牛中國 許相輝 王建鋒 蔣甲利 梁華

1) (中國航空工業(yè)空氣動力研究院,低速高雷諾數(shù)航空重點實驗室,哈爾濱 150001)

2) (空軍工程大學航空航天工程學院,西安 710038)

為了改善大展弦比飛翼模型縱向操縱性和穩(wěn)定性,在低速風洞中開展了等離子體流動控制技術的試驗研究.采用粒子圖像測速技術獲取了等離子體對翼面流場的影響.采用靜態(tài)測力技術獲取了等離子體對模型氣動力和升降舵舵效的影響.采用虛擬飛行試驗技術獲取了等離子體對俯仰角和俯仰角速度時間歷程的影響.通過對粒子圖像測速和測力試驗結果的分析表明,等離子體能夠抑制翼面流動分離,阻止氣動中心前移,改善模型的大迎角縱向氣動特性.通過分析不同舵偏角的測力數(shù)據(jù),來流風速V=50 m/s時等離子體能夠改善飛翼模型大迎角的升降舵舵效,在不同舵偏角時均使模型的最大升力系數(shù)提高約0.1、失速迎角推遲4°以上.通過分析虛擬飛行試驗結果,等離子體能夠?qū)⒛Ｐ偷呐R界俯仰角提高3.6°,能夠改善飛翼模型的縱向飛行穩(wěn)定性和操縱性.

1 引言

飛翼布局飛行器取消了平尾和立尾,消除了翼面間的不利干擾,從而大幅提升了隱身性和氣動效率,其優(yōu)異的戰(zhàn)場生存能力和突防能力使之受到世界各國的高度重視[1].飛翼布局在帶來隱身和氣動效率優(yōu)勢的同時,也給飛行操縱性和飛行穩(wěn)定性帶來巨大挑戰(zhàn).由于沒有平尾,縱向操縱面分布在機翼后緣,導致縱向操縱力臂大幅縮短,縱向操縱效率降低;機翼后部附面層較厚,在大迎角時還會出現(xiàn)流動分離,進一步降低了縱向操縱性和安定性[2,3].受總體布局、結構傳力、舵面面積等布局固有特性的限制,采用傳統(tǒng)的機械舵面很難改善其縱向操穩(wěn)特性.在傳統(tǒng)常規(guī)氣動布局設計技術受到束縛的背景下,采用主動流動控制技術改善其縱向操穩(wěn)特性成為一種新的設計理念.進入新世紀以來,介質(zhì)阻擋放電(dielectric barrier discharge,DBD)等離子體所需的電子元器件小型化和集成化發(fā)展迅速,等離子體流動控制能力逐漸由機理性研究發(fā)展到應用性研究[4],目前其設備基礎和技術能力使它在改善飛翼布局縱向操縱性方面成為新的研究方向.

DBD等離子體流動控制技術是一種基于空氣放電的新概念主動流動控制技術,它具有結構簡單、重量輕、無運動部件、能耗低、響應快、頻帶寬、系統(tǒng)兼容性好、流動控制效果顯著等突出優(yōu)點,能夠抑制大迎角時翼面的流動分離,起到增升、推遲失速的作用,且能夠根據(jù)流動狀態(tài)和需求有選擇的施加控制,實現(xiàn)閉環(huán)控制[4].

DBD等離子體激勵器布局如圖1所示,它由暴露電極、預埋電極、絕緣介質(zhì)和高壓勵電源等部分組成[5].在高壓電場的作用下,暴露電極周圍的空氣發(fā)生電離,產(chǎn)生等離子體[6].當激勵信號為毫秒量級(正弦波半周期或脈沖信號脈沖寬)時,誘導氣流產(chǎn)生連續(xù)的射流[7],射流速度最大約為2—3 m/s;當激勵信號為微秒/納秒脈沖時,射流速度低于1 m/s,作用機制不再依賴動量輸運,主要以焦耳熱的形式作用流場,在極短時間內(nèi)使暴露電極周圍的氣流突然加熱,產(chǎn)生非定常微尺度激波擾動(如圖2所示),擾動改變了流場的初始結構,抑制了附面層橫向流的發(fā)展,同時也促進了內(nèi)外流動的摻混[5,7?9].兩種激勵原理,微秒/納秒脈沖激勵適用的流場速度范圍大、能耗低;而微秒和納秒脈沖激勵相比,微秒脈沖激勵的脈沖上升沿和下降沿均遠高于納秒脈沖激勵,所產(chǎn)生的電磁輻射較低,對航電儀器、設備的干擾小,便于實現(xiàn)工程應用.基于這兩方面,本文選用了微秒脈沖的激勵方式.

