基于AC-DBD等離子體激勵的NACA0012翼型動態(tài)失速控制

沙 珺, 史志偉, 陳 臻, 姚張奕

(南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院空氣動力學(xué)系非定常空氣動力學(xué)與流動控制工信部重點實驗室, 江蘇南京 210016)

引 言

動態(tài)失速現(xiàn)象是指飛行器或飛行部件在做非定常運動時, 因繞流分離導(dǎo)致翼型上表面大范圍氣流分離使起始失速發(fā)生動態(tài)延遲這一復(fù)雜非定常氣動現(xiàn)象[1]. 該現(xiàn)象普遍存在于快速俯仰機動的戰(zhàn)斗機機翼[2]、 直升機旋翼的槳葉[3]、 垂直軸風(fēng)力機葉片[4]等. 與翼型靜態(tài)失速不同, 動態(tài)失速會明顯延遲氣流分離和失速現(xiàn)象的發(fā)生, 使之在超過靜態(tài)失速角而不超過動態(tài)失速角的范圍內(nèi), 仍能保持較高的氣動效益, 但同時超過動態(tài)失速角后, 該現(xiàn)象也會導(dǎo)致升力陡降、 阻力陡增、 氣動特性急劇惡化乃至顫振等問題[5].

幾十年來, 各國均對動態(tài)失速進行了大量研究. 研究早期是為了理解和預(yù)測各種情況下槳葉俯仰振蕩的氣動特性問題; 而之后各國對高性能飛行器提出的“過失速機動”等要求, 則成為研究主要目標. 早在20世紀 70 年代中期, 世界各國就開始對戰(zhàn)斗機動態(tài)失速區(qū)域范圍內(nèi)大攻角機動的空戰(zhàn)效能進行研究. 20世紀80年代初, 聯(lián)邦德國的Herbst就首先提出了“超機動性”概念[6], 認為未來近距離空戰(zhàn)要求戰(zhàn)斗機具有快速機動能力, 必須采用過失速機動技術(shù), 因此世界各國都十分重視與該技術(shù)有關(guān)的動態(tài)失速方面的研究.

關(guān)于動態(tài)失速的成因, 國內(nèi)外諸多學(xué)者已經(jīng)達成了共識, 正常條件下翼型前緣逆壓梯度和繞流分離是動態(tài)失速發(fā)生的主要誘因. 基于這種論點, 國內(nèi)外陸續(xù)提出了幾種控制方法. 國內(nèi)西工大許和勇等使用充氣前緣技術(shù)對SC1095翼型進行控制[7], 結(jié)果表明該技術(shù)通過在翼型前緣下表面安裝彈性結(jié)構(gòu)氣囊改變氣動外形抑制前緣分離渦的產(chǎn)生和發(fā)展, 從而有效控制了動態(tài)失速. 楊慧強等使用聯(lián)合射流技術(shù)對NACA0012翼型進行控制[8], 結(jié)果表明該技術(shù)可以改善翼型動態(tài)失速特性. 國外如德國航空航天中心Heine等使用前緣圓柱形渦發(fā)生器對OA209翼型進行控制[9], 結(jié)果表明渦發(fā)生器降低了前緣動態(tài)失速渦的強度, 控制效果明顯. 韓國光州科技學(xué)院的Kim等使用脈沖射流技術(shù)對VR-12翼型進行控制[10], 結(jié)果表明該技術(shù)有效抑制了翼型下俯過程中的流動分離. 以上各種控制方法均通過改變失速過程中前緣的局部流動結(jié)構(gòu), 影響下游大范圍分離流動, 從而達到控制動態(tài)失速的效果.

