等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

第２６卷第３期２００８年０９月

空气动力学学报

ｖ０１．２６。Ｎｏ．３

Ｓｅｐ．，２００８

ＡＣＴＡＡＥＲｏＤＹＮＡＭｌＣＡＳＩＮＩＣＡ

文章编号：０２５８．１８２５（２００８）０３．０３７２．０６

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

李应红，吴

云，张

朴，苏长兵，宋慧敏

（空军工程大学飞机推进系统军队重点实验室，陕西西安７１００３８）

摘要：进行了低速、低雷诺数条件下等离子体激励抑制ＮＡＣＡ００１５翼型失速分离的实验研究，研究了等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置对流动分离抑制效果的影响。在翼型吸力面敷设不对称电极布局的等离子体激励器。在来流速度为４．２７ｍ／ｓ，雷诺数为４．９６×１０４的情况下，未施加等离子体激励时，从攻角为９。起翼型吸力面发生显著的前缘流动分离；施加等离子体激励后，流动分离在攻角小于２６０的情况下均能很好地重附到翼型吸力面表面。实验表明，流动分离越严重，对等离子体激励的强度要求也越高，等离子体激励的电压和电极组数也必须相应增大；给定的流动分离状态下，等离子体激励的电压和电极组数存在一个阈值；等离子体激励的最佳位置在流动分离起始点的前缘；雷诺数增大后，流动分离更难抑制。

关键词：航空、航天推进系统；等离子体激励；翼型；失速分离；流动控制

中图分类号：Ｖ２１１．７

文献标识码：Ａ

０

引言

离子体激励，使得翼型在低速和低雷诺数条件下的临界失速攻角增大约１７０。与国外已有文献不同的是，本文系统研究了来流速度（雷诺数）、激励电压、激励电极数目、激励位置对等离子体激励抑制翼型失速分

离效果的影响。

机翼是飞机的主要升力面，机翼产生的升力占全机升力的７０％以上，机翼的升阻比、失速特性等性能对飞机的起飞距离、爬升率等任务性能和飞行品质有着重要的影响…。通过增大机翼的弯度可以在相同攻角下增大机翼的升力，但是弯度的增大会使机翼吸力面的流动在大攻角情况下更容易发生分离。流动分离严重影响机翼的升阻比等特性，进而影响飞机的战术性能。

目前已有多种流动控制手段用于进行翼型吸力面流动分离的控制，如合成射流［２ｌ、振荡射流［３】和前缘缝翼Ｅ４］等。这些流动控制手段结构比较复杂，还会引起振动和噪声。等离子体流动控制技术是一种新概念的主动流动控制技术，是空气动力学研究领域一项新兴的研究课题，其突出优点是作用频带宽、响应迅速、实现简单。美国、俄罗斯等国家的科研机构，对等离子体流动控制技术及其在抑制翼型失速分离等方面的应用开展了大量研究工作，并取得了很多成果【５．１０１。国内空军工程大学等单位开展了等离子体流动控制的初步实验研究和仿真研究［１１。１５１。

