李天陽(yáng), 張鶴翔, 冉卓靈, 孟宣市, 史愛(ài)明

(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安,710072)

飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)涉及眾多參數(shù),當(dāng)目標(biāo)參數(shù)滿足,飛行器整體外形或者部件外形確定后,如何通過(guò)被動(dòng)/主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)拓展和完善其在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的氣動(dòng)性能成為目前研究的熱點(diǎn)[1-4]。近年來(lái),在飛行器設(shè)計(jì)之初就將流動(dòng)控制相關(guān)參數(shù)融合到設(shè)計(jì)參數(shù)中更是研究人員關(guān)注的焦點(diǎn)[5-6]。

過(guò)去幾十年里,環(huán)量控制(circulation control)作為一種有效的增升/減阻方法被研究者所關(guān)注[7-8]。利用曲面上的柯恩達(dá)效應(yīng)(coanda effect)使后緣氣流附著,環(huán)量控制翼型的后緣通常被設(shè)計(jì)為鈍頭,從而增加了巡航阻力。為了克服環(huán)量控制翼型對(duì)鈍后緣的依賴性,研究人員使用了不同的被動(dòng)/主動(dòng)流動(dòng)控制方法進(jìn)行了研究[9-10]。

文獻(xiàn)[11～13]提出并發(fā)展了一種基于環(huán)量控制技術(shù)的協(xié)同射流(co-flow jet, CFJ)流動(dòng)控制方法。在CFJ流動(dòng)控制設(shè)計(jì)中,如圖1(a),在翼型前緣和后緣附近分別設(shè)置吹氣腔道和吸氣腔道。前緣吹氣腔道噴出空氣,為當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)注入動(dòng)量,而后緣吸氣腔道用于吸入當(dāng)?shù)氐湍芰康目諝狻Ｇ熬壌禋饬髁亢秃缶壩鼩饬髁勘３窒嗟?。在整個(gè)過(guò)程中不需要注入額外的流量,因此是一種零質(zhì)量注入的流動(dòng)控制技術(shù)。

現(xiàn)有的研究表明,CFJ流動(dòng)控制的基本原理是通過(guò)前緣射流、后緣引流促進(jìn)主流與分離流之間的湍流混合,從而增加翼型近壁邊界層的能量。在此過(guò)程中產(chǎn)生的大尺度渦旋結(jié)構(gòu)可以有效的促進(jìn)流動(dòng)的摻混過(guò)程。通過(guò)數(shù)值和實(shí)驗(yàn)證明,協(xié)同射流翼型可以得到更大的環(huán)量,從而實(shí)現(xiàn)提高失速迎角、降低氣動(dòng)阻力,并且有著較低的能量消耗[11-17]。許和勇等對(duì)此進(jìn)行了很好的綜述[18]。

許建華等通過(guò)數(shù)值模擬研究了射流動(dòng)量系數(shù)、開(kāi)口尺寸和位置等關(guān)鍵參數(shù)對(duì)協(xié)同射流翼型氣動(dòng)性能的影響規(guī)律[15]。宋超等[16]與Zhang S L等[17]比較了幾何連續(xù)型和離散型前緣噴口對(duì)協(xié)同射流翼型氣動(dòng)特性的影響,證明在輸入功率相同的情況下,離散型前緣噴口由于具有更高的吹氣速度和更為明顯的三維渦結(jié)構(gòu),因此有著更高的流動(dòng)摻混效率。因此其在增加升力方面有著優(yōu)異的表現(xiàn)[11,16,18]。

為了實(shí)現(xiàn)翼型前緣吹氣和后緣吸氣的一體化設(shè)計(jì),文獻(xiàn)[19～20]與[17]一直致力于在翼型內(nèi)部安裝微型壓縮泵,該壓縮泵可以在后緣處將低能量流體吸入腔道,然后對(duì)空氣加壓并通過(guò)腔道在翼型前緣以射流的形式噴出,見(jiàn)圖1(b)。這種設(shè)計(jì)的最大困難是確保管道內(nèi)的氣流不會(huì)分離并且壓力恢復(fù)到盡可能高的水平,此外還要確保沿狹腔展向吸入和吹送的氣流是均勻的。該技術(shù)對(duì)于通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方法對(duì)CFJ翼型展開(kāi)相關(guān)研究至關(guān)重要,并直接影響CFJ翼型的空氣動(dòng)力學(xué)特性。

