jìn)行控制[9], 結(jié)果表明渦發(fā)生器降低了前緣動(dòng)態(tài)失速渦的強(qiáng)度, 控制效果明顯. 韓國(guó)光州科技學(xué)院的Kim等使用脈沖射流技術(shù)對(duì)VR-12翼型進(jìn)行控制[10], 結(jié)果表明該技術(shù)有效抑制了翼型下俯過(guò)程中的流動(dòng)分離. 以上各種控制方法均通過(guò)改變失速過(guò)程中前緣的局部流動(dòng)結(jié)構(gòu), 影響下游大范圍分離流動(dòng), 從而達(dá)到控制動(dòng)態(tài)失速的效果.

等離子體控制具有響應(yīng)快、 激勵(lì)頻帶寬、 能耗低等優(yōu)點(diǎn)[11], 是流動(dòng)控制領(lǐng)域熱門(mén)控制方式之一, 其在飛行器增升減阻[12-13]、 分離抑制[14]、 力矩控制[15]等方面具有廣泛應(yīng)用, 因此近些年國(guó)內(nèi)外也開(kāi)展了關(guān)于等離子體動(dòng)態(tài)失速控制方面的研究. 國(guó)內(nèi)西工大宋科等通過(guò)仿真計(jì)算對(duì)NACA0012翼型等離子體控制進(jìn)行了研究[16], 結(jié)果表明等離子體激勵(lì)能抑制前緣渦的出現(xiàn)、 發(fā)展和脫落, 有效控制動(dòng)態(tài)失速. 氣動(dòng)院李國(guó)強(qiáng)等也通過(guò)實(shí)驗(yàn)對(duì)S809翼型等離子體控制進(jìn)行研究[17], 結(jié)果表明等離子體能有效控制翼型動(dòng)態(tài)失速, 改善平均氣動(dòng)力, 提高翼型氣動(dòng)效率, 減小升力及力矩系數(shù)曲線的遲滯環(huán)面積. 國(guó)外Singhou等使用納秒脈沖等離子體控制技術(shù)對(duì)NACA0015翼型進(jìn)行控制[18], 結(jié)果表明激勵(lì)頻率會(huì)影響控制效果, 頻率越高, 升力及俯仰力矩系數(shù)越平滑且波動(dòng)越小, 同時(shí)動(dòng)態(tài)失速發(fā)展受到抑制, 峰值升力系數(shù)降低且俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)滯后.

本文通過(guò)動(dòng)態(tài)測(cè)壓以及PIV技術(shù), 以等離子體應(yīng)用于NACA0012翼型動(dòng)態(tài)失速控制為主要研究?jī)?nèi)容, 研究等離子體激勵(lì)對(duì)翼型俯仰及耦合運(yùn)動(dòng)下動(dòng)態(tài)失速的控制效果, 并通過(guò)改變運(yùn)動(dòng)頻率、 激勵(lì)頻率等相關(guān)參數(shù)研究影響等離子體控制效果的各種因素, 為后續(xù)研究提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ).

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備

1.1 風(fēng)洞

本實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)1 m非定常低速風(fēng)洞中進(jìn)行, 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)1.7 m, 出口截面為1.5 m ×1.0 m矩形開(kāi)口, 設(shè)計(jì)最高風(fēng)速為40 m/s, 最小穩(wěn)定風(fēng)速為5 m/s, 湍流度0.08%. 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)如圖1所示.

圖1 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 1 Wind tunnel structure

1.2 二自由度耦合運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

為了實(shí)現(xiàn)二維翼型的俯仰、 浮沉及耦合運(yùn)動(dòng), 使用了一套兩自由度耦合運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu), 如圖2所示. 該機(jī)構(gòu)主要由兩部分組成: 一個(gè)是控制浮沉運(yùn)動(dòng)的位移平臺(tái), 由伺服電機(jī)驅(qū)動(dòng)按照一定規(guī)律產(chǎn)生直線運(yùn)動(dòng), 用以模擬翼型浮沉運(yùn)動(dòng), 另一個(gè)是控制俯仰運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)電機(jī), 帶動(dòng)模型旋轉(zhuǎn)用于模擬翼型繞轉(zhuǎn)軸的俯仰運(yùn)動(dòng), 旋轉(zhuǎn)電機(jī)安裝在位移平臺(tái)上且互相獨(dú)立. 該機(jī)構(gòu)浮沉運(yùn)動(dòng)范圍為±125 mm, 運(yùn)動(dòng)頻率可超過(guò)2 Hz; 俯仰運(yùn)動(dòng)范圍±60°, 運(yùn)動(dòng)頻率可超過(guò)4 Hz. 浮沉運(yùn)動(dòng)位移量由位移平臺(tái)上的位移傳感器測(cè)量, 俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)的角度則由安裝在轉(zhuǎn)軸上的高精度角度編碼器測(cè)量.

