大迎角分离流场在等离子体控制下的特性研究

王健磊,李华星,孟宣市,刘 锋,罗时钧

(1.西北工业大学翼型叶栅国家重点实验室,西安 710072;2.美国加州大学尔湾分校机械与宇航工程系,CA 92697-3975)

0 引 言

为实现现代高性能战斗机、导弹等飞行器的高机动性,通常要求其在大迎角下飞行。此时飞行器的细长前体会产生一对脱体旋涡,当迎角增大到一定程度时,即使无侧滑角,原来对称的旋涡也会突然变得非对称[1],给飞行器带来很大的侧力。此侧力的方向和大小目前还无法预估和判断,严重影响了飞行器的稳定性。

理论和实验结果[2-7]表明,大迎角下可以通过对飞行器前体接近头部尖端的区域进行流动控制来影响这对脱体旋涡,从而控制并利用其带来的非对称载荷。Hanff等[7]在细长尖拱体头部设置了两个向前的吹气孔,并通过控制两孔吹气的占空比[7]实现了对前体侧力的近似线性控制。

使用一对马蹄形单电极介质阻挡放电(Single-Dielectric Barrier Discharge-SDBD)[8]等离子体激励器来代替Hanff等[7]使用的吹气孔,为流场注入能量,从而实现大迎角下圆锥前体的主动流动控制。这是一种纯电学方法,具有物理结构简单、功耗小、控制精度高,并且可以对反馈控制做出及时反应等优点。笔者旨在探索采用特定几何形状的单电极介质阻挡放电(SDBD)等离子体对圆锥前体大迎角下分离流场进行主动控制的可行性。

1 模型及实验装置

1.1 风洞及圆锥模型

实验在西北工业大学低速直流风洞中进行,实验段截面为3.0m×1.6m。模型由圆锥段、圆弧过渡段和圆柱段三部分组成,圆锥半顶角为 10°,长度463.8mm,底面直径 163.6mm。圆锥头部长度为150mm的部分为酚醛树脂制成,其余部分为金属制成。模型在风洞中的安装情况如图1所示。

图1 风洞模型图Fig.1 The model in the wind tunnel

1.2 单电极介质阻挡放电等离子体激励器

激励器由两层铜电极及中间的绝缘层组成。铜片电极厚度为0.03mm,绝缘层为聚酰亚胺(Kapton)材料,将下电极完全覆盖住。电极长度20mm,距离圆锥顶点 20mm,上、下电极宽度分别为1、2mm(图2)。因为电极形式类似马蹄,故称为马蹄形单电极介质阻挡放电等离子体激励器。等离子体在上下电极之间1mm的间隙处产生,等离子体激励器的作用就是从上电极向下电极方向为流动注入能量[8],这种方式和在Hanff等[7]所做的在旋成体头部吹气类似,但没有质量的注入。

图2 等离子体激励器安装及电极示意图Fig.2 Sketches of the plasma actuator

两个等离子体激励器中心线θ角分别为±145°,θ为截面方位角,面向来流,顺时针为正,0°方位角在模型迎风面正中,如图2所示,等离子体激励器设计成马蹄形的目的是设法使诱导出方向沿着圆锥头部母线向前的集中气流。

实验等离子体激励器有3种工作模式,模式1：激励器关,对应的是两个激励器都不工作的状态;模式2：左舷激励器开,对应的是左舷(面向来流左边)激励器工作右舷激励器不工作的状态;模式3：右舷激励器开,对应的是右舷(面向来流右边)激励器工作左舷激励器不工作的状态。圆锥表面的两个激励器分别由单独的电源驱动(南京苏曼电子有限公司生产的CTP-2000K等离子体激励器电源)。交流电源提供的是正弦波。实验电压峰-峰值Vp-p为6～12kV,频率 f=8.9kHz。输入功率≦15W。

图3 静止大气中激励器最大诱导风速随电压峰-峰值变化Fig.3 Maximum speed induced by plasma in still air for diferent peakto-peak voltages

在地面静止大气实验中,垂直圆锥尖端的最大诱导气流速度记为Umax,图3给出了最大风速为Umax随电压峰-峰值Vp-p的变化图,其中的风速数据是用热线风速仪测得的。风洞实验选用了Vp-p=12kV,此时产生的诱导风速接近2m/s。

