单侧脉冲放电等离子对圆锥前体的流动控制

田 滨，李华星，孟宣市，罗时钧，刘 锋

（1.西北工业大学 翼型叶栅国家级重点实验室，陕西 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，美国）

0 引 言

具有高机动性能的战斗机、导弹等飞行器，头部通常设计成细长的尖头旋成体。在大迎角下，飞行器的这种细长前体会产生一对分离涡。当迎角增加到一定程度时，分离涡会变得非对称，同时产生很大的侧向力和力矩［1－2］。这种由于分离涡的非对称而产生的侧向力和力矩，其大小和方向是不可预估的，对飞行器的机动性和稳定性有很大的影响。由于这种大迎角非对称分离涡对尖头的扰动是非常敏感的［3－4］。因此，通过在尖头很小的区域注入少部分能量就能实现对飞行器的主动控制，从而使得飞行器的机动性和稳定性得到很大的提高。

近年来，研究者们应用各种新型流动控制技术对细长体大迎角非对称分离涡的流动控制进行了研究。E.Hanff等［5］在细长尖拱体头部安装了两个向前吹气的气管，实现了对细长尖拱体侧向力的比例控制。顾蕴松等［6］通过在尖拱体头部安装小扰动片的方式实现了侧向力的比例控制。

近年来，刘锋、孟宣市等［7－8］在风洞中利用等离子流动控制双侧占空循环技术实现了对细长圆锥前体侧向力和力矩的近似比例控制。本文在此基础上，利用单侧脉冲等离子流动控制技术，改变不同的占空比，研究其对细长圆锥前体分离涡流场的控制特性。

1 模型及试验装置

试验模型由圆锥段、圆弧过渡段和圆柱整流段3部分组装而成（见图1）。圆锥段半顶角为10°，长度L＝463.8mm，底面直径D＝163.6mm。在圆锥段布置有九个测压截面，沿轴线等距分布。其中第八截面为动态测压截面，周向布置24个测压孔。其他截面为静态测压截面，每个截面周向均匀布置36个测压孔。另外，圆锥尖端头部开始的150mm长度部分为绝缘塑料加工制成，用于粘贴等离子体激励器。

在圆锥尖端头部，对称安装一对单电极介质阻挡放电等离子激励器，分别位于方位角θ＝±120°处，θ＝0°的位置是在迎风面的正中。电极材料为铜箔制，厚度0.03mm。电极沿圆锥母线的长度为20mm，前缘距圆锥顶点9mm，中间为厚度0.4mm的Kapton绝缘层，水平间距1.5mm。裸露电极和掩埋电极的宽度分别为1mm和2mm（见图2）。激励器所诱导的气流从θ＝±120°起，与圆锥相切，方向是逆着来流的。根据Coanda效应（附壁效应），诱导气流将附着于圆锥表面。

图1 试验模型Fig.1 Test model

图2 激励器的安装Fig.2 Arrangement of the plasma actuators

南京苏曼电子有限公司生产的CTP－2000K介质阻挡放电等离子体发生器和1台PC－07数字脉冲调制器为等离子体激励器提供脉冲激励和占空循环调制。试验使用的是单侧脉冲控制技术，因此只有左舷等离子激励器工作，右舷激励器始终是关闭的，一直处于不工作状态。

试验在西北工业大学NF－3直流式低速风洞进行。风洞试验段尺寸长×宽×高＝8m×3m×1.6m，最大风速为120m／s，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，迎角α＝35°。

试验所用的压力扫描阀包括静态扫描阀和动态扫描阀。静态压力扫描阀选取的是PSI公司产的9816型，采样频率100Hz，测量精度为0.05%，采样时间为15s。动态压力扫描阀选用Kulite型XCS－093，单通道采样速率100K／s，测量精度为0.1%。试验中动态扫描阀的采样频率为5000Hz，采样时间均为30s。