該運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)配合相關(guān)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng), 能夠完成以下幾種運(yùn)動(dòng)模式: (1)指定迎角下的靜止?fàn)顟B(tài); (2)指定俯仰角范圍和運(yùn)動(dòng)頻率的俯仰運(yùn)動(dòng); (3)指定位移距離和運(yùn)動(dòng)頻率的浮沉運(yùn)動(dòng); (4)指定俯仰角范圍、 位移距離、 運(yùn)動(dòng)頻率和相位差的耦合運(yùn)動(dòng). 該機(jī)構(gòu)在每次運(yùn)動(dòng)結(jié)束后自動(dòng)輸出相關(guān)運(yùn)動(dòng)時(shí)間、 俯仰角度及位移文件便于后續(xù)處理.

圖2 二自由度耦合運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)Fig. 2 Coupling mechanism with two degrees of freedom

該二自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)額外安裝了一個(gè)繼電器, 配合位移傳感器、 角度編碼器、 運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)以及外接信號(hào)發(fā)生器和同步器， 可以實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)相關(guān)的同步觸發(fā)等操作. 該機(jī)構(gòu)在電源部分外接一個(gè)單項(xiàng)交流三級(jí)濾波器, 用以過(guò)濾外接電源電壓波動(dòng)及伺服電機(jī)運(yùn)行對(duì)測(cè)量結(jié)果產(chǎn)生的干擾.

1.3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图凹?lì)器

實(shí)驗(yàn)以NACA0012翼型為研究對(duì)象, 模型弦長(zhǎng)300 mm, 展長(zhǎng)1 m, 轉(zhuǎn)軸位于25%弦線處. 翼型表面開(kāi)測(cè)壓孔， 外接測(cè)壓管與壓力傳感器相連接進(jìn)行壓力分布測(cè)量. 模型圖及測(cè)壓孔坐標(biāo)如圖3和表1所示, 其中上表面測(cè)壓孔編號(hào)從前到后為1～28, 下表面為29～42.

模型上表面前緣位置布置等離子體激勵(lì)器. 考慮到控制機(jī)理、 實(shí)驗(yàn)參數(shù)及干擾性等相關(guān)問(wèn)題, 采用單極表面介質(zhì)阻擋放電(dielectric-barrier-discharge, DBD)激勵(lì)器, 銅箔作電極, 正負(fù)極銅箔寬度均為3 mm, 對(duì)前緣測(cè)壓孔密集分布影響較小, 放電介質(zhì)使用Kapton膠帶(聚酰亞胺膠帶), 激勵(lì)器結(jié)構(gòu)及實(shí)物圖如圖4所示.

圖3 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨DFig. 3 Experimental model diagram

表1 測(cè)壓孔坐標(biāo)

圖4 激勵(lì)器結(jié)構(gòu)及實(shí)物圖Fig. 4 Structural and physical pictures of the actuator

激勵(lì)器采用毫秒級(jí)低溫AC等離子體實(shí)驗(yàn)電源, 輸出電壓的調(diào)節(jié)范圍為0～30 kV, 頻率為 10 kHz, 波形為正弦波. 電源帶有頻率調(diào)制裝置, 調(diào)制頻率范圍為1～500 Hz, 占空比可調(diào), 可通過(guò)調(diào)制輸出不同強(qiáng)度、 頻率以及占空比的激勵(lì)電壓. 實(shí)驗(yàn)電源及相關(guān)調(diào)制裝置如圖5所示.

圖5 低溫AC等離子體實(shí)驗(yàn)用電源及調(diào)制裝置Fig. 5 AC plasma power supply and modulation device

1.4 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

(1)壓力測(cè)量系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)中壓力測(cè)量系統(tǒng)主要由PSI壓力掃描閥組成, 如圖6所示. 該套系統(tǒng)可通過(guò)外觸發(fā)模式, 配合運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)輸出的外觸發(fā)信號(hào), 實(shí)現(xiàn)同步觸發(fā)采集及鎖相采集等相關(guān)功能. 該套系統(tǒng)具有64個(gè)采集通道, 采集頻率最高可達(dá)335 Hz, 結(jié)合下文實(shí)驗(yàn)方案及誤差分析, 系統(tǒng)參數(shù)滿足實(shí)驗(yàn)要求.

