CN101508338A - 等离子体格尼襟翼 - Google Patents

Abstract

一种等离子体格尼襟翼，所采用的等离子体激励器基于表面介质阻挡放电(DBD)的原理。该等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘或尾缘处的压力面布置单个等离子体激励器或等离子激励器栅。所述的等离子体激励器包含有：两个非对称放置电极，一个电极(阴极)直接暴露在空气中，另一个电极(阳极)被埋设在绝缘介质中，电极用金属薄片制成，其尺寸可根据应用的具体情况确定；所述的绝缘介质若采用聚四氟乙烯、环氧树脂等，等离子激励器可采用印刷电路板的方式做成，绝缘材料若采用柔性绝缘材料如聚酰亚胺薄膜(Kapton)、特氟龙(Teflon)等，等离子激励器可采用粘贴的方式做成，柔性绝缘材料可以适应机翼后缘的不同形状，而且十分简便，维护方便。

Description

等离子体格尼襟翼

技术领域：

本发明涉及一种等离子体格尼襟翼，尤其是指可以应用于机翼或翼型后缘以代替传统机械式格尼襟翼或吹气格尼襟翼的作用，增加飞机升力或提供飞行控制的等离子体格尼襟翼。

背景技术：

如图1(a)所示，传统机械式格尼襟翼1a是一块位于翼型1b尾缘下表面并垂直于翼型弦线安装的小扰流片。这种简单的尾缘装置可以达到和复杂的高升力系统一样的效果，有效地改善翼型的升力特性。

已有的研究结果表明，只要格尼襟翼存在，不管是二维或三维的，都会带来翼型阻力的增加。因此，要将这种简单有效的增升装置应用到实际工程型号中，有必要设计出一种主动可控的格尼襟翼机械装置，使其在巡航状态时可以收起从而得到最佳的阻力特性。但是这几乎是一个不可完成的命题。因为机翼后缘相对很薄，不可能容纳驱动格尼襟翼收放的机械装置。另外采用这样一套可收放的格尼襟翼带来的重量增加以及对结构强度的影响也是很难解决的难题。

一个可行的方案是采用吹气式格尼襟翼，其原理是通过在其机翼后缘下表面垂直于弦线进行吹气，和传统机械式格尼襟翼一样达到增加机翼升力的目的。机械式格尼襟翼带来的巡航阻力增加的缺陷，又可以通过切断气源的办法解决。虽然吹气式格尼襟翼克服了传统机械式格尼襟翼的缺陷，但是其需要气源以及管道系统提供足够的吹气系数，这在工程实践也会带来不小的麻烦。

为避免上述问题，本发明采用全新的方式实现吹气式格尼襟翼，即采用等离子体激励器产生射流，无需附加的气源管道系统。等离子体激励器完全由电子设备组成，具有无移动部件、响应迅速、重量轻、功耗小以及数值模型简单等优点，近年来在流动控制领域得到广泛应用。特别值得一提的是，基于柔性电极的等离子体激励器具有很强外形适应能力，可以方便的设置在飞行器任意位置，这是目前其它所有激励方式都无法企及的。另外，飞机巡航时关闭等离子格尼襟翼，可以克服阻力增大的缺陷，提高运营经济效率；等离子格尼襟翼宽频带快响应，可作为飞行操纵系统；等离子格尼襟翼可实现非定常控制。等离子激励器2如图2所示。

而波音公司布拉德利·A·奥斯本等人发明的名称为“机翼后边缘等离子流控制设备和方法”(专利申请号200810108806.7)是利用等离子射流和机翼弧形后缘的柯恩达(Coanda)效应来避免或促进流动分离。

发明内容：

本发明的目的在于提出一种等离子体格尼襟翼，以解决传统格尼襟翼带来的阻力增加，以及吹气式格尼襟翼结构复杂性的缺点。

本发明是一种等离子体格尼襟翼，所采用的等离子体激励器是基于表面介质阻挡放电(DBD)的原理。该等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘或尾缘处的压力面布置等离子体激励器，以代替传统机械式格尼襟翼和吹气式格尼襟翼，增加升力，同时避免阻力增大。等离子格尼襟翼可以安装在飞机机翼、翼型、增升装置、叶轮机械叶栅、发动机叶片等。

其中，所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘布置单个等离子激励器。

其中，所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘布置由并排的多个等离子激励器构成的等离子激励器栅。