2 试验结果

2.1 静态压力分布及侧力

试验探讨的是左舷（面向来流，模型左侧）激励器单侧脉冲放电下，对流场进行控制的情况。因此，右舷激励器始终是关闭的，一直处于不工作状态。加载在左舷等离子激励器上的输出电压Vp－p＝14.5kV，频率F＝11.8kHz，脉冲调制频率为50Hz。τp＝0.01时，输入功率最小，基本为0。τp＝0.99时，输入功率达到最大值14.8W。

图3分别给出了在不同占空比下第5截面方位角0°～360°和60°～300°之间的压力分布情况。从图中可以看出，随着占空比的变化，吸力峰逐渐从左舷高、右舷低的状态转变为右舷高、左舷低的状态，左右舷压力分布发生了转换。这说明通过单侧脉冲放电，改变占空比同样可以实现对非对称涡的有效控制。τp＝0.01时的压力分布和激励器关闭时的压力分布基本是重合的。这是因为当τp＝0.01时激励器在一个脉冲周期内工作的时间非常短，注入的能量很小，几乎可以忽略。因此，对流场的影响微乎其微。τp＝0.01时的输入功率也说明了这一点，当τp＝0.01时，输入电流很小，基本为0，输入的功率也近似等于0。当τp＝0.6时，压力分布曲线基本处于对称位置，这时的当地侧向力CYd也近似为0。τp＝0.01和τp＝0.99时的压力分布实现了两个双稳态之间的转换，但没有完全的镜像对称，左舷吸力峰要略高于右舷。

图3 第五截面周向压力分布随占空比的变化Fig.3 Circumference pressure distribution variations with different duty cycle ratios at Section 5th

图4给出了奇数测量截面当地侧向力系数CYd随占空比的变化情况。图5描述的是当地侧向力系数增量ΔCYd随占空比的变化情况。当地侧向力系数增量ΔCYd是通过不同占空比的当地侧向力系数减去激励器关闭时的当地侧向力系数得来的。从图4和图5中可以看出，CYd的变化呈现良好的线性度，并且越是靠近圆锥前端的截面，线性度越好，到了圆锥的后端截面线性度有所减弱。但整体看来，这次的控制效果仍然是很好的，达到了良好的线性度。

图4 奇数截面当地侧向力系数随占空比的变化Fig.4 Local side force coefficient variation of odd sections with different duty cycle ratios

图5 奇数截面当地侧向力系数增量随占空比的变化Fig.5 The increment of local side force coefficient variation of odd sections with different duty cycle ratios

图6给出了圆锥段总的侧向力系数和偏航力矩系数随占空比的变化情况。随着占空比的变化，总的侧向力和偏航力矩基本上是线性变化的。这说明通过单侧脉冲放电，改变不同的占空比同样可以控制圆锥段的侧向力和偏航力矩，并且可以达到双稳态之间的任意一个数值，包括零值。与文献［7－8］研究结果相比较，这次的线性度有了很大的提高，这主要与脉冲频率的提高有关。激励器制作精度的提高也是一个重要方面。

图6 圆锥段侧向力系数和偏航力矩系数随占空比的变化Fig.6 The variations of overall side force and yawing moment coefficients on cone with different duty cycle ratios

2.2 动态结果分析

图7描述的是第八截面动态压力分布30s全时间平均结果随占空比的变化情况。从图中可以看出，随着占空比的变化，吸力峰从左舷高，右舷低的状态逐渐变为右舷高，左舷低的状态。这与图3给出的静态压力分布相一致。图8给出了第八截面动态压力分布在τp＝0.8时不同时间下的全时间平均结果，分别取1s、10s、15s、20s、25s、30s进行全时间平均。从图中可以看出，10s以后压力分布基本达到收敛。

图7 第八截面周向压力分布随占空比的变化Fig.7 Circumference pressure distribution variations with different duty cycle ratios at Section 8th

图8 第八截面周向压力分布随时间的变化（τp＝0.8）Fig.8 Circumference pressure distribution variations with different time at Section 8th（τp＝0.8）

