CN113120218A - 用于高亚音机翼流动分离控制的复合等离子体激励方法 - Google Patents

Abstract

提供一种用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，在机翼模型的前半部分，沿着流向在吸力面布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器；在机翼模型的后半部分，布置由多个等离子体合成射流激励器组成的激励器阵列。还提供一种用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励方法。本发明能够消除高亚音速机翼在临近失速攻角和过失速攻角下的后缘和前缘流动分离，提高基准失速攻角下的最大升力系数/升阻比、扩宽飞行安全边界、提高飞机有效载荷。

Description

用于高亚音机翼流动分离控制的复合等离子体激励方法

技术领域

本发明涉及等离子体流动控制领域，尤其是一种用于高亚音速机翼大攻角流动分离控制的复合等离子体气动激励方法。

背景技术

飞机机翼的最大升力系数直接影响着飞行器的有效载荷和低速飞行时的安全边界。在设计商业运输用的高亚音飞行器时，一般要求机翼呈现出后缘分离的特征。即当机翼攻角接近失速攻角时，机翼表面的流动分离点首先出现在后缘附近。随着攻角的增加，分离点逐渐往前缘移动，机翼的升力系数缓慢下降。为了提升机翼的最大升力系数，可以采用等离子体流动控制手段抑制机翼表面的流动分离。当前广泛采用的等离子体激励器有交流介质阻挡放电等离子体激励器(ACDBD)，纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器(NSDBD)等。其中，交流介质阻挡放电等离子体激励器的诱导射流速度一般不超过5m/s，只能用于低速机翼流动控制。纳秒脉冲介质阻挡放电激励器利用热扰动加快剪切层失稳，对于翼型的前缘大尺度流动分离有效果、而对于后缘流动分离则效果不明显。目前，还没有一种激励方式能够同时实现对高亚音速机翼的前缘和后缘流动分离进行有效控制。

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明提出一种用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，具体为，

在机翼模型的前半部分，沿着流向在吸力面布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器；在机翼模型的后半部分，布置由多个等离子体合成射流激励器组成的激励器阵列；其中

纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器包括裸露电极、掩埋电极和绝缘介质；掩埋电极和裸露电极分别位于绝缘介质的两侧；机翼前缘从前往后，沿基本平行于机翼前缘的方向，依次布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器之间存在一定间隔；

等离子体合成射流激励器包括激励器腔体、一对电极棒和小孔；等离子体合成射流激励器埋在机翼模型上表面之下，小孔与激励器腔体之间通过一个收敛型的喉道相连接，喉道下宽上窄，作为气体吸入喷出的通道；收敛型喉道的中心轴线与机翼表面垂直或呈一定夹角；等离子体合成射流激励器在机翼后半部分呈阵列型布置。

在本发明的一个具体实施例中，相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器沿展向的左右边缘大致对齐；等离子体合成射流激励器阵列的左右边界与纳秒脉冲介质阻挡放电激励器的左右边界大致对齐。

在本发明的一个实施例中，第一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器的中心位置处在过失速攻角下大尺度流动分离点的上游，与机翼前缘的距离保持在5％-10％弦长左右；最后一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器中心位置处在距离前缘40％-50％弦长位置。

在本发明的一个实施例中，机翼前缘从前往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘40-60％处弦长处，最后一排等离子体合成射流激励器的位置在距离后缘70％-80％处；在激励器阵列内部。

在本发明的一个具体实施例中，机翼前缘从前往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘50％弦长处。

在本发明的另一个实施例中，电极棒直径1-2mm；激励器小孔的等效直径为1-3mm。

在本发明的另一个具体实施例中，电极棒的材料为纯钨或者钨合金；激励器腔体的材料为耐高温的陶瓷，外形为图中的圆柱形、球形或其他形状；激励器小孔截面形状为圆形、狭缝型、三角形或其他形状；相邻等离子体合成射流激励器的行间距和列间距为20mm。

还提供一种用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励方法，其特征在于，具体如下：

在近失速攻角下，机翼表面的流动分离点位于机翼弦线的中部靠后位置；此时，在等离子体合成射流激励器的一对电极棒上施加高压重频脉冲，产生放电电弧；腔体内部气体受热膨胀后从小孔喷出，形成高速射流；射流与机翼上表面来流的湍流边界层相互作用，产生流向漩涡；漩涡促进边界层内部的动量掺混，使得边界层底部的速度剖面更加饱满、抵抗流动分离的能力更强；最终，边界层在近失速攻角状态下的后缘流动分离被消除或者减小，机翼在临近失速攻角下的最大升力系数得到提高；

