三角翼DBD等離子體流動控制研究進(jìn)展

牛中國，趙光銀,*，梁華，柳平

1. 空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院 等離子體動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710038 2. 重慶交通大學(xué) 航空學(xué)院，重慶 400074

三角翼布局的優(yōu)點(diǎn)是超聲速飛行時阻力低、失速迎角相對較大，因此多用于現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的設(shè)計(jì)。大后掠角低展弦比三角翼適用于高速飛行器[1]；中小后掠角低展弦比機(jī)翼常用于微型飛行器和無人轟炸機(jī)等[2]。然而，三角翼布局相對低的升阻比不利于長航程的設(shè)計(jì)需求，升力系數(shù)曲線斜率較緩意味著其在起飛/著陸階段產(chǎn)生的升力較低，大迎角時翼尖的抖振也較為嚴(yán)重。三角翼在較大迎角繞流時往往表現(xiàn)出渦流主導(dǎo)的繞流特性，空氣動力特性受渦結(jié)構(gòu)影響較大。控制這些渦流具有諸多意義[3]，例如增加升力和提高臨界迎角、產(chǎn)生用于飛控的操縱力矩、減緩機(jī)翼或尾翼的振動。

前緣渦結(jié)構(gòu)受三角翼幾何構(gòu)型影響較大，尤其是前緣后掠角的影響[3]。圖1給出了不同后掠角三角翼失速特性[3-7](圖中α為迎角，CL為升力系數(shù))。對于細(xì)長三角翼(后掠角Λ≥65°)，渦破裂的發(fā)生點(diǎn)距失速邊界很近，這意味著渦破裂導(dǎo)致的渦升力的丟失影響著機(jī)翼的最大升力系數(shù)和失速；細(xì)長三角翼渦破裂點(diǎn)的前后不穩(wěn)定移動范圍可達(dá)10%弦長，會引起氣動力和力矩振蕩[6]。當(dāng)渦破裂發(fā)生在非細(xì)長三角翼上(Λ∈[35°，55°])時，升力系數(shù)仍可近似線性地增大到較大迎角下(圖1(c))，這意味著渦破裂并非影響非細(xì)長三角翼大迎角空氣動力特性的主導(dǎo)因素，近失速時翼面上的旋渦難以附著到翼面上可能是其失速的主要原因。因此，對脫體渦流型的流動控制與后掠角有較大關(guān)系。

近幾年，較多的試驗(yàn)和仿真研究了三角翼前緣渦的控制，控制方式有機(jī)械式和氣動式，比如多渦系、控制舵面、吹吸氣、低頻和高頻激勵、反饋控制、柔性機(jī)翼、等離子體激勵等。這些控制方式的概念和控制機(jī)理在文獻(xiàn)[3]中進(jìn)行了詳細(xì)的闡述。邊條翼、鴨翼產(chǎn)生渦流通過多渦耦合干擾控制，增強(qiáng)前緣渦的穩(wěn)定性和強(qiáng)度，結(jié)構(gòu)簡單，使用可靠，目前很多戰(zhàn)斗機(jī)仍在使用；前緣吹氣、尾緣射流、吹吸氣等控制方式，需要比較復(fù)雜的氣路，難以產(chǎn)生響應(yīng)快、頻帶寬的激勵，而且氣源也是一個問題；前緣渦襟翼、尖頂襟翼則需要復(fù)雜的機(jī)械裝置。因此，迫切需要探索新的三角翼前緣渦控制技術(shù)。

圖1 不同后掠角三角翼的失速特性[3-7]Fig.1 Stall characteristics of delta wings with different swept angles[3-7]

等離子體流動控制是基于“等離子體氣動激勵”的新概念主動流動控制技術(shù)，與傳統(tǒng)流動控制手段相比，易于產(chǎn)生快速(<0.1 ms)、可控的寬頻帶氣動激勵(0.01～100 kHz)，結(jié)構(gòu)簡單，不改變原有氣動型面，有望解決其他流動控制手段不能解決或難以解決的快速主動控制等問題，進(jìn)而為流動控制方式從固定的開環(huán)控制向自適應(yīng)的閉環(huán)控制轉(zhuǎn)變提供良好的基礎(chǔ)條件。

