等離子推進(jìn)無人機(jī)的電空氣動(dòng)力學(xué)研究*

霍明英, 于 澤, 林 桐, 楊云飛, 趙 策, 齊乃明

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 航天工程系·哈爾濱·150001)

0 引 言

1928年，Brown提出了一種在數(shù)十千伏高電壓下利用一對(duì)非對(duì)稱電極在空氣中產(chǎn)生空氣定向運(yùn)動(dòng)的結(jié)構(gòu)[1]。此種推進(jìn)器結(jié)構(gòu)由兩根曲率半徑不同的電極桿構(gòu)成，其中曲率半徑較小的電極桿為發(fā)射極，曲率半徑較大的電極桿為接收極。此非對(duì)稱電極結(jié)構(gòu)產(chǎn)生推力的原理是，在高電壓作用下中性空氣發(fā)生電離而產(chǎn)生離子，離子在高壓電場(chǎng)的作用下實(shí)現(xiàn)加速運(yùn)動(dòng)。在此過程中，加速運(yùn)動(dòng)的離子通過與中性分子碰撞，將動(dòng)量交換給中性空氣分子，中性空氣分子因同向運(yùn)動(dòng)而產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)離子的推力[2]。相關(guān)動(dòng)力學(xué)研究被稱作電空氣動(dòng)力學(xué)(Electroaerodynamics, EAD)。與驅(qū)動(dòng)介質(zhì)為中性液體的電流體動(dòng)力學(xué)(Electrohydrodynamics, EHD)不同的是，電空氣動(dòng)力學(xué)驅(qū)動(dòng)的中性流體介質(zhì)是空氣。以往對(duì)電空氣動(dòng)力學(xué)和電流體動(dòng)力學(xué)的研究主要被應(yīng)用于傳熱增強(qiáng)[3]、靜電除塵[4]、噴墨打印[5]、離子泵[6-7]和介質(zhì)阻擋放電[8]等領(lǐng)域，而將其作為推進(jìn)器的應(yīng)用則較少。

近年來，基于非對(duì)稱高壓電極組的等離子推進(jìn)器(以下簡(jiǎn)稱等離子推進(jìn)器)能否應(yīng)用于無人機(jī)領(lǐng)域逐漸成為了電空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。文獻(xiàn)[9-10]對(duì)等離子推進(jìn)器進(jìn)行了理論分析，文獻(xiàn)[11-13]對(duì)等離子推進(jìn)器進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，得到了推力數(shù)據(jù)并做出了分析。美國(guó)國(guó)家航空和航天局(NASA)的研究學(xué)者論證分析了等離子推進(jìn)技術(shù)在無人機(jī)方面的應(yīng)用，論證結(jié)果認(rèn)為其飛行推力較小，當(dāng)前階段被應(yīng)用于無人機(jī)作為主推力的可能性較小[14]。近年來，隨著輕質(zhì)高電壓生成技術(shù)的發(fā)展，將等離子推進(jìn)技術(shù)應(yīng)用于無人機(jī)飛行并作為主推力系統(tǒng)逐漸成為可能。2016年，Wynsberghe和Turak[15]提出利用等離子推進(jìn)器產(chǎn)生的推力作為平流層浮空熱氣球的驅(qū)動(dòng)動(dòng)力。2017年，Drew和Pister[16]研制出了推重比為10的微型機(jī)器人，并成功起飛。2018年，麻省理工大學(xué)的學(xué)者在《Nature》上發(fā)表了等離子推進(jìn)無人機(jī)實(shí)驗(yàn)的文章[17]，成功試飛了全球第1架等離子推進(jìn)無人機(jī)，以實(shí)物實(shí)驗(yàn)證明了等離子推進(jìn)技術(shù)適用于無人機(jī)飛行，如圖1所示。

圖1 等離子推進(jìn)無人機(jī)飛行實(shí)驗(yàn)圖[17]Fig. 1 Plasma-propelled UAV flight experiment diagram[17]

相比傳統(tǒng)無人機(jī)(固定翼無人機(jī)和旋翼無人機(jī)等)，等離子推進(jìn)無人機(jī)具有以下優(yōu)點(diǎn)：

(1)較低的機(jī)械疲勞：由于等離子推進(jìn)無人機(jī)中不存在活動(dòng)的機(jī)械運(yùn)動(dòng)部件，因此其產(chǎn)生的機(jī)械疲勞較低，飛行壽命更長(zhǎng)；