其中，所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘处的压力面布置单个等离子体激励器。

其中，所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘处的压力面布置由并排的多个等离子激励器构成的等离子激励器栅。

其中，所述的等离子体激励器由两个非对称放置的电极组成，一个电极(阴极)直接暴露在空气中，而另一个电极(阳极)被埋设在绝缘介质中。

其中，所述的等离子激励器的电极用金属薄片制成，如铜片或铝片，其尺寸可根据应用的具体情况确定。

其中，所述的等离子激励器的绝缘介质为聚四氟乙烯或环氧树脂；或者柔性绝缘材料如聚酰亚胺薄膜(Kapton)、特氟龙(Teflon)。

其中，所述的等离子激励器的绝缘介质若采用聚四氟乙烯、环氧树脂等，等离子激励器采用印刷电路板的方式做成。

其中，所述的等离子激励器的绝缘材料若采用柔性绝缘材料如聚酰亚胺薄膜(Kapton)、特氟龙(Teflon)等，等离子激励器采用粘贴的方式做成；柔性绝缘材料可以适应机翼后缘的不同形状，而且十分简便，维护方便。

其中，对于等离子格尼襟翼布置在尾缘的情况，吹气方式朝上或朝下。对布置在尾缘压力面的情况，吹气方式向下。

其中，等离子格尼襟翼可以定常激励或非定常激励。

其中，飞机两侧机翼尾缘的等离子格尼襟翼对称激励(向上或向下)，或非对称激励(一侧向上，一侧向下)，可以对飞机进行操纵。

其中，等离子格尼襟翼可以安装在飞机机翼、翼型、增升装置、叶轮机械叶栅、发动机叶片等。

等离子激励器在常温常压下工作，在两个电极之间施加高压(kV)高频(kHz)激励(2g)，就会在与阳极附近区域产生等离子2d，驱动周围流体运动。对等离子体激励器诱导流场的测速实验表明，等离子体激励器最主要的作用是向周围流体中输入动量，并吸附外部流体，在等离子体激励器下游形成射流2f。在本发明中，图2所示的等离子体激励器将被放置于翼型的后缘或后缘的压力面处，由等离子体诱导产生的射流将垂直于翼型弦线向下喷射，形成吹气式格尼襟翼，从而改变翼型后缘的库塔条件，实现对翼型气动特性的控制。

本发明是一种等离子体格尼襟翼，其优点及功效在于：与吹气式格尼襟翼和传统机械式格尼襟翼相比，等离子体激励器完全由电子设备组成，具有无移动部件、响应迅速、质量轻、功耗小以及数值模型简单等优点，近年来在流动控制领域得到广泛应用。并且，基于柔性电极的等离子体激励器具有很强外形适应能力，可以方便的设置在飞行器任意位置，这是目前其它所有激励方式都无法企及的。另外，飞机巡航时关闭等离子格尼襟翼，可以克服阻力增大的缺陷，提高运营经济效率；等离子格尼襟翼宽频带快响应，可作为飞行操纵系统；等离子格尼襟翼可实现非定常控制。

附图说明：

图1(a)为传统机械式格尼襟翼示意图。

图1(b)为等离子体格尼襟翼示意图及电极布置(一)。

图1(c)为等离子体格尼襟翼示意图及电极布置(二)。

图2为典型的非对称单个电极介质阻挡放电(SDBD)等离子体激励器的示意图。

图3(a)为向右吹气时的电路布置(仅以两组电极示意)

图3(b)为向左吹气时的电路布置(仅以两组电极示意)