1 DBD等離子體氣動激勵

放電原理不同，可產(chǎn)生不同形式的等離子體氣動激勵，比如用于流動分離控制的表面介質(zhì)阻擋放電(Surface Dielectric Barrier Discharge, SDBD)激勵[8]，用于激波控制的表面電弧放電激勵[9]，基于弧光放電和火花放電原理產(chǎn)生的等離子體合成射流激勵[10]等。文獻(xiàn)[11]就多種典型等離子體氣動激勵的特性和應(yīng)用，綜述了等離子體流動控制的研究進(jìn)展。對于分離流控制和旋渦控制，常用的SDBD等離子體激勵器，如圖2所示。典型的常用SDBD激勵器是由高低壓電極非對稱地粘貼于絕緣介質(zhì)層兩側(cè)構(gòu)成的，介質(zhì)層的作用是防止微放電向熱電弧轉(zhuǎn)化，有利于產(chǎn)生大區(qū)域相對均勻的等離子體。

根據(jù)施加于激勵器上的電壓信號，可產(chǎn)生流動控制常用的4種DBD激勵：連續(xù)模式的AC-DBD (Alternating Current-DBD)，脈沖調(diào)制模式的AC-DBD(如圖3(a)所示，圖中AM表示正弦波調(diào)制，BM表示脈沖調(diào)制)，微秒脈沖DBD(μs-DBD)[12]，納秒脈沖DBD (NS-DBD)[13-14](如圖3(b)所示)。相對于高頻連續(xù)模式的AC-DBD激勵，脈沖調(diào)制模式的AC-DBD、μs-DBD和NS-DBD的脈沖頻率要低1～2個數(shù)量級，相對于低速流動，具有明顯的非定常性，這里稱為非定常激勵；相對地，將高頻連續(xù)模式的AC-DBD激勵稱為定常激勵。

圖2 流動控制中典型的SDBD激勵器示意圖Fig.2 Schematic of typical SDBD actuator in flow control

圖3 激勵器上典型電壓波形Fig.3 Typical voltage waveforms applied to actuator

文獻(xiàn)[15-18]對不同時間尺度DBD激勵的放電特性和誘導(dǎo)流動特性進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)不同激勵誘導(dǎo)的擾動形式有本質(zhì)不同，如圖4所示(圖中d為高低壓電極垂直間距)。AC-DBD激勵可看作體積力源，定常AC-DBD激勵主要誘導(dǎo)近壁面射流，而非定常AC-DBD激勵在一定條件(合適的頻率和占空比)下可誘導(dǎo)周期性啟動渦。NS-DBD激勵向流場注入很小的動量，卻可誘導(dǎo)形成沖擊波，原因是部分放電能量在短時間(<1 μs)轉(zhuǎn)為熱能，瞬間局部放熱誘導(dǎo)沖擊波。相比AC-DBD，NS-DBD誘導(dǎo)速度很低(0.5 m/s以下)，可看作一個瞬間熱量源。文獻(xiàn)[15]對不同時間尺度DBD激勵的電特性和體積力特性進(jìn)行了測試，發(fā)現(xiàn)μs-DBD最大放電電流和誘導(dǎo)體積力介于AC-DBD和NS-DBD之間?？哲姽こ檀髮W(xué)等離子體動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的相關(guān)研究表明：μs-DBD激勵單脈沖放電能量介于AC-DBD和NS-DBD之間，可誘導(dǎo)周期性旋渦和沖擊波結(jié)構(gòu)產(chǎn)生[16]，表明μs-DBD激勵可誘發(fā)體積力和熱兩種擾動形式。μs-DBD的脈沖激勵電壓上升沿在微秒尺度，使其電磁干擾比NS-DBD低得多。

圖4 不同時間尺度DBD激勵誘導(dǎo)流場結(jié)構(gòu)Fig.4 Induced flow structure by DBD actuation at different time scales

關(guān)于AC-DBD近幾年在流動控制中的發(fā)展、新型設(shè)計(jì)、創(chuàng)新應(yīng)用，文獻(xiàn)[19-21]分別進(jìn)行了綜述。激勵誘導(dǎo)最大速度限于絕緣材料和激勵器結(jié)構(gòu)，體積力作用主導(dǎo)的AC-DBD激勵誘導(dǎo)速度較低(<10 m/s)，流動控制能力較弱。在追求表面DBD控制高速分離流的研究中，逐步認(rèn)識到，非定常等離子體激勵的控制能力優(yōu)于定常激勵[22]；相比AC-DBD和μs-DBD，NS-DBD流動控制能力得到巨大提升[23]。NS-DBD激勵已被驗(yàn)證在起飛著陸馬赫數(shù)和雷諾數(shù)下能夠推遲機(jī)翼失速[24]，在馬赫數(shù)Ma=0.74下可有效抑制翼型繞流分離[13]，在高馬赫數(shù)下可有效控制脫體激波強(qiáng)度和位置[25-26]，在Ma=0.5下可有效改善超臨界翼型和飛翼布局的氣動特性[27]。然而，文獻(xiàn)[14]比較了二者控制效果，發(fā)現(xiàn)在前緣分離控制能力上AC-DBD不如NS-DBD，后緣分離控制卻好于NS-DBD；且低速下二者均可取得很好的前緣分離控制效果，所以孰優(yōu)孰劣，不能一概而論。相對而言，μs-DBD在流動控制中研究相對較少。