圖6 PSI壓力測(cè)量系統(tǒng)Fig. 6 PSI pressure measurement system

(2)粒子圖像測(cè)量系統(tǒng)

該粒子圖像測(cè)量系統(tǒng)所用光源為鐳寶公司Vlite-200 PIV激光器, 輸出功率為20～200 mJ, 最大工作頻率為15 Hz , 脈沖寬度6～8 ns. 所用圖像采集裝置為T(mén)SI公司的PIVCAM10-30互/自相關(guān)CCD數(shù)字相機(jī), 分辨率為 2 048×2 048 像素, 雙幀頻為14幀/秒, 每?jī)蓭钚r(shí)間間隔約為1 μs. 該系統(tǒng)存在外觸發(fā)接口, 可配合二自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)外觸發(fā)輸出信號(hào)實(shí)現(xiàn)同步采集以及鎖相采集等相關(guān)功能用以克服系統(tǒng)采集頻率較低的不足, 完成相關(guān)數(shù)據(jù)測(cè)量, 提高數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性. 整個(gè)粒子圖像測(cè)量系統(tǒng)如圖7所示.

圖7 粒子圖像測(cè)量系統(tǒng)Fig. 7 Particle image measurement system

2 實(shí)驗(yàn)方案及誤差分析

2.1 實(shí)驗(yàn)方案

研究表明影響翼型俯仰運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)失速發(fā)展的因素主要有翼型氣動(dòng)外形[19]、 來(lái)流Mach數(shù)[20]、 運(yùn)動(dòng)頻率等[21-22], 另外耦合運(yùn)動(dòng)中浮沉運(yùn)動(dòng)對(duì)應(yīng)等效迎角及耦合運(yùn)動(dòng)相位差也會(huì)對(duì)動(dòng)態(tài)失速的發(fā)展產(chǎn)生影響. 本文實(shí)驗(yàn)選定模型為NACA0012翼型, 來(lái)流速度固定為10 m/s, 對(duì)應(yīng)基于弦長(zhǎng)的Reynolds數(shù)為 2.05×105, 主要研究模型運(yùn)動(dòng)參數(shù)及激勵(lì)器激勵(lì)參數(shù)對(duì)等離子體動(dòng)態(tài)失速控制效果的影響.

(1)模型運(yùn)動(dòng)參數(shù)的確定

本文實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镹ACA0012翼型, 氣動(dòng)外形為中等厚度翼型, 為保證翼型動(dòng)態(tài)失速為深失速過(guò)程, 其俯仰運(yùn)動(dòng)角度確定為0°～28°. 研究表明動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)存在以下運(yùn)動(dòng)參數(shù)相似性準(zhǔn)則[23-24]

(1)

(2)

式中,f為翼型對(duì)應(yīng)運(yùn)動(dòng)頻率,c為翼型弦長(zhǎng),u∞為來(lái)流速度,h為翼型浮沉運(yùn)動(dòng)距離的一半. 式(1)中k+為俯仰運(yùn)動(dòng)下的減縮頻率， 對(duì)應(yīng)俯仰運(yùn)動(dòng)頻率相似參數(shù)， 式(2)中Ste為浮沉運(yùn)動(dòng)下的Strouhal數(shù)， 對(duì)應(yīng)浮沉運(yùn)動(dòng)頻率相似參數(shù).

根據(jù)以上運(yùn)動(dòng)參數(shù)相似準(zhǔn)則, 結(jié)合相關(guān)文獻(xiàn)以及二自由度運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)相關(guān)運(yùn)動(dòng)參數(shù)限制, 實(shí)驗(yàn)涉及的俯仰及浮沉運(yùn)動(dòng)參數(shù)設(shè)計(jì)方案如表2所示.

表2 俯仰及浮沉運(yùn)動(dòng)參數(shù)設(shè)計(jì)表

根據(jù)表2, 確定相關(guān)俯仰和浮沉運(yùn)動(dòng)方程如下

α(t)=14-14cos(2πft)

(3)

h(t)=hcos(2πft+θ)

(4)

其中，t為運(yùn)動(dòng)時(shí)間,θ為耦合運(yùn)動(dòng)中俯仰和浮沉運(yùn)動(dòng)的相位差, 實(shí)驗(yàn)中分別取0π, 0.5π, 1π和1.5π. 式(3)為俯仰運(yùn)動(dòng)方程, 式(4)為浮沉運(yùn)動(dòng)方程.