图4等离子格尼襟翼在飞机上的布置

图5(a)为翼型升力系数曲线在等离子体格尼襟翼开启/关闭状态下的对比。

图5(b)为翼型升力阻力极曲线在等离子体格尼襟翼开启/关闭状态下的对比。

图5(c)为翼型升阻比曲线在等离子体格尼襟翼开启/关闭状态下的对比。

图5(d)为翼型低头力矩系数曲线在等离子体格尼襟翼开启/关闭状态下的对比。

图6(a)、(b)为等离子体激励器开启/关闭时等离子体格尼襟翼对于翼型绕流方向的改变。

图7为等离子体格尼襟翼开启/关闭时翼型下游气流偏转角β随着攻角的变化。

图8(a)、(b)为等离子体格尼襟翼开启/关闭时翼型表面压力系数分布的变化(α＝0°和8°)。

图9(a)、(b)为等离子体格尼襟翼开启/关闭时NACA0012翼型尾缘的流线图(α＝8°)。

图10(a)为等离子体格尼襟翼引起的NACA0012翼型零度攻角下升力系数的增量。

图10(b)为等离子体格尼襟翼引起的NACA0012翼型零度攻角下1/4低头力矩系数的增量。

图中具体标号如下：

1a 传统机械式格尼襟翼   1b 翼型            2  等离子激励器

2a 电极(阴极)           2b 电极(阳极)      2c 绝缘介质

2d 等离子               2f 射流            2g 射频(RF)电源

2h 诱导流体

具体实施方式：

下面结合附图及实施例，对本发明的技术方案做进一步的说明。

本发明是一种等离子体格尼襟翼，所采用的等离子体激励器基于表面介质阻挡放电(DBD)的原理。该等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘或尾缘压力面布置等离子体激励器，所述的等离子体激励器2包含有：两个电极，一个电极(阴极)2a直接暴露在空气中，而另一个电极(阳极)2b被埋设在绝缘介质2c中；电极用金属薄片(铜片或铝片)制成，尺寸根据具体情况确定；等离子激励器2可以印刷电路板的方式做成，另外，所述的绝缘介质2c可以采用聚四氟乙烯、环氧树脂、聚酰亚胺薄膜(Kapton)或特氟纶(teflon)，若采用柔性绝缘介质聚酰亚胺薄膜(Kapton)或特氟纶(teflon)，可以把电极直接粘贴到上面，这种方法可以适应机翼后缘的不同形状，而且十分简便，维护方便。

等离子激励器在常温常压下工作，在两个电极之间施加高压(kV)高频(kHz)激励，就会在与阳极附近区域产生等离子2d，驱动周围流体运动。对等离子体激励器诱导流场的测速实验表明，等离子体激励器最主要的作用是向周围流体中输入动量，并吸附外部流体，在等离子体激励器下游形成射流2f。在本发明中，图2所示的等离子体激励器将被放置于翼型的后缘(如图1(b))或尾缘压力面(如图1(c))，由等离子体诱导产生的射流将垂直于翼型弦线向下喷射，形成吹气式格尼襟翼，从而改变翼型后缘的库塔条件，实现对翼型气动特性的控制。

在两个电极之间施加高频(kHz)高压(kV)射频(RF)电源激励，波形可以采用正弦形、矩形、三角形等多种波形。产生介质阻挡放电等离子体，等离子体在电场的作用下，诱导周围流体附壁，加速，在激励器下游形成射流，使壁面附近的低动量流体动量增加，达到对流体的控制作用。

本发明的等离子体格尼襟翼，可以并排多个等离子激励器做成等离子激励器栅如图1(b)，增强等离子激励器的诱导强度。并且改变电路布置如图3(a，b)就可以改变等离子的诱导方向；把等离子激励器栅安装到机翼后缘(如图4)，当左右机翼后缘的激励器都向下(向上)吹气时，等离子所诱导的射流充当(反)格尼襟翼的作用，对飞机的升力和俯仰力矩起到调节作用；当左右机翼后缘的激励器反向吹气时，可以实现飞机的滚转和偏航操纵。

对单个等离子体激励器作用在NACA0012翼型尾缘的计算结果表明，等离子体Gurney襟翼作用下翼型升力曲线的线性段几乎与原始翼型的升力曲线线性段平行，但是数值上有很大幅度的增加。对称的NACA 0012翼型0度攻角下升力系数达到0.18，如图5(a)。NACA 0012翼型的升力阻力极曲线(如图5(b))表明在翼型失速之前，相同升力系数下等离子体Gurney襟翼开启时的翼型阻力系数要小于原始翼型，而图5(c)显示的升阻比随翼型攻角的变化也说明中小攻角下，等离子体Gurney襟翼有效改善了NACA 0012翼型的升阻比特性。随着升力系数的增加，翼型基于1/4弦长的低头力矩也相应增加，具体变化参见图5(d)，虽然俯仰力矩系数增加的幅度比升力系数增加的幅度要小，但是其量值也足够用于对飞行器进行纵航向操纵控制。等离子体格尼襟翼与传统机械式格尼襟翼一样，可以有效增加翼型的升力和低头力矩。