2 DBD激勵三角翼前緣渦控制研究現(xiàn)狀

表面DBD激勵用于三角翼前緣渦控制，還未得到廣泛研究。已有研究多采用AC-DBD激勵，且多以大后掠角尖前緣三角翼為研究對象。第1節(jié)所述4種DBD激勵形式中，定常和非定常AC-DBD激勵在三角翼渦控制中研究得最為深入和廣泛[4,28-31]，μs-DBD和NS-DBD用于三角翼渦控制相對較少[32-34]。

以色列理工學(xué)院Greenblatt等[28]與柏林科技大學(xué)合作試驗(yàn)研究了非定常AC-DBD激勵對60°后掠角三角翼前緣渦結(jié)構(gòu)的影響，表明控制效果依賴于無量綱激勵頻率F+(F+=fc/U∞，其中，f為脈沖激勵頻率，c為機(jī)翼根弦長，U∞為來流速度)，當(dāng)F+≈1時對前緣渦的控制作用最好。圣母大學(xué)Kwak和Nelson[4]進(jìn)行了AC-DBD激勵改善三角翼氣動特性的低速風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)研究了兩種不同的激勵器布局對后掠角分別為55°、65°和75°的尖前緣三角翼的流場結(jié)構(gòu)和氣動特性的影響，發(fā)現(xiàn)流動控制效果受三角翼后掠角的影響很大。俄羅斯科學(xué)院Sidorenko等[30]研究了AC-DBD激勵對65°后掠角三角翼流場結(jié)構(gòu)的影響，發(fā)現(xiàn)激勵可影響前緣渦的穩(wěn)定性。美國空軍研究實(shí)驗(yàn)室Visbal和Gaitonde[35]開展了AC-DBD激勵控制75°后掠角三角翼流動的數(shù)值模擬研究，在上翼面機(jī)翼頂點(diǎn)附近施加AC-DBD激勵可顯著推遲前緣渦破裂。美國軌道研究所Patel等和圣母大學(xué)合作[29]，采用AC-DBD激勵，在47°后掠角1303無人機(jī)上進(jìn)行等離子體流動控制風(fēng)洞試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)在較廣的迎角范圍內(nèi)，通過前緣渦和尾緣環(huán)量控制，空氣動力特性得到較大變化，有望實(shí)現(xiàn)用于航空器控制的無鉸鏈等離子體襟翼。日本國立鳥取大學(xué)Matsuno等[36]開展煙流顯示試驗(yàn)表明了新型激勵器對于60°后掠角尖前緣三角翼的前緣渦控制是有效的。

香港理工大學(xué)Shen等[37]在雷諾數(shù)Re=5×104、后掠角75°三角翼上開展了AC-DBD激勵進(jìn)行流動控制的試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)單側(cè)前緣激勵可促進(jìn)同側(cè)前緣渦破裂，同時推遲了異側(cè)前緣渦的破裂，天平測力發(fā)現(xiàn)DBD激勵使力矩產(chǎn)生明顯改變[38]，預(yù)示著用DBD激勵控制三角翼的機(jī)動是有潛力的。北京航空航天大學(xué)Zhang等[31]試驗(yàn)研究了AC-DBD激勵對75°后掠角三角翼氣動特性和流場結(jié)構(gòu)的影響。在不同弦向位置施加AC-DBD激勵均可增大升力系數(shù)；煙流顯示表明38°迎角下40%弦長處的激勵可將渦破裂位置由0.68弦長處推遲到0.76弦長處?？哲姽こ檀髮W(xué)與中航工業(yè)空氣動力研究院合作，進(jìn)行了三角翼等離子體流動控制的初步試驗(yàn)研究[33,39]。在47°后掠角的鈍前緣三角翼上，首次采用NS-DBD激勵，通過天平測力研究了激勵位置、激勵電壓、激勵頻率對流動控制效果的影響規(guī)律，在來流50 m/s 下取得了較好的控制效果。

