CN111688912B - 一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，包括有绝缘壳体，绝缘壳体内部中心处设置有贯通的漏斗状空腔，绝缘壳体内漏斗状空腔的广口端设置有圆环状的第一绝缘介质层，第一绝缘介质层的中心处设置有圆盘状的第二绝缘介质层，第二绝缘介质层与第一绝缘介质层之间有环状空隙，环状空隙形成吸气孔，第一绝缘介质层通过若干个连接支杆与第二绝缘介质层连接；绝缘壳体内漏斗状空腔的窄口端设置有单向排气阀；第一绝缘介质层的下表面辐射有下电极，第二绝缘介质层内部埋设有上电极；上电极接地，下电极连接负直流脉冲高电压。本发明的等离子体吸气装置，能够降低机翼表面摩擦阻力。

Description

一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置
技术领域
本发明属于等离子体激励器技术领域，具体涉及一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置。
背景技术
目前基于等离子体激励器减阻大多是在机翼或平板上表面沿来流方向或平行于来流方向布置一系列的等离子体激励器阵列。通过减少机翼表面单位展长面积内旋涡相干结构的低速条带数目，阻碍湍流猝发过程发展，降低湍流猝发强度，延迟表面流动的层流状态。对于毫秒脉冲等离子体激励器，诱导射流速度较低，很难产生的明显的抑制效果；纳秒脉冲等离子体激励器可以瞬时产生较强的冲击波，能量较强，但是经常会加剧层流转捩变成湍流，无法起到延迟层流流动状态，减小飞行器阻力的作用效果。目前广泛采用的合成射流激励器可以在机翼表面形成“吸-吹”的交替作用过程。吸气过程中可以去除机翼表面能量较弱的流动，有利于飞行器表面层流状态的保持；吹气过程有望干扰旋涡相干结构低速条带数目，抑制湍流猝发强度。但是高频率“吸-吹”的作用过程之间的不断切换，反而可能会加剧机翼表面流动的不稳定性，整体减阻效果不如单一吸气或吹气过程的减阻效果。
发明内容
本发明的目的是提供一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，能够降低机翼表面摩擦阻力。
本发明所采用的技术方案是，一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，包括有绝缘壳体，绝缘壳体内部中心处设置有贯通的漏斗状空腔，绝缘壳体内漏斗状空腔的广口端设置有圆环状的第一绝缘介质层，第一绝缘介质层的中心处设置有圆盘状的第二绝缘介质层，第二绝缘介质层与第一绝缘介质层之间有环状空隙，环状空隙形成吸气孔，第一绝缘介质层通过若干个连接支杆与第二绝缘介质层连接；绝缘壳体内漏斗状空腔的窄口端设置有单向排气阀；
第一绝缘介质层的下表面辐射有下电极，第二绝缘介质层内部埋设有上电极；上电极接地，下电极连接负直流脉冲高电压。
本发明的特征还在于，
第一绝缘介质层及第二绝缘介质层的材质均为聚四氟乙烯或聚酰亚胺，厚度均为1mm～50mm。
上电极为铜电极，厚度为0.03mm～5mm；下电极为铜电极，厚度为0.03mm～5mm。
上电极的形状为圆盘状，下电极的形状为圆环状；第一绝缘介质层、第二绝缘介质层、上电极及下电极同圆心。
负直流脉冲高电压峰值电压为负3000伏～负10000伏，负直流脉冲周期0.1ms～5ms。
连接支杆的个数为4个，4个连接支杆均匀分布。
绝缘壳体的材质为聚四氟乙烯。
本发明的有益效果是：
(1)本发明吸气装置采用负直流脉冲放电，可以产生瞬时较强的冲击波，控制效果强、能耗低。
(2)本发明吸气装置是通过去除机翼上表面附面层内低能量气体，防止发生因低能流体速度降低，阻碍后续流动，从而引起流动分离现象，通过吸气增大层流区域而达到减阻目的。
附图说明
图1是本发明一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置的剖面结构示意图；
图2是本发明一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置的俯视图。
