等離子體激勵用于兩段翼型增升的試驗研究

王萬波，章榮平，黃宗波，黃 勇，王勛年，沈志洪，張 鑫

（1．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，四川 綿陽 621000）

0 引 言

增升設計是現(xiàn)代大型運輸類飛機提高起飛重量、縮短起降滑跑距離、增強機場適應性的關鍵技術，是提高飛機國際競爭力的有效手段之一。近年來隨著航空業(yè)迅速發(fā)展，對飛機高增升設計提出了更高的要求。

常用的增升方法有：增加機翼的彎度、增加機翼的有效面積、改善縫道的流動品質(zhì)、增加外部流場的能量等［1］。等離子體激勵可以對氣流形成可控擾動或?qū)饬髯⑷肽芰?，促進附面層內(nèi)低能流和附面層外高能流的參混，從而延遲分離，提高失速迎角和最大升力系數(shù)。

Corke等［2－3］進行了等離子體流動控制風洞實驗，模型為4．16%縮比的1303UAV半模，風速為15m／s，實驗結果表明，在0°－20°迎角范圍內(nèi)，升力有明顯的增加，在20°和30°之間的某些角度，升力甚至增加了25%；在二維NACA0015翼型表面前緣布置沿展向排列的激勵器，從而增加最大升力系數(shù)和失速迎角，當來流風速21m／s時，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。Huu等［4］研究了等離子體對翼型大迎角失速分離邊界層的控制，模型為NACA0008翼型，弦長150mm，展長300mm，來流風速為20m／s時，升力系數(shù)有5%甚至是10%的提高。王勛年等［5］研究了等離子體對NACA0015翼型失速分離的控制，來流風速20m／s時，最大升力系數(shù)增加11%，失速迎角增加6°。

目前國外對等離子體激勵用于單段翼型增升的研究較多，用于兩段翼型上的研究較少，而采用多段翼型的機械增升是目前最常用的增升方式。本文在NACA23018兩段翼型上安裝等離子體激勵器，驗證了等離子體激勵對兩段翼型具有顯著的增升效果。

1 試驗系統(tǒng)

1．1 等離子體氣動激勵布局

等離子體激勵器由敷設在絕緣材料上下兩面的電極構成，其中，上面的電極裸露在空氣中，下面電極由絕緣材料覆蓋。在高壓高頻電源的作用下，上表面電極表面的空氣由于強電場的作用被電離產(chǎn)生等離子體。

本文采用的等離子體激勵器包含兩個電極，中間由三層0．1mm厚的聚酰亞胺膠帶隔開。上層電極由0．05mm厚的銅箔膠帶制成，下層電極為整個金屬模型。

圖1 等離子體激勵器布局示意圖Fig．1 The high－voltage discharge

1．2 電源

多相位電源主要由多相位信號發(fā)生器、SPWM正弦波調(diào)制器、多相位信號功率放大器和升壓變壓器等部分組成。輸出電壓有8個相位，每個相位相差45°。本次試驗采用單相位，輸出電壓0～5kVrms連續(xù)可調(diào)，輸出頻率0．1kHz～6kHz連續(xù)可調(diào)。電源如圖2所示。

圖2 多相位電源Fig．2 The high voltage DC

1．3 風洞及支撐系統(tǒng)

風洞為下吹式開口直流風洞，主要由收縮段、擴散段、駐室、風機等部分組成。試驗段尺寸為：700mm×700mm×1050mm，風洞全長約11．5m。風洞收縮段和擴散段由玻璃鋼制造，駐室采用點支式玻璃幕墻結構。收縮段、擴散段與駐室連接部分，收縮段與風機連接部分采用柔性密封材料，可以防止共振。

支撐系統(tǒng)包括支桿和風擋。支桿為φ40mm金屬鋁支桿，下端采用法蘭盤和天平浮動端相連，通過螺釘和模型連接。風擋采用聚四氟乙烯圓形風擋，固定于天平固定端上。模型位于上下整流板之間，與上下整流板的間距均為3mm，基本可以消除三維效應。

1．4 模型

在NACA23018翼型的基礎上，設計了兩段翼型，后緣采用了簡單襟翼。翼型弦長100mm，展長480mm，襟翼大小為32%弦長，襟翼偏角為0°、30°、40°，模型材料為金屬鋁。模型在風洞中的安裝如圖3所示。

1．5 測控系統(tǒng)

試驗采用五分量TY02天平，參數(shù)詳見表1。采用便攜式VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)采集，以工控機為主體，以數(shù)據(jù)采集處理計算機作為上位機，具有8通道差分輸入，綜合精度優(yōu)于0．1%。風洞速壓由專用研究性風洞速壓系統(tǒng)控制，模型姿態(tài)由風洞β機構控制。各系統(tǒng)之間由網(wǎng)絡通訊或人工傳遞指令。數(shù)據(jù)處理采用等離子體流動控制測力試驗數(shù)據(jù)處理程序。

圖3 NACA23018翼型Fig．3 NACA23018airfoil model

表1 TY02天平參數(shù)Table 1 Performance of the TY02balance

2 結果與分析

試驗中電極寬度為2mm，沿展向布置。電極分別布置在（以電極中心線位置為參考）0%、0．5%、1．6%、3%弦長處。激勵電壓為4kV，頻率為3kHz，來流風速為20m／s。

2．1 電極位置的影響

圖4 電極在0%弦長處時翼型升阻特性Fig．4 Lift and drag coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil at 0%c