圖1 等離子體激勵器結構示意圖[6]Fig.1.Schematic diagram of a DBD actuator[6].

圖2 等離子體微尺度激波擾動紋影圖[5]Fig.2.Micro-shock wave schlieren images[5].

國內(nèi)外在等離子體流動控制領域開展了很多卓有成效的研究工作,促進了等離子體流動控制技術和其工程應用的發(fā)展.Thomas等[10]研究了等離子體激勵器材料、幾何參數(shù)和放電參數(shù)等對體積力的影響,并指出采用較厚低介電常數(shù)的激勵器在更高電壓下不會因形成絲狀放電而額外損失能量.Xie等[11]采用紋影和粒子圖像測速技術(particle image velocimetry,PIV)研究了脈沖對激勵器放電影響,研究表明短脈沖上升沿會產(chǎn)生高電流峰值而使局部加熱,產(chǎn)生了圓弧波和平面波,當上升時間減小時,圓弧波的強度增大,垂直方向上波傳播距離以準線性方式增加.Yadalaa等[12]采用噴涂工藝制作了超薄等離子體激勵器,電極為幾微米厚的銀膜,介電材料為500 μm厚的聚對苯二甲酸乙二醇酯(PET)薄膜,采用該激勵器使45°后掠翼簡化模型的轉(zhuǎn)捩位置最大推遲了4.5%平均氣動弦長.Duong等[13]與Corke和Thomas[14]使用等離子體控制將平板湍流邊界層的黏性阻力減小了70%.Akansu等[15]與Correale和Huang[16]開展了圓柱尾跡的等離子體流動控制技術研究,并實現(xiàn)了尾跡分離的閉環(huán)控制.文獻[17?21]分別在后臺階和二維翼型上開展了等離子體流動控制技術的研究,并指出等離子體無量綱減縮頻率(F+=ρvL/μ,L為等離子體激勵在翼面上的影響尺度)對抑制流動分離具有重要作用,當F+=0—1時失速控制效果較好.在飛翼和三角翼模型上,Kaparos等[22],Keisar等[23],Patel等[24],Matsuno等[25]以及Kwak和Nelson[26]分別在風洞試驗中采用等離子體控制抑制翼面流動分離和前緣渦破裂,并指出等離子體控制能夠改善飛翼布局的操縱性.Nelson等[27]通過1303飛翼模型上等離子體控制的自由滾轉(zhuǎn)試驗表明,等離子體控制具有改善飛翼模型橫向操穩(wěn)特性的作用,在大迎角下滾轉(zhuǎn)控制能力優(yōu)于后緣的操縱面.Grundmann等[28]和Friedrichs等[29]采用等離子體流動控制技術取代了驗證機的副翼實現(xiàn)了飛行滾轉(zhuǎn)控制,并提高了起降狀態(tài)的升力,從而驗證了等離子體控制技術在飛行器工程應用中的可行性.

目前,采用等離子體流動控制技術對飛翼布局橫向控制方面的研究較多,但對飛翼布局縱向控制的研究較少,且研究使用的風洞試驗模型尺度較小、試驗雷諾數(shù)較低.作者在文獻[30]中在展長為2.4 m的飛翼模型上開展了等離子體控制的試驗研究,研究表明激勵位置在前緣、放電頻率為200 Hz、電壓為10 kV時能取得較好的推遲失速、增升和改善俯仰力矩的綜合控制效果,試驗雷諾數(shù)達到260萬,推進了等離子體控制的工程應用進程.

本文是文獻[30]工作的延續(xù),在該研究的基礎上、在同一個飛翼模型上開展了等離子體改善其縱向氣動特性的研究.首先通過PIV試驗掌握了等離子體控制對翼面流場和模型縱向氣動特性的影響規(guī)律;然后通過靜態(tài)試驗研究了等離子體控制對升降舵操縱特性的影響,最后通過虛擬飛行試驗研究了等離子體控制對飛翼模型縱向穩(wěn)定性和操縱性的改善作用.在風速V=50 m/s時,以模型平均氣動弦長為參考長度的雷諾數(shù)為Re=1.86 × 106.

