等離子體冰形調(diào)控改善翼型/機(jī)翼氣動性能的試驗(yàn)研究

梁 華，謝理科，吳 云，劉雪城，蘇 志，白成宏

(1. 空軍工程大學(xué) 等離子體動力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710038；2. 中國人民解放軍95889部隊)

0 引言

當(dāng)飛行器在結(jié)冰氣象條件下飛行時，云層中的過冷水滴會撞擊在飛行器迎風(fēng)表面并結(jié)冰。飛行器關(guān)鍵部位結(jié)冰會嚴(yán)重影響飛行器的氣動性能及操縱性[1-3]。比如，風(fēng)擋玻璃結(jié)冰會嚴(yán)重影響飛行視線[4-5]；進(jìn)氣道唇口或葉片結(jié)冰會嚴(yán)重降低發(fā)動機(jī)效率甚至?xí)茐陌l(fā)動機(jī)[6-7]；機(jī)翼結(jié)冰會破壞其型面，影響其氣動性能，使升力迅速降低，阻力明顯增加，增加飛機(jī)的重量，嚴(yán)重時甚至可能導(dǎo)致墜機(jī)[8-11]。飛行器氣動性能及操縱性的破壞會降低其安全性，因此飛行器防除冰技術(shù)的研究至關(guān)重要。

目前，飛機(jī)防除冰技術(shù)多種多樣，比如化學(xué)液防除冰技術(shù)[12-14]、熱力防除冰技術(shù)[15-17]、機(jī)械除冰技術(shù)[18-20]等，但是各自優(yōu)缺點(diǎn)明顯，其發(fā)展在一定程度上受到限制。因此，現(xiàn)有的防除冰技術(shù)需要進(jìn)一步研究并做出突破，才能更好地實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用。在現(xiàn)有防除冰技術(shù)不斷改進(jìn)的同時，新型高效的防除冰技術(shù)也在不斷地涌現(xiàn)，如超疏水材料防冰技術(shù)[21-22]、等離子體防除冰技術(shù)[23-25]等，這些均表現(xiàn)出良好的防冰或除冰效果，為防除冰技術(shù)的發(fā)展提出了新的思路。

在已公開的文獻(xiàn)中，基于等離子體進(jìn)行電網(wǎng)輸電線防除冰方法的提出首次出現(xiàn)在2006年美國專利中[26]。而后，在2014年西北工業(yè)大學(xué)和德國宇航院的雙邊交流會上，孟宣市等對等離子體防除冰的研究進(jìn)行介紹，為等離子體防除冰在飛行器上的應(yīng)用研究奠定基礎(chǔ)[27-29]。2016年，Broecke[30]進(jìn)行了等離子體靜態(tài)除冰研究。研究表明，等離子體激勵器可以作為除冰裝置，在一定條件下具有除冰能力，不同絕緣材料及其幾何尺寸會影響等離子體激勵器的加熱效率。2018年，Liu等[31-32]通過風(fēng)洞試驗(yàn)，采用控制變量法研究了來流速度、環(huán)境溫度、翼型迎角、激勵頻率等分別對等離子體激勵防冰效果的影響規(guī)律。西北工業(yè)大學(xué)田永強(qiáng)等[33]設(shè)計了兩種不同構(gòu)型等離子體防冰激勵器并進(jìn)行防冰試驗(yàn)研究，結(jié)果表明等離子體激勵防冰的機(jī)理為通過氣體放電及液體放電保持翼型表面的熱平衡。2019年，Kolbakir等[34]將等離子體激勵防冰與超疏水材料防冰結(jié)合，在翼型前緣布置等離子體激勵器防止前緣結(jié)冰，翼型蒙皮采用超疏水材料防止溢流水在后緣結(jié)冰，解決了溢流水后緣結(jié)冰的問題。同年，魏彪等[35-37]提出了“流向等離子體熱刀”方法，進(jìn)行等離子體防除冰試驗(yàn)研究，效果顯著，并平衡放電能量及防冰消耗能量，推導(dǎo)出“流向等離子體熱刀”防冰能量準(zhǔn)則。