等離子體控制具有響應(yīng)快、 激勵頻帶寬、 能耗低等優(yōu)點[11], 是流動控制領(lǐng)域熱門控制方式之一, 其在飛行器增升減阻[12-13]、 分離抑制[14]、 力矩控制[15]等方面具有廣泛應(yīng)用, 因此近些年國內(nèi)外也開展了關(guān)于等離子體動態(tài)失速控制方面的研究. 國內(nèi)西工大宋科等通過仿真計算對NACA0012翼型等離子體控制進行了研究[16], 結(jié)果表明等離子體激勵能抑制前緣渦的出現(xiàn)、 發(fā)展和脫落, 有效控制動態(tài)失速. 氣動院李國強等也通過實驗對S809翼型等離子體控制進行研究[17], 結(jié)果表明等離子體能有效控制翼型動態(tài)失速, 改善平均氣動力, 提高翼型氣動效率, 減小升力及力矩系數(shù)曲線的遲滯環(huán)面積. 國外Singhou等使用納秒脈沖等離子體控制技術(shù)對NACA0015翼型進行控制[18], 結(jié)果表明激勵頻率會影響控制效果, 頻率越高, 升力及俯仰力矩系數(shù)越平滑且波動越小, 同時動態(tài)失速發(fā)展受到抑制, 峰值升力系數(shù)降低且俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)滯后.

本文通過動態(tài)測壓以及PIV技術(shù), 以等離子體應(yīng)用于NACA0012翼型動態(tài)失速控制為主要研究內(nèi)容, 研究等離子體激勵對翼型俯仰及耦合運動下動態(tài)失速的控制效果, 并通過改變運動頻率、 激勵頻率等相關(guān)參數(shù)研究影響等離子體控制效果的各種因素, 為后續(xù)研究提供數(shù)據(jù)基礎(chǔ).

1 實驗設(shè)備

1.1 風(fēng)洞

本實驗在南京航空航天大學(xué)1 m非定常低速風(fēng)洞中進行, 風(fēng)洞實驗段長1.7 m, 出口截面為1.5 m ×1.0 m矩形開口, 設(shè)計最高風(fēng)速為40 m/s, 最小穩(wěn)定風(fēng)速為5 m/s, 湍流度0.08%. 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)如圖1所示.

圖1 風(fēng)洞結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 1 Wind tunnel structure

1.2 二自由度耦合運動機構(gòu)

為了實現(xiàn)二維翼型的俯仰、 浮沉及耦合運動, 使用了一套兩自由度耦合運動機構(gòu), 如圖2所示. 該機構(gòu)主要由兩部分組成: 一個是控制浮沉運動的位移平臺, 由伺服電機驅(qū)動按照一定規(guī)律產(chǎn)生直線運動, 用以模擬翼型浮沉運動, 另一個是控制俯仰運動的旋轉(zhuǎn)電機, 帶動模型旋轉(zhuǎn)用于模擬翼型繞轉(zhuǎn)軸的俯仰運動, 旋轉(zhuǎn)電機安裝在位移平臺上且互相獨立. 該機構(gòu)浮沉運動范圍為±125 mm, 運動頻率可超過2 Hz; 俯仰運動范圍±60°, 運動頻率可超過4 Hz. 浮沉運動位移量由位移平臺上的位移傳感器測量, 俯仰運動時的角度則由安裝在轉(zhuǎn)軸上的高精度角度編碼器測量.

該運動機構(gòu)配合相關(guān)運動控制系統(tǒng), 能夠完成以下幾種運動模式: (1)指定迎角下的靜止狀態(tài); (2)指定俯仰角范圍和運動頻率的俯仰運動; (3)指定位移距離和運動頻率的浮沉運動; (4)指定俯仰角范圍、 位移距離、 運動頻率和相位差的耦合運動. 該機構(gòu)在每次運動結(jié)束后自動輸出相關(guān)運動時間、 俯仰角度及位移文件便于后續(xù)處理.

圖2 二自由度耦合運動機構(gòu)Fig. 2 Coupling mechanism with two degrees of freedom

該二自由度運動機構(gòu)額外安裝了一個繼電器, 配合位移傳感器、 角度編碼器、 運動控制系統(tǒng)以及外接信號發(fā)生器和同步器， 可以實現(xiàn)實驗相關(guān)的同步觸發(fā)等操作. 該機構(gòu)在電源部分外接一個單項交流三級濾波器, 用以過濾外接電源電壓波動及伺服電機運行對測量結(jié)果產(chǎn)生的干擾.