電極在位置0%弦長處時翼型升阻曲線如圖4所示。由圖可知，襟翼無偏角時，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)增大0．377，約41%，失速迎角推遲11．6°；襟翼下偏40°時，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)增大0．208，約12%，失速迎角推遲6．9°。

電極位于0．5%弦長處時翼型升阻曲線如圖5所示。由圖可知，襟翼無偏角時，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)增大0．423，約52%，失速迎角推遲12．4°；襟翼下偏30°時，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)增大0．269，約18%，失速迎角推遲8．5°。

圖5 電極在0．5%弦長處時翼型升阻特性Fig．5 Lift and drag coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 0．5%c

電極位于1．6%弦長處、襟翼下偏30°時翼型升力曲線如圖6所示。由圖可知，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)基本不變，失速迎角略有增加。

圖6 電極在1．6%弦長處時翼型升力曲線Fig．6 Lift coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 1．6%c

電極位于3%弦長處、襟翼下偏30°時翼型升力曲線如圖7所示。由圖可知，施加等離子體激勵后，最大升力系數(shù)基本不變，失速迎角推遲約2°。

圖7 電極在3%弦長處時翼型升力曲線Fig．7 Lift coefficient vs．a(chǎn)ngle of attack for the airfoil when the electrode is at 3%c

由試驗結果可知，等離子體激勵在有無襟翼偏角時都可以顯著增加最大升力，推遲失速；在試驗狀態(tài)下，電極位于0%c、0．5%c時增升效果顯著，在位置1．6%c、3%c時基本無增升效果，其中電極在0．5%c時，增升效果最顯著。

2．2 絲線流態(tài)顯示

圖8給出了迎角18°時，電極位于0．5%處有無等離子體激勵的模型表面絲線流態(tài)對比。由圖可以看出，未施加等離子體激勵時，翼型上表面絲線出現(xiàn)大幅度擺動，上表面完全分離；施加等離子體激勵后，翼型上表面前2排絲線的附著較好，氣流較為穩(wěn)定。流譜觀察結果表明，施加等離子體激勵后，抑制了翼型前緣的氣流分離，進而提高了最大升力和失速迎角。

圖8 施加等離子體激勵前后的絲線流態(tài)圖Fig．8 Results of flow visualization before（a）and after（b）plasma actuation

2．3 討論

前緣縫翼是前伸到翼型之前的輔助翼型，用于幫助氣流在高升力狀態(tài)平滑地（無分離）繞過前緣。前緣縫翼打開時，延緩了氣流分離，提高了失速迎角，增加了最大升力系數(shù)，改善了失速特性。前緣縫翼工作示意圖如圖9所示。

圖9 前緣縫翼工作示意圖Fig．9 Working sketch of the leading edge slat

某翼身組合體縫翼對升阻特性的影響如圖10所示。由圖可知，縫翼下偏17°時，最大升力系數(shù)增加0．46，失速迎角增加約8°。等離子體激勵對翼型升力曲線的影響與之一致，施加等離子體激勵后，翼型最大升力系數(shù)的增量與之相差不大，失速迎角的增量有所提高。由此可知，等離子體激勵和縫翼下偏17°時對升力的影響規(guī)律相同。

圖10 某翼身組合體縫翼對升阻力的影響Fig．10 Effect of the leading edge slat on the wingbody

施加等離子體激勵后，翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角得到提高，前緣的氣流分離得到了抑制，和縫翼的作用類似，文獻［3］稱之為“等離子體縫翼”。

在運輸類飛機中，前緣縫翼對延緩機翼失速從而提高最大升力系數(shù)起著非常重要的作用。等離子體在有無襟翼偏角時都可以增加升力、推遲失速，因此等離子體可以和后緣增升裝置配合使用。由圖4（b）、圖5（b）可知，施加等離子體激勵后，阻力在線性升力段無增加，在自然失速后顯著減小，與傳統(tǒng)的縫翼相比，“等離子體縫翼”不會帶來附加阻力，而且不需要活動的氣動控制面，所以對飛行器的結構強度影響很小。由此可見，“等離子體縫翼”在運輸類飛機研制中有潛在的應用前景。

3 結 論

通過等離子體激勵對NACA23018兩段翼型最大升力和失速迎角影響的研究，可以得出以下結論：

（1）等離子體激勵可以有效增加翼型最大升力，推遲失速；

（2）在試驗狀態(tài)下，電極布置在0．5%c時，增升效果最優(yōu)，來流風速20m／s時，最大升力系數(shù)增加52%，失速迎角增加12．4°；

（3）等離子體激勵抑制了翼型前緣的氣流分離，和縫翼作用類似，而且可以和后緣增升裝置配合使用，在運輸類飛機研制中有潛在的應用前景。

［1］ 《飛機設計手冊》總編委會編．飛機設計手冊（第六冊）［M］．北京：航空工業(yè)出版社，2002．

［2］ LOPERA J，NG T T，CORKE T C．Aerodynamic control of 1303UAV using windward surface plasma actuators on a separation ramp［R］．AIAA 2007－636．

［3］ HE C，CORKE T C，PATEL M P．Plasma flaps and slats：an application of weakly ionized plasma actuators［J］．Journal of Aircraft，2009，46（3）：864－873．

［4］ HUU P N，ZARAGOZA L，GARCIA M，et al．Plasmaassisted high lift systems［R］．AIAA 2009－3943．

［5］ 王勛年，王萬波，黃勇，等．介質(zhì)阻擋放電等離子體對翼型流動分離控制的實驗研究［J］．實驗流體力學，2011，25（4）：9－14．