(2)超靜音飛行：同樣地，由于無機(jī)械運(yùn)動(dòng)部件，等離子推進(jìn)無人機(jī)可以做到接近靜音的飛行，適用于低噪音偵察；

(3)高能量利用效率：最近的相關(guān)研究表明[17]，等離子推進(jìn)器的推力功率比可達(dá)到50N·kW-1，而傳統(tǒng)飛行器(如噴氣發(fā)動(dòng)機(jī))僅為3N·kW-1。等離子推進(jìn)無人機(jī)的缺點(diǎn)是受制于現(xiàn)有輕質(zhì)高電壓生成技術(shù)的限制，其目前所能達(dá)到的推力加速度較小。隨著輕質(zhì)高電壓生成技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展，以上問題會(huì)得到顯著改善。

鑒于等離子推進(jìn)無人機(jī)的巨大潛力，近幾年，大量國(guó)外學(xué)者針對(duì)改善等離子推進(jìn)器的推力性能而開展了理論及試驗(yàn)研究。文獻(xiàn)[14]利用導(dǎo)線、金屬針和刀片作為發(fā)射極，測(cè)試了發(fā)射極的不同幾何形狀對(duì)推力的影響。其他學(xué)者提出了更加復(fù)雜的電極幾何形狀，法國(guó)巴黎中央理工學(xué)院提出了線-柱-板配置[18]的電極組形式，韓國(guó)首爾延世大學(xué)采用了堆疊式多級(jí)推進(jìn)器[19]，這些研究結(jié)果均證明了采用復(fù)雜幾何形狀增加等離子推進(jìn)器推力的可能性。等離子推進(jìn)器的衡量指標(biāo)不僅僅限于推力這一項(xiàng)，文獻(xiàn)[20]研究了不同因素對(duì)推力功率比的影響，給出了一維的推力功率比模型，并且實(shí)驗(yàn)分析了雙級(jí)推進(jìn)器的性能。文獻(xiàn)[9，21]使用推力密度這一指標(biāo)分析與量化了推進(jìn)器的性能。除了通過改變單級(jí)推進(jìn)器的參數(shù)來提升推進(jìn)器的性能，還可以通過多個(gè)推進(jìn)器的串并聯(lián)(類似電阻的串并聯(lián))來提升推進(jìn)器的性能。串聯(lián)指的是多個(gè)推進(jìn)器收尾相連，在同一平面內(nèi)排布；并聯(lián)指多個(gè)推進(jìn)器的發(fā)射極在一個(gè)平面，接收極在另一個(gè)平面，兩平面平行。文獻(xiàn)[7]考慮了并聯(lián)和串聯(lián)的離子拖泵，進(jìn)行了一維的分析，確定了串并聯(lián)對(duì)離子拖泵的影響。文獻(xiàn)[9]對(duì)串并聯(lián)等離子推進(jìn)器進(jìn)行了分析，設(shè)計(jì)了串并聯(lián)推力陣并進(jìn)行了試驗(yàn)，量化了推力陣的推力密度。多級(jí)推進(jìn)器也可以提升推進(jìn)器的性能，在單級(jí)推進(jìn)器的發(fā)射極和接收極之間增加一個(gè)中間極，即可構(gòu)成多級(jí)推力器。文獻(xiàn)[20]研究了雙級(jí)推進(jìn)器，并給出了簡(jiǎn)化的雙級(jí)推進(jìn)器的推力和推力功率比。文獻(xiàn)[19，21-23]發(fā)現(xiàn)分級(jí)可以實(shí)現(xiàn)更高的中性氣體流體速度，并進(jìn)行了串聯(lián)與分級(jí)的實(shí)驗(yàn)。

相比于國(guó)外近年來在等離子推進(jìn)無人機(jī)方面的大量理論和試驗(yàn)研究，國(guó)內(nèi)對(duì)等離子推進(jìn)無人機(jī)的研究還處于起步階段，未見相關(guān)論文報(bào)道。本文針對(duì)等離子推進(jìn)無人機(jī)這種新興的無人機(jī)概念，開展了針對(duì)其電空氣動(dòng)力學(xué)及飛行力學(xué)的研究，并結(jié)合電空氣等離子推進(jìn)理論和無人機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行了仿真，通過數(shù)值仿真論證了非對(duì)稱高壓電極組等離子推進(jìn)器作為無人機(jī)主推力系統(tǒng)的應(yīng)用可行性。

