李 昌, 趙光銀*, 于文濤, 張 鑫

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室, 四川綿陽,621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所, 四川綿陽,621000)

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機由于對高速和高機動性的要求,較多采用三角翼布局,然而大迎角狀態(tài)下三角翼繞流發(fā)展為脫體渦流型,其空氣動力特性受前緣渦結(jié)構(gòu)影響較大,同時前緣形狀、雷諾數(shù)、迎角均對三角翼前緣渦的穩(wěn)定性、破裂等有顯著影響[1-7]。

通過流動控制手段能夠有效控制三角翼繞流中分離流和旋渦,推遲三角翼大迎角下渦破裂或者增強渦強度,可提高機翼穩(wěn)定性和改善升力特性[8-13]。等離子體氣動激勵具有響應(yīng)快、結(jié)構(gòu)簡單、頻帶寬等優(yōu)點,在分離流和旋渦控制領(lǐng)域有一定發(fā)展?jié)摿14]。

國際上三角翼等離子體流動控制研究仍處于初步探索階段,現(xiàn)有研究中多采用AC-DBD等離子體激勵[1],其中主要有4種DBD等離子體激勵器布局用于三角翼前緣渦控制的探索研究:①激勵器布置在機翼前緣,由脈沖式放電引入的前緣非定常擾動比連續(xù)式放電控制效果好[15-16];②激勵器垂直于前緣布置以誘導附面層向下游加速,定常連續(xù)放電激勵效果比非定常脈沖激勵效果好,逆氣流方向的連續(xù)激勵可導致旋渦提前破裂[17];③激勵器沿二次分離線布置,研究認為這種布局下的非定常激勵對旋渦的穩(wěn)定性有一定控制效果[17];④激勵器布置在上翼面不同弦向或垂直于翼根的位置,以誘導流動順渦軸方向加速[18-19]。以上研究主要以尖前緣三角翼為研究對象,此時分離點被固定在前緣處,然而實際中的飛行器前緣常為鈍前緣結(jié)構(gòu),因此將流動控制技術(shù)應(yīng)用于鈍前緣機翼的研究更有意義。

相關(guān)研究表明,在同樣來流條件和后掠角下,三角翼的不同前緣形狀會對渦運動產(chǎn)生很大影響,相對于尖前緣三角翼,鈍前緣三角翼的渦流特性由于前緣黏性效應(yīng)而更為復(fù)雜,其前緣渦分離點位于前緣下游[3]。前緣渦特性的差異會影響流動控制效果,因此有必要研究揭示等離子體氣動激勵對不同前緣形狀三角翼繞流的控制規(guī)律和機理。

1 實驗設(shè)置

1.1 風洞

實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的FL-11風洞中完成,實驗段尺寸為1.8 m(寬)×1.4 m(高),模型中心距實驗段入口2.6 m,穩(wěn)定風速范圍為10～105 m/s,當風速低于70 m/s時湍流度達到0.000 8。本文中實驗風速固定為50 m/s。

1.2 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

實驗?zāi)Ｐ蜑?個不同前緣形狀的翼-身組合體,其機翼是45°后掠角的三角翼,機翼展弦比為2,厚度10 mm,迎角45°時形成的風洞阻塞度為2.53%,其他參數(shù)見表1。模型如圖1～2所示,其中尖前緣機翼為WingSLE,圓前緣機翼為WingCLE,橢圓前緣機翼為WingELE。模型主要部件包括機身、機翼、整流蓋板、天平套筒等,均采用樹脂材料通過3D打印制成,加工精度為0.05 mm。模型通過機身內(nèi)嵌套筒與天平配合。

表1 模型參數(shù)表

1.3 激勵系統(tǒng)

激勵系統(tǒng)主要包括等離子體激勵器和高壓電源。其中等離子體激勵器構(gòu)型如圖3所示,包括激勵器電極和絕緣介質(zhì)層。激勵器電極由厚度0.02 mm的銅箔制成,其中高壓電極寬度為5 mm;低壓電極寬度為10 mm;絕緣介質(zhì)層為0.2 mm厚度的聚酰亞胺膠帶,介電常數(shù)為3.4。

(a)Wing SLE (b)Wing CLE (c)Wing ELE

圖3 介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵器布局圖

相關(guān)研究表明,布置于前緣的激勵器對于非細長三角翼的控制效果優(yōu)于其他布局[20],為此本文設(shè)計了Type A和Type B兩種前緣激勵器布局研究其對于三角翼氣動力特性的影響,其中Type A激勵器能夠產(chǎn)生從前緣頂點指向上翼面的等離子體,Type B激勵器則產(chǎn)生從前緣頂點指向下翼面的等離子體。以圓前緣三角翼模型為例,圖4給出了激勵器布置示意圖,高壓和低壓電極的間隙為0。

