CN107238481A

CN107238481A - 一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法

Info

Publication number: CN107238481A
Application number: CN201710396234.6A
Authority: CN
Inventors: 王鑫; 张鹏飞; 石磊; 张叶荣
Original assignee: Northwestern Polytechnical University
Current assignee: Northwestern Polytechnical University
Priority date: 2017-05-31
Filing date: 2017-05-31
Publication date: 2017-10-10
Anticipated expiration: 2037-05-31
Also published as: CN107238481B

Abstract

本发明涉及一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，利用介质阻挡放电(DBD)等离子体控制技术提高升力系数、降低阻力系数，提高飞行器的升阻比，改善飞行器的气动特性性能，进而通过分析得到飞行器表面在加入介质阻挡放电等离子体条件下的气动特性。

Description

一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法

技术领域

本发明涉及飞行器气动特性的技术领域，具体是一种介质阻挡放电等离子体激励器对飞行器气动特性的分析方法。

背景技术

现今飞行器对气动性能方面提出更高的挑战，传统的气动设计手段基于非等离子化的空气介质。常规气动条件下操纵舵面在大迎角飞行时效率低，甚至完全失去效率，对飞行器在大迎角飞行带来安全隐患；基于等离子体流动控制的非常规气动方法对飞行器来说，除了增加大迎角飞行效率外，还可以大大增加飞行器的隐身性能。等离子体流动控制技术能够增加飞行器的升力、减小阻力，提高升阻比，从而改善飞行器的气动性能。

介质阻挡放电(DBD)等离子体流动控制技术具有体积小、无运动部件、重量轻、功耗低、作用频带宽、可靠性高、响应快等优点，而且对边界层控制和低雷诺数下流动再附作用高效，被认为是很有前途和价值的流动控制新技术。在飞行器的表面上安放等离子体激励器，可以改善飞行器的升力系数、阻力系数，进而改善飞行器的升阻比。本发明阐述介质阻挡放电(DBD)等离子体的气动特性数值模拟和分析方法，并指出质阻挡放电等离子体的产生以及飞行器气动特性改变是一个重要研究方向。采用等离子体流动控制为今后我国研发高速飞行器提供基础数值支持。采用介质阻挡放电 (DBD)等离子体流动控制改善飞行器气动性能、分析其气动特性是本发明所应用的基本方法。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法。

技术方案

一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：将等离子体激励器装置置于飞行器机身，飞行器从机翼的前缘开始，沿着机翼向后缘方向安置若干等离子体激励器；位于飞行器前缘的等离子体激励器的埋入电极在前、裸露电极在后，采用间歇放电方式激励形成等离子体；位于飞行器后缘的等离子体激励器的裸露电极在前、埋入电极在后，采用连续放电方式激励形成等离子体用于飞行器巡航阶段的层流流动控制；等离子体激励器通过开关与控制器连接，控制器可以根据飞行器的飞行速度、攻角，快速的选择开启不同位置的开关从而选择开启相应位置的等离子体激励器；等离子体激励器的位置对翼型流动控制来说相当重要，等离子体激励器必须布置在流动分离点或转捩点附近，等离子体激励器布置在分离点、转捩点之前为好，这样才有可能对流动控制带来显著的效果；

步骤2：将激励器的正、负两个电极分别与电源的正、负端连接，电源启动后调整电源的输出电压和输出频率，输出波形选择为正弦波形；升高电源的电压，直至激励器表面电极附近的空气在外加高电压的作用下击穿电离形成等离子体；电离后的离子在电极电场力的驱动下运动，通过与中性气体分子的碰撞传递动量，进而诱导空气流加速运动；

步骤3：从积分型N-S方程组出发，并使用雷诺输运定理与高斯定理便能得到可压缩流体N-S方程的微分形式：

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝(F_V)_x+(G_V)_y+(H_V)_z+S

其中，F_I，G_I，H_I为无黏通量；F_V，G_V，H_V为黏性通量，W_t为W在t时刻的取值，(F_I)_x为F_I在x方向上的分量，(G_I)_y为G_I在y方向上的分量，(H_I)_z为H_I在z方向上的分量，(F_V)_x为F_V在x方向上的分量，(G_V)_y为G_V在y方向上的分量，(H_V)_z为H_V在z方向上的分量，将牛顿本构关系带入N-S方程，得