(a)協(xié)同射流翼型原理示意圖[12]

基于交流高電壓信號(hào)驅(qū)動(dòng)的表面介質(zhì)阻擋放電等離子體(alternating current surface dielectric barrier discharge,AC-SDBD)流動(dòng)控制是 2000 年左右被提出并很快得到關(guān)注和迅速發(fā)展的流動(dòng)控制方法[21-27]。當(dāng)在兩電極之間施加足夠高的電壓信號(hào)時(shí),覆蓋電極的絕緣介質(zhì)周圍空氣會(huì)被弱電離。絕緣介質(zhì)通過(guò)防止兩電極之間直接放電坍塌成電弧而產(chǎn)生大量的等離子體。該等離子體在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中撞擊中性分子,形成從暴露的電極到覆蓋電極的誘導(dǎo)氣流。上述空氣動(dòng)力效應(yīng)是AC-SDBD 等離子體流動(dòng)控制的主要機(jī)制。該流動(dòng)控制方法很像吹氣控制,但沒(méi)有額外的質(zhì)量注入。

SDBD等離子體流動(dòng)控制的優(yōu)點(diǎn)包括貼壁的誘導(dǎo)射流、穩(wěn)定的自持放電、寬頻快響應(yīng)的控制系統(tǒng)、簡(jiǎn)單易制的激勵(lì)器以及其對(duì)研究對(duì)象幾乎忽略的幾何影響等。自 2000 年以來(lái),等離子體流動(dòng)控制被廣泛用于空氣動(dòng)力學(xué)的相關(guān)研究,例如附面層控制[28-29]、翼型分離流動(dòng)控制[30-31]、軸流壓縮機(jī)穩(wěn)定性擴(kuò)寬[32]、三角翼分離渦控制[33]、翼尖渦的控制[34-35]、大迎角下非對(duì)稱分離渦的控制[36]、空氣動(dòng)力學(xué)噪聲抑制[37]、虛擬空氣動(dòng)力學(xué)部件[38-39]、無(wú)人飛行器氣動(dòng)特性的改善[40]、飛行控制[41]、飛行中的防/除冰[24]等。

近年來(lái),本文作者團(tuán)隊(duì)圍繞等離子體流動(dòng)控制進(jìn)行了持續(xù)研究,并對(duì)等離子體空氣動(dòng)力和熱特性有了深刻的了解?；谏鲜稣J(rèn)識(shí),作者認(rèn)識(shí)到等離子體激勵(lì)器有可能解決CFJ翼型所面臨的氣流驅(qū)動(dòng)方面的困難。AC-SDBD等離子激勵(lì)器可以產(chǎn)生附著的誘導(dǎo)氣流,從而解決使用壓縮泵時(shí)管道中的流動(dòng)分離問(wèn)題以及腔道展向的氣流均勻性問(wèn)題。

在上述想法的驅(qū)使下,作者團(tuán)隊(duì)提出了基于等離子體激勵(lì)的協(xié)同射流翼型概念(plasma co-flow jet, PCFJ),設(shè)計(jì)并制作完成了驗(yàn)證模型,并通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了可行性驗(yàn)證[42-43],見(jiàn)圖2。研究結(jié)果表明:PCFJ翼型可以有效地實(shí)現(xiàn)大迎角下的分離抑制作用,其機(jī)理是等離子體激勵(lì)可以促進(jìn)前緣層流分離剪切層的湍流化,并有效吸入后緣分離區(qū)的低能量流體。

圖2 等離子體協(xié)同射流(PCFJ)翼型流動(dòng)原理示意圖

然而,上述模型的設(shè)計(jì)是基于已有的數(shù)值模擬[12-13,15, 44]和實(shí)驗(yàn)結(jié)果[16],并未針對(duì)PCFJ的幾何參數(shù)(例如腔道的高度、激勵(lì)器的數(shù)量以及敷設(shè)位置等)進(jìn)行針對(duì)性的設(shè)計(jì)?；诖四康?本文將通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬對(duì)上述影響參數(shù)進(jìn)行研究,并給出優(yōu)化組合參數(shù)。針對(duì)優(yōu)化后的PCFJ翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行研究,并對(duì)流動(dòng)機(jī)制進(jìn)行探究。