(2)激勵(lì)器激勵(lì)參數(shù)的確定

研究表明影響激勵(lì)器控制效果的激勵(lì)參數(shù)主要為激勵(lì)器激勵(lì)電壓和激勵(lì)頻率[25-26], 其中關(guān)于激勵(lì)頻率的確定, 有以下公式

F+=fsc/u∞

(5)

其中，fs為激勵(lì)器激勵(lì)頻率,F+對(duì)應(yīng)歸一化激勵(lì)頻率, 且F+約等于1時(shí)控制效果最好. 因此設(shè)計(jì)以下兩組實(shí)驗(yàn)方案:

第一組實(shí)驗(yàn): 激勵(lì)電壓對(duì)控制效果的影響. 分別取激勵(lì)電壓UPP為0, 8, 10 kV, 探究激勵(lì)電壓對(duì)激勵(lì)器控制效果的影響;

第二組實(shí)驗(yàn): 激勵(lì)頻率對(duì)控制效果的影響. 在激勵(lì)電壓恒定為8 kV的情況下, 通過(guò)調(diào)制器調(diào)節(jié)電源占空比為50%, 從而將激勵(lì)模式從連續(xù)激勵(lì)改變?yōu)?0, 35, 100 Hz低頻激勵(lì), 對(duì)應(yīng)F+分別為 0.3, 1.05, 3, 探究變激勵(lì)頻率對(duì)激勵(lì)器控制效果的影響.

2.2 實(shí)驗(yàn)誤差分析

(1)偶然誤差修正. 因動(dòng)態(tài)實(shí)驗(yàn)非定常性及每次測(cè)量結(jié)果的不可重復(fù)性, 實(shí)驗(yàn)結(jié)果存在相應(yīng)偶然誤差[27]. 本文實(shí)驗(yàn)通過(guò)多次重復(fù)實(shí)驗(yàn)取得足夠數(shù)量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)并進(jìn)行平均化處理以減少上述偶然誤差.

(2)外接測(cè)壓管誤差修正. 由于條件限制, 本文實(shí)驗(yàn)通過(guò)外接測(cè)壓管至壓力傳感器進(jìn)行壓力測(cè)量而不是直接在翼型表面安裝壓力傳感器. 研究表明, 外接測(cè)壓管測(cè)得的壓力信號(hào)會(huì)產(chǎn)生畸變[28-29], 須對(duì)其頻響特性進(jìn)行測(cè)定, 若畸變過(guò)大則必須進(jìn)行相關(guān)數(shù)據(jù)修正.

給定已知變化流場(chǎng), 對(duì)由外接測(cè)壓管測(cè)得的壓力數(shù)據(jù)和由壓力傳感器直接測(cè)得的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析, 其頻響特性曲線如圖8所示, 其中M為幅值比， φ為相位差.

(a) Amplitude ratio

(b) Phase difference圖8 模型測(cè)壓管頻響特性曲線圖Fig. 8 Frequency response curve of pressure tube in model

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明, 壓力變化頻率小于10 Hz的情況下, 外接測(cè)壓管對(duì)壓力數(shù)據(jù)產(chǎn)生的影響較小. 本文實(shí)驗(yàn)中流場(chǎng)隨運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變化頻率小于1 Hz, 可以近似認(rèn)為測(cè)壓系統(tǒng)測(cè)得的數(shù)據(jù)準(zhǔn)確, 誤差可忽略.

(3)環(huán)境誤差修正. 除了以上實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)本身存在的誤差外, 實(shí)驗(yàn)環(huán)境也存在相關(guān)干擾導(dǎo)致誤差, 如運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)行時(shí)產(chǎn)生的微小振動(dòng)、 風(fēng)洞運(yùn)行時(shí)的洞壁振動(dòng)、 等離子體電磁干擾等. 本文針對(duì)以上實(shí)驗(yàn)環(huán)境導(dǎo)致的誤差均進(jìn)行了相關(guān)處理, 如在系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集端安裝高頻濾波器過(guò)濾高頻微小振動(dòng), 對(duì)所有數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行電磁隔離抗干擾處理等, 通過(guò)以上方法降低實(shí)驗(yàn)環(huán)境干擾產(chǎn)生的誤差.