1 等離子推進(jìn)無人機(jī)組成設(shè)計(jì)

等離子推進(jìn)無人機(jī)主要包括四大部分，分別是機(jī)體系統(tǒng)、電氣系統(tǒng)、推進(jìn)系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)。

(1)機(jī)體系統(tǒng)：機(jī)體系統(tǒng)由機(jī)身、機(jī)翼和尾翼組成。機(jī)身外殼的設(shè)計(jì)為流線型，采用輕質(zhì)高強(qiáng)度復(fù)合材料制造以減小質(zhì)量，提高了飛行推力加速度，機(jī)身內(nèi)部置有等離子推進(jìn)無人機(jī)的電氣系統(tǒng)和飛控系統(tǒng)。機(jī)翼為固定翼，用來產(chǎn)生升力，由復(fù)合材料制造，在符合強(qiáng)度和空氣動(dòng)力特性要求的同時(shí)可減小質(zhì)量。本文仿真中的翼型采用了NACA0010型，等離子推進(jìn)無人機(jī)的三維模型如圖2所示。

圖2 等離子推進(jìn)無人機(jī)的三維模型Fig.2 Three-dimensional model of plasma-propelled UAV

(2)電氣系統(tǒng)：電氣系統(tǒng)由鋰電池組和高壓電源轉(zhuǎn)換器組成。電氣系統(tǒng)置于機(jī)體之內(nèi)，用來為飛控系統(tǒng)、舵機(jī)和推進(jìn)系統(tǒng)供電。鋰電池組在經(jīng)過高壓電源轉(zhuǎn)換器升壓后給等離子推進(jìn)系統(tǒng)供電，如圖3所示。高壓電源轉(zhuǎn)換器由逆變器、升壓變壓器和Cockcroft-Walton倍壓器三部分組成。逆變器將電池組直流電轉(zhuǎn)換成交流電，同時(shí)進(jìn)行升壓，而后通過升壓變壓器進(jìn)行大幅升壓，升壓后的交流電通入Cockcroft-Walton倍壓器進(jìn)行整流及進(jìn)一步升壓，從而輸出高壓直流電供給等離子推進(jìn)系統(tǒng)(如圖4所示)，這個(gè)過程即可實(shí)現(xiàn)200倍以上的電壓增壓。

圖3 電氣系統(tǒng)供電示意圖Fig.3 Schematic diagram of electrical system power supply

圖4 高壓電源轉(zhuǎn)換器示意圖Fig.4 Schematic diagram of high voltage power converter

(3)推進(jìn)系統(tǒng)：推進(jìn)系統(tǒng)由多組平行非對(duì)稱電極組成。在每組電極中，曲率半徑小的電極為發(fā)射電極(接電源正極)，曲率半徑大的電極為收集電極(接電源負(fù)極)，兩電極間隔一定距離，并由絕緣材料隔開。當(dāng)平行電極通上高壓電流時(shí)，發(fā)射電極產(chǎn)生電暈放電，周圍空氣被電離，產(chǎn)生大量離子，離子在電場(chǎng)中受庫侖力作用而飛向收集電極。在運(yùn)動(dòng)過程中，離子與空氣中的中性粒子發(fā)生了碰撞并進(jìn)行了動(dòng)量交換，形成離子風(fēng)，從而產(chǎn)生了與離子流方向相反的推力，如圖5所示。

圖5 推進(jìn)系統(tǒng)平行電極截面示意圖Fig.5 Schematic diagram of the parallel electrode of the propulsion system

(4)飛控系統(tǒng)：飛控系統(tǒng)由遙控接收機(jī)和控制電路板組成。飛控系統(tǒng)置于機(jī)身之內(nèi)，用于控制推進(jìn)系統(tǒng)供電的通斷及控制舵機(jī)，以及對(duì)無人機(jī)進(jìn)行操縱。其結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 飛控系統(tǒng)示意圖Fig.6 Schematic diagram of flight control system

2 等離子推進(jìn)電極組電空氣動(dòng)力學(xué)