其中，u，v，w分别为速度在x，y，z方向上的分量，p为压力，ρ为密度，E 为电场强度；

τ_xx表示x方向上的雷诺应力，τ_yy表示y方向上的雷诺应力，τ_zz表示z方向上的雷诺应力，τ_xy，τ_yx表示x、y方向上的雷诺合应力，τ_xz，τ_zx表示x、z方向上的雷诺合应力，τ_yz，τ_zy表示y、z方向上的雷诺合应力；

其中：

τ_xx＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μu_x

τ_yy＝λ'(u_x+v_y+w_z)+²μv_y

τ_zz＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μw_z

τ_xy＝τ_yx＝μ(u_y+v_x)

τ_xz＝τ_zx＝μ(u_z+w_x)

τ_yz＝τ_zy＝μ(v_z+w_y)

q_x＝-λT_x

q_y＝-λT_y

q_z＝-λT_z

其中，λ为热传导系数，λ'为体积黏性系数，μ为流体的黏性系数， q_x为x方向上的气体热量，T_x为x方向上的温度分量，q_y为y方向上的气体热量，T_y为y方向上的温度分量，q_z为z方向上的气体热量，T_z为z方向上的温度分量；

若定容比热为常数，则得：

式中，κ为热导率，e为热力学狭义内能，e_x为x方向内能分量，e_y为y方向内能分量，e_z为z方向内能分量，q_x为x方向上热量分量，q_y为y方向上热量分量，q_z为z 方向上热量分量，Pr为普朗特数。在N-S方程中令μ＝0和λ＝0，则相应的方程称为欧拉方程：

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝S

其中F_I，G_I，H_I为通量函数；

体积力表达式为：

F＝fαρeΔtE

式中，f为激励频率，α为弹性有效碰撞系数，取为1，ρ为电荷密度，假定为常值，取为10¹⁷/m³，e为电荷的带电量，取为1.602×10^-19C，Δt为电极放电时间，E为电场强度矢量；

电场强度E为：

其中，U为激励电压，d为电极间距；

电源电压范围为0-30Kv，激励频率范围为5-25KHz，调节频率时，分别将电压调至5Kv，10Kv，15Kv，20Kv，25Kv，然后连续调节频率；调节电压时，将频率固定在10KHz，15KHz，20KHz，然后连续调节电压；

流场的控制方程为N-S方程，将其中的源项由上述简化模型的体积力所代替，得到的连续方程、动量方程和能量方程如下：

式中，U＝{u,v,w}，ρ，p，e与t分别代表速度、密度、静压、总能和时间；θ代表剪切应力张量，Q为热传导项；动量方程中的F为等离子体的诱导体积力，在特定区域内呈线性分布，FU为等离子体诱导力所做的功；

通过调整DBD激励器的激励参数，包括激励电压、激励频率，从而改变飞行器的增升减阻的气动特性效果，实现对飞行器的气动特性分析。

有益效果

本发明提出的一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，利用较简单的操作方式，同时保持不增加飞行器重量以及等离子体的隐身性能，利用介质阻挡放电等离子体改善飞行器的气动性能，具有以下有益效果：

1、引入等离子体的气动特性，DBD流动控制技术具有体积小、无运动部件、重量轻、功耗低、作用频带宽、可靠性高、响应快，不使用时对流场影响较小。

附图说明

图1是本发明的轮廓示意图。

图中：1-飞行器；2-DBD激励器。

图2是本发明等离子体激励器作用于飞行器上。

图3是本发明等离子体激励器激励电压的升力系数随攻角变化图。

图4是本发明等离子体激励器激励电压的阻力系数随攻角变化图。

图5是本发明等离子体激励器激励频率的升力系数随攻角变化图。

图6是本发明等离子体激励器激励频率的阻力系数随攻角变化图。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