3 研究現(xiàn)狀總結(jié)分析

由于DBD激勵屬于氣動式的，其在三角翼渦控制上的常見布局與氣動式的吹吸氣有很多相似之處；同時根據(jù)研究現(xiàn)狀，發(fā)現(xiàn)主要有4種DBD激勵器布局較多地用于三角翼渦控制(見圖5)：① 激勵器布置在機(jī)翼前緣[4,28](圖5(a))，研究認(rèn)為脈沖放電引入前緣非定常擾動比連續(xù)式放電效果好，最佳無量綱激勵頻率F+≈1；② 激勵器布置在垂直于前緣[4,30]以誘導(dǎo)附面層向下游加速(圖5(b))，研究認(rèn)為定常AC-DBD激勵效果好于非定常激勵，順氣流方向的連續(xù)激勵可推遲旋渦破裂，逆氣流方向的連續(xù)激勵可導(dǎo)致旋渦提前破裂[30]；③ 激勵器沿二次分離線布置[30](圖5(b))，形成展向的等離子體射流，研究認(rèn)為該布局的非定常激勵對旋渦穩(wěn)定性有效果；④ 激勵器布置在上翼面不同弦向或垂直于翼根(圖5(c))，誘導(dǎo)沿渦軸向的加速[31,35]，可推遲渦的破裂，與圖5(b)作用類似。

由于DBD誘導(dǎo)氣流速度較低，其激勵布局還不同于吹氣激勵(比如在尾緣誘導(dǎo)噴流進(jìn)行環(huán)量控制上還不能像吹氣那樣)，因此DBD激勵器的布局有其獨(dú)特之處。表1[4,27-35，38，40-42]給出了近年來三角翼等離子體流動控制研究對應(yīng)的試驗(yàn)狀態(tài)，可以看出目前研究多是在雷諾數(shù)和來流速度較低(<30 m/s)條件下進(jìn)行。分析原因可能一方面是AC-DBD產(chǎn)生的擾動強(qiáng)度不足，在較高雷諾數(shù)和來流速度下難以起到明顯的控制效果；另一方面，國外部分研究以微型無人飛行器流動控制為研究背景，相對應(yīng)的雷諾數(shù)低。

圖5 三角翼流動控制常用的等離子體激勵器布局Fig.5 Common arrangements of plasma actuator in delta-wing flow control research

圖5中，DBD等離子體激勵用于三角翼流動控制研究均取得一定控制效果，前緣激勵主要利用非定常等離子體激勵誘導(dǎo)非定常擾動效應(yīng)，起到增強(qiáng)前緣渦強(qiáng)度的效果，對非細(xì)長三角翼有良好的控制效果[4]；上翼面不同弦長激勵主要利用定常激勵對流場的加速效應(yīng)，起到推遲脫體渦破裂的目的，對細(xì)長三角翼有良好的控制效果[4,31]?？偟膩碚f，AC-DBD激勵對三角翼渦流場有效控制的來流速度較低。NS-DBD激勵用于外流控制的研究多圍繞翼型開展，三角翼流動控制的研究不多；與AC-DBD激勵相比，可控速度已有大幅提升。下面就定常激勵和非定常激勵兩方面，進(jìn)一步分析影響三角翼流動控制效果的因素。

表1 三角翼等離子體流動控制的研究情況Table 1 Studies of delta-wing flow control by plasma actuation

4 定常激勵下影響控制效果的因素

這里定常激勵是連續(xù)AC-DBD，其可誘導(dǎo)近壁面射流，起到加速附面層內(nèi)低速流體的作用，類似于定常吹氣的激勵方式。根據(jù)目前研究結(jié)果，主要從激勵位置和激勵電壓兩方面論述。

4.1 激勵位置的影響

對于定常模式的AC-DBD激勵，文獻(xiàn)[4]進(jìn)行了不同后掠角(Λ=55°，65°，75°)三角翼流動控制的試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)其在前緣的激勵無明顯控制效果；而且垂直前緣處誘導(dǎo)向下游加速的激勵布局(圖5(b))，也僅在大后掠角機(jī)翼上取得效果，使渦破裂點(diǎn)得到推遲。由于相關(guān)研究較少，多數(shù)試驗(yàn)研究選用的后掠角相對較大，所得結(jié)論尚需進(jìn)一步驗(yàn)證。

誘導(dǎo)向下游加速的激勵在文獻(xiàn)[4,31,35]也取得明顯控制效果(圖5(c))，也是在大后掠角三角翼上取得；圖5(b)和圖5(c)布局雖不同，對于連續(xù)AC-DBD，均可誘導(dǎo)沿渦軸向加速的分量體積力。對于中小后掠角機(jī)翼，這兩種布局卻未取得明顯控制效果,原因可能與不同后掠角三角翼的繞流特性有關(guān)。對于大后掠角的三角翼，渦破裂是其失速的主要原因,誘導(dǎo)向下游加速的激勵可以增大旋渦軸向速度，減小渦比(旋渦旋轉(zhuǎn)速度與軸向速度之比)，從而推遲渦破裂。