(a)Type A激勵器

使用的脈沖等離子體電源為CTP-2000K,功率為500 W。輸入為0～220 V、50 Hz的交流電,輸出為脈沖頻率(1～1 000 Hz)、載波頻率(5～20 kHz)和輸出電壓(0～30 kV)能在一定范圍內(nèi)連續(xù)可調(diào)的正弦波。該電源為穩(wěn)電壓輸出,電壓(U)調(diào)節(jié)至特定值后,輸出端電流(I)可以通過電源自帶的電流表讀取(波動量0.01 A),電源輸入功率P=UI測量的相對誤差為1%。

等離子體激勵器有2種工作模式:定常激勵與非定常激勵。圖5給出了AC-DBD等離子體定常和非定常激勵的波形圖。定常激勵時,加載電壓波形為連續(xù)的正弦波,激勵器可誘導產(chǎn)生準定常的近壁面射流;非定常激勵則是帶占空比的周期性脈沖放電,激勵器可誘導產(chǎn)生非定常的近壁面渦流擾動。此時關(guān)鍵參數(shù)為占空比τ和脈沖頻率f,其中脈沖頻率f根據(jù)平均氣動弦長l和來流速度u∞進行無量綱化,定義無量綱脈沖頻率f+=fl/u∞,通過無量綱脈沖頻率f+有利于獲取非定常擾動對流動控制效果影響的普遍規(guī)律。

圖5 激勵器定常和非定常工作模式示意圖

本文中實驗工況見表2。

表2 實驗工況表

1.4 測試設(shè)備及方法

1.4.1 風速管

使用T4-800型風速管獲取實驗參考速壓,風速管安裝于實驗段上游遠離翼型截面的位置,從而降低對翼型周圍流場的干擾。

1.4.2 實驗天平

采用TG0203A應(yīng)變天平測力。天平的浮動端與模型相連,固定端與支撐裝置連接。為避免AC-DBD激勵對天平測力帶來電磁干擾,天平與激勵系統(tǒng)的電源線、信號線分開接地,同時采取同軸電纜等屏蔽措施。

1.4.3 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

采用PXI 總線數(shù)采平臺采集天平數(shù)據(jù)。該平臺主要由前置放大器、數(shù)據(jù)采集器、通訊卡、控制計算機和數(shù)據(jù)處理計算機等部分組成,并配套編寫相應(yīng)的數(shù)據(jù)采集和處理程序。

1.4.4 油流實驗方法

油流法是一種簡單有效的流動顯示方法,采用滑石粉、機油、液態(tài)蠟配制為混合試劑后均勻涂抹于模型上表面,具體配比根據(jù)現(xiàn)場溫、濕度條件進行調(diào)整。在風洞上方使用攝像機記錄模型表面油流圖譜。

2 實驗結(jié)果與討論

首先進行AC-DBD激勵對測量系統(tǒng)電磁干擾的排除實驗和天平測力重復(fù)性實驗,均在圓前緣三角翼模型上進行。實驗中通過采用同軸電纜和良好接地等措施有效消除了電磁干擾,在升力方向加載20 N力的條件下,對比了激勵器關(guān)閉、定常激勵(Up-p=12 kV,f=5.239 Hz)、非定常激勵(Up-p=12 kV,f+=1.0,τ=30%)的升阻力測量結(jié)果(見圖6),可知測力結(jié)果的重復(fù)性和穩(wěn)定性良好。另外實驗前對所用天平的測力進行了5次重復(fù)實驗,升力系數(shù)(CL)和阻力系數(shù)(CD)測量相對誤差均小于5%(見圖7)。

圖6 電磁干擾排除結(jié)果

(a)升力系數(shù)

2.1 干凈模型的氣動特性

在風速50 m/s條件下開展了干凈(無激勵器)模型的測力實驗,結(jié)果如圖8所示。對于相同后掠角,不同前緣形狀的三角翼,其氣動特性表現(xiàn)出明顯差異。兩種鈍前緣三角翼的失速迎角均大于尖前緣三角翼,這與文獻中研究結(jié)果一致[3]。

(a)升力系數(shù)