3 數(shù)據(jù)結(jié)果分析

3.1 俯仰運(yùn)動(dòng)下等離子體控制效果

以翼型0.5 Hz頻率俯仰運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)失速為例, 施加8 kV連續(xù)激勵(lì)前后升力及俯仰力矩系數(shù)曲線如圖9所示.

(a) Lift coefficient

(b) Pitching moment coefficient圖9 施加激勵(lì)前后翼型升力及俯仰力矩系數(shù)曲線Fig. 9 Curves of lift and pitching moment coefficient with/without excitation

如圖所示, 施加激勵(lì)后上仰0°～21°， 層流及渦量積累階段升力系數(shù)無(wú)明顯變化; 上仰21°～28°， 動(dòng)態(tài)失速階段失速迎角明顯后移, 高升力系數(shù)階段范圍得到擴(kuò)展; 下俯階段升力系數(shù)曲線提前回升. 總體來(lái)說(shuō), 施加激勵(lì)后, 翼型失速迎角延后, 最大升力系數(shù)提高, 升力系數(shù)提前回升, 動(dòng)態(tài)失速影響范圍減小, 氣動(dòng)特性明顯改善.

另外從圖像可以看出上仰階段22°～25°范圍內(nèi)施加激勵(lì)前升力系數(shù)陡降, 施加后仍維持較高升力系數(shù); 下俯階段17°～12°范圍內(nèi)施加激勵(lì)前升力系數(shù)較低, 施加后升力系數(shù)開(kāi)始回升. 為探究等離子體激勵(lì)控制機(jī)理, 取激勵(lì)器開(kāi)啟前后上仰22.5°及下俯16°翼型上表面壓力分布及渦量云圖進(jìn)行分析, 如圖10， 11所示.

如圖所示可以發(fā)現(xiàn), 上仰階段施加激勵(lì)后流動(dòng)分離現(xiàn)象得到明顯控制, 前緣壓力系數(shù)絕對(duì)值增大, 使得升力系數(shù)繼續(xù)維持較高水平, 失速迎角延后; 下俯階段施加激勵(lì)后翼型前緣提前開(kāi)始流動(dòng)再附, 前緣壓力系數(shù)絕對(duì)值回升, 使得升力系數(shù)提前回升, 提前脫離動(dòng)態(tài)失速階段.

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖10 施加激勵(lì)前后翼型上仰22.5°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 10 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 22.5° upwards with/without excitation

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖11 施加激勵(lì)前后翼型下俯16°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 11 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 16° downwards with/without excitation

綜上, 以上實(shí)驗(yàn)結(jié)果均表明等離子體激勵(lì)對(duì)于翼型動(dòng)態(tài)失速控制具有良好效果. 在上仰階段, 施加等離子體激勵(lì)有效抑制了流動(dòng)分離, 增大了動(dòng)態(tài)失速迎角, 繼續(xù)保持較高升力系數(shù); 在下俯階段, 使流動(dòng)再附提前, 升力系數(shù)提前回升; 從整體看, 等離子體激勵(lì)增大了動(dòng)態(tài)失速迎角, 提前了升力系數(shù)的回升, 縮小了全過(guò)程動(dòng)態(tài)失速的影響范圍, 使得翼型能在更大范圍迎角內(nèi)保持較高升力系數(shù), 削弱了動(dòng)態(tài)失速的不利影響, 大大改善了翼型全階段的平均氣動(dòng)特性.

3.2 不同參數(shù)下的等離子體控制效果

俯仰運(yùn)動(dòng)下影響等離子體控制效果的環(huán)境、 運(yùn)動(dòng)及激勵(lì)器設(shè)置參數(shù)有很多, 如Reynolds數(shù)、 Mach數(shù)、 俯仰運(yùn)動(dòng)頻率和幅度、 激勵(lì)電壓和激勵(lì)頻率等, 本文主要探究其中較為重要的俯仰運(yùn)動(dòng)頻率以及激勵(lì)頻率對(duì)等離子體控制效果的影響.

(1)不同俯仰運(yùn)動(dòng)頻率下的等離子體控制效果

相同激勵(lì)條件下, 運(yùn)動(dòng)頻率0.35， 0.5, 0.65 Hz 施加激勵(lì)前后翼型升力系數(shù)曲線如圖12所示. 從圖中可以看出隨著頻率增大, 動(dòng)態(tài)失速迎角延后程度及升力系數(shù)提高程度有所降低, 等離子體控制效果減弱. 產(chǎn)生以上現(xiàn)象的原因可能是隨著頻率增大, 翼型動(dòng)態(tài)效應(yīng)增強(qiáng), 動(dòng)態(tài)失速加劇, 使得相同激勵(lì)強(qiáng)度下的等離子體控制效果降低, 因此當(dāng)俯仰運(yùn)動(dòng)頻率增加時(shí)須對(duì)應(yīng)增大激勵(lì)強(qiáng)度才能保證控制效果不出現(xiàn)明顯下降.