從等離子體防除冰研究現(xiàn)狀來看，以冰風(fēng)洞試驗(yàn)研究參數(shù)規(guī)律及機(jī)理為主。而等離子體防除冰技術(shù)研究的根本目的是保障飛行安全，隨著等離子體防除冰技術(shù)逐漸成熟，需要轉(zhuǎn)換研究思路，從冰風(fēng)洞試驗(yàn)到飛行試驗(yàn)，考慮無人機(jī)飛行試驗(yàn)階段的激勵器布局及能量消耗。由于無人機(jī)載重、體積及能量等方面的限制，絕大多數(shù)并不具備機(jī)翼防除冰裝置，只能“躲冰”飛行，存在關(guān)鍵時刻飛不起來的重大風(fēng)險。而隨著無人機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，其在軍事打擊、民用運(yùn)輸、人工降雨等領(lǐng)域的應(yīng)用會越來越廣泛。而無人機(jī)一旦結(jié)冰，就有很大可能性造成任務(wù)失敗，嚴(yán)重時可引發(fā)墜機(jī)。因此，如何使等離子體防除冰裝置在無人機(jī)上成功應(yīng)用來保證飛行安全是需要突破的關(guān)鍵問題，同時也為等離子體防除冰技術(shù)在大飛機(jī)上的應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

本文從系統(tǒng)工程的角度出發(fā)，提出“面向飛行安全的等離子體冰形調(diào)控”方法，并設(shè)計等離子體冰形調(diào)控激勵器，通過冰風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證不同結(jié)冰條件下等離子體冰形調(diào)控的可行性，由風(fēng)洞試驗(yàn)及無人機(jī)飛行試驗(yàn)進(jìn)一步獲得調(diào)控規(guī)律及驗(yàn)證調(diào)控方法的可行性。該方法有望克服能量約束，為等離子體防除冰技術(shù)在飛機(jī)的應(yīng)用提供創(chuàng)新思路。

1 試驗(yàn)系統(tǒng)

等離子體冰形調(diào)控激勵器設(shè)計如圖1所示。主要由等離子體加熱單元與非加熱單元組成，在防冰過程中保證等離子體加熱區(qū)域不結(jié)冰，非加熱區(qū)域自由結(jié)冰，則等離子體冰形調(diào)控激勵器會將展向連續(xù)冰調(diào)控為間斷冰，形成類似波浪形的翼型前緣。定義單個冰形寬度與翼型弦長比為無量綱冰形尺寸（d/c）和單個冰形寬度與單個無冰間隙寬度（等離子體加熱單元寬度）比為無量綱調(diào)控比例（d/l）。

圖1 間斷布置的激勵器Fig. 1 Intermittently arranged actuators

如圖2所示，等離子體激勵防除冰風(fēng)洞為閉口回流式結(jié)冰風(fēng)洞，液態(tài)水含量（ALWC）通過噴嘴的數(shù)量來調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)范圍為0.5 g/m3至3 g/m3，水滴平均體積直徑（dMVD）可通過供水與供氣壓力配比調(diào)節(jié)，調(diào)節(jié)范圍為20 μm至50 μm之間，試驗(yàn)段實(shí)際可調(diào)控溫度范圍為0 ℃～-30 ℃，最高風(fēng)速為120 m/s，可連續(xù)工作4小時。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)主要包含電參數(shù)采集系統(tǒng)、動態(tài)防冰過程采集系統(tǒng)。

圖2 冰風(fēng)洞各系統(tǒng)安裝布置示意圖Fig. 2 Installation and layout of various systems in the ice wind tunnel

試驗(yàn)翼型選擇NACA0012翼型，連接彎刀安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段，如圖3所示。翼型弦長為180 mm，展長為760 mm。試驗(yàn)獲得的升阻力系數(shù)曲線通過六分量測力天平測定，根據(jù)國家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB 1061，準(zhǔn)度的合格指標(biāo)為0.4%～0.5%，精度的合格指標(biāo)為0.1%～0.2%。表1為天平靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果。

表1 靜態(tài)標(biāo)定結(jié)果表Table 1 Static calibration results

圖3 風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)示意圖Fig. 3 Airfoil and wind tunnel force measuring device