本文的工作，通过在翼型吸力面敷设等离子体激励器，在大攻角的情况下向翼型吸力面边界层施加等

１实验原理和装置

１．１等离子体流动控制的基本原理

等离子体流动控制是指通过向流场施加等离子体激励，注入能量，形成可控扰动，改变流动形态的技术。典型的介质阻挡表面放电等离子体激励器的布局形式如图１所示。

々ｋ熙七茸

＼诱导流动

绝缘板

图１一种典型的等离子体激励器布局形式

№．１

Ｏｎｅ

ｃｙＰｉｃｄｌｐｌａｓｍａ∞ｔｕａｔｏｒｌａｙｏｕｔｆｏｒｍ

将图１所示的等离子体激励器上下表面的电极与高压高频电源相连接，等离子体激励器表面附近的空气在强电场作用下被电离，等离子体中的离子在空

收福日期：２００７－０１．２８；修订日期：２００７－０４－２１．

基金项目：。８６３计划”资助项目：等离子体扩稳技术研究（２００４ＡＡ７５３０２５）

作者简介：李应红（１９６３．），男。教授，博导，主要研究方向为航空发动机控制、故障诊断、适用性和可靠性

等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

第３期李应红等：等离子体激励抑制翼型失速分离的实验研究

问不均匀电场的作用下，向电场梯度方向进行定向运动。离子在定向运动的过程中与环境空气分子碰撞，发生动量交换，诱导激励器表面的空气发生定向运动。介质阻挡表面放电等离子体激励诱导边界层加速的机制有两种，一是顺电加速；二是蠕动加速。

本文进行的等离子体激励抑制翼型失速分离实验所采用的激励方式是基于顺电加速机制的介质阻挡表面放电等离子体激励。等离子体激励通过诱导近壁射流向边界层注入能量，增强边界层抵抗失速分离的能力；同时激励器表面弱电离等离子体改变了边界层的气动热力特性。通过这两方面的综合作用，可以有效地抑制翼型吸力面流动分离，增大翼型的失速

攻角。

１．２实验装置

１．２．１

高压高频电源系统和等离子体激励器

研制了一套电压０—２０ｋＶ连续可调，频率２０—４０ｋＨｚ连续可调的高压高频电源系统，输出电压波形为正弦波。

等离子体激励器上下表面电极之间的水平间距为２ｍｍ，相邻电极组之间的间距为１０ｒａｍ，介电材料为普通有机玻璃，厚２ｍｍ，电极材料为普通锡箔，厚

０．００９１１１１１１０１．２．２实验翼型

实验翼型为ＮＡＣＡ００１５翼型，弦长１７３ｒａｍ，展向长度３００ｒａｍ。材料为普通有机玻璃，在翼型吸力面敷设由十一组电极阵列组成的等离子体激励器，激励器的第一组电极距离翼型前缘４ｍｍ。由于翼型的加工、等离子体激励器的敷设存在一定工艺误差，翼型的分离特性与标准翼型有所区别，但基本趋势一致。敷设等离子体激励器的实验翼型如图２所示。

图２敷设等离子体激励器的实验翼型

ｎｇ．２

Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ

Ｉｉ而ｄ讲ｔｌＩ

ｐｌ蛐配ｈＩａｔｏｒ

１．２．３风洞

实验在低速敞口回流风洞中进行，风洞实验段尺寸为２５０ｒｎｍ

Ｘ

２５０ｒａｍ。

１．２．４测试设备

烟线流场显示系统用于获取实验翼型在不同攻角下、施加等离子体激励前后的绕流流场，包括直流电源、发烟丝和摄像机。

微压传感器测速系统用于测量风洞来流速度口。，传感器的量程为０．１００Ｐａ，输出为与压力成比例的０—２．５Ｖ的电信号。

等离子体激励参数测量系统用于测量等离子体电源系统的输出电压、频率和流过等离子体激励器的电流。

２等离子体激励抑制翼型失速分离

实验

２ ｌ不同攻角下抑制失速分离的效果

进行了不同攻角、施加等离子体激励前后的

ＮＡＣＡ００１５翼型的绕流流场对比实验。风洞来流速度为４．２７ｍ／ｓ，雷诺数船＝４．９６×１０＇。翼型在攻角小于８。时未发生明显的分离，攻角分别为９０、２６０，施加等离子体激励前后的翼型绕流情况如图３、４所示。等离子体激励电压为６ｋＶ，频率为２５ｋＨｚ，接通前缘四

组电极。

由图３可以看出，攻角为９０时翼型前缘发生了轻微的流动分离，施加等离子体激励后流动分离完全消失，流动能够完全重附到翼型吸力面表面。

未施加等离子体激励

施加等离子体激励

图３攻角为９０时施加激励前后的翼型绕流烟迹

Ｆｉｇ．３

Ｓｍｏｋｅｖｉｓｕａｌｉｚａｔｉｏｎ