在过失速攻角下，机翼表面的流动分离点发展到前半部分，位于前缘附近；此时等离子体合成射流激励器喷出的射流被回流区的低能流体所淹没，无法起到消除流动分离的作用；为控制流动分离，需打开纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，诱导产生强冲击波扰动；在该扰动作用下，大尺度的分离流剪切层被剪断，形成一系列非定常的展向涡；在这些涡的诱导作用下，主流区的动量被卷入分离区内部，将分离点周期性的推向下游；由于漩涡本身是低压区，当流过机翼上表面时，会引起机翼升力的增加；最终，机翼在过失速状态下的升力系数得到提升、失速攻角被推迟。

本发明能够消除高亚音速机翼在临近失速攻角和过失速攻角下的后缘和前缘流动分离，提高基准失速攻角下的最大升力系数/升阻比、扩宽飞行安全边界、提高飞机有效载荷。

本发明与传统的单一激励方式如ACDBD和NSDBD相比，既能够实现高亚音速翼型在过失速状态下的前缘流动分离控制，又能够实现临近失速状态下的后缘流动分离控制，最终达到提高机翼最大升力系数和升阻比、拓宽飞机飞行安全边界和有效载荷的目的。本发明跟传统的单一类型激励器相比，对于高亚音速机翼流动分离的控制效果更好。本发明所提出的方法可以用于具有不同失速特性的机翼流动分离控制，适应性强。

附图说明

图1示出复合等离子体激励方法三维视图；

图2示出复合等离子体激励方法俯视图；

图3示出沿着A-A截面的剖视图；

图4示出复合等离子体激励控制前后机翼升力系数的变化。

具体实施方式

图1-图3分别展示出本发明复合等离子体激励方法的三维视图、俯视图和A-A截面剖视图。如图1所示，在机翼模型的前半部分，沿着流向在吸力面布置若干个纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器。在机翼模型的后半部分，布置由多个等离子体合成射流激励器组成的激励器阵列。

如图2所示，纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器由裸露电极、掩埋电极和绝缘介质构成(周思引，车学科，聂万胜。纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体对超音速燃烧室中凹腔性能的影响[J]。高电压技术。2014，40(10)：3032-3037)。掩埋电极和裸露电极分别位于绝缘介质的两侧，掩埋电极和裸露电极的材料可以选用铜箔、金箔或者其他耐氧化腐蚀的金属。绝缘介质可以是有机材料(如聚酰亚胺、有机玻璃、尼龙)，也可以是无极材料(如陶瓷、云母)。裸露电极和掩埋电极在绝缘介质上的附着可以采用电镀、磁控溅射或者丝网印刷等工艺。机翼前缘从前往后，沿基本平行于机翼前缘的方向，依次布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器之间存在一定间隔。其中，第一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器的中心位置应处在过失速攻角下大尺度流动分离点的上游，与机翼前缘的距离保持在5％-10％弦长左右；最后一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器中心位置处在距离前缘40％-50％弦长位置。在本发明的一个具体实施例中，机翼前缘从前往后，沿基本平行于机翼前缘的方向，共布置三个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器。相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器左右两边缘基本对齐。

如图3所示，等离子体合成射流激励器主要由激励器腔体、一对电极棒和小孔构成(宗豪华，宋慧敏，梁华，贾敏，李应红.纳秒脉冲等离子体合成射流特性实验研究[J]。推进技术，2015，(10)：1474-1478)。等离子体合成射流激励器埋在机翼模型上表面之下，小孔与激励器腔体之间通过一个收敛型的喉道相连接，喉道下宽上窄，作为气体吸入喷出的通道。收敛型喉道的中心轴线与机翼表面可以垂直(图3)，也可以呈一定夹角。电极棒的材料为耐高温电弧烧蚀的纯钨或者钨合金，直径1-2mm。激励器腔体的材料为耐高温的陶瓷，外形可以为图中的圆柱形、也可以是球形或者其他形状。激励器小孔可以为图中的圆形、也可以是狭缝型、三角形等其他复杂形状，小孔的等效直径为1-3mm。等离子体合成射流激励器在机翼后半部分呈阵列型布置，从机翼前缘往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘40-60％处弦长处，最后一排等离子体合成射流激励器的位置在距离后缘70％-80％处。在本发明的一个具体实施例中，从机翼前缘往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘50％弦长处。在激励器阵列内部，相邻等离子体合成射流激励器的行间距和列间距一般应控制在20mm左右。如图2所示，等离子体合成射流激励器阵列的左右边界与与纳秒脉冲介质阻挡放电激励器每行的左右边界大致对齐。