4.2 激勵電壓的影響

5 非定常激勵下影響控制效果的因素

三角翼繞流控制常用的非定常DBD激勵有3種：非定常AC-DBD、μs-DBD、NS-DBD。文獻(xiàn)[33]通過測力方式系統(tǒng)研究了NS-DBD激勵位置對帶三角翼的翼-身組合體升力特性的改善效果，發(fā)現(xiàn)最佳位置在前緣。值得一提的是文獻(xiàn)[30]采用非定常AC-DBD激勵，發(fā)現(xiàn)沿展向二次分離線的激勵雖未能提高升力系數(shù)，卻對前緣渦穩(wěn)定性有益。結(jié)合圖5給出的常見激勵布局，就非定常激勵而言，從升力特性改善的角度看，最佳的激勵位置在最前緣。

前緣激勵主要是利用等離子體激勵形式的擾動，在合適的激勵頻率下，激勵可激發(fā)前緣剪切層不穩(wěn)定性，促進(jìn)剪切層兩側(cè)流體動量能量摻混[2-3]。這里就前緣非定常激勵下，討論來流條件、幾何構(gòu)型、激勵參數(shù)等方面因素對控制效果的影響。

5.1 來流條件的影響

來流條件主要是來流速度，其對雷諾數(shù)的影響較大。對于尖前緣三角翼，前緣渦特性對雷諾數(shù)的依賴較小[45]。對流動控制而言，前緣渦對非定常激勵的響應(yīng)卻與來流速度關(guān)系較大。圖6為不同雷諾數(shù)下前緣非定常AC-DBD激勵引起的三角翼法向力系數(shù)變化量(ΔCN)和升力系數(shù)(ΔCL)的變化量。隨雷諾數(shù)增大，升力系數(shù)增量減小；Re=75 000時的增量已遠(yuǎn)不如Re=20 000。

一般而言，低速下不考慮壓縮性的影響，速度增大導(dǎo)致雷諾數(shù)增大，而速度增大意味著來流具有較大的動量和能量；對于同樣能量強(qiáng)度的激勵，當(dāng)來流速度增大，則意味著其相對來流的擾動強(qiáng)度降低了。

文獻(xiàn)[27,41]對后掠角35°的飛翼布局進(jìn)行流動控制，發(fā)現(xiàn)來流速度為20～40 m/s時最大升力系數(shù)可提高20%以上；Ma=0.4時，最大升力系數(shù)提高約5%，遠(yuǎn)低于低速下最大升力系數(shù)的提高量，說明來流速度高，控制效果弱。

圖6 機(jī)翼失速時AC-DBD激勵前后的法向力系數(shù)和升力系數(shù)變化[28]Fig.6 Variation of normal force coefficient and lift coefficient before and after AC-DBD actuation with wing at a post-stall angle of attack

5.2 幾何構(gòu)型的影響

根據(jù)國內(nèi)外研究結(jié)果，發(fā)現(xiàn)三角翼前緣后掠角和前緣截面形狀對流動控制效果影響較大。

5.2.1 后掠角

普遍認(rèn)為，后掠角Λ=60°是處于細(xì)長三角翼(Λ≥65°)和非細(xì)長三角翼(Λ∈[35°,55°])的過渡狀態(tài)[2-3]。文獻(xiàn)[40]在Λ=30°尖前緣三角翼上采用前緣NS-DBD激勵取得了良好的前緣渦控制效果；文獻(xiàn)[32-34,29]在Λ=47°三角翼上采用脈沖DBD激勵也取得了明顯控制效果；文獻(xiàn)[4]在Λ=55°尖前緣三角翼上采用前緣非定常DBD激勵取得了控制效果。然而，進(jìn)一步增大后掠角后，文獻(xiàn)[4,32]中在Λ=60°和Λ=75°三角翼的前緣激勵沒有取得明顯的控制效果。文獻(xiàn)[28]雖在Λ=60° 三角翼上取得效果，但是雷諾數(shù)太低，針對的是微型飛行器。

根據(jù)文獻(xiàn)[32-33]的結(jié)果，總結(jié)了NS-DBD激勵對30°、47°、60°后掠角三角翼前緣渦控制的測力試驗(yàn)結(jié)果，圖7給出30 m/s下最大升力系數(shù)提高率隨后掠角的變化。

圖7 不同后掠角最大升力系數(shù)提高率[32-33]Fig.7 Increase rate of maximum lift coefficient at different swept angles[32-33]