2.1 等離子推進(jìn)器推力模型

在等離子推進(jìn)器的數(shù)學(xué)建模方面，近年來，一些國(guó)外學(xué)者和機(jī)構(gòu)開展了理論研究，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。文獻(xiàn)[9，20，24]觀察到一維理論估計(jì)的靜態(tài)推進(jìn)器的性能與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致。文獻(xiàn)[25-26]的數(shù)值研究計(jì)算了二維等離子推進(jìn)器的推力，給出了二維的數(shù)學(xué)模型，并進(jìn)行了仿真。文獻(xiàn)[25，27]使用特征方法，結(jié)合邊界和有限元方法模擬了速度和壓力的分布。文獻(xiàn)[28]的分析第一次量化了一維推進(jìn)器的性能、高度與飛行速度關(guān)系的函數(shù)。下文在一維條件下給出了等離子推進(jìn)電極組的推力電空氣動(dòng)力學(xué)方程。在忽略阻力的情況下，電極處每單位面積的推力等于該區(qū)域的庫侖力積分，即有

(1)

式(1)中，ρ是電荷密度，E是電場(chǎng)強(qiáng)度，x是等離子推進(jìn)器的電極之間定義的一維坐標(biāo)；當(dāng)x=0時(shí)，處于發(fā)射極；當(dāng)x=d時(shí)，處于接收極。在假設(shè)電場(chǎng)恒定的情況下，根據(jù)高斯定律和電流守恒定律，可得

(2)

式(2)中，j為電流密度(每單位面積的電流大小)，μ是離子遷移率；vi是離子速度，vi=μE+v；v是空氣流速大小，μE是離子遷移速度。根據(jù)以往實(shí)驗(yàn)得到的結(jié)果[24]，離子遷移速度大概為100m/s，空氣流速大概是離子遷移速度的1%～10%，相對(duì)而言可以忽略，因此可以做出以下簡(jiǎn)化

(3)

在一維條件下，可得

(4)

由于離子遷移率μ是個(gè)常量，所以可以看出，ρE不隨位置的變化而變化，則在發(fā)射極處有

(5)

根據(jù)湯森理論[29]，空氣電暈放電電流與電壓的關(guān)系可以簡(jiǎn)化為

I=CV(V-V0)

(6)

式(6)中，C為一個(gè)常數(shù)，與電極的幾何形狀和離子遷移率μ有關(guān)，V是電極施加的工作電壓，V0是起暈電壓，推進(jìn)器的推力可以表示為

(7)

根據(jù)文獻(xiàn)[21]，式中的C與lμε0/d2呈正比關(guān)系，即有

C=C0·lμε0/d2

(8)

式(8)中，C0是一個(gè)無量綱的常量，d是電極間隙，l表示電極長(zhǎng)度。

式(6)中的起暈電壓V0可以通過皮克公式求得[30]

(9)

式(9)中，E0是空氣的介電擊穿電場(chǎng)強(qiáng)度，E0=3.31×106V/m；δ為相對(duì)大氣密度，δ=298p/T；T是開氏溫度，ε為介電常數(shù)，rc是發(fā)射電極的半徑。

2.2 等離子推進(jìn)器電極組的并聯(lián)分析

等離子推進(jìn)器的并聯(lián)指多個(gè)推進(jìn)器的發(fā)射極在一個(gè)平面，接收極在另一個(gè)平面，兩平面平行，兩推進(jìn)器并行排列工作。因推進(jìn)器在并聯(lián)時(shí)會(huì)互相影響電場(chǎng)分布，導(dǎo)致并聯(lián)時(shí)單推進(jìn)器的推力下降，但推進(jìn)器并聯(lián)能夠充分利用有限的空間產(chǎn)生更大的組合推力。文獻(xiàn)[9]針對(duì)等離子推進(jìn)器并聯(lián)操作之間的影響進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，通過實(shí)驗(yàn)得到了等離子推進(jìn)器并聯(lián)的總推力關(guān)系。設(shè)并聯(lián)推進(jìn)器之間的間距為Δ，Δ與推進(jìn)器電極之間間隙d的變化會(huì)影響并聯(lián)之后的總推力。Barrett通過實(shí)驗(yàn)給出了兩個(gè)推進(jìn)器并聯(lián)之后的總推力與參數(shù)Δ/d的關(guān)系，該關(guān)系滿足指數(shù)函數(shù)形式

(10)

式(10)中，F(xiàn)Δ/d≈1為當(dāng)Δ/d≈1時(shí)推進(jìn)器的推力。通過Barrett研究的并聯(lián)規(guī)律可知，當(dāng)推進(jìn)器的并聯(lián)間隙Δ大于推進(jìn)器的電極間隙d時(shí)，推進(jìn)器之間的相互影響很小。

3 等離子推進(jìn)無人機(jī)整體電空氣動(dòng)力學(xué)