(2)不同激勵(lì)頻率下的等離子體控制效果

研究表明, 改變激勵(lì)頻率能明顯影響等離子體控制效果, 且式(5)中對(duì)應(yīng)F+約等于1時(shí)效果最好. 因此為提高控制效果, 以翼型0.5 Hz俯仰運(yùn)動(dòng)為對(duì)象, 研究不同激勵(lì)頻率對(duì)控制效果的影響. 不同激勵(lì)頻率下翼型升力系數(shù)曲線如圖13所示, 其中激勵(lì)頻率選擇分別為占空比50%的10， 35， 100 Hz 低頻激勵(lì)及連續(xù)激勵(lì), 對(duì)應(yīng)F+分別為0.3， 1.05， 3以及300.

(a) f=0.35 Hz

(b) f=0.50 Hz

(c) f=0.65 Hz圖12 不同運(yùn)動(dòng)頻率下施加激勵(lì)前后翼型升力系數(shù)曲線Fig. 12 Lift coefficient curves of airfoil with/without excitation at different motion frequencies

圖13 不同激勵(lì)頻率下翼型升力系數(shù)曲線圖Fig. 13 Lift coefficient curves of airfoil at different excitation frequencies

由圖可以發(fā)現(xiàn), 改變激勵(lì)頻率對(duì)控制效果影響明顯. 相較于連續(xù)激勵(lì), 低頻率激勵(lì)下上仰階段失速迎角延后不太明顯, 升力系數(shù)提高程度較低, 但下俯階段低頻激勵(lì)相較連續(xù)激勵(lì)能明顯提前流動(dòng)再附, 并且頻率越低再附越早, 但過(guò)低的激勵(lì)頻率會(huì)導(dǎo)致流場(chǎng)非定常性增強(qiáng), 從而導(dǎo)致升力系數(shù)波動(dòng)變大, 易引發(fā)機(jī)翼顫振等不利氣動(dòng)現(xiàn)象, 圖中10 Hz 激勵(lì)頻率對(duì)應(yīng)升力系數(shù)曲線大幅度波動(dòng)也證明了以上問(wèn)題. 另外, 由圖可知下俯階段控制效果隨激勵(lì)頻率提高變化明顯, 圖中激勵(lì)頻率僅從35 Hz 提高到100 Hz, 升力系數(shù)下降幅度明顯增大, 流動(dòng)再附角度也從23°推遲到19°, 整體控制效果大幅下降. 綜上, 35 Hz激勵(lì)在該實(shí)驗(yàn)方案內(nèi)平均控制效果最佳, 與文獻(xiàn)結(jié)論一致.

為探究連續(xù)激勵(lì)和35 Hz低頻激勵(lì)控制機(jī)理上的差異, 以施加激勵(lì)前后翼型上表面流場(chǎng)分布為研究對(duì)象, 圖14， 15分別為連續(xù)激勵(lì)及35 Hz激勵(lì)情況下上仰22.5°以及下俯16°的翼型上表面壓力分布及渦量云圖.

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖14 連續(xù)激勵(lì)及35 Hz激勵(lì)下翼型上仰22.5°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 14 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 22.5° upwards with continuous and 35 Hz excitation

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖15 連續(xù)激勵(lì)及35 Hz激勵(lì)下翼型下俯16°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 15 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 16° downwards with continuous and 35 Hz excitation

由圖14, 15可以看出在上仰22.5°情況下, 連續(xù)激勵(lì)相較于35 Hz激勵(lì)能更好抑制前緣流動(dòng)分離, 前緣壓力系數(shù)絕對(duì)值提升幅度更大, 控制效果更好; 下俯16°則相反, 35 Hz激勵(lì)相較于連續(xù)激勵(lì)更快使得流動(dòng)再附, 翼型前緣壓力系數(shù)絕對(duì)值回升幅度更大.