本次试验中动态传感器的采集频率是5000Hz，采集时间为30s，等离子脉冲调制频率是50Hz。因此，每一个脉冲调制周期有100个相位角。在30s内，每个相位角采集了1500个数据。图9描述的是第八截面τp＝0.4时在给定的相位角下随不同时间相位锁定平均的压力分布，选取的相位角为Ψ＝0°、144°、288°。从图9可以看出，各个相位角下的压力分布曲线在30s都达到了很好的收敛，只有Ψ＝144°时160°～240°方位角之间的测量值在30s内没有收敛。这是因为这个区域正处于两个分离涡的中间，对扰动比其他区域更加敏感。其结果体现了本次试验单侧脉冲激励的非定常特性。因此，从流场稳定性角度看，这次的收敛效果是很好的。

图9 相位锁定平均压力分布随时间的收敛情况（τp＝0.4）Fig.9 Convergence of phase－locked－averaged pressure distribution with different times（τp＝0.4）

图10描述的是第八截面τp＝0.4时在不同相位角下30s相位锁定平均的压力分布曲线与30s全时间平均的压力分布曲线，选取的相位角为Ψ＝0°、72°、144°、216°、288°。从图9的分析已经得出，各个相位角在30s基本都已收敛。图10中除θ＝160°～240°的区域外，相位锁定的压力分布曲线与全时间平均的压力分布曲线都趋于重合。而θ＝160°～240°区域压力分布的跳动正体现了单侧脉冲激励的非定常特性。当τp＝0.4时，在一个脉冲调制周期里，激励器开启的时间是40%，其中有60%的时间是不工作的。因此，若流场的响应是即时的，那么在激励器不工作的时间里，压力分布应立即回到激励器关闭的状态，左右舷吸力峰应该发生变化。比较不同相位角下的压力分布，可以看到曲线并没有发生明显变化。这与文献［9－10］的结果有所不同。这说明，在脉冲调制频率50Hz的情况下，流动存在滞后现象［11］。第八截面处流场的响应滞后于此次脉冲放电的频率。

图10 相位锁定和全时间平均的压力分布（τp＝0.4）Fig.10 Phase－locked and ensemble average pressure distribution（τp＝0.4）

3 结 论

试验对圆锥－圆柱组合体进行了主动流动控制研究，利用单侧脉冲等离子流动控制技术实现了对圆锥－圆柱组合体的有效控制。试验证明了：

（1）当非对称涡流场处于双稳态时，通过单侧脉冲放电同样可以实现对细长圆锥前体非对称侧向力和力矩的比例控制，且具有良好的线性度。

（2）第八截面动态压力数据的全时间平均和相位锁定平均结果表明，在全时间平均和相位锁定平均下，压力分布都达到收敛。

（3）在脉冲调制频率50Hz的情况下，流场的响应滞后于此次脉冲放电的频率，存在滞后现象。

致谢：本文得到了西北工业大学NF－3风洞高永卫教授、惠增宏高级工程师、肖春生工程师和课题组王健磊、赵帅、马冲、秦浩的帮助，在此向他们表示感谢。

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

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

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

［4］陈学锐，邓学蓥.旋成体头部扰动对非对称背涡特性的影响［A］.全国第九届分离流、旋涡和流动控制会议论文集［C］，北京，2002：253－262.

［5］HANFF E，LEE R，KIND R J.Investigations on a dynamic forebody flow control system［C］.Proceedings of the 18th International Congress on Insrumentation in Aerospace Simulat ion Facilities.1999，28：1－9.

［6］顾蕴松，明晓.大迎角细长体侧向力的比例控制［J］.航空学报，2006，27（5）：746－750.

［7］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Flow control over a conical forebody using duty－cycled plasma actuators［J］.AIAAJ.，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］MENG X S，GUO Z X，LIU F，et al.Ensemble and phase－locked averaged loads controlled by plasma duty cycles［R］.AIAA Flow Control Conference.Orlando，Florida，010.AIAA 2010－878.

［10］LIU F，LUO S J，GAO C，et al.Mechanisms for conical forebody flow control using plasma actuators［R］.AIAA 2009－4284，2009.

［11］李应红，梁华，马清源，等.脉冲等离子体气动激励抑制翼型吸力面流动分离的试验［J］.航空学报，2008，29（6）：1429－1435.