2 試驗設備與方法

2.1 試驗風洞和模型

試驗研究在中國航空工業(yè)空氣動力研究院FL-51風洞開展,該風洞是一座開/閉口試驗段可更換的單回路、連續(xù)式風洞,本研究的所有試驗選用閉口試驗段(如圖3所示),試驗段截面為4.5 m ×3.5 m矩形,試驗段長11 m,空風洞最大風速為100 m/s,試驗段平均湍流度為0.10%.

圖3 FL-51風洞閉口試驗段Fig.3.The closure test of FL-51 wind tunnel.

試驗模型為雙“W”飛翼布局模型,平面形狀如圖4所示,在A,B和C三個剖面位置分別設置NACA64215,NACA65212和NACA65209層流翼型,模型展長為2.4 m,前緣后掠角為34.5°,平均氣動弦長為0.55 m,參考面積為0.98 m2,展弦比為5.79.模型為玻璃鋼結構,內(nèi)部金屬骨架與天平連接,外部玻璃鋼用于粘貼等離子體激勵器.在機翼后緣設計了四組操縱舵面,由翼梢至翼根依次為阻力方向舵δzld、外側升降副翼δsjd1、中側升降副翼δsjd2和內(nèi)側升降副翼δsjd3,進行縱向操縱時升降副翼同向偏轉(zhuǎn).

圖4 飛翼平面形狀示意圖Fig.4.Schematic diagram of the plane shape of the fly wing.

等離子體激勵器采用厚0.1 mm的聚酰亞胺薄膜作為絕緣介質(zhì),采用0.02 mm厚的銅箔作為放電電極,預埋電極寬為5 mm,暴露電極寬為2 mm.等離子體激勵器布置在飛翼模型從機頭到翼梢的前緣[30].

等離子體放電采用微秒脈沖放電形式,脈沖上升沿1 μs,半脈沖寬2 μs,放電頻率200 Hz,放電電壓為10 kV,等離子體電源安裝在模型機身內(nèi),如圖5所示.等離子體放電參數(shù)采用P6015A高壓探針和DP04104示波器測量顯示.

圖5 等離子體電源和飛翼模型安裝Fig.5.The installation of plasma power supply and flying wing model.

2.2 試驗方法

2.2.1 風洞靜態(tài)測力試驗

風洞靜態(tài)測力試驗采用六分量桿式應變天平測力,模型采用單支桿腹部支撐,如圖6所示,天平安裝在模型內(nèi)部,模型通過天平與腹部支桿連接.測力試驗采用迎角連續(xù)變化法,使用VXI(VMEbus extension for instrumentation)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)每0.5°采集一次天平測力數(shù)據(jù).試驗結束后對數(shù)據(jù)進行濾波、篩選、處理,得到天平電信號數(shù)據(jù),最后根據(jù)天平公式和模型參數(shù)計算得到氣動力系數(shù),其測力精度為0.17%.

圖6 風洞試驗段的等離子體控制飛翼模型Fig.6.The fly wing model with plasma control in the test section.

對測力試驗結果進行了天平彈性角修正、風洞洞壁干擾修正、風洞軸向靜壓梯度修正、風洞氣流偏角修正、支架干擾修正等,沒有進行天平溫度補償修正和模型底阻修正,試驗結果存在一定的誤差,誤差對升力和力矩的影響較小,不影響對試驗結果的分析和使用.

2.2.2 風洞PIV試驗

PIV試驗采用Tomo-PIV試驗系統(tǒng),激光器為集成式雙Nd:YAG激光器,單脈沖能量最大為500 mJ,激光波長為532 nm.CCD攝像機像素為16 M (4904 pixels × 3280 pixels),灰度分辨率為12 bit,圖像采集頻率為3.2幀/s.采用Davis 8.3軟件進行PIV數(shù)據(jù)采集與處理.示蹤粒子采用壓力霧化法產(chǎn)生,粒子介質(zhì)為橄欖油,示蹤粒子直徑約1 μm.