如圖4所示，以具有直翼低速無人機(jī)（UAV）作為驗(yàn)證平臺。翼展（S）和平均氣動弦長（c）分別為3.87 m和0.36 m，展弦比為10.8。飛機(jī)的總重量（m）為25.7 kg，最大飛行速度可達(dá)40 m/s。冰形形狀為結(jié)冰15 min后的冰，形狀為明冰，有角冰，翼根處最大厚度為7.8 mm，最小厚度為3.1 mm，平均厚度為4.2 mm。將帶有兩個風(fēng)向標(biāo)的皮托管安裝在機(jī)頭，用于測量空氣速度（Va）、迎角（α）和偏航角。按照慣例，在重力點(diǎn)建立體坐標(biāo)系，x軸、y軸和z軸負(fù)方向分別與機(jī)身、展向和向下方向?qū)R。

圖4 無人機(jī)冰形調(diào)控示意圖Fig. 4 UAV ice shape modulation platform

2 結(jié)果與討論

2.1 等離子體冰形調(diào)控切冰的實(shí)現(xiàn)

分別設(shè)計了調(diào)控間距為1 cm與2 cm的等離子體冰形調(diào)控激勵器，進(jìn)行不同加熱單元尺度對等離子體冰形調(diào)控的影響研究。圖5（a）為調(diào)控間距1 cm激勵器示意圖。其單個加熱單元展向?qū)挾葹? cm，加熱單元內(nèi)高壓電極寬度為2 mm，間距6 mm。根據(jù)試驗(yàn)翼型尺寸，布置三個加熱單元，每個加熱單元之間間距4 cm，以保證各加熱單元之間互不影響且能夠出現(xiàn)明顯的類波浪形前緣。圖5（b）為調(diào)控間距2 cm激勵器示意圖。其單個加熱單元展向?qū)挾葹? cm，加熱單元內(nèi)高壓電極寬度為2 mm，間距7 mm。布置兩個加熱單元，每個加熱單元之間間距6 cm，能夠反映類波浪形前緣的特征。

圖5 不同調(diào)控間距等離子體激勵器示意圖Fig. 5 Plasma actuators with different modulating spacings

分別采用以上兩種構(gòu)型激勵器，在ALWC= 0.5 g/m3、dMVD= 25 μm、T= ?5 ℃、v= 65 m/s結(jié)冰條件下，施加激勵電壓Up-p= 8 kV、激勵頻率f= 6 kHz納秒脈沖等離子體激勵，進(jìn)行等離子體冰形調(diào)控試驗(yàn)研究。

圖6為調(diào)控間距1 cm激勵器不同時刻冰形調(diào)控圖。最左邊激勵器靠近風(fēng)洞壁面，由于壁面效應(yīng)，30 s時刻在該加熱單元開始出現(xiàn)積冰，隨后越積越多，直到180 s時完全遮蓋加熱單元，因此該加熱單元不具有參考性。而從另外兩個加熱單元來看，其表面無積冰，在180 s時間段內(nèi)，等離子體調(diào)控激勵器的加熱單元始終能夠?qū)⑦B續(xù)冰切開，形成間斷冰。這說明該激勵器能夠在此試驗(yàn)條件下進(jìn)行冰形調(diào)控，使其成為類波浪形結(jié)構(gòu)。但是隨著時間的推移，由于冰的生長性，冰層越積越厚，逐漸開始向加熱單元發(fā)展。圖7為冰形調(diào)控過程上視圖。從圖中可以看出，180 s時，最中間加熱單元兩側(cè)冰的間距較加熱單元尺寸明顯減小，且已經(jīng)接近連接。

圖6 調(diào)控間距1 cm激勵器不同時刻冰形調(diào)控圖 （ALWC = 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm，T = ?5 ℃，v = 65 m/s）Fig. 6 The temporal evolution of ice shapes modulated by plasma actuators spaced by 1 cm(ALWC = 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm，T = ?5 ℃，v = 65 m/s)

圖7 調(diào)控間距1 cm激勵器不同時刻冰形調(diào)控上視圖 （ALWC= 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm，T = ?5 ℃，v = 65 m/s）Fig. 7 Top views of the temporal evolution of ice shapes modulated by plasma actuators spaced by 1 cm(ALWC = 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm， T = ?5 ℃，v = 65 m/s)