1.3 實驗?zāi)Ｐ图凹钇?/h3>

實驗以NACA0012翼型為研究對象, 模型弦長300 mm, 展長1 m, 轉(zhuǎn)軸位于25%弦線處. 翼型表面開測壓孔， 外接測壓管與壓力傳感器相連接進行壓力分布測量. 模型圖及測壓孔坐標如圖3和表1所示, 其中上表面測壓孔編號從前到后為1～28, 下表面為29～42.

模型上表面前緣位置布置等離子體激勵器. 考慮到控制機理、 實驗參數(shù)及干擾性等相關(guān)問題, 采用單極表面介質(zhì)阻擋放電(dielectric-barrier-discharge, DBD)激勵器, 銅箔作電極, 正負極銅箔寬度均為3 mm, 對前緣測壓孔密集分布影響較小, 放電介質(zhì)使用Kapton膠帶(聚酰亞胺膠帶), 激勵器結(jié)構(gòu)及實物圖如圖4所示.

圖3 實驗?zāi)Ｐ蛨DFig. 3 Experimental model diagram

表1 測壓孔坐標

圖4 激勵器結(jié)構(gòu)及實物圖Fig. 4 Structural and physical pictures of the actuator

激勵器采用毫秒級低溫AC等離子體實驗電源, 輸出電壓的調(diào)節(jié)范圍為0～30 kV, 頻率為 10 kHz, 波形為正弦波. 電源帶有頻率調(diào)制裝置, 調(diào)制頻率范圍為1～500 Hz, 占空比可調(diào), 可通過調(diào)制輸出不同強度、 頻率以及占空比的激勵電壓. 實驗電源及相關(guān)調(diào)制裝置如圖5所示.

圖5 低溫AC等離子體實驗用電源及調(diào)制裝置Fig. 5 AC plasma power supply and modulation device

1.4 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

(1)壓力測量系統(tǒng)

實驗中壓力測量系統(tǒng)主要由PSI壓力掃描閥組成, 如圖6所示. 該套系統(tǒng)可通過外觸發(fā)模式, 配合運動機構(gòu)輸出的外觸發(fā)信號, 實現(xiàn)同步觸發(fā)采集及鎖相采集等相關(guān)功能. 該套系統(tǒng)具有64個采集通道, 采集頻率最高可達335 Hz, 結(jié)合下文實驗方案及誤差分析, 系統(tǒng)參數(shù)滿足實驗要求.

圖6 PSI壓力測量系統(tǒng)Fig. 6 PSI pressure measurement system

(2)粒子圖像測量系統(tǒng)

該粒子圖像測量系統(tǒng)所用光源為鐳寶公司Vlite-200 PIV激光器, 輸出功率為20～200 mJ, 最大工作頻率為15 Hz , 脈沖寬度6～8 ns. 所用圖像采集裝置為TSI公司的PIVCAM10-30互/自相關(guān)CCD數(shù)字相機, 分辨率為 2 048×2 048 像素, 雙幀頻為14幀/秒, 每兩幀最小時間間隔約為1 μs. 該系統(tǒng)存在外觸發(fā)接口, 可配合二自由度運動機構(gòu)外觸發(fā)輸出信號實現(xiàn)同步采集以及鎖相采集等相關(guān)功能用以克服系統(tǒng)采集頻率較低的不足, 完成相關(guān)數(shù)據(jù)測量, 提高數(shù)據(jù)準確性. 整個粒子圖像測量系統(tǒng)如圖7所示.