如图6、7，在翼型攻角为0度到14度范围内，等离子体Gurney襟翼开启后气流偏角β与没有开启时几乎保持恒定的差值，这说明在整个升力曲线线性段范围内等离子Gurney襟翼对于NACA 0012翼型升力提升得效果几乎是相当的。

等离子体Gurney襟翼对翼型升力、俯仰力矩等积分量的显著影响主要是通过改变翼型表面的压力分布特性而实现的。从图8可以看出，等离子体Gurney襟翼开启后，由于其改变了翼型的后缘Kutta条件，翼型尾缘处上下翼面的压力系数不再相等，而是存在一个差值。正是这个差值的存在，导致翼型上下表面压差的增大，整个弦长范围内的加载能力都有所增加，最终结果是翼型升力系数和低头力矩的增大。

等离子体Gurney襟翼开启后(见图9)，激励器可在翼型尾缘诱导产生最大速度为10m/s的射流，这个射流初始阶段垂直于翼型弦线向下喷射，形成吹气式Gurney襟翼。并在翼型下表面靠近尾缘处形成一个小的分离泡，这一流动结构与传统的机械式Gurney襟翼在翼型尾缘形成的流动结构是完全一致的。翼型下表面尾缘处的分离泡正是引起翼型尾缘Kutta条件改变的关键因素。而机械式Gurney襟翼在翼型尾缘形成另外一个典型的流动结构——Kármán涡街，在等离子体Gurney襟翼的作用下却没有出现。对于吹气式Gurney襟翼，由于它避免了机械式Gurney襟翼本身前后压差引起的阻力增加的缺陷，因此可以有效减小Gurney襟翼引入带来的翼型阻力的增加。但是由于翼型尾缘较薄，为了布置产生射流需要的气源管道，吹气式Gurney襟翼的孔口通常位于翼型下表面距离尾缘2％弦长位置，因此从翼型上表面流过的气流与下表面绕过吹气式Gurney襟翼的气流在相互诱导作用下，也会出现与机械式Gurney襟翼相似的Kármán涡街，因此也会带来一定阻力的增加。由于等离子体Gurney襟翼具有无需移动部件以及优良的物面适应能力，因此可以直接布置在翼型后缘很窄的背风截面上。因此流经翼型上表面的流体会被直接吸入到翼型后缘的等离子体区域中，从而抑制了流动的分离和Kármán的形成。这一特性改善Gurney襟翼对翼型阻力特性的影响，从而导致带有等离子体Gurney襟翼的翼型升阻比特性的提升

图10中升力系数和俯仰力矩系数的数据对比都表明本文采用的等离子体激励器强度Dc＝9.14的等离子体Gurney襟翼对NACA0012翼型气动特性改变的效果与高度为0.78％弦长的机械式Gurney襟翼产生的效果是相当的，有这一结论后就很方便将以往的关于机械式Gurney襟翼研究得到的结论拓展到关于等离子体Gurney襟翼的研究中。参照已有的研究成果，本文所采用的等离子体Gurney襟翼在对翼型的增升效果上，相当于动量吹气系数Cμ≈0.01的吹气式Gurney襟翼。

Claims (9)

1、一种等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘布置单个等离子体激励器，以代替传统机械式格尼襟翼和吹气式格尼襟翼，增加升力，同时避免阻力增大。

2、根据权利要求1所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘布置由并排的多个等离子激励器构成的等离子激励器栅。

3、根据权利要求1所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘处的压力面布置单个等离子体激励器。

4、根据权利要求1所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的等离子体格尼襟翼，是在翼型的尾缘处的压力面布置由并排的多个等离子激励器构成的等离子激励器栅。

5、根据权利要求1或2或3或4所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的等离子体激励器由两个非对称放置的电极组成，一个电极——阴极直接暴露在空气中，而另一个电极——阳极被埋设在绝缘介质中。

6、根据权利要求5所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的电极用属薄片制成。

7、根据权利要求5所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：所述的绝缘介质为聚四氟乙烯或环氧树脂；或者柔性绝缘材料——聚酰亚胺薄膜或特氟龙。

8、根据权利要求1或2或3或4或5所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：若绝缘材料采用聚四氟乙烯或环氧树脂，所述的等离子激励器采用印刷电路板的方式做成。

9、根据权利要求1或2或3或4或5所述的等离子体格尼襟翼，其特征在于：若绝缘材料采用柔性绝缘材料——聚酰亚胺薄膜或特氟龙，所述的等离子激励器采用粘贴的方式做成。

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