綜上, 翼型上仰0°～21°階段翼型上表面大部分時(shí)間處于層流狀態(tài), 等離子體基本無(wú)控制效果; 21°～28°動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象發(fā)生階段連續(xù)激勵(lì)控制效果更好, 使得失速迎角明顯延后, 升力系數(shù)維持較高水平時(shí)間更久; 下俯階段35 Hz激勵(lì)則能夠更好誘導(dǎo)流動(dòng)提前再附, 升力系數(shù)更早回升.

3.3 耦合運(yùn)動(dòng)動(dòng)態(tài)失速特性及等離子體控制效果

研究表明, 浮沉運(yùn)動(dòng)對(duì)俯仰運(yùn)動(dòng)的影響可以看作等效迎角[30], 相關(guān)公式如下

αe=-tan-1[h′(t)/u∞]

(6)

其中，h′(t)為式(4)關(guān)于時(shí)間t的倒數(shù), 將式(4)帶入式(6)可得

αe=tan-1[2πfhsin(2πft+θ)/u∞]

(7)

當(dāng)翼型做上浮運(yùn)動(dòng)時(shí), 根據(jù)式(7)等效迎角為負(fù), 升力系數(shù)相較俯仰運(yùn)動(dòng)會(huì)降低; 下沉運(yùn)動(dòng)同理, 等效迎角為正, 升力系數(shù)有所提高. 基于以上結(jié)果, 以運(yùn)動(dòng)頻率0.5 Hz浮沉距離±60 mm的耦合運(yùn)動(dòng)為研究對(duì)象, 研究相位差對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的影響. 不同相位差下耦合運(yùn)動(dòng)升力系數(shù)曲線如圖16, 上仰24.5°及下俯12°上表面壓力分布如圖17所示.

圖16 變相位差翼型耦合運(yùn)動(dòng)升力系數(shù)曲線Fig. 16 Lift coefficient curves with variable phase difference

(a) Pressure coefficient on upper surface at 24.5° upwards

(b) Pressure coefficient on upper surface at 12° downwards圖17 變相位差翼型上仰24.5°及下俯12°上表面壓力分布Fig. 17 Pressure distribution on upper surface at 24.5° upwards and 12° downwards with variable phase difference

由圖16, 17可知上仰階段到達(dá)動(dòng)態(tài)失速角的相位差前后順序分別為0π, 1.5π, 0.5π和1π, 下俯階段流動(dòng)再附順序則為0π, 0.5π, 1.5π和1π, 與將各相位差帶入式(7)所得理論結(jié)果一致.

從圖中可以看出, 耦合運(yùn)動(dòng)下翼型動(dòng)態(tài)失速發(fā)展相較于純俯仰運(yùn)動(dòng)存在一定區(qū)別, 具體體現(xiàn)在不同相位差對(duì)動(dòng)態(tài)失速發(fā)展的影響, 如0π相位差下翼型上仰過(guò)程完全動(dòng)態(tài)失速及下俯過(guò)程流動(dòng)再附最先發(fā)生, 整體升力系數(shù)曲線遲滯環(huán)面積最小, 動(dòng)態(tài)失速程度在各相位差情況下最低, 而π相位差則正好相反. 總體來(lái)說(shuō), 耦合運(yùn)動(dòng)下動(dòng)態(tài)失速氣動(dòng)特性相較于純俯仰運(yùn)動(dòng)更加嚴(yán)重, 須對(duì)其進(jìn)行流動(dòng)控制.

為探究耦合運(yùn)動(dòng)情況下等離子體激勵(lì)控制效果, 以0.5 Hz運(yùn)動(dòng)頻率， ±60 mm浮沉距離， 0π相位差運(yùn)動(dòng)參數(shù)的耦合運(yùn)動(dòng)作為研究對(duì)象, 施加等離子體激勵(lì)前后升力及俯仰力矩系數(shù)如圖18所示, 上仰22.5°及下俯16°上表面壓力分布如圖19所示.

如圖18， 19所示, 對(duì)比圖9可以看出， 整體而言耦合運(yùn)動(dòng)下控制效果和純俯仰運(yùn)動(dòng)類似, 施加激勵(lì)后上仰過(guò)程流動(dòng)分離被抑制, 動(dòng)態(tài)失速迎角延后, 最大升力系數(shù)提高, 下俯階段流動(dòng)再附提前, 升力系數(shù)回升提前, 整體氣動(dòng)特性得到改善. 同時(shí)在同等條件下, 耦合運(yùn)動(dòng)下等離子體激勵(lì)存在一定控制效果, 但對(duì)比俯仰運(yùn)動(dòng)控制效果明顯降低, 延后動(dòng)態(tài)失速角及提前流動(dòng)再附的效果均沒(méi)有純俯仰運(yùn)動(dòng)好, 可能是耦合運(yùn)動(dòng)增強(qiáng)了翼型動(dòng)態(tài)失速過(guò)程中的動(dòng)態(tài)效應(yīng), 導(dǎo)致同等強(qiáng)度等離子體激勵(lì)控制效果的降低.