1 實(shí)驗(yàn)和計(jì)算設(shè)置

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與方法

本實(shí)驗(yàn)中施加在等離子體激勵(lì)器上的峰-峰值電壓為13 kV,中心頻率為8 kHz,波形為正弦波。使用信號(hào)發(fā)生器來(lái)控制激勵(lì)器工作的占空比與占空頻率。使用厚度為0.03 mm的銅箔作為激勵(lì)器裸露電極與掩埋電極的材料,裸露與掩埋電極的弦長(zhǎng)分別為3 mm和10 mm,展向有效長(zhǎng)度為100 mm。使用6層(0.39 mm,每層0.065 mm厚)Kapton(聚酰亞胺)膠帶作為介質(zhì)層。

流場(chǎng)診斷使用二維粒子圖像測(cè)速(2D-PIV)方法,采集頻率為13 Hz,兩幀激光間隔為200 μs,一組實(shí)驗(yàn)拍攝總時(shí)長(zhǎng)為20 s,獲得260組粒子圖像,取全時(shí)間平均結(jié)果作為最終輸出。使用互相關(guān)方法進(jìn)行圖像數(shù)據(jù)處理,其查詢窗口為8 × 8 pixels,重疊率為50%。速度場(chǎng)的分辨率約為0.1 mm/pixel。

靜止大氣實(shí)驗(yàn)布局如圖3所示。實(shí)驗(yàn)于透明有機(jī)玻璃箱內(nèi)進(jìn)行,使用玻璃板作為激勵(lì)器基板和上方蓋板。為保證流動(dòng)具有良好的展向均勻性,腔道兩側(cè)使用同規(guī)格玻璃板進(jìn)行封閉處理。實(shí)驗(yàn)中控制腔道的高度從2 mm逐步增長(zhǎng)到6 mm,步長(zhǎng)0.5 mm,共進(jìn)行9組實(shí)驗(yàn)。對(duì)每組實(shí)驗(yàn)進(jìn)行兩次重復(fù)測(cè)量,取其平均值作為實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

圖3 實(shí)驗(yàn)布局示意圖

1.2 腔道數(shù)值模擬設(shè)置與方法

數(shù)值模擬所用三維網(wǎng)格如圖4所示。網(wǎng)格在激勵(lì)器附近進(jìn)行了橫向(x方向)與縱向(y方向)加密,z方向均勻分布。根據(jù)選用的湍流模型確定所有固體邊界第一層網(wǎng)格高度為0.01 mm,其無(wú)量綱高度y+<1。網(wǎng)格在x、y、z方向總節(jié)點(diǎn)數(shù)分別為120、150與200,總網(wǎng)格量350萬(wàn)。

圖4 腔道等離子體激勵(lì)網(wǎng)格劃分圖(120 × 150 × 200)

使用ANSYS Fluent軟件作為求解器。采用基于壓力的求解器進(jìn)行穩(wěn)態(tài)求解,湍流模型選擇RNGk-ε模型。物性與邊界條件設(shè)置為不可壓縮空氣,固體邊界設(shè)為無(wú)滑移壁面條件,流場(chǎng)邊界設(shè)置為表壓為0的自由壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界。使用添加動(dòng)量源項(xiàng)的方法模擬等離子體激勵(lì)過(guò)程。

1.3 PCFJ翼型計(jì)算設(shè)置與驗(yàn)證

計(jì)算模型采用NACA 0025基準(zhǔn)翼型和基于NACA 0025的PCFJ翼型,翼型弦長(zhǎng)均為200 mm,PCFJ翼型在上表面距前緣12.5% 弦長(zhǎng)和80% 弦長(zhǎng)處分別開(kāi)吹氣口和吸氣口。上表面平移量為0.5% 弦長(zhǎng),腔道尺寸依據(jù)平板腔道實(shí)驗(yàn)結(jié)果設(shè)計(jì)。本文PCFJ翼型所用電壓峰-峰值為13 kV,載波頻率8 kHz。在內(nèi)翼型上表面和腔道內(nèi)各布置4 組激勵(lì)器。其中1號(hào)和5號(hào)激勵(lì)器分別布置在吹氣口和吸氣口,用來(lái)誘導(dǎo)氣流偏轉(zhuǎn)并向附面層注入動(dòng)量。這8 組激勵(lì)器均布置在不影響放電形式的合理距離。使用添加動(dòng)量源項(xiàng)的方法模擬等離子體激勵(lì)過(guò)程。激勵(lì)器位置如圖5所示。