圖7 粒子圖像測量系統(tǒng)Fig. 7 Particle image measurement system

2 實驗方案及誤差分析

2.1 實驗方案

研究表明影響翼型俯仰運動動態(tài)失速發(fā)展的因素主要有翼型氣動外形[19]、 來流Mach數(shù)[20]、 運動頻率等[21-22], 另外耦合運動中浮沉運動對應(yīng)等效迎角及耦合運動相位差也會對動態(tài)失速的發(fā)展產(chǎn)生影響. 本文實驗選定模型為NACA0012翼型, 來流速度固定為10 m/s, 對應(yīng)基于弦長的Reynolds數(shù)為 2.05×105, 主要研究模型運動參數(shù)及激勵器激勵參數(shù)對等離子體動態(tài)失速控制效果的影響.

(1)模型運動參數(shù)的確定

本文實驗?zāi)Ｐ蜑镹ACA0012翼型, 氣動外形為中等厚度翼型, 為保證翼型動態(tài)失速為深失速過程, 其俯仰運動角度確定為0°～28°. 研究表明動態(tài)實驗存在以下運動參數(shù)相似性準則[23-24]

(1)

(2)

式中,f為翼型對應(yīng)運動頻率,c為翼型弦長,u∞為來流速度,h為翼型浮沉運動距離的一半. 式(1)中k+為俯仰運動下的減縮頻率， 對應(yīng)俯仰運動頻率相似參數(shù)， 式(2)中Ste為浮沉運動下的Strouhal數(shù)， 對應(yīng)浮沉運動頻率相似參數(shù).

根據(jù)以上運動參數(shù)相似準則, 結(jié)合相關(guān)文獻以及二自由度運動機構(gòu)相關(guān)運動參數(shù)限制, 實驗涉及的俯仰及浮沉運動參數(shù)設(shè)計方案如表2所示.

表2 俯仰及浮沉運動參數(shù)設(shè)計表

根據(jù)表2, 確定相關(guān)俯仰和浮沉運動方程如下

α(t)=14-14cos(2πft)

(3)

h(t)=hcos(2πft+θ)

(4)

其中，t為運動時間,θ為耦合運動中俯仰和浮沉運動的相位差, 實驗中分別取0π, 0.5π, 1π和1.5π. 式(3)為俯仰運動方程, 式(4)為浮沉運動方程.

(2)激勵器激勵參數(shù)的確定

研究表明影響激勵器控制效果的激勵參數(shù)主要為激勵器激勵電壓和激勵頻率[25-26], 其中關(guān)于激勵頻率的確定, 有以下公式

F+=fsc/u∞

(5)

其中，fs為激勵器激勵頻率,F+對應(yīng)歸一化激勵頻率, 且F+約等于1時控制效果最好. 因此設(shè)計以下兩組實驗方案:

第一組實驗: 激勵電壓對控制效果的影響. 分別取激勵電壓UPP為0, 8, 10 kV, 探究激勵電壓對激勵器控制效果的影響;

第二組實驗: 激勵頻率對控制效果的影響. 在激勵電壓恒定為8 kV的情況下, 通過調(diào)制器調(diào)節(jié)電源占空比為50%, 從而將激勵模式從連續(xù)激勵改變?yōu)?0, 35, 100 Hz低頻激勵, 對應(yīng)F+分別為 0.3, 1.05, 3, 探究變激勵頻率對激勵器控制效果的影響.

2.2 實驗誤差分析

(1)偶然誤差修正. 因動態(tài)實驗非定常性及每次測量結(jié)果的不可重復(fù)性, 實驗結(jié)果存在相應(yīng)偶然誤差[27]. 本文實驗通過多次重復(fù)實驗取得足夠數(shù)量的實驗數(shù)據(jù)并進行平均化處理以減少上述偶然誤差.

(2)外接測壓管誤差修正. 由于條件限制, 本文實驗通過外接測壓管至壓力傳感器進行壓力測量而不是直接在翼型表面安裝壓力傳感器. 研究表明, 外接測壓管測得的壓力信號會產(chǎn)生畸變[28-29], 須對其頻響特性進行測定, 若畸變過大則必須進行相關(guān)數(shù)據(jù)修正.