为改变传统的飞行器升力系数低、阻力系数高的气动特性，本发明提出一种基于等离子体激励器的飞行器气动特性分析方法。该方法是在马赫数为5的情况下，在飞行器的机翼上安装介质阻挡放电(DBD)激励器，所述DBD激励器的裸露电极和覆盖电极之间通入高压高频电源，电极间的气体会被击穿而产生放电，DBD激励器在顺电场方向产生壁面射流，同时产生垂直于壁面的射流，伴随着冲击波注入效应、局部温度场改变，从而实现对机翼表面流场的控制，并通过改变激励器的激励条件，包括激励电压、激励频率，分析飞行器气动特性影响。

本发明的一种优化方法：所述的飞行器气动特性包括飞行器升力系数、阻力系数的特性分析。其包括以下步骤：

步骤一：将等离子体激励器装置置于飞行器机身。飞行器从机翼的前缘开始，沿着机翼向后缘方向安置若干等离子体激励器。位于飞行器前缘的等离子体激励器的埋入电极在前、裸露电极在后，采用间歇放电方式激励形成等离子体；位于飞行器后缘的等离子体激励器的裸露电极在前、埋入电极在后，采用连续放电方式激励形成等离子体用于飞行器巡航阶段的层流流动控制。等离子体激励器通过开关与控制器连接，控制器可以根据飞行器的飞行速度、攻角，快速的选择开启不同位置的开关从而选择开启相应位置的等离子体激励器。等离子体激励器的位置对翼型流动控制来说相当重要，等离子体激励器必须布置在流动分离点或转捩点附近，等离子体激励器布置在分离点、转捩点之前为好，这样才有可能对流动控制带来显著的效果。

步骤二：控制飞行器的气动特性。针对DBD特性、流动控制机理、气动激励数学模型、流动控制影响因素等，本发明采用DBD激励器，气动激励诱导气体流动的数值方法，改善飞行器的气动控制性能。DBD激励器的激励过程如下：电源的正、负端分别连接激励器的正、负两个电极，电源启动后调整电源的输出电压和输出频率。输出波形选择为正弦波形。升高电源的电压，直至激励器表面电极附近的空气在外加高电压的作用下击穿电离形成等离子体。电离后的离子在电极电场力的驱动下运动，通过与中性气体分子的碰撞传递动量，进而诱导空气流加速运动。

数值方法是获得使用计算流体动力学(CFD)解决NS方程。NS方程式一般的二维、轴对称、三维，平行，非结构化的有限体积CFD代码。

从积分型N-S方程组出发，并使用雷诺输运定理与高斯定理便能得到可压缩流体N-S方程的微分形式：

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝(F_V)_x+(G_V)_y+(H_V)_z+S

这里，F_I，G_I，H_I为无黏通量；F_V，G_V，H_V为黏性通量，W_t为W在t时刻的取值，(F_I)_x为F_I在x方向上的分量，(G_I)_y为G_I在y方向上的分量，(H_I)_z为H_I在z方向上的分量，(F_V)_x为F_V在x方向上的分量，(G_V)_y为G_V在y方向上的分量，(H_V)_z为H_V在 z方向上的分量，将牛顿本构关系带入N-S方程，得

u，v，w分别为速度在x，y，z方向上的分量，p为压力，ρ为密度，E为电场强度，

τ_xx表示x方向上的雷诺应力，τ_yy表示y方向上的雷诺应力，τ_zz表示z方向上的雷诺应力，τ_xy，τ_yx表示x、y方向上的雷诺合应力，τ_xz，τ_zx表示x、z方向上的雷诺合应力，τ_yz，τ_zy表示y、z方向上的雷诺合应力。

其中

τ_xx＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μu_x

τ_yy＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μv_y

τ_zz＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μw_z

τ_xy＝τ_yx＝μ(u_y+v_x)

τ_xz＝τ_zx＝μ(u_z+w_x)

τ_yz＝τ_zy＝μ(v_z+w_y)

q_x＝-λT_x

q_y＝-λT_y

q_z＝-λT_z

λ为热传导系数，λ'为体积黏性系数，μ为流体的黏性系数， q_x为x方向上的气体热量，T_x为x方向上的温度分量，q_y为y方向上的气体热量，T_y为y方向上的温度分量，q_z为z方向上的气体热量，T_z为z方向上的温度分量。