PIV試驗系統(tǒng)主要用于測量飛翼模型順氣流方向的二維速度矢量場,研究等離子體控制對翼面流場流動分離的影響.圖7所示為PIV試驗設備布置結構圖,激光器安裝在風洞頂部的上轉(zhuǎn)盤上,激光片光透過上轉(zhuǎn)盤觀察窗自上而下照射順氣流方向的測量剖面.相機布置在風洞側面,相機軸線與片光平面垂直,拍攝順氣流方向的粒子圖像.PIV試驗共測量了兩個剖面,如圖8所示,分別距離模型縱向?qū)ΨQ面480 mm (簡稱P1剖面)和770 mm (簡稱P2剖面).PIV速度場計算時,查詢窗口選擇“24 pixels × 24 pixels”,查詢窗口重疊率為50%,每個查詢窗口平均約有9個粒子,計算后對50組試驗結果進行平均.P1剖面PIV測量面積約為700 mm × 470 mm,速度矢量點空間距離約為1.72 mm;P2剖面PIV測量面積約為597 mm ×400 mm,速度矢量點空間距離約為1.46 mm.

圖7 粒子圖像測速(PIV)試驗設備布局圖Fig.7.Schematic diagram of particle image velocimetry(PIV) test set-up.

圖8 PIV試驗測量面位置圖Fig.8.The location map of PIV test surface.

2.2.3 風洞虛擬飛行試驗

風洞虛擬飛行試驗(virtual flight testing)是在風洞中直接進行氣動、運動、控制一體化研究試驗技術,可實時獲得飛翼模型等離子體控制的運動軌跡、姿態(tài)等飛行信息,達到探索氣動/運動耦合機理的目的.

試驗時,飛翼模型通過三自由度軸承支撐裝置(如圖9所示)與模型腹撐支桿相連,安裝后如圖5和圖6所示.模型的三個角位移可以自由運動,也可以進行內(nèi)部控制,或在定?；蚍嵌ǔ？諝鈩恿ψ饔孟峦ㄟ^控制舵面實時改變模型姿態(tài).虛擬飛行的飛控系統(tǒng)采用俄羅斯STA34飛行控制系統(tǒng),該系統(tǒng)集自動控制、控制律構建、數(shù)據(jù)采集、半物理仿真四大功能于一體.進行縱向虛擬飛行試驗研究時將滾轉(zhuǎn)和偏航兩個自由度固定,僅使俯仰方向自由,通過試驗獲得飛翼模型等離子體控制的俯仰角、俯仰角速度和俯仰操縱指令等的時間歷程.

圖9 三自由度軸承支撐裝置Fig.9.Three degree of freedom bearing support device.

3 結果與討論

3.1 等離子體流動控制特性研究

飛行器氣動力的變化源于其繞流流場結構的改變,因此在開展縱向控制前先通過PIV試驗研究了等離子體控制對飛翼翼面流場結構的影響.PIV試驗時δsjd1=20°,δsjd2=20°,δsjd3=20°,δzld=0°,試驗氣流速度V=27 m/s.

P1和P2剖面不同迎角時施加和不施加等離子體控制的速度云圖如圖10—17所示,對應試驗風速下的測力曲線如圖18所示.當α=10°時,升力系數(shù)處于線性段,兩個PIV測量剖面均為附著流(圖10(a)和圖11(a)),翼面流動未發(fā)生流動分離;施加等離子體控制后速度場(圖10(b)和圖11(b))和氣動力系數(shù)均未發(fā)生明顯變化,這說明等離子體控制對附著流動的影響較小.當α=12°時,升力系數(shù)處于非線性增長區(qū),接近最大升力系數(shù)點,P1剖面中部附面層增厚(圖12(a))、后部出現(xiàn)小尺度分離泡,P2剖面的翼面流動完全分離(圖13(a)),機翼外翼的流動分離早于內(nèi)翼;施加等離子體控制后,等離子體誘導的非定常激波擾動與吸力面氣流相耦合,使P1和P2剖面流動完全附著翼面(圖12(b)和圖13(b)),兩個剖面的分離泡和分離區(qū)消失,等離子體控制完全抑制了翼面流動分離,升力系數(shù)重新回歸到線性增長.翼面流動分離的抑制阻止了氣動中心的前移,消除了俯仰力矩系數(shù)的突然上仰,使俯仰力矩系數(shù)穩(wěn)定發(fā)展,提高了飛翼模型的縱向靜穩(wěn)定性.當α=14°時,升力曲線處于深失速區(qū),P1剖面和P2剖面均已出現(xiàn)大面積的流動分離(圖14(a)和圖15(a)),流動分離導致模型壓差阻力急劇增大,表現(xiàn)為阻力系數(shù)曲線斜率突然增大;施加等離子體控制后,P1剖面翼面分離基本消失、流動重新附著翼面(圖14(b)),P2剖面前部流動附著翼面、后部出現(xiàn)局部的流動分離區(qū)(圖15(b)),其結果是升力系數(shù)曲線過渡到非線性增長階段、阻力系數(shù)減小、氣動中心前移并導致俯仰力矩曲線持續(xù)上仰,但上仰變得平緩.當α≥ 16°時,如圖16和圖17所示，等離子體控制不能完全抑制流動分離,但能使流動分離區(qū)減小,所以升力系數(shù)高于不施加等離子體控制的狀態(tài).從整個試驗迎角范圍看,等離子體控制推遲了模型失速,失速迎角推遲2°;延緩了分離區(qū)的發(fā)展,升力系數(shù)曲線非線性增長區(qū)間延長,最大升力系數(shù)提高了約8%;抑制了俯仰力矩的突然上仰,使俯仰力矩拐折點推遲3°.