圖8為調(diào)控間距2 cm激勵器不同時刻冰形調(diào)控圖。從圖中可以看出，整個冰形調(diào)控過程中，加熱單元表面無積冰，在180 s的時間段內(nèi)，等離子體冰形調(diào)控激勵器的加熱單元始終能夠?qū)⑦B續(xù)冰切開，形成間斷冰。這說明該激勵器能夠在此試驗(yàn)條件下進(jìn)行冰形調(diào)控，使其成為類波浪形結(jié)構(gòu)。圖9為冰形調(diào)控過程上視圖。從圖中可以看出，在整個冰形調(diào)控過程中，加熱單元兩側(cè)冰的間距較加熱單元尺寸變化不大，這說明雖然冰會展向生長，但是由于加熱單元足夠的熱量，并不會使冰越過加熱單元而連接在一起。

圖9 調(diào)控間距2 cm激勵器不同時刻冰形調(diào)控上視圖（ALWC = 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm，T = ?5 ℃，v = 65 m/s）Fig. 9 Top views of the temporal evolution of ice shapes modulated by plasma actuators spaced by 2 cm(ALWC = 0.5 g/m3，dMVD = 25 μm，T = ?5 ℃，v = 65 m/s)

綜上所述，調(diào)控間距為1 cm和2 cm的納秒脈沖等離子體冰形調(diào)控激勵器均能夠在試驗(yàn)條件下成功將翼型前緣結(jié)冰調(diào)控為間斷冰，形成類波浪形前緣。但是加熱單元的展向尺寸不能太小，防止隨著結(jié)冰時間的推移，加熱單元兩側(cè)的冰連接在一起，形成冰橋。

體育課上跳箱，雙手要撐住跳箱的瞬間，心頭竟浮上那個鳥問句，害我跳箱變撞箱，五層疊高的箱子被我撞成五塊分散的箱子。

2.2 冰形調(diào)控改善翼型氣動性能探究

選取明冰條件下全冰、調(diào)控冰和無冰三類狀態(tài)進(jìn)行風(fēng)洞測力試驗(yàn)，試驗(yàn)方案如表2。定義冰形寬度分別與無冰區(qū)域間距和弦長比為無量綱調(diào)控比例（d/l）和無量綱冰形尺寸（d/c）。

表2 明冰狀態(tài)下測力方案Table 2 Force measurement scheme under the glaze-ice condition

在明冰條件下，無量綱冰形尺寸（0.05≤d/c≤0.3）和無量綱調(diào)控比例（d/l= 1）時升力系數(shù)的變化如圖10（a）所示。在無冰的情況下（基準(zhǔn)條件），失速迎角為14°，升力系數(shù)峰值達(dá)到0.8。機(jī)翼前緣完全結(jié)冰導(dǎo)致升力系數(shù)在大迎角時從0.7～0.8顯著性地降低到0.5。一旦采用冰形調(diào)制策略，α≥8°的升力系數(shù)顯著恢復(fù)30%。無量綱冰形尺寸為0.10或0.2時調(diào)控效果更佳。圖10（b）顯示了升力系數(shù)隨無量綱調(diào)控比例增加的變化，在固定的無量綱冰形尺寸為0.2。同樣，冰形調(diào)制策略能夠顯著恢復(fù)結(jié)冰機(jī)翼的升力系數(shù)。隨著無量綱調(diào)控比例增大（即非結(jié)冰區(qū)域縮?。?，可以看出CL有輕微下降趨勢，變化趨勢在預(yù)期之內(nèi)，因?yàn)榇鬅o量綱調(diào)控比例的極端情況將是全冰。

不同無量綱冰形尺寸和無量綱調(diào)控比例下明冰條件下的阻力系數(shù)曲線分別如圖11（a）和（b）所示。圖11中各測量狀態(tài)與圖10中的情況相同。與基準(zhǔn)條件相比，全冰條件下的總阻力即使在小迎角下也顯著增加，通過冰形調(diào)制能夠?qū)⒖傋枇档偷浇咏鶞?zhǔn)的水平。以α= 10°為例，全結(jié)冰狀態(tài)下，阻力系數(shù)增加了143.0%。當(dāng)使用冰形調(diào)制策略時，對于d/c=0.1和d/c= 0.2的無量綱冰形尺寸，阻力增加的幅度分別降低到13.2%和50.7%（見圖11（a））。