圖7表明，對于前緣激勵，其控制效果隨后掠角的增大而減弱，對于大后掠角機(jī)翼無控制效果。后掠角的增大不利于前緣非定常激勵的流動控制。結(jié)合圖5，對大后掠角三角翼的渦控制，適合采用上翼面順渦軸方向加速的激勵布局方式。

對于機(jī)翼前緣非定常擾動，機(jī)翼后掠角的影響在文獻(xiàn)[48]中進(jìn)行了討論。圖8為擾動產(chǎn)生后在不同后掠角機(jī)翼上的傳播軌道線，由于來流速度沿機(jī)翼前緣可分解為展向分速Ut和法向分速Un。不同后掠角下兩分速度相對值不同，使得擾動傳播軌道線對后掠角依賴較大。當(dāng)后掠角較大時，展向速度分量較大，前緣擾動很快被吹向尾跡區(qū)。

圖8 三角翼前緣來流速度分解示意圖和前緣擾動在不同后掠角機(jī)翼上的傳播軌道[48]Fig.8 Diagram of velocity decomposition at leading-edge of delta wings and propagation trajectory of leading-edge excitation over different swept wings

5.2.2 前緣截面形狀

研究已知，前緣截面形狀對三角翼前緣渦特性的影響較大[49]，尤其影響附著線的位置[49]和升力系數(shù)[50]。這意味著前緣截面形狀也會影響流動控制效果。作者所在實(shí)驗(yàn)室對兩種前緣形狀三角翼進(jìn)行前緣渦控制試驗(yàn)，試驗(yàn)中機(jī)翼前緣截面形狀如圖9所示。

對于鈍前緣三角翼，前緣激勵可以取得明顯的效果[33]；然而，將機(jī)翼更換成同樣面積和后掠角的尖前緣三角翼時，前緣激勵取得的控制效果大為減弱[32]，風(fēng)洞測力試驗(yàn)結(jié)果如圖10所示。實(shí)際中的飛行器前緣往往為鈍前緣，因此研究鈍前緣機(jī)翼的流動控制更有意義。

圖9 兩種不同的三角翼前緣截面Fig.9 Two different leading-edge cross-sections of delta wings

文獻(xiàn)[49,51]通過天平測力、PIV(Particle Image Velocimetry)、油流試驗(yàn)研究了不同前緣形狀對50°后掠角三角翼空氣動力特性的影響。發(fā)現(xiàn)前緣半徑對前緣渦的位置、尺寸、強(qiáng)度影響較大，同時對渦破裂點(diǎn)也有明顯影響，如圖11所示[49](圖中ym-ymle為距前緣的展向位置)。

通過比較發(fā)現(xiàn)，尖前緣和鈍前緣在前緣渦結(jié)構(gòu)上有所不同，尖前緣渦結(jié)構(gòu)稍大，渦核位置和附著線也靠機(jī)翼內(nèi)側(cè)。為解釋NS-DBD控制效果的不同，通過觀察，對圖11中的前緣分離線近似擬合，發(fā)現(xiàn)不同前緣形狀處的分離線的角度不同，尖前緣處的分離角最大，半圓形前緣處的分離角最小。在大迎角下，尖前緣相對應(yīng)的分離角會更大，使得氣流附著難度加大，等離子體流動控制的難度隨之加大。

圖10 兩種不同前緣截面的三角翼激勵前后的升力系數(shù)(U∞=30 m/s, F+=1.9)[32-33]Fig.10 Lift coefficients of delta wings with two different leading-edge cross-sections with plasma on and off(U∞=30 m/s, F+=1.9)[32-33]

圖11 翼面上60%弦長處截面速度場分布(α=15°)[49]Fig.11 Distribution of velocity flow field of section at 60% chord length over wing surface (α=15°)[49]

5.3 激勵參數(shù)的影響

對于非定常DBD激勵，激勵參數(shù)主要有脈沖激勵頻率、激勵電壓。作者所在單位系統(tǒng)研究了NS-DBD激勵電壓和頻率對三角翼前緣渦控制的影響。這里結(jié)合國際上研究結(jié)果，分析激勵參數(shù)的影響規(guī)律。

5.3.1 脈沖激勵頻率

在前緣激勵下，脈沖激勵頻率對結(jié)果的影響至關(guān)重要。圖6給出了脈沖化的AC-DBD激勵在不同調(diào)制頻率下引起的升力系數(shù)增量，在低雷諾數(shù)下最佳激勵頻率F+=1，在較高雷諾數(shù)Re=75 000下，最佳激勵頻率F+在1～2范圍內(nèi)。這一最佳激勵頻率的范圍與其他非定常激勵方式(比如吹氣、合成射流)是一致的[2,3]。