圖10 α=10°時P1剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.10.The velocity cloud map of PIV test on P1 at α=10°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖11 α=10°時P2剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.11.The velocity cloud map of PIV test on P2 at α=10°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖12 α=12°時P1剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.12.The velocity cloud map of PIV test on P1 at α=12°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖13 α=12°時P2剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.13.The velocity cloud map of PIV test on P2 at α=12°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖14 α=14°時P1剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.14.The velocity cloud map of PIV test on P1 at α=14°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖15 α=14°時P2剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.15.The velocity cloud map of PIV test on P2 at α=14°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖16 α=16°時P1剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.16.The velocity cloud map of PIV test on P1 at α=16°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖17 α=18°時P1剖面PIV試驗速度云圖 (a)無等離子體;(b)有等離子體Fig.17.The velocity cloud map of PIV test on P1 at α=18°:(a) Plasma off;(b) plasma on.

圖18 V=27 m/s飛翼模型等離子體控制試驗曲線 (a) 升力系數(shù)曲線;(b) 阻力系數(shù)曲線;(c) 俯仰力矩系數(shù)曲線Fig.18.The test curve of plasma flow control on flying wing at V=27 m/s:(a) Lift coefficient curves;(b) drag coefficient curves;(c) pitching moment coefficient curves.

3.2 飛翼模型等離子體控制靜態(tài)測力試驗

飛翼布局縱向配平和操縱主要依靠機翼后緣的組合升降副翼,本文規(guī)定升降副翼做升降舵使用時δsjd1,δsjd2和δsjd3同向偏轉(zhuǎn),舵面后緣下偏為正,研究等離子體控制對縱向靜態(tài)特性影響時阻力舵δzld=0°.

V=50 m/s飛翼布局模型不同升降舵舵偏時等離子體控制的氣動力試驗曲線如圖19所示.升力系數(shù)曲線隨升降舵偏角的增大而向上平移;施加等離子體控制后,在不同舵偏角時等離子體控制均能顯著改善飛翼布局的失速特性,使最大升力系數(shù)增加約0.1、失速推遲4°以上.俯仰力矩系數(shù)曲線隨升降舵偏角的增大而向下平移;不同舵偏角下,等離子體控制均能延緩俯仰力矩系數(shù)曲線的突然上仰和拐折,使其線性增長區(qū)間延長,在深失速區(qū)因增加了機翼前緣升力而使低頭力矩減小.升降舵舵偏對滾轉(zhuǎn)和偏航力矩的影響較小;等離子體控制因改善了流動的不對稱性而使?jié)L轉(zhuǎn)和偏航力矩的非線性偏離減弱,當α=20°時完全抑制了滾轉(zhuǎn)和偏航力矩系數(shù)的發(fā)散.由以上分析可見,等離子體控制不僅能夠改善飛翼模型大迎角狀態(tài)的縱向力矩特性,同時還能改善模型大迎角狀態(tài)的橫航向力矩特性.

圖19 V=50 m/s時不同升降舵舵偏時等離子體控制試驗曲線 (a) 升力系數(shù)曲線;(b) 阻力系數(shù)曲線;(c) 俯仰力矩系數(shù)曲線;(d) 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線;(e) 偏航力矩系數(shù)曲線;(f) 側力系數(shù)曲線Fig.19.The plasma control test curve for different elevator deflection at V=50 m/s:(a) Lift coefficient curves;(b) drag coefficient curves;(c) pitching moment coefficient curves;(d) roll moment coefficient curves;(e) yaw moment coefficient curves;(f) lateral force coefficient.