图中，1.绝缘壳体，2.第一绝缘介质层，3.上电极，4.下电极，5.吸气孔，6.单向排气阀，7.连接支杆，8.第二绝缘介质层。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，如图1-2所示，包括有绝缘壳体1，绝缘壳体1内部中心处设置有贯通的漏斗状空腔，绝缘壳体1内漏斗状空腔的广口端设置有圆环状的第一绝缘介质层2，第一绝缘介质层2的中心处设置有圆盘状的第二绝缘介质层8，第二绝缘介质层8与第一绝缘介质层2之间有环状空隙，环状空隙形成吸气孔5，吸气孔5边缘光滑；第一绝缘介质层2通过若干个连接支杆7与第二绝缘介质层8连接；绝缘壳体1内漏斗状空腔的窄口端设置有单向排气阀6；
第一绝缘介质层2的下表面辐射有下电极4，第二绝缘介质层8内部埋设有上电极3；上电极3接地，下电极4连接负直流脉冲高电压，也可以连接毫秒脉冲交流高电压或者纳秒脉冲高电压，一般选择负直流脉冲高电压，效果最佳；下电极4的引线通过在任意处连接高压电线实现，或在整个装置上的壁面预留统一接口或引线端，便于实现模块化接电连接。
第一绝缘介质层2及第二绝缘介质层8的材质均为聚四氟乙烯或聚酰亚胺，厚度均为1mm～50mm，一般厚度为5mm。
上电极3为铜电极，厚度为0.03mm～5mm，一般厚度为1mm；下电极4为铜电极，厚度为0.03mm～5mm，一般厚度为1mm。
上电极3的形状为圆盘状，下电极4的形状为圆环状；第一绝缘介质层2、第二绝缘介质层8、上电极3及下电极4同圆心，该圆心均处于装置中轴线上；第一绝缘介质层2内圆的半径大于第二绝缘介质层8的半径。
负直流脉冲高电压峰值电压为负3000伏～负10000伏，一般采用负5000伏；负直流脉冲周期0.1ms～5ms，一般采用1ms。
连接支杆7的个数为4个，4个连接支杆7均匀分布。
绝缘壳体1的材质为聚四氟乙烯，形状为四棱柱体结构，也可是多棱柱体或圆柱体结构。
该等离子体吸气装置的工作原理为：给等离子体吸气装置施加高电压时，上电极3、下电极4之间发生放电，进而通过对称的等离子体吸气装置向漏斗状腔体内持续产生朝向下方的冲击波和诱导旋涡，漏斗状腔体内空气经过等离子体激励器诱导旋涡和流动的持续挤压，通过单向排气阀6，向漏斗状腔体外连接的引气管路，排出腔体内部的气体。此时漏斗状腔体内气压变低，机翼表面压力高于漏斗状腔体内空气压力，由于存在压力差，机翼表面空气会向漏斗状腔体内流动。
防回流设计：为了防止气体回流，在漏斗状腔体的下部采用单向排气阀6。在漏斗状腔体内持续气流输出和单向排气阀的共同作用下，排出的气体无法回流入漏斗状腔体，保证漏斗状腔体内部持续形成低气压压区，确保机翼上表面的低速气体会持续的在低气压的吸引作用下进入漏斗状腔体。
由于漏斗状腔体内等离子体激励器以较高频率持续向腔体内部产生冲击波和诱导气流，不断的从单向排气阀喷出气体。机翼上表面会不断向腔体内吸收能量较低的气流。通过机翼上表面的多个等离子体吸气装置的合理阵列式排布，即可将机翼上表面大范围区域或关键部位处能量较弱的空气吸入漏斗状腔体，减少机翼表面单位展长内旋涡相干结构低速条带数目，阻碍湍流猝发过程的发展，降低湍流猝发强度，提高边界层稳定性，使机翼表面流动尽量保持层流状态，从而实现机翼表面抑制流动分离的效果，达到改善机翼表面流动特性的目标。
该等离子体吸气装置可采用模块化设计，绝缘壳体可设计成蜂巢的六边棱柱体、四边棱柱体和三角棱柱体，便于形成阵列，大面积铺设到机翼表面上或飞行器关键区域。
利用该等离子体吸气装置将机翼表面能量较弱的气流消除，保持机翼表面流动的层流状态。这种吸气方法可以消除机翼表面因附面层阻滞作用而产生的低能流动，减少因其回流而导致的气流分离，进而达到抑制流动分离、消除翼尖失速、降低飞行阻力的目标。
该等离子体吸气装置区别于现有的层流控制装置，并具有如下优势：一是无需从发动机系统引气即可通过吸除低能空气的方法去除附面层迟滞空气。二是完全贴合机翼表面，不会破坏机翼表面气动外形，不会增加空气阻力，也不会产生额外的飞行干扰力矩。三是该部件结构简单、灵活小巧，适用于目前所有固定翼及具有升力面的飞行器。四是模块化设计，该装置可单独使用，也可以根据需求，组合拼接成任意形状，形成工作阵列，并可对重点区域或大面积机翼部分进行优化升级。五是没有机械元件，电力触发，频率响应速度快、能耗较低，可靠性高。六是重量轻、成本低、维护相对简单、寿命长，相对于其他解决方案大大降低了系统重量，并提升了可靠性。七是可控性高，通过阵列区域控制技术，可对组合形态的装置，进行集群智能控制，可根据实际减阻需求，分工况、分时段、分区域激活不同的减阻区域，实时根据机翼气流运动情况和飞行状态，实时调整减阻系统的工作模式。