圖5 PCFJ翼型等離子體激勵(lì)器分布

計(jì)算使用二維結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,按y+< 1準(zhǔn)則對(duì)翼型附面層進(jìn)行了加密,第1層網(wǎng)格高度0.01 mm量級(jí),基準(zhǔn)翼型網(wǎng)格量366×150。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界距翼型表面20倍弦長(zhǎng),基準(zhǔn)翼型與PCFJ翼型二維網(wǎng)格如圖6所示。

(a)NACA0025

采用Transition SST四方程湍流模型、二階迎風(fēng)格式和壓力基求解器進(jìn)行求解。入口邊界設(shè)定為固定速度入口,大小為10 m/s;出口邊界設(shè)置為表壓為0的壓力出口;翼型表面滿足無(wú)滑移條件。

通過(guò)在翼型最大厚度站位(即距前緣25% 弦長(zhǎng))比較垂直于吸力面的速度型的方法進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。這里列出4 mm腔道PCFJ翼型網(wǎng)格無(wú)關(guān)性結(jié)果。如圖7所示,網(wǎng)格1、網(wǎng)格2、網(wǎng)格3的外翼型網(wǎng)格量分別為415×80、590×150、880×150,腔道網(wǎng)格量分別為330×15、500×25、870×30?？梢钥闯?隨著網(wǎng)格量成倍增大,網(wǎng)格2和網(wǎng)格3的計(jì)算結(jié)果基本一致,最大速度值誤差出現(xiàn)在y/c=0.135處,誤差值為1.6 %。該結(jié)果可以認(rèn)為網(wǎng)格達(dá)到收斂性要求,選用網(wǎng)格2進(jìn)行計(jì)算。

圖7 x/c = 0.25站位處速度分布

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬結(jié)果的準(zhǔn)確性,將數(shù)值模擬結(jié)果比對(duì)NACA 0025翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。該實(shí)驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞完成,采用壓力測(cè)量法計(jì)算升力系數(shù)。NACA 0025翼型弦長(zhǎng)200 mm,展長(zhǎng)400 mm。團(tuán)隊(duì)已有的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明,當(dāng)來(lái)流速度進(jìn)一步增大時(shí),等離子體激勵(lì)基本對(duì)翼型分離流動(dòng)不再有明顯的抑制作用。因此本文將來(lái)流風(fēng)速設(shè)定為10 m/s,雷諾數(shù)130 000,與風(fēng)洞來(lái)流速度和雷諾數(shù)保持一致。

數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖8所示,可以看出計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值在升力系數(shù)線性段吻合較好。而在失速迎角附近,數(shù)值模擬的升力系數(shù)低于實(shí)驗(yàn)結(jié)果,最大誤差為15.8%。數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的失速迎角相同。

圖8 升力系數(shù)對(duì)比(Re = 130 000,峰-峰值電壓13 kV,頻率 8 kHz)

2 結(jié)果與分析

2.1 靜止大氣中的腔道誘導(dǎo)氣流實(shí)驗(yàn)

圖9展示了不同腔道高度下等離子體誘導(dǎo)射流的渦量場(chǎng)實(shí)驗(yàn)結(jié)果。取激勵(lì)器裸露電極和掩埋電極接縫處作為坐標(biāo)系原點(diǎn)。流動(dòng)在出口外向下游發(fā)展的過(guò)程中呈近似錐形擴(kuò)張,并且隨著腔道高度的增加,其射流擴(kuò)張角也在不斷變大。