1.3 压力采集系统

模型圆锥段共设置了 7个测压截面,从尖端34%到81.3%处等距分布(如图4)。每个测压截面上间隔10°方位角均匀分布36个测压孔。压力测量采用PSI公司生产的9816型和8400型压力扫描阀,采集频率分别为64Hz和127Hz。给出的结果均为5秒钟内采集的压力值的算数平均值。

图4 模型测压截面分布Fig.4 Test stations distrbuted on the cone-cylinder

2 实验结果及分析

在典型的双稳态模式下,细长前体在大迎角时受尖端微小扰动或自由来流的条件[10-11]影响,不对称载荷有可能指向右舷或左舷,利用了双稳态下流动对接近圆锥尖端部分的小扰动非常敏感这一特性。通过控制安装在圆锥尖端附近的等离子体激励器来提供非对称小扰动,使分离涡得到控制。实验采用的激励电源频率 f≈8.9kHz。

2.1 α=0°迎角下个截面压力分布特性,模式一

为了检查模型在风洞中安装的对称性,在等离子体激励器关的情况下对0°迎角进行了模型表面压力测量,风速为15m/s。相应的基于圆锥底面直径的雷诺数为1.5×105。从压力分布数据(图5)可以看出流动基本上是轴对称的。

图5 0°迎角下激励器关时的压力分布Fig.5 Pressure distributions at plasma off(α=0°)

2.2 α=50°迎角下压力分布特性比较,模式一/二

从图6可以看出激励器关闭时,圆锥左舷受到的吸力更大,从而可以推测出左舷的涡比右舷的涡更靠近圆锥壁面。为了达到明显的控制效果,也即使侧力反向,笔者只研究左舷等离子体激励器开的状态。图6比较了在α=50°,U∞=5m/s状态下激励器关和左舷激励器开时第7截面上的压力分布。左舷激励器开时的压力分布与激励器关时的压力分布近似镜像对称,可以推测激励器开启后产生的诱导气流使右舷的涡移动到了靠近圆锥壁面的位置,同时左舷的涡移动到了离圆锥壁面较远的位置,也即控制使得非对称涡转向了反向的稳态。这一过程中左舷激励器向着来流的反方向为流场注入了能量,这个能量将左舷一侧的涡推开,同时使右舷的涡和其脱出的剪切层更靠近圆锥壁面。图7给出了局部侧力系数沿圆锥轴向上的分布情况。各测压截面当地侧力系数CYd由圆锥上各截面的压力分布沿圆周积分得到,并通过圆锥当地直径进行无量纲化,侧力方向指向右舷为正。可以看出激励器关时的当地侧力系数为负值,左舷激励器开时当地侧力系数变为正值,这与图6中给出的压力分布结果是一致的。

图6 等离子体激励器关和左舷激励器开时的压力分布Fig.6 Pressure distributions for plasma off and port plasma on

图7 局部侧力系数沿圆锥轴线分布Fig.7 Local side-force vs.x/L

2.3 α=55°迎角下压力分布特性比较,模式一/二

图8比较了 α=55°,U∞=15m/s状态下激励器关和左舷激励器开时第7截面上的压力分布。如图6一样,激励器关时左舷受到的吸力较大,左舷激励器开时这个吸力又转换到了右舷。图9给出了当地侧力系数沿圆锥轴线的变化。这个状态下沿圆锥轴向的当地侧力系数CYd不再保持不变。激励器关时各测压截面当地侧力系数都为负数并且变化并不大,而左舷激励器开时各截面当地侧力系数均为正数且沿圆锥轴线的变化相比较激励器关时剧烈得多。

图8 等离子体激励器关和左舷激励器开的压力分布Fig.8 Pressure distributions for plasma off and port plasma on

图9 局部侧力系数沿圆锥轴线分布Fig.9 Local side-force vs.x/L

2.4 各截面压力分布比较

图10给出了α=55°,U∞=15m/s的压力分布用来分析上述局部侧力系数变化的问题。可以看出压力分布是随着圆锥轴线而变化的。而α=50°,U∞=5m/s状态下则没有这种现象。

2.5 不同电压峰-峰值对流场的作用

由图7可看出,通过激励器的不同开关状态,可使实验模型上的侧力反向,在此基础上探索了模型侧力在正负极值间连续可控变化的可能性。通过分析可知通过等离子体激励器控制涡脱体特性的方法至少有两种：(1)通过两侧激励器开闭的时间比例,即改变占空比。(2)通过改变一侧激励器的电压峰-峰值。笔者对后者进行了初步实验尝试。图11给出了在α=50°,U∞=5m/s状态下左舷激励器不同电压峰-峰值时第7截面压力分布的变化情况。可以看出气流对圆锥前体两侧的吸力与电压峰-峰值有一定对应关系,当电压峰-峰值增加到12kV时,压力系数接近了激励器关时的反向极值。