圖10 明冰條件下翼型升力系數(shù)曲線Fig. 10 Lift coefficients under the glaze-ice condition

圖11 明冰條件下翼型阻力系數(shù)曲線Fig. 11 Drag coefficients under the glaze-ice condition

在深度失速迎角（α≥18°）下，基準(zhǔn)、全冰和調(diào)制冰狀態(tài)下的阻力系數(shù)差別不大。這可以歸因于這樣一個事實(shí)，即在所有這些情況下，流動無一例外地在翼型前緣分離，無論冰形調(diào)制與否，都會導(dǎo)致高壓阻力。通過比較在不同調(diào)制參數(shù)下獲得的阻力系數(shù)曲線，可以得出結(jié)論，冰形狀調(diào)制的減阻幅度隨著無量綱冰形尺寸的減小而增加，并且?guī)缀跖c無量綱調(diào)控比例保持不變。

為了量化冰形調(diào)制的整體有效性，[αmin，αmax] =[0°，22°]范圍內(nèi)的平均升力系數(shù)增量計算如下：

其中，CL,M和其中，CL,F分別對應(yīng)于調(diào)制冰形和全冰條件下的升力系數(shù)。圖12顯示了在明冰條件下三種調(diào)制比下ΔCL隨無量綱冰形尺寸的變化。對于所有三種無量綱調(diào)制比，ΔCL的變化趨勢相似。具體來說，隨著無量綱冰形尺寸的增加，平均升力系數(shù)增量先增加然后下降，最大升力系數(shù)增量的最佳d/c大約在0.1和0.2之間。此外，當(dāng)調(diào)制比降低時，ΔCL的整個曲線單調(diào)升高，與圖10所示的結(jié)果一致。這些結(jié)論對于指導(dǎo)工程中防除冰能耗有限的情況下冰形調(diào)制策略的優(yōu)化設(shè)計有一定作用。

圖12 明冰條件下冰形調(diào)制平均升力系數(shù)增量Fig. 12 Average increments of lift coefficient due to ice shape modulation under the glaze-ice condition

2.3 冰形調(diào)控改善飛機(jī)飛行性能飛行驗(yàn)證

由樹脂3D打印的虛擬冰塊沿機(jī)翼前緣均勻附著，以模擬冰的情況。通過離散加熱單元（例如電熱膜和等離子體激勵器）進(jìn)行形狀調(diào)制。冰面呈角狀，來源于翼型冰風(fēng)洞試驗(yàn)中角狀冰形，該翼型的最大冰厚度沿壁面法線方向達(dá)到28 mm?？偣矊Ρ鶎挘╠）和間距（λ）不同組合的五個方案進(jìn)行了測試，如表3所列。方案1和方案2分別對應(yīng)于基準(zhǔn)狀態(tài)和全冰狀態(tài)。方案3、4和5旨在突出冰形調(diào)制參數(shù)的影響。無人機(jī)機(jī)載飛控系統(tǒng)為翔儀飛控，采集頻率為22 Hz，可將無人機(jī)上各個電信號存儲，如通過空速管獲得的空速、俯仰角、航向角和橫滾角等，記錄在飛控系統(tǒng)中。陀螺儀獲得的無人機(jī)體軸系三個方向的過載由飛控系統(tǒng)記錄。本文獲得的風(fēng)軸系中無人機(jī)升力系數(shù)曲線通過體軸系中x軸和z軸方向的過載計算而得，計算公式如下：

表3 飛行測試方案列表Table 3 List of flight test schemes

式中，m為無人機(jī)總質(zhì)量，α為迎角，nz和nx分別為法向過載和縱向過載，ρ為空氣密度，v為飛行速度，S為機(jī)翼表面積。

在方案1中獲得的代表性飛行軌跡如圖13所示，其中H表示高度。無人機(jī)在地面滑行約55 m后起飛，然后螺旋式爬升至200 m的目標(biāo)高度。在起飛和螺旋爬升階段，無人機(jī)的控制方式設(shè)置為手動。一旦目標(biāo)高度到達(dá)后，無人機(jī)切換到半自動模式并開始沿 預(yù) 定 的 矩 形 軌 跡 懸 停（長 度：1000 m，寬 度：800 m），所有的活動面都由飛控系統(tǒng)自動調(diào)整。

圖13 無人機(jī)穩(wěn)定懸停階段飛行軌跡Fig. 13 Flight trajectory of a UAV in the stable hovering phase