圖9 不同腔道高度下等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)射流渦量云圖

可以看出,當(dāng)腔道高度小于4 mm 時(shí),激勵(lì)器產(chǎn)生的射流受腔道空間的限制,流動(dòng)類似于二維管道流動(dòng),因此其在出口外也形成了與二維管道出口噴流相似的流態(tài)。而當(dāng)腔道高度大于4 mm 時(shí),激勵(lì)器誘導(dǎo)射流并未完全發(fā)展成為管道流動(dòng),而是介于自由空間等離子體誘導(dǎo)射流的流態(tài)(圖10)與管道流動(dòng)的流態(tài)之間。

圖10 開(kāi)放空間內(nèi)等離子體激勵(lì)器誘導(dǎo)射流渦量云圖

圖11給出了固定站位為x=-0.045 m,-0.01

圖11 x=-0.045 m,-0.01

圖12展示了腔道流量隨腔道高度變化的結(jié)果?？梢钥吹?隨著腔道高度逐步增加,腔道內(nèi)流量也在逐漸增大,流量與腔道高度接近正比例關(guān)系。其中2 mm腔道高度的流量受PIV實(shí)驗(yàn)空間分辨率的影響,實(shí)驗(yàn)存在一定誤差,導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果相差較大,其余結(jié)果實(shí)驗(yàn)與CFD誤差均在15.5% 以內(nèi),在表1中給出。

表1 腔道流量實(shí)驗(yàn)結(jié)果與CFD結(jié)果對(duì)比

圖12 腔道流量隨腔道高度變化結(jié)果

CFJ技術(shù)在設(shè)計(jì)腔道高度時(shí),主要考慮進(jìn)出口的流量與流動(dòng)速度兩方面的數(shù)據(jù)。在激勵(lì)條件相同的情況下,3～4 mm的腔道高度相比于其他腔道高度,能產(chǎn)生較大的進(jìn)、出口流動(dòng)速度;而4 mm的腔道高度能產(chǎn)生比3 mm更大的流量。綜合以上考慮,選取4 mm作為PCFJ翼型最優(yōu)化的腔道高度設(shè)計(jì)。

2.2 不同腔道高度的協(xié)同射流翼型升阻力特性

為了比較不同腔道高度對(duì)協(xié)同射流翼型氣動(dòng)特性的影響,選擇腔道高度為4 mm、10 mm PCFJ翼型進(jìn)行了氣動(dòng)力對(duì)比分析?；谔卣鏖L(zhǎng)度的雷諾數(shù)為68 000。圖13展示了這兩種PCFJ翼型與基準(zhǔn)翼型NACA 0025的升阻力對(duì)比。

(a)升力系數(shù)

從升力系數(shù)隨迎角變化曲線可以看出,在所有計(jì)算迎角范圍內(nèi),相較于基準(zhǔn)翼型,PCFJ翼型升力均有效提高。腔道高度為10 mm時(shí),PCFJ翼型最大升力系數(shù)提高了33%,失速迎角與基準(zhǔn)翼型相同。對(duì)于4 mm PCFJ翼型,最大升力系數(shù)提高了181% ;失速迎角提高到14°,相比10 mm PCFJ翼型增加了6°。

根據(jù)圖11中的結(jié)果與分析,當(dāng)腔道高度為4 mm時(shí),出口最大射流速度較高。因此可以判斷,在5 m/s來(lái)流速度下,等離子體激勵(lì)向邊界層注入的動(dòng)量更集中,抑制流動(dòng)分離的效果更好。

從圖13(b)中看出,10 mm PCFJ翼型阻力系數(shù)低于基準(zhǔn)翼型。4 mm PCFJ翼型在迎角小于8°之前阻力系數(shù)顯著大于10 mm PCFJ翼型和基準(zhǔn)翼型;而在迎角大于10°之后,其阻力系數(shù)更低。從圖13(c)中看出,PCFJ翼型升阻比大于基準(zhǔn)翼型。4 mm PCFJ翼型最大升阻比出現(xiàn)在14°。在8°迎角之前,10 mm PCFJ翼型升阻比更大。