同時，文獻(xiàn)[32-34]采用NS-DBD激勵在三角翼前緣激勵，所探測的最佳激勵頻率F+在1～2范圍內(nèi)。

研究認(rèn)為，適當(dāng)頻率的非定常擾動可激發(fā)前緣剪切層K-H不穩(wěn)定性，促進(jìn)分離剪切層附體[2-3]。作者所在實(shí)驗(yàn)室，使用μs-DBD激勵進(jìn)行三角翼前緣渦控制研究，通過鎖相PIV技術(shù)測得翼面上43.1%弦長處的流場[16]。在一個激勵周期內(nèi)，選擇等時間間隔的4個相位進(jìn)行測量。圖12 給出了激勵頻率F+=2時的相平均速度場(圖中T172是激勵頻率為172 Hz時的激勵周期)?？梢钥闯?，激勵施加后可在前緣剪切層處誘導(dǎo)產(chǎn)生一個新的旋渦結(jié)構(gòu)，這里稱之為誘導(dǎo)渦。誘導(dǎo)渦將剪切層外側(cè)的主流卷入分離區(qū)，同時沿分離剪切層運(yùn)動，最后與主渦合并。同時可以看到，該頻率激勵下翼根處的流動是附體的。

圖12 PIV所測截面上4個相位的平均速度場(α=28°,Re=4.5×105,F+=2,T172=1/172 s, Vp-p=13.5 kV)Fig.12 Average velocity field of four vectors measured via PIV(α=28°, Re=4.5×105, F+=2, T172=1/172 s，Vp-p=13.5 kV)

μs-DBD激勵對前緣分離渦的作用類似于非定常AC-DBD。文獻(xiàn)[35]認(rèn)為周期性誘導(dǎo)出現(xiàn)的小尺度渦沿剪切層運(yùn)動，使得前緣渦結(jié)構(gòu)得到重整，這與文獻(xiàn)[4]認(rèn)為的機(jī)理有所不同。文獻(xiàn)[4]認(rèn)為每次激勵可誘導(dǎo)產(chǎn)生一個附著的前緣渦結(jié)構(gòu)，逐漸發(fā)展成為一個大渦，取代原來的分離渦，直至發(fā)展成為一個分離的前緣渦；這樣前緣渦周期性地誘導(dǎo)、發(fā)展、分離，維持了上翼面的渦升力。文獻(xiàn)[4,35]中采用的均是非定常AC-DBD激勵，PIV測試結(jié)果雖有不同，然而存在一個共性，就是激勵在前緣渦產(chǎn)生處誘導(dǎo)出新的旋渦，將主流高能流動引入分離區(qū)；二者的區(qū)別可能是相對來流能量，激勵的相對強(qiáng)度不同，強(qiáng)度高的擾動誘導(dǎo)附體的旋渦，強(qiáng)度低的擾動誘導(dǎo)沿前緣渦運(yùn)動的小渦。

在激勵頻率F+=4時，在翼根處已經(jīng)看不到明顯附著的前緣渦結(jié)構(gòu)，如圖13所示(圖中T345是激勵頻率為345 Hz時的激勵周期)。這表明當(dāng)激勵頻率超過一定的閾值時，將很難維持分離剪切層的附體，因?yàn)楦哳l的激勵使得分離剪切層分割為多段。與圖12中F+=2時的流場相比，激勵頻率主要決定了剪切層上共存流向渦的數(shù)量；激勵頻率越大，共存流向渦越多。

圖13 PIV所測截面上4個相位的平均速度場(α=28°，Re=4.5×105,F+=4，T345=1/345 s，Vp-p=13.5 kV)Fig.13 Average velocity field of four vectors measured via PIV(α=28°, Re=4.5×105， F+=4, T345=1/345 s， Vp-p=13.5 kV)

5.3.2 激勵電壓

DBD等離子體激勵引起擾動的強(qiáng)度受激勵電壓影響最大，電壓決定了注入流場能量的多少。當(dāng)來流速度一定時，激勵電壓越大，激勵引起擾動的相對強(qiáng)度增大，從而直接影響了控制效果。

對于NS-DBD激勵，文獻(xiàn)[52]觀測到單位長度激勵器放電能量與激勵器長度無關(guān)，隨電壓近似呈指數(shù)增長。高的激勵電壓意味著較多能量注入流場。圖14給出了在最佳頻率下升力系數(shù)隨激勵電壓的變化[16,33]，隨著激勵電壓增大，其效果越好。電壓升高到一定程度，增幅已經(jīng)不明顯,這暗示著可能與二維翼型一樣，存在一個閾值電壓，超過閾值電壓，控制效果不再有明顯改善。