為了獲得不同迎角下的升力系數(shù)（CL），飛行時沿著矩形的長邊（圖13中的階段B-E）水平減速。在A位置處，無人機(jī)初始化左轉(zhuǎn)，在B點(diǎn)和C點(diǎn)之間，恢復(fù)平飛，此時，油門逐漸切到最低閾值（最大值的8%），從而在C處的推力輸出可以忽略不計。在空氣阻力的作用下，飛行速度不斷降低。為了保持恒定的飛行高度，增加升降舵偏轉(zhuǎn)以使無人機(jī)向上俯仰。

在D位置處超過失速迎角，飛行高度下降，迎角在失速迎角18°附近振蕩。失速時，升降舵偏轉(zhuǎn)保持在最大（30°），保持水平飛行。同時，無人機(jī)未進(jìn)入螺旋模式，飛行速度保持近似恒定，但重力勢能損失完全被飛行阻力消耗。在E位置處時，通過手動增加油門并拉回升降舵角，使無人機(jī)脫離失速。

飛控系統(tǒng)的數(shù)據(jù)采集頻率是22 Hz，因而在飛行過程中記錄的數(shù)據(jù)點(diǎn)相當(dāng)多，剔除過載極大和極小的壞點(diǎn)，對數(shù)據(jù)點(diǎn)進(jìn)行多項(xiàng)式擬合，獲得不同方案的擬合曲線。不同方案下升力系數(shù)的離散點(diǎn)正好在擬合曲線上下波動，從而作為飛行試驗(yàn)所得的升力系數(shù)曲線。圖14比較了不同飛行方案下的擬合曲線，其最大升力系數(shù)、失速迎角、0°角阻力系數(shù)和殘差均方根列于表3中。對比基準(zhǔn)狀態(tài)下（方案1），全冰條件下的失速迎角（方案2）前移5°，最大升力系數(shù)急劇下降（CL,max：1.80→1.44），阻力系數(shù)急劇增加(CD,0：0.051→0.098)。機(jī)翼的氣動性能下降了很多，但配平時的升降舵角變化不大，說明該研究狀態(tài)下的無人機(jī)俯仰力矩對機(jī)翼前緣的積冰不敏感。

調(diào)控狀態(tài)（方案3-方案5）下升力系數(shù)峰值普遍高于全冰狀態(tài)，失速角比基準(zhǔn)狀態(tài)下低1°～2°。此外，通過合理選擇無量綱冰形尺寸和無量綱調(diào)控比例，整個阻力系數(shù)曲線可以向下移動（如圖14（b），方案4）。這些結(jié)果有力地證明了冰形調(diào)制策略確實(shí)能夠改善結(jié)冰機(jī)翼的空氣動力學(xué)性能。通過比較升力和阻力與調(diào)制情況有關(guān)的系數(shù)，可以獲得有價值的參考結(jié)論：對于相同的無量綱冰形尺寸（d/c= 0.17），降低無量綱調(diào)控比例（即更少的冰）可獲得更高的升力系數(shù)和更低的阻力系數(shù)（方案3與方案4）；當(dāng)無量綱調(diào)控比例保持恒定（d/l= 0.4）時，阻力系數(shù)對冰的敏感性高于升力系數(shù)（方案4與方案5）。

提出了冰形調(diào)控的方法，在不影響飛行安全的條件下，能夠?qū)⒂邢薜哪芰考性陉P(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行有效防除冰，盡管氣動性能有所降低，但能夠改善結(jié)冰條件下的飛行操縱性能。按照一定規(guī)則布置的冰形，冰形調(diào)控沒有參考文獻(xiàn)[38]中基于等離子體主動流動控制的仿生前緣激勵調(diào)控效果好，但針對結(jié)冰條件下的安全飛行具有重要意義。根據(jù)升力系數(shù)的結(jié)果可知調(diào)控后的升力系數(shù)相對于全冰狀態(tài)下有所改善，但相對于基準(zhǔn)無冰狀態(tài)還是有所降低，在介于有冰與無冰區(qū)域之間容易誘導(dǎo)產(chǎn)生旋渦，類似于渦流發(fā)生器，從而促進(jìn)流場摻混，改善在調(diào)控冰后的流場過早失速造成的大面積回流區(qū)的增大，改善升力的急劇下降。風(fēng)洞試驗(yàn)中翼型的雷諾數(shù)Re= 3.75×105，飛行試驗(yàn)中的雷諾數(shù)變化范圍為4.93×105～7.40×105，從升力系數(shù)的結(jié)果來看二者的冰形調(diào)控規(guī)律一致，即結(jié)冰區(qū)域占比越少，冰形尺寸與弦長比例介于0.1～0.2之間時，升力系數(shù)曲線越接近無冰狀態(tài)下的升力系數(shù)曲線，調(diào)控效果最佳。由此看來，冰形調(diào)控的調(diào)控規(guī)律受雷諾數(shù)的影響較小，關(guān)鍵在于選擇合適的調(diào)控冰占比和冰形尺寸長度。