給定已知變化流場, 對由外接測壓管測得的壓力數(shù)據(jù)和由壓力傳感器直接測得的數(shù)據(jù)進行對比分析, 其頻響特性曲線如圖8所示, 其中M為幅值比， φ為相位差.

(a) Amplitude ratio

(b) Phase difference圖8 模型測壓管頻響特性曲線圖Fig. 8 Frequency response curve of pressure tube in model

實驗結(jié)果表明, 壓力變化頻率小于10 Hz的情況下, 外接測壓管對壓力數(shù)據(jù)產(chǎn)生的影響較小. 本文實驗中流場隨運動狀態(tài)變化頻率小于1 Hz, 可以近似認為測壓系統(tǒng)測得的數(shù)據(jù)準確, 誤差可忽略.

(3)環(huán)境誤差修正. 除了以上實驗設(shè)計本身存在的誤差外, 實驗環(huán)境也存在相關(guān)干擾導(dǎo)致誤差, 如運動機構(gòu)運行時產(chǎn)生的微小振動、 風(fēng)洞運行時的洞壁振動、 等離子體電磁干擾等. 本文針對以上實驗環(huán)境導(dǎo)致的誤差均進行了相關(guān)處理, 如在系統(tǒng)數(shù)據(jù)采集端安裝高頻濾波器過濾高頻微小振動, 對所有數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進行電磁隔離抗干擾處理等, 通過以上方法降低實驗環(huán)境干擾產(chǎn)生的誤差.

3 數(shù)據(jù)結(jié)果分析

3.1 俯仰運動下等離子體控制效果

以翼型0.5 Hz頻率俯仰運動動態(tài)失速為例, 施加8 kV連續(xù)激勵前后升力及俯仰力矩系數(shù)曲線如圖9所示.

(a) Lift coefficient

(b) Pitching moment coefficient圖9 施加激勵前后翼型升力及俯仰力矩系數(shù)曲線Fig. 9 Curves of lift and pitching moment coefficient with/without excitation

如圖所示, 施加激勵后上仰0°～21°， 層流及渦量積累階段升力系數(shù)無明顯變化; 上仰21°～28°， 動態(tài)失速階段失速迎角明顯后移, 高升力系數(shù)階段范圍得到擴展; 下俯階段升力系數(shù)曲線提前回升. 總體來說, 施加激勵后, 翼型失速迎角延后, 最大升力系數(shù)提高, 升力系數(shù)提前回升, 動態(tài)失速影響范圍減小, 氣動特性明顯改善.

另外從圖像可以看出上仰階段22°～25°范圍內(nèi)施加激勵前升力系數(shù)陡降, 施加后仍維持較高升力系數(shù); 下俯階段17°～12°范圍內(nèi)施加激勵前升力系數(shù)較低, 施加后升力系數(shù)開始回升. 為探究等離子體激勵控制機理, 取激勵器開啟前后上仰22.5°及下俯16°翼型上表面壓力分布及渦量云圖進行分析, 如圖10， 11所示.

如圖所示可以發(fā)現(xiàn), 上仰階段施加激勵后流動分離現(xiàn)象得到明顯控制, 前緣壓力系數(shù)絕對值增大, 使得升力系數(shù)繼續(xù)維持較高水平, 失速迎角延后; 下俯階段施加激勵后翼型前緣提前開始流動再附, 前緣壓力系數(shù)絕對值回升, 使得升力系數(shù)提前回升, 提前脫離動態(tài)失速階段.