飛翼模型升降舵舵效Cmδe隨迎角α的變化曲線如圖20所示.在迎角α=0°—12°范圍內(nèi),受氣動中心前移和后緣附面層增厚影響,升降舵舵效隨迎角增大而逐漸降低,當迎角α>12°時,升降舵舵效曲線突然上仰,隨后舵效跌蕩起伏并迅速降低;施加等離子體控制后,當迎角α≤ 12°等離子體控制對升降舵舵效影響不大,而當迎角α>12°時,等離子體控制抑制了升降舵舵效曲線的突然上仰,使舵效回歸線性變化,迎角繼續(xù)增大時舵效的起伏波動減弱,當迎角α>16°時,升降舵舵效發(fā)展平穩(wěn),隨迎角增大而迅速減小的趨勢消失.由此可見,等離子體控制能夠改善飛翼布局模型大迎角狀態(tài)的靜態(tài)縱向操縱性.

圖20 飛翼布局模型升降舵舵效隨迎角變化的曲線Fig.20.Elevator efficiency curves of flying wing model with angle of attack.

3.3 飛翼模型等離子體控制虛擬飛行試驗

3.3.1 等離子體控制對縱向穩(wěn)定性影響

在虛擬飛行試驗中,先使模型穩(wěn)定在迎角α=10°狀態(tài),然后通過虛擬飛行控制系統(tǒng)施加方波激勵,模擬飛行過程中突然出現(xiàn)的縱向擾動運動.采用正方波激勵產(chǎn)生抬頭擾動;采用負方波激勵產(chǎn)生低頭擾動.

飛翼模型在方波指令下施加和不施加等離子體控制時俯仰角和俯仰角速度的時間歷程曲線如圖21所示.不施加等離子體控制時,初始俯仰角θ=10°,施加負向方波激勵時,模型突然低頭運動到俯仰角θ=–2°附近,當方波激勵結束時,模型抬頭并在俯仰角θ=7°—13°區(qū)間內(nèi)振蕩,經(jīng)過12 s左右的振蕩衰減后穩(wěn)定在俯仰角θ=10°;施加正向方波激勵時,模型抬頭并在俯仰角θ=16°附近劇烈振蕩,振蕩的最大俯仰角超過θ=28°,正向方波激勵結束時,模型低頭并在俯仰角θ=5°—15°范圍內(nèi)振蕩,經(jīng)過15 s左右的振蕩衰減,最終穩(wěn)定在俯仰角θ=10°;俯仰角速度運動的時間歷程與俯仰角相對應,在負向方波激勵時俯仰角速度振幅較小,正向方波激勵時俯仰角速度振幅較大.施加等離子體控制后,在初始俯仰角θ=10°時歷程曲線變化較小,說明等離子體控制對飛行器的穩(wěn)定飛行影響較小;當有正向方波激勵時,模型抬頭并在俯仰角θ=16°附近振蕩,振蕩的最大俯仰角約為θ=26°,最大振幅明顯減小;當正向方波激勵結束時,模型低頭并在俯仰角θ=5°—15°范圍內(nèi)振蕩,振蕩衰減速度明顯加快,經(jīng)過約8 s左右的振蕩衰減后模型穩(wěn)定在初始俯仰角θ=10°;等離子體控制同樣使俯仰角速度的振幅減小、振蕩衰減速度加快.可見,等離子體控制能夠起到降低飛翼模型縱向擾動運動振幅、加快擾動振蕩衰減的作用,從而提高飛翼模型的縱向飛行穩(wěn)定性.

圖21 等離子體控制對飛翼模型縱向擾動運動的影響 (a) 不加等離子體控制俯仰角時間歷程曲線;(b) 等離子體控制時俯仰角時間歷程曲線;(c) 不加等離子體控制俯仰角速度時間歷程;(d) 等離子體控制俯仰角速度時間歷程Fig.21.The influence of plasma control on the longitudinal disturbance motion of flying wing model:(a) Time history curve of pitch angle without plasma control;(b) time history curve of pitch angle with plasma control;(c) time history curve of pitch angle velocity without plasma control;(d) time history curve of pitch angle velocity with plasma control.