2.4 討論

基于等離子體進(jìn)行防除冰及冰形調(diào)控改善氣動性能的分析如下：納秒脈沖等離子體冰形調(diào)控在試驗(yàn)條件下成功將翼型前緣結(jié)冰調(diào)控為間斷冰，形成類波浪形前緣，其氣動力與熱效應(yīng)的耦合作用消融了積冰。調(diào)控冰布局后的流場，在結(jié)冰區(qū)域附近的流場容易出現(xiàn)大的流動分離，在無冰區(qū)域的流場失速分離的程度小于結(jié)冰區(qū)域，規(guī)則不連續(xù)布局的調(diào)控冰使得流場有規(guī)則地周期性分布。冰形如同渦流發(fā)生器，調(diào)控冰下有冰區(qū)域的流場受無冰區(qū)域誘導(dǎo)的橫流影響，被橫流注入了能量，未達(dá)到失速迎角時，有利于促進(jìn)流場摻混，減少分離區(qū)域，達(dá)到失速迎角后分離區(qū)的流場更加紊亂，增大翼型/機(jī)翼表面的流動分離。冰形調(diào)控改善有限翼氣動性能的主要原因在于無冰區(qū)域的加速效應(yīng)使得分離區(qū)減小，冰形過寬或過窄會增加無冰區(qū)域的失速分離和湍流，隨著無量綱調(diào)制比的減小，無冰區(qū)域流場更加接近于基準(zhǔn)狀態(tài)下的流場。無人機(jī)冰形調(diào)控飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了風(fēng)洞試驗(yàn)中的冰形調(diào)控規(guī)律的適用性，進(jìn)而在惡劣的結(jié)冰環(huán)境下機(jī)載能量無法有效防除冰時，也通過能量集中的方式有規(guī)律周期性地調(diào)控冰形，調(diào)制后流場的氣動性能不會急劇下降。

3 結(jié) 論

借鑒仿生學(xué)波浪形前緣提出了“面向飛行安全的等離子體冰形調(diào)控”方法，在冰風(fēng)洞驗(yàn)證了等離子體冰形調(diào)控的可行性，通過風(fēng)洞試驗(yàn)和無人機(jī)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了調(diào)控冰形改善飛機(jī)氣動性能的效果。

等離子體冰形調(diào)控激勵器能夠在試驗(yàn)條件下成功將翼型前緣結(jié)冰調(diào)控為1 cm和2 cm的間斷冰，形成類波浪形前緣。測力試驗(yàn)結(jié)果表明，在全冰條件下，積冰導(dǎo)致氣動力急劇下降，調(diào)制冰參數(shù)有利于提高全冰條件下的氣動力性能。無量綱調(diào)制比（d/l）越小，調(diào)制效果越好，對氣動性能的改善越好。當(dāng)無量綱冰形尺寸（d/c）在0.1～0.2之間時，調(diào)制效果最佳。

飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，與基準(zhǔn)無冰狀態(tài)相比，全冰條件下的峰值升力系數(shù)從1.8降低到1.2，并且飛行阻力幾乎翻倍。通過冰形調(diào)制的方法，失速迎角延遲4°，峰值升力系數(shù)普遍恢復(fù)20%～30%。但并不是所有的調(diào)制方案都能夠減少飛行阻力，對于無人機(jī)，d/c= 0.17和d/l= 0.4的組合給出了最好的性能，其中整個阻力曲線系數(shù)向下移動（CD,0：0.75→0.51）。通過風(fēng)洞試驗(yàn)的詳細(xì)參數(shù)研究，可找出最佳組合的無量綱冰形尺寸和調(diào)制比應(yīng)用于飛行器上。