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖10 施加激勵前后翼型上仰22.5°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 10 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 22.5° upwards with/without excitation

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖11 施加激勵前后翼型下俯16°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 11 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 16° downwards with/without excitation

綜上, 以上實驗結(jié)果均表明等離子體激勵對于翼型動態(tài)失速控制具有良好效果. 在上仰階段, 施加等離子體激勵有效抑制了流動分離, 增大了動態(tài)失速迎角, 繼續(xù)保持較高升力系數(shù); 在下俯階段, 使流動再附提前, 升力系數(shù)提前回升; 從整體看, 等離子體激勵增大了動態(tài)失速迎角, 提前了升力系數(shù)的回升, 縮小了全過程動態(tài)失速的影響范圍, 使得翼型能在更大范圍迎角內(nèi)保持較高升力系數(shù), 削弱了動態(tài)失速的不利影響, 大大改善了翼型全階段的平均氣動特性.

3.2 不同參數(shù)下的等離子體控制效果

俯仰運動下影響等離子體控制效果的環(huán)境、 運動及激勵器設(shè)置參數(shù)有很多, 如Reynolds數(shù)、 Mach數(shù)、 俯仰運動頻率和幅度、 激勵電壓和激勵頻率等, 本文主要探究其中較為重要的俯仰運動頻率以及激勵頻率對等離子體控制效果的影響.

(1)不同俯仰運動頻率下的等離子體控制效果

相同激勵條件下, 運動頻率0.35， 0.5, 0.65 Hz 施加激勵前后翼型升力系數(shù)曲線如圖12所示. 從圖中可以看出隨著頻率增大, 動態(tài)失速迎角延后程度及升力系數(shù)提高程度有所降低, 等離子體控制效果減弱. 產(chǎn)生以上現(xiàn)象的原因可能是隨著頻率增大, 翼型動態(tài)效應(yīng)增強, 動態(tài)失速加劇, 使得相同激勵強度下的等離子體控制效果降低, 因此當俯仰運動頻率增加時須對應(yīng)增大激勵強度才能保證控制效果不出現(xiàn)明顯下降.

(2)不同激勵頻率下的等離子體控制效果

研究表明, 改變激勵頻率能明顯影響等離子體控制效果, 且式(5)中對應(yīng)F+約等于1時效果最好. 因此為提高控制效果, 以翼型0.5 Hz俯仰運動為對象, 研究不同激勵頻率對控制效果的影響. 不同激勵頻率下翼型升力系數(shù)曲線如圖13所示, 其中激勵頻率選擇分別為占空比50%的10， 35， 100 Hz 低頻激勵及連續(xù)激勵, 對應(yīng)F+分別為0.3， 1.05， 3以及300.

(a) f=0.35 Hz

(b) f=0.50 Hz

(c) f=0.65 Hz圖12 不同運動頻率下施加激勵前后翼型升力系數(shù)曲線Fig. 12 Lift coefficient curves of airfoil with/without excitation at different motion frequencies

圖13 不同激勵頻率下翼型升力系數(shù)曲線圖Fig. 13 Lift coefficient curves of airfoil at different excitation frequencies

由圖可以發(fā)現(xiàn), 改變激勵頻率對控制效果影響明顯. 相較于連續(xù)激勵, 低頻率激勵下上仰階段失速迎角延后不太明顯, 升力系數(shù)提高程度較低, 但下俯階段低頻激勵相較連續(xù)激勵能明顯提前流動再附, 并且頻率越低再附越早, 但過低的激勵頻率會導(dǎo)致流場非定常性增強, 從而導(dǎo)致升力系數(shù)波動變大, 易引發(fā)機翼顫振等不利氣動現(xiàn)象, 圖中10 Hz 激勵頻率對應(yīng)升力系數(shù)曲線大幅度波動也證明了以上問題. 另外, 由圖可知下俯階段控制效果隨激勵頻率提高變化明顯, 圖中激勵頻率僅從35 Hz 提高到100 Hz, 升力系數(shù)下降幅度明顯增大, 流動再附角度也從23°推遲到19°, 整體控制效果大幅下降. 綜上, 35 Hz激勵在該實驗方案內(nèi)平均控制效果最佳, 與文獻結(jié)論一致.