在小迎角狀態(tài)下,尖前緣三角翼的升力系數(shù)略高于鈍前緣機翼的升力系數(shù)。這是由于相較于其他兩種鈍前緣三角翼,尖前緣的前緣剪切層會更早分離產(chǎn)生前緣渦,前緣渦為機翼提供了額外的渦升力[21-22]。

對圓和橢圓兩種鈍前緣的三角翼,兩者在較低迎角下(α<5°)的升力系數(shù)曲線基本重合。隨迎角增大,圓前緣三角翼的升力系數(shù)明顯高于橢圓前緣,其失速迎角也最大。

對于阻力系數(shù),鈍前緣三角翼的阻力系數(shù)在迎角約22°以下均明顯低于尖前緣三角翼的阻力系數(shù)。從升阻比上來看,2種前緣形狀三角翼的最大升阻比出現(xiàn)在4°～7°小迎角狀態(tài)下。其中橢圓前緣機翼最大升阻比可達到9。尖、圓、橢圓3種不同前緣形狀三角翼最大升阻比對應(yīng)的平均升力系數(shù)為CLS= 0.33,CLC= 0.30和CLE= 0.41(下標S-尖前緣,C-圓前緣,E-橢圓前緣)。迎角達到10°之后,3種前緣形狀三角翼的升阻比變化趨勢一致,圓形前緣三角翼的升阻比最大。

前緣形狀對三角翼的基準氣動特性產(chǎn)生了明顯的影響,其原因與前緣渦的形成與發(fā)展緊密相關(guān)。

2.2 激勵器布局影響

為了研究AC-DBD激勵器的最佳作用位置,基于Type A 和Type B兩種激勵器下,開展了圓前緣三角翼流動控制的測力實驗。實驗速度50 m/s,激勵電壓峰-峰值Up-p=12 kV,占空比τ=30%,對應(yīng)模型基于平均氣動弦長的雷諾數(shù)Re=0.64×106,無量綱脈沖頻率f+=fl/u∞=1.0(對應(yīng)的脈沖激勵頻率為250 Hz)。激勵前后不同迎角下升阻力變化量如圖9所示。

(a)升力系數(shù)變化量

Type A 和Type B兩種激勵器均能取得一定的控制效果,在失速之前,Type A激勵器對升力系數(shù)的增加量更顯著。失速之后則Type B激勵器效果更優(yōu)。這可能與失速前后三角翼繞流特性的變化有關(guān),對于非細長三角翼,在迎角不大時,前緣分離剪切層在機翼內(nèi)側(cè)又附著于翼面上,流態(tài)如圖10(a)所示;而隨著迎角增大,附著點內(nèi)移,在臨界迎角時移至翼根,這意味著即將失速,失速后的剪切層附著點脫離翼面[23],流態(tài)如圖10(b)所示。

(a)非細長三角翼上附體 (b)三角翼上非附體

2.3 激勵參數(shù)的影響

2.3.1 激勵方式的影響

在3種前緣形狀三角翼前緣敷設(shè)Type A激勵器,采用定常激勵和非定常激勵兩種激勵方式開展流動控制研究,激勵電壓峰峰值Up-p=12 kV,載波頻率f=5.294 kHz,非定常激勵下無量綱脈沖頻率f+=1.0,占空比τ=30%。激勵前后不同迎角下三角翼氣動特性見表3和圖11～13。

表3 AC-DBD激勵控制前后三角翼的氣動特性

(a)升力系數(shù)

(a)升力系數(shù)

(a)升力系數(shù)

對于圓前緣三角翼,前緣AC-DBD的2種激勵方式均可推遲失速迎角,并同時提高升力系數(shù)和阻力系數(shù),非定常激勵作用效果更好;對于尖前緣三角翼,前緣AC-DBD激勵僅在失速迎角之后起作用,且對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的改善不明顯,非定常激勵作用效果相對較好;對于橢圓前緣三角翼,AC-DBD激勵的作用效果介于圓前緣和尖前緣三角翼之間,在失速迎角前后均能提高氣動特性,但是作用效果有限,且無法推遲失速迎角。

定常激勵可產(chǎn)生使流體向下游加速的近壁面切向體積力,實驗證明這種方式并不能有效提高三角翼氣動特性;而同樣激勵電壓下的非定常激勵則是通過對前緣剪切層產(chǎn)生擾動來起作用的。非定常激勵的控制效果明顯優(yōu)于定常激勵,說明AC-DBD前緣激勵控制非細長三角翼的主要原理是利用激勵或擾動的非定常性激發(fā)剪切層的不穩(wěn)定性進而達到流動控制的目的。

