中－大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

赵 帅，李华星，王健磊，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，尔湾 92697－3975）

中－大迎角下圆锥前体流场的等离子体控制

赵 帅1，李华星1，王健磊1，刘 锋2，罗时钧2

（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，尔湾 92697－3975）

在圆锥－圆柱组合体圆锥段的尖端区域布置一对单个介质阻挡放电激励器（SDBD），通过风洞实验对圆锥前体分离涡流场的等离子体控制特性进行了研究。实验风速5m／s，迎角为25°和30°，采用表面压力测量技术，并通过对压力的积分得到侧向力系数。实验结果表明：通过控制激励器的开、关可以改变圆锥两侧压力分布不对称的模式，从而使得侧向力的大小和方向发生改变。研究表明：等离子体激励器可以对非双稳态下的圆锥前体分离涡流场进行有效的控制。

等离子体；主动流动控制；细长圆锥体；非对称分离涡；单介质阻挡放电（SDBD）；大迎角

0 引 言

现代飞行器多具有细长前体，在大迎角下，即使来流无侧滑，细长前体产生的分离涡对也会从对称变得非对称，同时伴随方向和大小均无法预估的侧向力［1－2］，这对飞行器操纵性和稳定性有很大影响。因此，实现对细长体侧向力的比例控制对飞行器气动设计具有重要意义。大迎角下，细长前体分离涡对尖头处小的扰动非常敏感［3－4］。此时对头部尖端处的分离涡进行控制就具有较高的效率。

等离子体流动控制是近年来新兴的一种主动控制技术，与传统的流动控制技术相比具有尺寸小、不需要移动部件、宽频带快速响应等优势。国内也对其在飞行器增升减阻、抑制流动分离等方面的应用进行了详细的研究［5－6］，此外在控制圆锥前体非对称载荷方面，Feng Liu等［7］、孟宣市等［8］通过分布在细长圆锥前体尖端处一对单介质阻挡放电等离子体激励器（SDBD），在分离涡流场处于双稳态时，实现了对圆锥段侧向力的线性比例控制。

孟宣市等［9］对半顶角10°圆锥－圆柱组合体进行的风洞实验表明：35°迎角下流场处于双稳态，侧向力随滚转角变化呈近似方波曲线，此时的流场存在两个稳定的状态；20°～30°迎角范围内，侧向力系数随滚转角变化呈连续波曲线，表明在小扰动情况下流场存在多个流动状态。采用与文献［8］中相同的模型，在25°与30°迎角下对圆锥前体分离涡流场进行等离子体控制实验，研究了流场未达到双稳态时SDBD激励器的控制效果。

1 模型、实验装置及压力采集系统

实验在西北工业大学NF－3低速风洞进行，风洞试验段截面积为3.0m×1.6m，气流湍流度ε≤0.045%。试验风速为5m／s，基于圆锥段底面直径的雷诺数Re＝5×104。模型由圆锥段、圆弧过渡段和圆柱整流段3部分组成，圆锥段半顶角为10°，长度463.8mm，底面直径163.6mm。从圆锥尖端头部处开始150mm长度部分为环氧树脂材料加工制成，用于粘贴等离子体激励器。

模型圆锥段共设置了9个测压截面，沿轴线等距分布（如图1），其中第8截面为动态测压截面。每个测压截面上均匀分布36个测压孔，除第8截面外，每个截面布置36个PSI公司生产的9816型压力扫描阀，采集频率100Hz，连续采集15s，输出15s内的算术平均值。

图1 实验模型Fig.1 Test model

实验坐标系原点取在模型顶端。OX轴沿模型轴线指向模型后方；OZ轴指向模型正上方；面向来流，OY轴指向模型右舷，如图2所示。文中所描述的模型截面上的流动方向均为面向来流。

图2 实验坐标系Fig.2 Experimental coordinate system

2 等离子体激励器系统

激励器为手工制作，由两层铜电极及中间的Kapton绝缘层组成。铜片电极厚度为0.03mm，绝缘层将下电极完全覆盖住，厚度0.4mm。实验时将一对长条形等离子体激励器对称地安装在圆锥头部，分别位于120°和240°方位角，0°方位角取在圆锥对称面，见图3（a）。电极沿圆锥母线的长度为20mm，前缘距圆锥顶点9mm，上下电极水平间距1.5mm，裸露电极和掩埋电极的宽度分别为1和2mm。图3（b）为激励器剖面图和诱导气流产生方向示意图。这种方式与在圆锥表面吹气类似，产生从上电极到下电极方向的动量，但没有质量的注入。激励器诱导气流沿迎风方向，起点在120°和240°方位角上，方向与圆锥截面相切。