為探究連續(xù)激勵和35 Hz低頻激勵控制機理上的差異, 以施加激勵前后翼型上表面流場分布為研究對象, 圖14， 15分別為連續(xù)激勵及35 Hz激勵情況下上仰22.5°以及下俯16°的翼型上表面壓力分布及渦量云圖.

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖14 連續(xù)激勵及35 Hz激勵下翼型上仰22.5°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 14 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 22.5° upwards with continuous and 35 Hz excitation

(a) Pressure distribution

(b) Vorticity contour圖15 連續(xù)激勵及35 Hz激勵下翼型下俯16°上表面壓力分布及渦量云圖Fig. 15 Pressure distribution and vorticity contour on upper surface at 16° downwards with continuous and 35 Hz excitation

由圖14, 15可以看出在上仰22.5°情況下, 連續(xù)激勵相較于35 Hz激勵能更好抑制前緣流動分離, 前緣壓力系數(shù)絕對值提升幅度更大, 控制效果更好; 下俯16°則相反, 35 Hz激勵相較于連續(xù)激勵更快使得流動再附, 翼型前緣壓力系數(shù)絕對值回升幅度更大.

綜上, 翼型上仰0°～21°階段翼型上表面大部分時間處于層流狀態(tài), 等離子體基本無控制效果; 21°～28°動態(tài)失速現(xiàn)象發(fā)生階段連續(xù)激勵控制效果更好, 使得失速迎角明顯延后, 升力系數(shù)維持較高水平時間更久; 下俯階段35 Hz激勵則能夠更好誘導(dǎo)流動提前再附, 升力系數(shù)更早回升.

3.3 耦合運動動態(tài)失速特性及等離子體控制效果

研究表明, 浮沉運動對俯仰運動的影響可以看作等效迎角[30], 相關(guān)公式如下

αe=-tan-1[h′(t)/u∞]

(6)

其中，h′(t)為式(4)關(guān)于時間t的倒數(shù), 將式(4)帶入式(6)可得

αe=tan-1[2πfhsin(2πft+θ)/u∞]

(7)

當翼型做上浮運動時, 根據(jù)式(7)等效迎角為負, 升力系數(shù)相較俯仰運動會降低; 下沉運動同理, 等效迎角為正, 升力系數(shù)有所提高. 基于以上結(jié)果, 以運動頻率0.5 Hz浮沉距離±60 mm的耦合運動為研究對象, 研究相位差對翼型動態(tài)失速的影響. 不同相位差下耦合運動升力系數(shù)曲線如圖16, 上仰24.5°及下俯12°上表面壓力分布如圖17所示.

圖16 變相位差翼型耦合運動升力系數(shù)曲線Fig. 16 Lift coefficient curves with variable phase difference

(a) Pressure coefficient on upper surface at 24.5° upwards

(b) Pressure coefficient on upper surface at 12° downwards圖17 變相位差翼型上仰24.5°及下俯12°上表面壓力分布Fig. 17 Pressure distribution on upper surface at 24.5° upwards and 12° downwards with variable phase difference

由圖16, 17可知上仰階段到達動態(tài)失速角的相位差前后順序分別為0π, 1.5π, 0.5π和1π, 下俯階段流動再附順序則為0π, 0.5π, 1.5π和1π, 與將各相位差帶入式(7)所得理論結(jié)果一致.

從圖中可以看出, 耦合運動下翼型動態(tài)失速發(fā)展相較于純俯仰運動存在一定區(qū)別, 具體體現(xiàn)在不同相位差對動態(tài)失速發(fā)展的影響, 如0π相位差下翼型上仰過程完全動態(tài)失速及下俯過程流動再附最先發(fā)生, 整體升力系數(shù)曲線遲滯環(huán)面積最小, 動態(tài)失速程度在各相位差情況下最低, 而π相位差則正好相反. 總體來說, 耦合運動下動態(tài)失速氣動特性相較于純俯仰運動更加嚴重, 須對其進行流動控制.