根據(jù)尖前緣三角翼上表面油流的運動錄像,畫出壁面流線如圖14所示,在α=16°時三角翼還未失速,但是機翼上已經(jīng)出現(xiàn)了大面積的回流,前緣渦破裂位置已經(jīng)發(fā)展到接近前緣頂點。施加非定常激勵后,破裂點向下游移動。

圖14 非定常激勵前后三角翼上翼面油流圖譜(Up-p=12 kV,f+=1.0,τ=30%,α=16°)

2.3.2 脈沖頻率的影響

脈沖頻率是衡量激勵非定常性的一個重要參數(shù)。相關(guān)研究表明,適當頻率的非定常擾動能夠激發(fā)剪切層K-H不穩(wěn)定性,促進分離剪切層附體[1]。

在Type A激勵器作用下,對不同形狀前緣的三角翼研究了脈沖頻率對控制效果的影響。實驗風速50 m/s,激勵電壓峰峰值為Up-p=12 kV,占空比30%,迎角為24°。取無量綱脈沖頻率f+=fl/u∞=0.5、1、2、3、4,對應(yīng)的脈沖激勵頻率分別為125 Hz、250 Hz、500 Hz、750 Hz和1 000 Hz,測力實驗結(jié)果見圖15。同時圖16給出了電源的輸出功率,由于不同前緣形狀三角翼的激勵器相同,僅列出一組激勵器對應(yīng)的電源輸出功率。

(a)升力系數(shù)

α=24°時,不同脈沖激勵頻率的控制均取得了一定控制效果。對于尖前緣三角翼,無量綱脈沖頻率f+=1時控制效果最佳,升力系數(shù)增大2.6%;對于圓和橢圓前緣三角翼,最佳無量綱脈沖頻率為f+= 2,升力系數(shù)分別提高了5.5%和1.8%。以上結(jié)果表明,對于45°后掠角三角翼,非定常激勵的最佳無量綱脈沖頻率f+=1～2,這與文獻中的其他非定常流動控制手段的控制規(guī)律一致[24]。普遍認為該脈沖頻率有利于激發(fā)剪切層的不穩(wěn)定性。在脈沖調(diào)制過程中,由于輸出電壓的載波頻率保持不變,此時隨脈沖頻率(調(diào)制頻率)變化,激勵器功耗基本一致。

2.3.3 占空比的影響

非定常AC-DBD等離子體激勵的占空比同樣是衡量非定常性的重要參數(shù),在占空循環(huán)作用下激勵可誘導產(chǎn)生一系列誘導渦。同時,固定脈沖頻率時,占空比決定了一個周期內(nèi)等離子體激勵的作用時間。在實驗風速50 m/s,激勵電壓峰峰值Up-p=12 kV,無量綱脈沖頻率f+=1時,研究了Type A激勵器工作占空比對三角翼氣動特性的影響,實驗結(jié)果見圖17～18。

(a)升力系數(shù)

圖18 不同占空比下電源輸出功率(Up-p =12 kV,f+=1.0)

占空比為5%的激勵,控制效果最佳;占空比越大,升力系數(shù)增量越小,且5%占空比的非定常激勵對圓前緣三角翼的作用效果最好。在迎角24°,占空比5%時:尖前緣三角翼升力系數(shù)增大了3.6%,阻力系數(shù)增大了2.8%;圓前緣三角翼升力系數(shù)增大了5.9%,阻力系數(shù)增大了5.2%;橢圓前緣三角翼升力系數(shù)增大了4.2%,阻力系數(shù)增大了3.3%。從圖17看出,占空比5%對三角翼氣動特性的控制效果最好,且此時電源所耗的功率最低。進一步表明,AC-DBD等離子體激勵對45°后掠角三角翼流動的主要作用機理在于非定常擾動。

2.3.4 電壓的影響

非定常AC-DBD等離子體激勵強度與激勵電壓直接相關(guān),激勵電壓越高則擾動強度也越大,進而能夠獲取更好的控制效果。固定無量綱脈沖頻率f+=1.0,占空比τ=30%,通過改變激勵電壓開展Type A激勵器對尖前緣和圓前緣三角翼氣動特性的影響研究。