由于CFJ翼型在低迎角時(shí)的阻力很大一部分來(lái)自于后緣處吸氣口[12],因此對(duì)PCFJ翼型吸氣口局部壓力分布云圖進(jìn)行分析,如圖14。可以看出,4 mm PCFJ翼型在2°迎角下,作用在吸氣口后緣壓力大于10 mm腔道PCFJ翼型,阻力系數(shù)較大;而在10°迎角下相同位置處的壓力為負(fù)壓,阻力系數(shù)較小。可以解釋圖13(b)、圖13(c)中的阻力系數(shù)與升阻比的變化特性。

(a)h=10 mm,α=2°

2.3 不同激勵(lì)器布局下協(xié)同射流翼型升阻力特性

本節(jié)研究了不同激勵(lì)器布局對(duì)協(xié)同射流翼型氣動(dòng)特性的影響。定義了兩種定常激勵(lì)模式:“Only blowing”模式只有內(nèi)翼型上表面4組激勵(lì)器工作,以實(shí)現(xiàn)前緣吹氣效應(yīng);“PCFJ”模式下腔道內(nèi)的4組激勵(lì)器與內(nèi)翼型上表面4組激勵(lì)器同時(shí)工作,實(shí)現(xiàn)前緣吹氣和后緣吸氣的同步進(jìn)行。

圖15展示了兩種激勵(lì)器布局形式下PCFJ翼型與基準(zhǔn)翼型氣動(dòng)力對(duì)比。從圖15(a)中可以看出,兩種激勵(lì)器布局下升力系數(shù)均得到明顯增升,并提高了失速迎角?！癙CFJ”模式相較于“Only blowing”模式,失速迎角從12°提高到了16°。在8°迎角之前,“PCFJ”模式相比于“Only blowing”模式,升力系數(shù)沒(méi)有明顯提升。觀察圖15(b)和圖15(c),在6°～12°迎角內(nèi),“PCFJ”模式阻力系數(shù)小于“Only blowing”模式,同時(shí)升阻比更大。這是因?yàn)镻CFJ翼型同時(shí)進(jìn)行前緣吹氣與后緣吸氣,這一過(guò)程抵抗了更大的逆壓梯度,使得翼型上表面的流動(dòng)附著更好[12]。

(a)升力系數(shù)

2.4 協(xié)同射流翼型流動(dòng)控制機(jī)理

為了探究協(xié)同射流翼型抑制流動(dòng)分離機(jī)制,圖16、圖17給出PCFJ翼型在上述兩種激勵(lì)器布局下流場(chǎng)的時(shí)均渦量云圖,并與已有的實(shí)驗(yàn)研究[43]進(jìn)行了對(duì)比分析?；谧杂蓙?lái)流速度5 m/s及弦長(zhǎng)0.2 m的雷諾數(shù)為68 000,迎角為11°。

(a)實(shí)驗(yàn)h=10 mm

圖16與圖17均顯示,4 mm PCFJ比10 mm PCFJ翼型的自由剪切層更貼近翼面。這是因?yàn)?相比于10 mm腔道,4 mm腔道PCFJ外翼型吹氣口臺(tái)階高度較小且過(guò)渡到內(nèi)翼型更光順,從吹氣口臺(tái)階脫落的自由剪切層也更容易與內(nèi)翼型繞流相耦合,這就盡可能減小了翼型上表面自由來(lái)流的分離。同時(shí)觀察到4 mm相比10 mm分離點(diǎn)大幅后移,說(shuō)明4 mm的腔道高度對(duì)協(xié)同射流翼型流動(dòng)分離具有更明顯的抑制作用。

(a)實(shí)驗(yàn)h=10 mm

因?yàn)? mm的腔道高度能實(shí)現(xiàn)對(duì)邊界層更集中的動(dòng)量注入,使分離區(qū)低能量流體被推向后緣,分離點(diǎn)從55% 弦長(zhǎng)處后移至84% 弦長(zhǎng)處。在后緣吸氣口處,10 mm PCFJ翼型由于吸氣效應(yīng)不足以將分離區(qū)低能量流體全部吸入腔道內(nèi),導(dǎo)致邊界層在吸氣口臺(tái)階處發(fā)生分離,而4 mm PCFJ翼型則很大程度上減輕了分離效應(yīng),邊界層內(nèi)低能量流體大多被吸入腔道,吸氣口至后緣位置流動(dòng)附著較好。

