基于等離子流動控制的翼型減阻技術(shù)

王元元 周鑄 陳明環(huán)

摘要：為研究基于等離子流動控制的減阻技術(shù)，基于Langtry-Menter轉(zhuǎn)捩模型提出邊界層轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬技術(shù)。該技術(shù)可有效結(jié)合轉(zhuǎn)捩模型與湍流模型，用標(biāo)準(zhǔn)模型驗證其精確性，為采用等離子流動控制抑制邊界層分離和轉(zhuǎn)捩研究提供數(shù)值模擬平臺。采用基于現(xiàn)象學(xué)模型的等離子流動控制數(shù)值模擬技術(shù)，對流動分離以及邊界層轉(zhuǎn)捩抑制進(jìn)行數(shù)值模擬，為基于等離子流動控制的翼型減阻技術(shù)提供參考。

關(guān)鍵詞：等離子流動控制;流動分離;邊界層;轉(zhuǎn)捩;現(xiàn)象學(xué)模型

中圖分類號：TP391.99;V211.412

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B

文章編號：1006-0871（2021）03-0067-06

DOI：10.13340/j.cae.2021.03.012

Abstract：To?study?the?drag?reduction?technology?based?on?plasma?flow?control，?the?numerical?simulation?technology?of?boundary?layer?transition?is?proposed?based?on?Langtry-Menter?transition?model.?The?technique?can?effectively?combine?the?transition?model?and?turbulence?model，?and?its?accuracy?is?verified?by?standard?model.?It?provides?a?numerical?simulation?platform?for?the?suppression?of?boundary?layer?separation?and?transition?by?plasma?flow?control.?The?numerical?simulation?technology?of?plasma?flow?control?based?on?phenomenological?model?is?adopted?to?numerically?simulate?the?flow?separation?and?boundary?layer?transition?suppression.?It?provides?a?reference?for?airfoil?drag?reduction?technology?based?on?plasma?flow?control.

Key?words：plasma?flow?control;flow?separation;boundary?layer;transition;phenomenological?model

0?引?言

基于等離子流動控制的飛行器氣動減阻技術(shù)是一種新概念減阻技術(shù)，典型的等離子激勵控制方式包括介質(zhì)阻擋放電、電弧放電、激光離子等，其中介質(zhì)阻擋放電和電弧放電等對高速流場中激波流動控制機理方面的研究較多[1-5]，可以驗證這些方法對某一范圍空氣流動中的分離、升阻特性和噪聲控制的有效性，揭示動量傳遞以及熱傳導(dǎo)效應(yīng)機理，尤其在抑制分離方面取得豐碩的成果。但是，在等離子激勵位置對邊界層轉(zhuǎn)捩抑制效果方面的系統(tǒng)性研究仍然缺乏。

本文面向分離、轉(zhuǎn)捩等問題和等離子控制技術(shù)，建立以N-S為主控方程的計算流體力學(xué)模型，對高壓納秒級脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子流動的控制進(jìn)行數(shù)值模擬，研究大型客機的超臨界翼型低速流動減阻控制，驗證該方法對分離抑制的有效性，并初步揭示等離子激勵位置對轉(zhuǎn)捩位置的抑制規(guī)律。

1?邊界層轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬

當(dāng)M=0.1、Re=1.0×106時，S809翼型自由轉(zhuǎn)捩計算的升力曲線、阻力特性曲線和力矩曲線數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的對比分別見圖1～3，上下表面轉(zhuǎn)捩點預(yù)測與風(fēng)洞試驗的結(jié)果對比見圖4。轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測較為準(zhǔn)確，可為本文開展邊界層轉(zhuǎn)捩抑制研究提供可靠的數(shù)值依據(jù)。

2?納秒級脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵模型

第一定律模型能夠準(zhǔn)確模擬真實空氣中的放電反應(yīng)，通過求解電荷連續(xù)方程、動量方程和電勢方程可模擬等離子體微尺度變化過程。然而，空氣為多組分氣體，放電反應(yīng)非常復(fù)雜，電荷連續(xù)方程和動量方程可以多到幾十個，求解難度和計算量也相當(dāng)大。