圖14 NS-DBD激勵前后三角翼的升力系數(shù)[16,33]Fig.14 Lift coefficients of delta wings before and after NS-DBD plasma actuation[16,33]

同時文獻(xiàn)[4]中將非定常模式的AC-DBD激勵施加在55°后掠角三角翼前緣，如圖15所示。隨電壓的增大，大迎角下的法向力系數(shù)(CN)增大較多；同時在Vp-p=12.9 kV以后差別不大，這似乎也表明存在一個閾值電壓。

圖15 前緣非定常AC-DBD激勵引起的法向力系數(shù)變化[4]Fig.15 Variation of normal force coefficients caused by unsteady AC-DBD actuation on leading-edge [4]

對于非定常AC-DBD激勵，占空比也是一個值得研究的重要參數(shù)。文獻(xiàn)[28]認(rèn)為最佳的占空比為10%；然而對于kHz量級的μs-DBD和NS-DBD激勵，單脈沖的脈寬相對很小，不存在占空比的影響。

6 總結(jié)與展望

本文介紹了流動控制中常用的DBD等離子體激勵方式和基本原理，總結(jié)了其用于三角翼前緣渦控制研究現(xiàn)狀，并從來流條件、三角翼幾何構(gòu)型、激勵參數(shù)等方面分析了影響三角翼前緣渦控制的主要因素。

定常模式的AC-DBD激勵可被認(rèn)為是直接的動量注入，最佳的位置會在不同弦向處誘導(dǎo)順渦軸方向的附面層加速；然而，AC-DBD激勵誘導(dǎo)的動量嚴(yán)格受制于放電區(qū)域內(nèi)離子濃度，使得AC-DBD激勵強(qiáng)度相對不足，從而限制了其在較高速度下的應(yīng)用，類似問題在二維翼型繞流控制中也存在。目前其在三角翼渦控制研究中，來流速度不超過30 m/s。

非定常模式的DBD激勵主要有非定常AC-DBD、μs-DBD和NS-DBD，可被認(rèn)為是通過間接控制方式將主流高能流引入分離區(qū)，最佳的位置是在機(jī)翼前緣分離剪切層形成處。其中NS-DBD激勵可在Ma=0.4，Re=2.03×106來流下，對35°后掠角飛翼布局前緣渦有效控制[27]。在50 m/s 下對中等后掠角三角翼也有很好的控制效果[34]。然而，非定常模式的DBD激勵對細(xì)長三角翼流動控制效果微弱。

總之，等離子體流動控制作為一種新型的流動控制技術(shù)，其在三角翼繞流控制上的研究還處于初步研究階段，主要針對前緣渦的控制。未來在以下幾個方面還需進(jìn)一步深入研究。

1) 開展精細(xì)化的流場顯示試驗(yàn)。目前DBD激勵控制三角翼繞流的流場顯示主要通過煙流和二維PIV技術(shù)，由于三角翼繞流具有很強(qiáng)的三維特性，伴隨著DBD激勵與流場的復(fù)雜耦合作用，因此需要探索采用時空分辨率高的三維流場顯示手段，比如三維PIV技術(shù)。

2) 開展相應(yīng)的高精度數(shù)值仿真。目前DBD激勵用于三角翼渦控制研究主要以試驗(yàn)為主，相對應(yīng)的仿真研究亟需開展，與流動顯示互為補(bǔ)充，獲得流場的動態(tài)演化特性，揭示流動控制機(jī)理。

3) 開展對應(yīng)飛行條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)。NS-DBD激勵在二維翼型上的可控速度較高，控制能力較強(qiáng)；其用于三角翼的繞流控制，還沒有高速和高雷諾數(shù)下的試驗(yàn)驗(yàn)證，對應(yīng)飛行條件下的風(fēng)洞試驗(yàn)還有待開展。

4) 進(jìn)一步探究不同構(gòu)型三角翼繞流控制的最佳激勵位置。鑒于細(xì)長三角翼和非細(xì)長三角翼繞流特點(diǎn)的不同，需要有針對性地開展流動控制研究，進(jìn)一步探索不同構(gòu)型三角翼上最佳的激勵位置。前緣非定常DBD激勵對細(xì)長三角翼沒有取得明顯控制效果的原因有待進(jìn)一步研究。

5) 進(jìn)一步明確研究的應(yīng)用背景，開展相對應(yīng)的試驗(yàn)研究。作者認(rèn)為其可能的應(yīng)用方向有：控制前緣渦引起的非對稱流動，改善前緣渦穩(wěn)定性，減緩翼尖抖振，用于飛行控制。