若定容比热为常数，则得

式中κ为热导率，e为热力学狭义内能，e_x为x方向内能分量，e_y为y方向内能分量，e_z为z方向内能分量，q_x为x方向上热量分量，q_y为y方向上热量分量，q_z为z方向上热量分量，Pr为普朗特数。在N-S方程中令μ＝0和λ＝0，则相应的方程称为欧拉方程

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝S

这里F_I，G_I，H_I为通量函数

体积力表达式为：

F＝fαρeΔtE

式中f为激励频率，α为弹性有效碰撞系数，取为1，ρ为电荷密度，假定为常值，取为10¹⁷/m³，e为电荷的带电量，取为1.602×10^-19C，Δt为电极放电时间，E为电场强度矢量。

电场强度E为：

U为激励电压，d为电极间距。

电源电压范围为0-30Kv，激励频率范围为5-25KHz，调节频率时，分别将电压调至5Kv，10Kv，15Kv，20Kv，25Kv，然后连续调节频率；调节电压时，将频率固定在10KHz，15KHz，20KHz，然后连续调节电压。

式中U＝{u,v,w}，ρ，p，e与t分别代表速度、密度、静压、总能和时间。θ代表剪切应力张量，Q为热传导项。动量方程中的F为等离子体的诱导体积力，在特定区域内呈线性分布，FU为等离子体诱导力所做的功。

如图1所示，本发明的轮廓示意图。本发明是在飞行器机翼上安装等离子体激励器，进行气动特性分析的方法。等离子体激励器的位置对翼型流动控制来说相当重要，这也就是说，前缘等离子体激励器的埋入电极在前、裸露电极在后，形成的等离子体诱导的气流方向由裸露电极指向埋入电极；而后缘等离子体激励器的裸露电极在前、埋入电极在后，形成的等离子体诱导的气流方向由裸露电极指向埋入电极；因此两种等离子体诱导的气流方向是相反的。当前缘等离子体与后缘等离子体共同作用时，气动特性效果最好。

如图2所示，本发明等离子体激励器作用于飞行器上。开关8是决定开启哪个位置的等离子体激励器。当前缘等离子体与后缘等离子体共同作用时，气动特性效果最好。前缘等离子体激励器通过动量、能量的传递给机翼上表面失稳的层流附面层，并可消除分离泡，直接转捩或者提前转捩为湍流附面层，由于湍流附面层抵抗流动分离的能力远强于层流附面层，这样即可推迟流动的分离，提高飞机的升力、从而改善飞行的气动特性。后缘等离子体激励器通过动量、能量的传递使机翼的层流附面层加速、推迟转捩点，加长了层流附面层，使机翼的附面层在巡航阶段保持层流，以减小翼面的摩擦阻力，提高升阻比。

如图3所示，本发明等离子体激励器激励电压的升力系数随攻角变化图。当飞行的速度(马赫数)为Ma＝5，在发动机处于不开启的(d_T＝0)状态下，保持激励器频率不变，改变激励电压。激励电压在不停的变化过程中，由于激励电压的不断增长，升力系数也跟随之不断变大；从控制效果的情况来看，在激励电压达到12kV时效果能够达到最优的状态，最大升力系数也在不断地变化，由图可知由0.91增大到了1.08，增大8.4％。

如图4所示，本发明等离子体激励器激励电压的阻力系数随攻角变化图。当飞行的速度(马赫数)为Ma＝5，在发动机处于不开启的(d_T＝0)状态下，保持激励器频率不变，改变激励电压。从控制效果的情况来看，在激励电压达到12kV时效果能够达到最优的状态，阻力系数亦有所减小，在迎角20°时阻力系数由0.375减小到0.318；从控制效果的情况来看，在激励电压达到12kV时效果能够达到最优的状态，最大升阻比增大2.4％。综上所述，在攻角非常大时，升阻比是基本不变。