图3 介质阻挡放电等离子体激励器Fig.3 Sketch of the plasma actuators

圆锥表面的两个激励器分别由两台南京苏曼商用等离子体激励器电源驱动，电源输出的电压波形为正弦波。试验电压峰－峰值Vp－p≈14.5kV，频率F≈11.78kHz。

3 实验结果

实验时激励器共有3种工作状态，分别是：激励器关闭，对应两个激励器都不工作的状态即Plasma off；左舷激励器开启即Port on，此时右舷激励器处于关闭状态；右舷激励器开启即Starboard on，此时左舷激励器处于关闭状态（左、右舷分别指面向来流时模型的左、右侧）。

3.1 α＝0°时截面周向压力分布

为了检验模型在风洞中的安装精度及表面粗糙度，在α＝0°时关闭等离子体激励器对模型进行检测。图4给出了激励器关闭时，α＝0°，U∞＝5m／s时8个静态测压截面上的压力系数沿周向的分布。从压力分布来看，Cp沿轴向递减，沿周向基本保持不变。而且在所有测压截面上，压力系数沿周向的跳动值不超过0.08。

图4 0°迎角下激励器关闭时的压力分布Fig.4 Pressure distributions at plasma off，α＝0°

3.2 α＝25°时截面的压力分布

图5给出了α＝25°，U∞＝5m／s时激励器关闭、左舷开启和右舷开启下，第1截面和第7截面的压力分布。从第1截面压力分布的变化可以看出，激励器关闭时流动具有微弱的不对称性，左舷吸力峰略高。左舷激励器开启时，压力分布不对称的模式发生转换，右舷吸力峰变得高于左舷的吸力峰。第7截面与第1截面的控制规律相同，说明流动控制的效果是贯穿整个圆锥段流场的。

图5 激励器关闭、左舷和右舷激励器开启压力分布比较，α＝25°Fig.5 Comparison of pressure distributions when port or starboard plasma is on and both off，α＝25°

右舷开启时压力分布的变化不大，为了便于观察，图6给出了激励器关闭和左舷激励器开启时第1截面80°～280°相位角内的压力分布。左、右两侧的吸力峰都包含在这个方位角范围内。从图中可以看出，右舷激励器开启时，左舷吸力峰被抬高，右舷吸力峰被拉低，流动不对称的模式略微有所加强。这与左舷激励器开启时的效果是相反的。

图6 第1截面80°到280°方位角内压力分布，α＝25°Fig.6 Pressure distributions between 80°and 280°azimuth of section 1，α＝25°

表1列出了在不同激励状态下，圆锥段总侧向力系数CYD和总侧力系数增量ΔCYD的变化情况。侧向力以指向OY轴方向为正。其中ΔCYD等于左、右舷激励器开启时的总侧向力系数减去激励器关闭时的总侧向力系数。可以看出，激励器关闭时侧向力系数很小，流场只具有微弱的不对称性。左舷激励器开启时，侧向力系数产生了一个正的增量，侧向力的值由负变正，方向指向右舷。右舷激励器开启时，侧向力系数产生了一个负的增量，但此增量相比左舷激励器开启时要小得多。

表1 圆锥段总侧向力系数随激励器工作状态的变化，α＝25°Table 1 Overall side－force for different working conditions of actuators，α＝25°

3.3 α＝30°时截面的压力分布

从图7及表2可以看出，激励器关闭的情况下，相比α＝25°时的情况，α＝30°时左、右两侧吸力峰的不对称性更加明显，侧向力系数的绝对值更大，这是因为随着迎角的增大，流场的不对称性有所加强。左舷开启时，左、右两侧吸力峰发生转向。

孟宣市等［8］指出：等离子体所起的作用是将另一侧的边界层分离点后移，而不是将开启一侧的边界层分离点前推。结合图5和7可以发现，当左舷激励器开启时左侧吸力峰的位置变化并不明显，而右侧吸力峰的位置明显提高了，说明左侧涡位置基本没有变化，而右侧涡被拉近物面了。进一步可以推测出左舷激励器开启时，左侧边界层分离的位置并没有提前而是基本没有变化，而右侧边界层分离点的位置延后了，从而使得右侧的涡靠近了物面。需要指出的是，由于压力测量的方位角间隔为10°，无法显示详细的流动情况，因此具体的流动细节需要进行流场显示实验进行验证。

图7 激励器关闭、左舷和右舷激励器开启压力分布比较，α＝30°Fig.7 Comparison of pressure distributions when port or starboard plasma is on and both off，α＝30°