图10 左舷激励器开和激励器关状态下各截面的压力系数Fig.10 Pressure distributions over all stations for plasma off and port plasma on

图11 不同电压峰-峰值下左舷激励器开时的压力分布Fig.11 Pressure distributions for different peak-to-peak voltages of port plasma on

作用在圆锥前体上的总侧力系数CYO是圆锥上各截面的局部侧力系数沿圆锥轴线积分,并通过圆锥底面面积进行无量纲化得来的,侧力方向指向右舷为正。图12给出了左舷激励器在不同电压峰-峰值下总侧力系数CYO在圆锥轴向上的变化结果。与图3给出的结果相对应,激励器的最大诱导风速与其对圆锥表面的流动影响程度有一定对应关系,随着激励电压的变化,总侧力系数从约-2.2变为约2.4。实现了总侧力系数在正、负极值之间的中间状态。但给出的结果单调性不好,分析其原因,一方面是由于实验点较少,不足以反映完整的控制规律。另一方面等离子体激励器激励电压控制精度很差也给实验结果带来了影响。激励器电源的电压通过手动调节控制,精度较差。当激励电压未达到稳定工作峰值时,激励器处于不稳定激励状态。此时由于激励器与电源产生的耦合作用将会使得电源输出电压产生较大的波动,使得激励电压无法准确控制,所以图12中曲线中部对应的名义电压可能与实际电压相差很大。

图12 左舷激励器开时侧力系数随电压峰-峰值的变化Fig.12 Overall side-force of port plasma on for diferent peak-to-peak voltages

3 结 论

(1)实现了等离子体激励器对大迎角细长旋成体非对称载荷的主动控制。提供了一种有别于头部吹气等方法的大迎角主动流动控制方法;

(2)采用马蹄形单电极介质阻挡放电等离子体激励器,产生了类似喷流的集中诱导气流,实现了对大迎角圆锥前体侧力大小及方向的控制;

(3)通过调节等离子体激励器电压峰-峰值实现了将圆锥-圆柱组合体前体大迎角非对称载荷控制在正负极值之间的状态,但控制规律的连续性尚不好,需做进一步细致研究。

致谢 本文得到了赵子杰、郝江南、李尹喆、罗凯等在实验方面的帮助,在此向他们致谢。

[1]ALLEN H J,PERKINS E W.A study of the effects of viscosity on the flow over slender inclined bodies of revolution[R].NACA TR 1048,1951.

[2]邓学蓥,王刚.细长旋成体大迎角正则态非对称涡系结构的物理模型[J].中国科学E辑,技术科学 2004,34(1)：79-93.

[3]MALCOLM G.Forebody vortex control-a progress review[R]AIAA 93-3540,1993.

[4]WILLIAM S D.A review of forebody vortex control scenarios[R].AIAA 97-1967,1997.

[5]顾运松,明晓.大迎角非对称流动的非定常若扰动控制[J].航空学报 2004,24(2),102-106.

[6]张涵信,冉政.细长锥体有迎角绕流对称流态到非对称流态的结构稳定性研究[J].空气动力学报1997,15(1)：20-26.

[7]HANFF E,LEE R,Kind,R J.Investigations on a dynamic forebody flow control system[C].Proceedings of the IEEE Conference,1999,99-0-7803-5715-9,pp.28.1-28.9.

[8]POST M.Plasma actuators for separation control on stationary and oscillating airfoil[D].Ph.D Dissertation,U-niversity of Notre Dame,2004.

[9]MENG S,QIAO Z,GAO C,et al.Reynolds number effects on cone forebody side force[R].AIAA 2008-4303,2008.

[10]ZILLIAC G G,DEGANI D,TOBAK M.Asymmetric vortices on a slender body of revolution[J].AIAA Journal,1991,29(5)：667-675.

[11]MENG Xuan-shi,JIA Chun,QIAO Zhide,et al.Development of flow asymmetry over a 20-degree circular cone at low speed[R].AIAA 2007-4118,2007.

[12]HA LL R M.Influence of Reynolds number on forebody side forces for 3.5-diameter tangent-ogive bodies[R].AIAA-87-2274,1987.