對(duì)比圖16與圖17,腔道高度為4 mm時(shí),“Only blowing”模式分離點(diǎn)出現(xiàn)在靠近翼型后緣吸氣口的位置;而“PCFJ”模式在該位置為附著流動(dòng),在11°迎角下并未出現(xiàn)分離。這是由于“PCFJ”模式在吸氣口處對(duì)分離區(qū)低能量流體吸入效應(yīng)更強(qiáng),對(duì)流動(dòng)分離的抑制效果更好。

在“PCFJ”模式下,相比于“Only blowing”模式,由于增加了腔道內(nèi)4組激勵(lì)器,腔道內(nèi)速度明顯提高,增大了繞內(nèi)翼型環(huán)量,提高了PCFJ翼型的升力系數(shù);同時(shí),由于使用多組激勵(lì)器,注入了更多的動(dòng)量,能夠抵抗更大的逆壓梯度,因此提高了翼型失速迎角。

表2給出了11°迎角下各參數(shù)下分離點(diǎn)位置及誤差。腔道高度為10 mm 時(shí),“Only blowing”模式的CFD結(jié)果分離點(diǎn)位置與實(shí)驗(yàn)有較大誤差?！癙CFJ”模式的CFD結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果接近。“PCFJ”模式相比于“Only blowing”模式,分離點(diǎn)后移量分別為33%和22.5%。腔道高度為4 mm 時(shí),CFD結(jié)果分離點(diǎn)在“Only blowing”模式下分離點(diǎn)推遲了29% ,“PCFJ”模式下未出現(xiàn)分離。

表2 表面流動(dòng)分離點(diǎn)位置比較(α= 11°,Re = 68 000,峰-峰值電壓13 kV, 頻率 8 kHz) 單位:%

3 結(jié)論

基于等離子體激勵(lì)誘導(dǎo)流場(chǎng)的特性,對(duì)等離子體協(xié)同射流翼型的腔道高度進(jìn)行了針對(duì)性的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。根據(jù)靜止大氣中等離子體氣動(dòng)激勵(lì)下出口速度和流量選取4 mm 腔道高度為最優(yōu)化參數(shù),設(shè)計(jì)了基于NACA0025翼型的PCFJ翼型。通過(guò)數(shù)值模擬對(duì)PCFJ翼型氣動(dòng)特性進(jìn)行了分析,與基準(zhǔn)翼型進(jìn)行了比較,并對(duì)流場(chǎng)繞流特性進(jìn)行了探究。主要結(jié)論如下。

1)靜止大氣中,射流出口速度隨腔道高度先增大后減小,因此選取了4 mm腔道高度為最優(yōu)化的設(shè)計(jì)參數(shù)。

2)相對(duì)基準(zhǔn)翼型,PCFJ翼型的失速迎角得到了顯著提升,升力系數(shù)增大了1.81倍。

3)等離子體協(xié)同射流翼型后緣腔道處在較小迎角下產(chǎn)生了正阻力,而隨著迎角的增大到10°,其當(dāng)?shù)刈枇﹂_(kāi)始變?yōu)樨?fù)值。因此,其阻力在10°迎角之前大于基準(zhǔn)翼型,隨后小于基準(zhǔn)翼型。升阻比呈現(xiàn)出與阻力相同的變化特性。

4)對(duì)比前緣吹氣,協(xié)同射流翼型的失速迎角增大了4°。這是因?yàn)閰f(xié)同射流翼型通過(guò)前緣吹氣效應(yīng)可以在當(dāng)?shù)丶凶⑷雱?dòng)量,其后緣吸氣可以減小低能量的分離區(qū)域,形成較大的環(huán)量增量。

5)對(duì)基準(zhǔn)翼型失速迎角附近的升力絕對(duì)值,數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果目前還有較大的差別,需要進(jìn)一步改進(jìn)。但不影響本文數(shù)值模擬部分規(guī)律性的闡述。

限于篇幅,本文只對(duì)腔道高度進(jìn)行了參數(shù)化研究,給出了最優(yōu)參數(shù)。下一步工作將對(duì)前緣吹氣口與后緣吸氣口的幾何位置與偏轉(zhuǎn)角度、非定常激勵(lì)的電學(xué)參數(shù)等展開(kāi)研究。