图5是本发明等离子体激励器激励频率的升力系数随攻角变化图。当飞行的速度(马赫数)为Ma＝5，在发动机处于不开启的(d_T＝0)状态下，激励器电源不变，改变激励频率的大小。改变激励频率的情况下，不同激励频率下的气动特性分析，在大迎角处，当激励频率f＝600Hz时，流动控制效果是很弱的，升力系数在小范围内有所增大；当激励频率f＝200Hz时，流动控制效果开始时十分的显现，之后升力系数会处于一直增长的状态；当激励频率f＝200Hz时，流动控制效果是处于一个最好的状态，升力系数由α＝10°开始增大，尤其在大迎角时升力系数显著提高，最大升力系数也在不断地变化，由0.98增大到了1.17，增大16.21％。结合以上分析表明，在相同的激励位置和相同的激励电压的情况下，介质阻挡放电(DBD)等离子体的气动激励在激励频率达到f＝200Hz时，升力系数也会比没有施加等离子体激励时的升力系数高一点，这就说明激励频率对升阻特性的作用是有一定的效果的，流动控制的效果均为最佳的。

图6是本发明等离子体激励器激励频率的阻力系数随攻角变化图。当飞行的速度(马赫数)为Ma＝5，在发动机处于不开启的(d_T＝0)状态下，激励器电源不变，改变激励频率的大小。改变激励频率的情况下，不同激励频率下的气动特性分析，在大迎角处，当激励频率f＝600Hz时，阻力系数在α＝10°之后均减小，进而实现最大升阻比在f＝600Hz时提高了3.519％；介质阻挡放电(DBD)等离子体的激励频率与流场之间明显存在最优的耦合频率，并且能够在相同电压的情况下实现最优的控制效果，气动特性也处于最优的状态。

综上，飞行器介质阻挡放电(DBD)等离子体气动激励是可以改变飞行器模型的升阻特性，增大升力，提高升阻比，具有增升减阻的效果。当激励频率f＝200Hz、激励电压12kV时，最大升阻比增加2.4％。

Claims

1.一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，其特征在于步骤如下：

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝(F_V)_x+(G_V)_y+(H_V)_z+S

其中，u，v，w分别为速度在x，y，z方向上的分量，p为压力，ρ为密度，E为电场强度；

其中：

τ_xx＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μu_x

τ_yy＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μv_y

τ_zz＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μw_z

τ_xy＝τ_yx＝μ(u_y+v_x)

τ_xz＝τ_zx＝μ(u_z+w_x)

τ_yz＝τ_zy＝μ(v_z+w_y)

q_x＝-λT_x

q_y＝-λT_y

q_z＝-λT_z

若定容比热为常数，则得：

<mrow> <msub> <mi>q</mi> <mi>x</mi> </msub> <mo>=</mo> <mo>-</mo> <mfrac> <mrow> <mi>&kappa;</mi> <mi>&mu;</mi> </mrow> <mi>Pr</mi> </mfrac> <msub> <mi>e</mi> <mi>x</mi> </msub> </mrow>

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<mrow> <msub> <mi>q</mi> <mi>z</mi> </msub> <mo>=</mo> <mo>-</mo> <mfrac> <mrow> <mi>&kappa;</mi> <mi>&mu;</mi> </mrow> <mi>Pr</mi> </mfrac> <msub> <mi>e</mi> <mi>z</mi> </msub> </mrow>

式中，κ为热导率，e为热力学狭义内能，e_x为x方向内能分量，e_y为y方向内能分量，e_z为z方向内能分量，q_x为x方向上热量分量，q_y为y方向上热量分量，q_z为z方向上热量分量，Pr为普朗特数。在N-S方程中令μ＝0和λ＝0，则相应的方程称为欧拉方程：

W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝S

其中F_I，G_I，H_I为通量函数；

体积力表达式为：

F＝fαρeΔtE

电场强度E为：

<mrow> <mi>E</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mi>U</mi> <mi>d</mi> </mfrac> </mrow> 2

其中，U为激励电压，d为电极间距；

<mrow> <mfrac> <mrow> <mo>&part;</mo> <mi>&rho;</mi> </mrow> <mrow> <mo>&part;</mo> <mi>t</mi> </mrow> </mfrac> <mo>+</mo> <mo>&dtri;</mo> <mo>&CenterDot;</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mi>&rho;</mi> <mi>U</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mn>0</mn> </mrow>

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