綜上, 耦合運(yùn)動(dòng)下動(dòng)態(tài)失速相較于純俯仰運(yùn)動(dòng)更嚴(yán)重, 其中浮沉運(yùn)動(dòng)方程對(duì)應(yīng)的等效迎角及耦合運(yùn)動(dòng)相位差對(duì)其動(dòng)態(tài)失速發(fā)展影響最大. 耦合運(yùn)動(dòng)下等離子體控制效果對(duì)比純俯仰運(yùn)動(dòng)有所降低, 因此同等條件下耦合運(yùn)動(dòng)的控制方案設(shè)計(jì), 須提高對(duì)應(yīng)激勵(lì)強(qiáng)度才能獲得理想控制效果.

(a) Lift coefficient

(b) Pitching moment圖18 耦合運(yùn)動(dòng)施加激勵(lì)前后升力及俯仰力矩系數(shù)Fig. 18 Curves of lift and pitching moment coefficient with/without excitation in coupled motion

(a) Pressure coefficient on upper surface at 22.5° upwards

(b) Pressure coefficient on upper surface at 16° downwards圖19 施加激勵(lì)前后上仰22.5°及下俯16°上表面壓力分布Fig. 19 Pressure distribution on upper surface at 22.5° upwards and 16° downwards with/without excitation

4 結(jié)論

為改善翼型動(dòng)態(tài)失速氣動(dòng)特性, 以NACA0012翼型為研究對(duì)象, 基于等離子體控制技術(shù)在翼型前緣布置AC-DBD等離子體激勵(lì)器, 通過(guò)動(dòng)態(tài)測(cè)壓及PIV技術(shù)針對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速等離子體控制進(jìn)行了相關(guān)研究. 研究表明, 等離子體激勵(lì)能顯著推遲動(dòng)態(tài)失速迎角, 減小失速后升力系數(shù)陡降幅度, 提前升力系數(shù)回升, 減小升力及俯仰力矩系數(shù)曲線遲滯環(huán)面積, 改善全過(guò)程動(dòng)態(tài)失速氣動(dòng)特性.

(1)等離子體激勵(lì)通過(guò)動(dòng)量注入能有效抑制前緣流動(dòng)分離從而延遲動(dòng)態(tài)失速迎角, 提前流動(dòng)再附從而提前升力系數(shù)回升, 減小動(dòng)態(tài)失速不利影響的范圍, 改善失速全過(guò)程氣動(dòng)特性;

(2)翼型俯仰運(yùn)動(dòng)頻率會(huì)影響等離子體控制效果. 運(yùn)動(dòng)頻率越高, 翼型動(dòng)態(tài)效應(yīng)越強(qiáng), 激勵(lì)器控制效果越弱;

(3)激勵(lì)頻率對(duì)控制效果影響較大. 動(dòng)態(tài)失速上仰層流階段基本無(wú)控制效果, 上仰失速階段連續(xù)激勵(lì)控制效果更好, 下俯流動(dòng)再附階段低激勵(lì)頻率控制效果更好. 下俯再附階段激勵(lì)頻率越低, 流動(dòng)再附越早, 但流場(chǎng)非定常性越強(qiáng), 升力系數(shù)波動(dòng)越大, 易出現(xiàn)抖振等不利現(xiàn)象, 下俯再附階段F+在1附近效果最好;

(4)耦合運(yùn)動(dòng)下翼型浮沉運(yùn)動(dòng)方程對(duì)應(yīng)等效迎角以及耦合運(yùn)動(dòng)相位差會(huì)對(duì)動(dòng)態(tài)失速發(fā)展產(chǎn)生影響. 耦合運(yùn)動(dòng)下等離子體激勵(lì)能產(chǎn)生一定控制效果， 但相較于同等條件下的俯仰運(yùn)動(dòng)控制效果被削弱, 具體原因可能是耦合運(yùn)動(dòng)加強(qiáng)了翼型動(dòng)態(tài)效應(yīng)， 從而減弱了激勵(lì)器控制效果.