3.3.2 等離子體控制對縱向操縱性影響

在虛擬飛行試驗中,先使模型穩(wěn)定在較小迎角狀態(tài),然后通過虛擬飛行控制系統(tǒng)使飛翼模型升降舵下偏,模擬飛行器縱向拉起的操縱過程.

飛翼模型在緩慢拉起施加和不施加等離子體控制時俯仰角和俯仰角速度的時間歷程曲線如圖22所示.不施加等離子體控制時,飛翼模型最初在俯仰角θ=–3°附近穩(wěn)定飛行,此時俯仰角和俯仰角速度變化很小;當施加緩慢拉起指令時,模型跟隨指令慢慢抬頭,俯仰角逐漸增大,最初俯仰角和俯仰角速度的振蕩都比較小;當俯仰角提高到θ=11.5°時,俯仰角和俯仰角速度開始振蕩發(fā)散,振幅逐漸增大;當拉起指令結束后使模型回歸初始俯仰角,此時模型在俯仰角θ=–7.5°—10°范圍內(nèi)振蕩,俯仰角和俯仰角速度的振蕩衰減時間約為15 s.施加等離子體控制后,模型初始狀態(tài)和最初的拉起過程中,俯仰角和俯仰角速度變化平穩(wěn),模型一直拉起到θ=15.1°時俯仰角和俯仰角速度才開始振蕩發(fā)散;當拉起指令結束后使模型回歸初始俯仰角,模型在俯仰角θ=–5°—1°范圍內(nèi)振蕩,振幅明顯減小,振蕩衰減時間也減少到8 s左右.由此可見,在緩慢拉起過程中,飛翼布局模型在θ=11.5°時失速,施加等離子體控制后,失速的俯仰角推遲到θ=15.1°;拉起結束后,等離子體控制減小了振蕩振幅、提高了振蕩衰減速度,使模型的跟隨性變好.因此,等離子體控制能夠改善飛翼模型的縱向操縱性.

圖22 等離子體控制對飛翼模型縱向操縱控制的影響 (a)不加等離子體控制俯仰角時間歷程曲線;(b) 等離子體控制時俯仰角時間歷程曲線;(c)不加等離子體控制俯仰角速度時間歷程;(d)等離子體控制俯仰角速度時間歷程Fig.22.The influence of plasma control on the longitudinal control of flying wing model:(a) Time history curve of pitch angle without plasma control;(b) time history curve of pitch angle with plasma control;(c) time history curve of pitch angle velocity without plasma control;(d) time history curve of pitch angle velocity with plasma control.

4 結論

本文基于微秒脈沖激勵DBD等離子體流動控制技術開展了改善飛翼模型縱向氣動特性的風洞試驗研究,文中給出了等離子體控制對飛翼模型翼面流場的作用效果,揭示了對氣動力的影響機制,著重分析了等離子體控制對飛翼模型靜態(tài)和動態(tài)飛行穩(wěn)定性和操縱性的影響規(guī)律.主要結論有:

1)等離子體控制能有效抑制翼面的流動分離,起到推遲飛翼模型失速和改善俯仰力矩的作用;

2)等離子體控制能夠改善飛翼模型大迎角狀態(tài)下的升降舵舵效,提升模型的縱向靜穩(wěn)定性和操縱性,在不同舵偏角下均能使模型最大升力系數(shù)提高0.1左右、失速迎角推遲4°以上;

3)等離子體控制能夠提高飛翼模型飛行時的指令跟隨性,使臨界俯仰角由11.5°提高到15.1°、縱向擾動的最大振蕩振幅降低2°、振蕩衰減時間由15 s減少到8 s,從而提高飛翼模型的縱向飛行穩(wěn)定性和操縱性.

本文采用等離子體流動控制技術改善了大展弦比飛翼模型靜態(tài)和動態(tài)的縱向氣動特性,體現(xiàn)了到等離子體流動控制技術在提升飛翼布局縱向飛行品質(zhì)方向的巨大應用潛力.下一步將在更高雷諾數(shù)下結合真實的飛翼布局飛行器開展等離子體流動控制技術的飛行試驗研究.

感謝空軍工程大學等離子體動力學重點實驗室在本項研究過程中給予的幫助,感謝項目組在試驗研究期間的辛苦工作.