為探究耦合運動情況下等離子體激勵控制效果, 以0.5 Hz運動頻率， ±60 mm浮沉距離， 0π相位差運動參數(shù)的耦合運動作為研究對象, 施加等離子體激勵前后升力及俯仰力矩系數(shù)如圖18所示, 上仰22.5°及下俯16°上表面壓力分布如圖19所示.

如圖18， 19所示, 對比圖9可以看出， 整體而言耦合運動下控制效果和純俯仰運動類似, 施加激勵后上仰過程流動分離被抑制, 動態(tài)失速迎角延后, 最大升力系數(shù)提高, 下俯階段流動再附提前, 升力系數(shù)回升提前, 整體氣動特性得到改善. 同時在同等條件下, 耦合運動下等離子體激勵存在一定控制效果, 但對比俯仰運動控制效果明顯降低, 延后動態(tài)失速角及提前流動再附的效果均沒有純俯仰運動好, 可能是耦合運動增強了翼型動態(tài)失速過程中的動態(tài)效應(yīng), 導(dǎo)致同等強度等離子體激勵控制效果的降低.

綜上, 耦合運動下動態(tài)失速相較于純俯仰運動更嚴重, 其中浮沉運動方程對應(yīng)的等效迎角及耦合運動相位差對其動態(tài)失速發(fā)展影響最大. 耦合運動下等離子體控制效果對比純俯仰運動有所降低, 因此同等條件下耦合運動的控制方案設(shè)計, 須提高對應(yīng)激勵強度才能獲得理想控制效果.

(a) Lift coefficient

(b) Pitching moment圖18 耦合運動施加激勵前后升力及俯仰力矩系數(shù)Fig. 18 Curves of lift and pitching moment coefficient with/without excitation in coupled motion

(a) Pressure coefficient on upper surface at 22.5° upwards

(b) Pressure coefficient on upper surface at 16° downwards圖19 施加激勵前后上仰22.5°及下俯16°上表面壓力分布Fig. 19 Pressure distribution on upper surface at 22.5° upwards and 16° downwards with/without excitation

4 結(jié)論

為改善翼型動態(tài)失速氣動特性, 以NACA0012翼型為研究對象, 基于等離子體控制技術(shù)在翼型前緣布置AC-DBD等離子體激勵器, 通過動態(tài)測壓及PIV技術(shù)針對翼型動態(tài)失速等離子體控制進行了相關(guān)研究. 研究表明, 等離子體激勵能顯著推遲動態(tài)失速迎角, 減小失速后升力系數(shù)陡降幅度, 提前升力系數(shù)回升, 減小升力及俯仰力矩系數(shù)曲線遲滯環(huán)面積, 改善全過程動態(tài)失速氣動特性.

(1)等離子體激勵通過動量注入能有效抑制前緣流動分離從而延遲動態(tài)失速迎角, 提前流動再附從而提前升力系數(shù)回升, 減小動態(tài)失速不利影響的范圍, 改善失速全過程氣動特性;

(2)翼型俯仰運動頻率會影響等離子體控制效果. 運動頻率越高, 翼型動態(tài)效應(yīng)越強, 激勵器控制效果越弱;

(3)激勵頻率對控制效果影響較大. 動態(tài)失速上仰層流階段基本無控制效果, 上仰失速階段連續(xù)激勵控制效果更好, 下俯流動再附階段低激勵頻率控制效果更好. 下俯再附階段激勵頻率越低, 流動再附越早, 但流場非定常性越強, 升力系數(shù)波動越大, 易出現(xiàn)抖振等不利現(xiàn)象, 下俯再附階段F+在1附近效果最好;

(4)耦合運動下翼型浮沉運動方程對應(yīng)等效迎角以及耦合運動相位差會對動態(tài)失速發(fā)展產(chǎn)生影響. 耦合運動下等離子體激勵能產(chǎn)生一定控制效果， 但相較于同等條件下的俯仰運動控制效果被削弱, 具體原因可能是耦合運動加強了翼型動態(tài)效應(yīng)， 從而減弱了激勵器控制效果.