圖19給出了施加不同電壓激勵后模型的升阻力系數(shù)。對于45°后掠角的尖前緣和圓前緣三角翼,前緣非定常AC-DBD激勵對升阻力系數(shù)的改善效果隨激勵電壓增大而增強,在Up-p=14 kV時,2種前緣形狀三角翼在24°狀態(tài)下的升力系數(shù)分別增加了2.7%和7.3%,阻力系數(shù)分別增加了2.1%和5.7%。文獻[25]認為,等離子體激勵在翼型分離控制上存在一個閾值電壓,即激勵電壓高于閾值電壓后,分離得到完全控制。本文中對45°圓前緣三角翼研究時,在目前施加的電壓范圍內(nèi)(7～14 kV),還沒有觀察到明顯的閾值電壓,電源的輸出功率隨激勵電壓增大而不斷增加(見圖20)。脈沖AC-DBD激勵的瞬間強度還有待提升,發(fā)展高強度的短脈沖激勵更有優(yōu)勢。

(a)升力系數(shù)

圖20 不同電壓下電源輸出功率(f +=1.0,τ=30%)

2.4 控制機理探討

對于非細長三角翼,失速主要是由于剪切層流動脫離翼面導致的,過失速階段翼面上難以附著形成穩(wěn)定的前緣渦而存在大面積的分離區(qū),此時前緣形狀的不同會導致分離點位置和分離角度存在差異。鈍前緣三角翼的分離點位于上翼面前緣稍向下游,剪切層分離角相對較小,易于控制;尖前緣三角翼的分離點固定在前緣,剪切層的分離角度相對較大[15],受控之后附著難度較大。另外,可從流體動能(定義為Ek=(U2+V2+W2)/2)的角度分析,前緣曲率不同影響前緣流速分布。在同樣來流條件下,圓前緣處的流體動能明顯大于尖前緣處,這是由于在曲率較小的圓前緣處,氣流局部加速明顯,速度相對較大;尖前緣處,在前緣頂點附近氣流無明顯加速而直接分離,如圖21(a)和圖22(a)所示。

(a)激勵前

(a)激勵前

AC-DBD等離子體激勵能夠在三角翼前緣引入非定常擾動,促進局部氣流摻混。其中位于尖前緣處的激勵雖然促進了摻混,但是前緣剪切層主流側(cè)的動能相對較低,摻混效果有限,產(chǎn)生的誘導流向渦強度較低,弱的流向渦沿分離剪切層運動,最終被分離渦吞沒,見圖21(b)。而位于圓前緣處的激勵則能夠更好的將高動能流體引入分離區(qū),促進局部對流,使剪切層失穩(wěn)產(chǎn)生較強的誘導流向渦,強的誘導流向渦發(fā)展成為附著的前緣渦,見圖22(b)。不同曲率前緣處施加非定常激勵,誘導出不同的流向渦結(jié)構(gòu),從而導致控制效果的不同。

3 結(jié)論

本文采用AC-DBD等離子體激勵,對具有不同前緣曲率的45°后掠非細長三角翼模型開展流動控制實驗研究,主要結(jié)論如下:

1)小迎角狀態(tài)下,尖前緣三角翼的升力系數(shù)略高于鈍前緣三角翼;圓和橢圓兩種鈍前緣三角翼的失速迎角基本一致,均比尖前緣三角翼大,圓前緣三角翼能夠達到的最大升力系數(shù)最高。

2)指向上翼面的前緣激勵在失速迎角之前的控制效果更好,指向下翼面的前緣激勵則在失速迎角之后效果更佳。

3)不同前緣形狀的非細長三角翼流動控制效果存在明顯差異。圓前緣三角翼的控制效果明顯優(yōu)于尖前緣和橢圓前緣,相同激勵電壓下(12 kV),激勵控制對尖、圓和橢圓前緣三角翼在過失速階段的升力分別可提高3.6%、5.9%和4.2%。

4)非定常激勵能夠有效改善三角翼升力特性,并推遲上翼面渦破裂位置;AC-DBD控制非細長三角翼的主要機理是其對剪切層的非定常擾動,最優(yōu)的無量綱脈沖頻率f+=1～2;最優(yōu)占空比τ=5%,擾動強度對應(yīng)的激勵電壓越高,控制效果越好。

5)限于電源的載波頻率,占空比低于5%時將出現(xiàn)波形不穩(wěn)。推測尺度更短的高壓脈沖放電在改善三角翼失速特性上更有潛力。不同曲率的前緣處流體動能分布不同,顯著影響了脈沖激勵的摻混效果,進而影響誘導流向渦的形成和發(fā)展,需要進一步的數(shù)值模擬研究和精細化的鎖相流場顯示揭示流動控制機理。