孟宣市等［9］的实验表明，虽然25°和30°迎角下，侧向力系数随滚转角变化的曲线都呈连续波曲线，但30°迎角下曲线的振幅更大。对应的，流场从一个状态到达另一个状态时，侧向力系数的改变量也更大。通过表2与表1的对比可以发现，在相同电源参数（输出电压，载波频率）下，30°迎角时，左舷激励器开启时的总侧向力系数增量ΔCYD比25°迎角时的更大。

图8给出α＝30°时第1截面80°～280°方位角的压力分布。

图8 第1截面80°到280°方位角内压力分布，α＝30°Fig.8 Pressure distributions between 80°and 280°azimuth of section 1，α＝30°

处于双稳态时，流场只有两个稳定的状态，因此当低涡一边的激励器开启时，流场就向另外一个稳态转换，低涡抬高，高涡拉低，并基本达到了镜像对称的状态。而非双稳态时，分离涡流场存在多个状态，激励器开启时确实可以明显地将高位涡拉低，但低位涡位置基本没有变化，流场并没有达到镜像对称的状态。

表2 圆锥段总侧向力系数随激励器工作状态的变化，α＝30°Table 2 Overall side－force for different working conditions of actuators，α＝30°

4 结 论

（1）在圆锥前体分离涡流场未达到双稳态时，使用SDBD激励器实现了对圆锥段非对称载荷的控制；

（2）左舷激励器开启时，左、右两侧吸力峰位置的高低发生转换，侧向力转向右舷；右舷激励器开启时效果与左舷相反，使得原本指向左舷的侧向力加强了；

（3）在同样电源参数下，左舷开启时，30°迎角下侧向力的改变量大大高于25°迎角下侧向力的改变量。

致谢：本研究得到了NF－3风洞高永卫教授、惠增宏高级工程师、肖春生工程师的帮助，在这里向他们表示感谢。还得到了课题组成员孟宣市、田滨、秦浩、马冲很多帮助，在此向他们致谢。

［1］ERICSSON L.Sources of high alpha vortex asymmetry at zero sideslip［J］.Journal of Aircraft，1992，29（6）：1086－1090.

［2］LOWSON M，PONTON A.Symmetry breaking in vortex flows on conical bodies［J］.AIAA J，1992，30：1576－1583.

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

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［6］张攀峰，王晋军，施威毅，等.等离子体激励低速分离流动控制实验研究 ［J］.实验流体力学，2007，21（2）：36－39.

［7］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Flow control over a conical forebody using duty－cycled plasma actuators［J］.AIAA J，2008，46（11）：2969－2973.

［8］孟宣市，郭志鑫，刘锋，等.细长圆锥前体非对称涡流场的等离子体控制［J］.航空学报，2010，31（3）：500－505.

［9］孟宣市，乔志德，高超，等.20°圆锥分离流动的发展特性［J］.西北工业大学学报，2010，28（5）：655－659.

赵 帅（1987－），男，河南许昌人，硕士研究生。研究方向：大迎角空气动力学、等离子体流动控制。通讯地址：西安市友谊西路127号西北工业大学111#信箱（转西楼208）（710072），电话：15829723975，E－mail：kv19871016＠163.com

Plasma flow control over conical fore－body at moderate－high angles of attack

ZHAO Shuai1，LI Hua－xing1，WANG Jian－lei1，LIU Feng2，LUO Shi－jun2
（1.National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China；2.Department of Mechanical and Aerospace Engineering，University of California，Irvine CA 92697－3975，USA）

A pair of single－dielectric barrier discharge（SDBD）plasma actuator was placed near the nose of the cone－cylinder，and wind tunnel tests were performed to study the control effect of plasma actuators.The tests were carried out under the wind speed of 5m／s and at the angles of attack of 25°and 30°.The results consist of measurements of circumferential static pressure distributions.The overall side forces over the cone are calculated from the measured pressures.The test results show that the side force over the cone－cylinder model can be manipulated by activating the plasma actuators.The study indicates that even if the separation vortices flow filed is not bi－stable，the plasma active flow control is still effective.

plasma；active flow control；slender conical fore－body；asymmetric vortex；singledielectric barrier discharge（SDBD）；high angle of attack

V211.7

A

1672－9897（2012）05－0022－05

2011－05－10；

2011－10－13

西北工业大学基础研究基金（JC200901）；国防科技重点实验室基金（9140C4201020901）；高等学校博士学科点专项科研基金（200806990003，20106102110002）；国家自然科学基金（11172243）