3.1 等離子推進(jìn)無人機(jī)單推進(jìn)器仿真

根據(jù)文獻(xiàn)[24]，空氣的離子遷移率μ的范圍為1.9×10-4～3.5×10-4(m2·V-1·s-1)，取μ=3×10-4(m2·V-1·s-1)。根據(jù)文獻(xiàn)[20]的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可以計(jì)算出與用32AWG(直徑為0.2mm)的發(fā)射極時(shí)的電暈放電有關(guān)的無量綱系數(shù)C0=7.2×10-12。通過式(7)與式(8)，可得單位長(zhǎng)度推進(jìn)器產(chǎn)生的推力與工作電壓的關(guān)系曲線(如圖7所示)。

圖7 單位長(zhǎng)度推力與工作電壓的關(guān)系曲線Fig.7 Unit length thrust and working voltage curve

經(jīng)過比較分析，圖7的仿真結(jié)果與文獻(xiàn)[20，24]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本一致。從圖7中可以看出，隨著工作電壓的升高，單位長(zhǎng)度推進(jìn)器所能產(chǎn)生的推力單調(diào)遞增。同時(shí)，在相同電壓下，等離子推進(jìn)器電極的間隙越小，所能產(chǎn)生的推力越大。圖7是根據(jù)推導(dǎo)公式進(jìn)行的理論計(jì)算，在實(shí)際情況中存在推進(jìn)器電極組間隙d越小、越容易出現(xiàn)電弧放電的情況，這時(shí)推進(jìn)器的電流將迅速增大，甚至無法輸出推力。因此，選取一個(gè)數(shù)值較大的d并加載一個(gè)較大的工作電壓，便能夠得到一個(gè)比較大的推力。

3.2 等離子推進(jìn)無人機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型

本文在建立等離子推進(jìn)無人機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型時(shí)，將等離子推進(jìn)無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)視為六自由度剛體運(yùn)動(dòng)，以地面坐標(biāo)系為慣性參考系，并假設(shè)由等離子推進(jìn)無人機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的推力通過等離子推進(jìn)無人機(jī)質(zhì)心，不產(chǎn)生推力矩[31]。作用于等離子推進(jìn)無人機(jī)的空氣動(dòng)力可以沿速度坐標(biāo)系的3個(gè)坐標(biāo)軸分解為阻力D、升力L和側(cè)向力C三個(gè)分量?？諝鈩?dòng)力的大小與來流的動(dòng)壓頭q和無人機(jī)的特征面積S的關(guān)系如式(11)所示

(11)

式(11)中，CD為阻力系數(shù)，CL為升力系數(shù)，CC為側(cè)向力系數(shù)。阻力系數(shù)、升力系數(shù)等氣動(dòng)參數(shù)可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得或通過計(jì)算流體力學(xué)有限元分析軟件進(jìn)行氣動(dòng)特性計(jì)算獲得。將等離子推進(jìn)無人機(jī)質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)矢量方程向航跡坐標(biāo)系中投影，可得

(12)

根據(jù)飛行速度和位置間的關(guān)系，等離子推進(jìn)無人機(jī)在地面坐標(biāo)系下的質(zhì)心運(yùn)動(dòng)學(xué)方程

(13)

在非平靜大氣條件下，需考慮風(fēng)速對(duì)飛行的影響。等離子推進(jìn)無人機(jī)相對(duì)地面的速度V、相對(duì)氣流的速度VU與風(fēng)速VW的關(guān)系可以由式(14)表示

V=VU+VW

(14)

式(14)中，VU可以由式(15)表示

(15)

(16)

在本文的仿真當(dāng)中，只考慮了等離子推進(jìn)無人機(jī)的質(zhì)心平動(dòng)，未考慮姿態(tài)角的變化，所以沒有給出氣動(dòng)力矩和姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。由于本文中的等離子推進(jìn)無人機(jī)使用離子風(fēng)推進(jìn)，沒有燃料消耗，所以其質(zhì)量變化可表示為

dm/dt=0

(17)