Claims (5)

1.一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，其特征在于，包括有绝缘壳体(1)，所述绝缘壳体(1)内部中心处设置有贯通的漏斗状空腔，绝缘壳体(1)内漏斗状空腔的广口端设置有圆环状的第一绝缘介质层(2)，第一绝缘介质层(2)的中心处设置有圆盘状的第二绝缘介质层(8)，第二绝缘介质层(8)与第一绝缘介质层(2)之间有环状空隙，所述环状空隙形成吸气孔(5)，第一绝缘介质层(2)通过若干个连接支杆(7)与第二绝缘介质层(8)连接；绝缘壳体(1)内漏斗状空腔的窄口端设置有单向排气阀(6)；
所述第一绝缘介质层(2)的下表面辐射有下电极(4)，所述第二绝缘介质层(8)内部埋设有上电极(3)；上电极(3)接地，下电极(4)连接负直流脉冲高电压；
所述上电极(3)的形状为圆盘状，所述下电极(4)的形状为圆环状；第一绝缘介质层(2)、第二绝缘介质层(8)、上电极(3)及下电极(4)同圆心；
负直流脉冲高电压峰值电压为负3000伏～负10000伏，负直流脉冲周期0.1ms～5ms。
2.根据权利要求1所述的一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，其特征在于，第一绝缘介质层(2)及第二绝缘介质层(8)的材质均为聚四氟乙烯或聚酰亚胺，厚度均为1mm～50mm。
3.根据权利要求1所述的一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，其特征在于，所述上电极(3)为铜电极，厚度为0.03mm～5mm；所述下电极(4)为铜电极，厚度为0.03mm～5mm。
4.根据权利要求1所述的一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，其特征在于，连接支杆(7)的个数为4个，4个连接支杆(7)均匀分布。
5.根据权利要求1所述的一种可用于机翼减阻的等离子体吸气装置，其特征在于，绝缘壳体(1)的材质为聚四氟乙烯。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112399694A (zh) * 2020-11-04 2021-02-23 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 一种环形等离子体激励器及其气动激励产生方法
CN112780504B (zh) * 2021-01-13 2023-03-24 中国长江三峡集团有限公司 基于等离子体合成射流的风力机叶片及控制方法
CN113316301B (zh) * 2021-06-08 2022-02-18 西安理工大学 一种可用于机翼减阻的单向导通等离子体吸气装置

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080067283A1 (en) * 2006-03-14 2008-03-20 University Of Notre Dame Du Lac Methods and apparatus for reducing noise via a plasma fairing
CN101511146A (zh) * 2009-03-31 2009-08-19 北京航空航天大学 介质阻挡放电等离子体零质量射流激励器
CN102114910A (zh) * 2010-12-14 2011-07-06 大连海事大学 一种等离子体机翼流动控制方法
CN107734824A (zh) * 2017-09-08 2018-02-23 浙江大学 介质阻挡放电等离子体平板湍流减阻装置
CN109618481B (zh) * 2018-12-14 2020-12-11 哈尔滨工业大学 低雷诺数条件的等离子体合成射流激励器
CN110891357A (zh) * 2019-07-16 2020-03-17 中国人民解放军空军工程大学 流向多通道脉冲电弧等离子体流动控制装置及其减弱激波强度的方法

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