對基于現(xiàn)象學(xué)的模型進(jìn)行改進(jìn)完善，可以很好地描述等離子激勵器的工作原理，可明顯簡化與其他學(xué)科耦合數(shù)值模擬的復(fù)雜程度。

研究對象選擇納秒級高壓脈沖介質(zhì)阻擋放電等離子流場。對于納秒級脈沖放電，其放電周期處于10-8～10-9?s的量級，與電荷分布周期基本處于一個量級，流動周期約比等離子作用周期慢2個量級，因此可以認(rèn)為電荷重布是即時連續(xù)的，建立激勵器模型可以采用準(zhǔn)定常假設(shè)。

通過求解麥克斯韋方程模擬等離子體激勵器工作過程的計算量較為龐大，基于電荷重布時間、放電周期以及相應(yīng)時間之間在量級上的差異，可以推導(dǎo)電勢拉普拉斯方程和電荷誘導(dǎo)電勢泊松方程[9]，即

為進(jìn)一步進(jìn)行電場力分布求解，給出電勢和電荷分布邊界條件，分別見圖5和6。

對上述方程采用LUSGS[10]隱式時間進(jìn)行求解，空間離散格式采用Roe格式[11]，湍流模型采用SST?k-ω模型[12]。

3?基于等離子流動控制的分離抑制

以NACA0015翼型失速流動控制為研究對象，來流速度為34?m/s，迎角15°，將等離子激勵裝置置于上表面1%弦長位置，等離子激勵下的電場強度分布見圖7，控制前的流場分布和渦量場分布分別見圖8和9，等離子激勵器開啟后的流場分布和渦量場分布分別見圖10和11。由此可以看出，等離子激勵作用下，流場分離區(qū)域大小得到充分控制，將分離點的位置從前緣推遲到70%弦長位置，等渦量影響區(qū)大幅減小，分離控制效果明顯。

4?基于等離子流動控制的層流減阻

以自主設(shè)計的超臨界翼型邊界層轉(zhuǎn)捩流動控制為研究對象，來流速度為20?m/s，迎角為2°，電壓為12?kV，將等離子激勵產(chǎn)生的徹體力引入N-S方程的動量方程和能量方程，激勵器置于不同位置（10%、20%、30%、40%、50%弦長）對邊界層轉(zhuǎn)捩的不同控制效果（湍動能、摩阻等影響）見圖12～21。由此可以看出，原始翼型的轉(zhuǎn)捩點大致位于60%弦長處，隨著等離子激勵器位置從10%向后移動到50%弦長位置時，轉(zhuǎn)捩抑制效果呈現(xiàn)出先變好后變差的變化過程，即當(dāng)激勵器距離轉(zhuǎn)捩位置前方30%弦長時（x/c=0.3），控制效果最好，推遲轉(zhuǎn)捩位置近10%。

5?結(jié)?論

（1）基于轉(zhuǎn)捩模型的邊界層轉(zhuǎn)捩數(shù)值模擬技術(shù)，以S809翼型低速繞流的邊界層轉(zhuǎn)捩進(jìn)行模擬，通過與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)對比驗證該方法的精度。

（2）基于現(xiàn)象學(xué)模型的等離子流動控制數(shù)值模擬技術(shù)，對NACA0015分離流場進(jìn)行等離子控制模擬，結(jié)果將分離點位置后移70%，控制效果明顯。

（3）研究等離子流動控制技術(shù)對邊界層轉(zhuǎn)捩推遲的影響，以自主設(shè)計的超臨界翼型為研究對象，初步揭示低速狀態(tài)下激勵器位置對轉(zhuǎn)捩位置的影響，即激勵器距離轉(zhuǎn)捩位于前方合適位置時（太近或者太遠(yuǎn)都不合適）轉(zhuǎn)捩抑制效果最好。針對文中案例的翼型，當(dāng)激勵器距離轉(zhuǎn)捩位置前方30%弦長時控制效果最好，推遲轉(zhuǎn)捩位置近10%。

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（編輯?武曉英）