3.3 等離子推進(jìn)無人機(jī)的整體動(dòng)力學(xué)仿真

本文在對(duì)等離子推進(jìn)無人機(jī)做整體動(dòng)力學(xué)仿真時(shí)，將無人機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)的飛行緯度進(jìn)行了簡(jiǎn)化，僅考慮其在豎直平面內(nèi)的運(yùn)動(dòng)，并忽略了大氣擾動(dòng)和高度對(duì)大氣的影響。無人機(jī)采用了NACA0010翼型的機(jī)翼，由三維建模軟件估算得出的整體重量為2.45kg。假設(shè)無人機(jī)飛行的初速度為4.8m/s，速度方向與水平方向的夾角為6°，飛行過程中無人機(jī)的飛行姿態(tài)(俯仰角)保持不變。推進(jìn)器為2個(gè)串聯(lián)為一組，4組并聯(lián)在一起，一共包括8個(gè)推進(jìn)器。推進(jìn)器發(fā)射極采用AWG32線徑，電極間隙為d(d=60mm)，并聯(lián)電極之間的距離為Δ(Δ=100mm)。由式(10)可知，當(dāng)推進(jìn)器的并聯(lián)間隙Δ大于推進(jìn)器的電極間隙d時(shí)，推進(jìn)器之間的相互影響很小。在仿真中，可以認(rèn)為8個(gè)推進(jìn)器的推力是累加的。通過對(duì)推進(jìn)器施加不同的電壓，仿真時(shí)間為20s，可以得到如圖8的4條曲線。

圖8 等離子推進(jìn)無人機(jī)的整體動(dòng)力學(xué)仿真圖Fig.8 Simulation diagram of plasma-propelled UAV overall dynamics

從圖8的仿真結(jié)果可以看出，無推力飛行曲線與對(duì)推進(jìn)器施加電壓的飛行曲線有很明顯的差異。當(dāng)施加40kV電壓時(shí)，無人機(jī)能夠保持穩(wěn)定飛行，而在無推力情況下，無人機(jī)靠初速度僅僅能夠達(dá)到10m的飛行距離(在初始高度為1m的情況下)。對(duì)比有推力情況下的3組曲線可知，當(dāng)施加41kV電壓時(shí)無人機(jī)的飛行軌跡是緩慢上升的；當(dāng)施加40kV電壓時(shí)無人機(jī)能夠穩(wěn)定飛行，高度幾乎不變；當(dāng)施加39kV電壓時(shí)，無人機(jī)飛行軌跡向下，高度下降，但在穩(wěn)定時(shí)的飛行軌跡也是一條直線。3組曲線初始速度的大小方向和無人機(jī)的俯仰角均相同，因此，若在飛行過程中施加控制，改變俯仰角，則41kV對(duì)應(yīng)的曲線也可以維持高度不變的飛行，而39kV對(duì)應(yīng)的曲線則有可能無法保持飛行高度。由此可以看出，施加的工作電壓越大，等離子推進(jìn)器的推力越大，也就越容易保持穩(wěn)定的飛行。由此可見，通過優(yōu)化推進(jìn)器結(jié)構(gòu)，施加足夠高的電極組電壓，等離子推進(jìn)無人機(jī)能夠穩(wěn)定飛行。但受制于輕質(zhì)高電壓生成技術(shù)的限制，目前等離子推進(jìn)無人機(jī)所能產(chǎn)生的推力加速度較小，在后續(xù)的樣機(jī)研制中還需要對(duì)無人機(jī)的氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，以獲得較好的氣動(dòng)特性，有利于等離子推進(jìn)無人機(jī)的飛行。

4 結(jié) 論

本文針對(duì)一種新興的等離子推進(jìn)無人機(jī)概念開展了電空氣動(dòng)力學(xué)研究，并通過數(shù)值仿真論證了等離子推進(jìn)系統(tǒng)作為無人機(jī)主推力系統(tǒng)的應(yīng)用可行性。這種等離子推進(jìn)無人機(jī)利用一種非對(duì)稱高壓電極組電暈放電實(shí)現(xiàn)空氣電離，并通過高壓電場(chǎng)實(shí)現(xiàn)了離子加速，從而產(chǎn)生了推力，推動(dòng)無人機(jī)飛行。單等離子推進(jìn)器的數(shù)值仿真結(jié)果表明，隨著工作電壓的升高，單位長(zhǎng)度推進(jìn)器所能產(chǎn)生的推力單調(diào)遞增。同時(shí)，在施加電壓相同的情況下，等離子推進(jìn)器的電極間隙越小，所能產(chǎn)生的推力越大。等離子推進(jìn)無人機(jī)的飛行仿真結(jié)果表明，通過優(yōu)化等離子推進(jìn)器結(jié)構(gòu)，施加足夠高的電極組電壓，等離子推進(jìn)無人機(jī)能夠?qū)崿F(xiàn)穩(wěn)定的飛行。