结合图4，对复合等离子体激励方法对高亚音速机翼进行增升的原理如下：

在近失速攻角下，机翼表面的流动分离点位于机翼弦线的中部靠后位置。此时，在等离子体合成射流激励器的一对电极棒上施加高压重频脉冲，产生放电电弧。腔体内部气体受热膨胀后从小孔喷出，形成高速射流。射流与机翼上表面来流的湍流边界层相互作用，产生流向漩涡。漩涡促进了边界层内部的动量掺混，使得边界层底部的速度剖面更加饱满、抵抗流动分离的能力更强。最终，边界层在近失速攻角状态下的后缘流动分离被消除或者减小，机翼在临近失速攻角下的最大升力系数得到了提高。

在过失速攻角下，机翼表面的流动分离点发展到了前半部分，位于前缘附近。此时等离子体合成射流激励器喷出的射流被回流区的低能流体所淹没，无法起到消除流动分离的作用。为了控制流动分离，需打开纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，诱导产生强冲击波扰动。在该扰动作用下，大尺度的分离流剪切层被剪断形成一系列非定常的展向涡。在这些涡的诱导作用下，主流区的动量被卷入分离区内部，将分离点周期性的推向下游。由于漩涡本身是低压区，当流过机翼上表面时，会引起机翼升力的增加。最终，机翼在过失速状态下的升力系数得到了提升、失速攻角被推迟。

本发明的实质是将纳秒脉冲介质阻挡放电激励器和等离子体合成射流激励器结合起来，发挥各自的功效和优势。最终，根据机翼的流动状态进行分工协作，达到同时抑制临近失速攻角下后缘分离和过失速攻角下前缘分离的效果。本发明不对两种激励器在机翼上的精确位置、电极几何参数和激励电压参数做出具体限制，只要是将两种激励器的复合起来用于流动分离的控制，均属于本发明的覆盖范围。

Claims (8)

1.用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，

在机翼模型的前半部分，沿着流向在吸力面布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器；在机翼模型的后半部分，布置由多个等离子体合成射流激励器组成的激励器阵列；其中

纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器包括裸露电极、掩埋电极和绝缘介质；掩埋电极和裸露电极分别位于绝缘介质的两侧；机翼前缘从前往后，沿基本平行于机翼前缘的方向，依次布置多个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器之间存在一定间隔；

等离子体合成射流激励器包括激励器腔体、一对电极棒和小孔；等离子体合成射流激励器埋在机翼模型上表面之下，小孔与激励器腔体之间通过一个收敛型的喉道相连接，喉道下宽上窄，作为气体吸入喷出的通道；收敛型喉道的中心轴线与机翼表面垂直或呈一定夹角；等离子体合成射流激励器在机翼后半部分呈阵列型布置。

2.如权利要求1所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，相邻纳秒脉冲介质阻挡放电激励器沿展向的左右边缘大致对齐；等离子体合成射流激励器阵列的左右边界与纳秒脉冲介质阻挡放电激励器的左右边界大致对齐。

3.如权利要求1所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，第一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器的中心位置处在过失速攻角下大尺度流动分离点的上游，与机翼前缘的距离保持在5％-10％弦长左右；最后一个纳秒脉冲介质阻挡放电激励器中心位置处在距离前缘40％-50％弦长位置。

4.如权利要求1所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，机翼前缘从前往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘40-60％处弦长处，最后一排等离子体合成射流激励器的位置在距离后缘70％-80％处；在激励器阵列内部。

5.如权利要求4所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，电极棒直径1-2mm；激励器小孔的等效直径为1-3mm。

6.如权利要求4所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，机翼前缘从前往后，第一排等离子体合成射流激励器的中心位置在距离机翼前缘50％弦长处。

7.如权利要求5所述的用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励装置，其特征在于，电极棒的材料为纯钨或者钨合金；激励器腔体的材料为耐高温的陶瓷，外形为图中的圆柱形、球形或其他形状；激励器小孔截面形状为圆形、狭缝型、三角形或其他形状；相邻等离子体合成射流激励器的行间距和列间距为20mm。

8.用于高亚音速机翼流动分离控制的复合等离子体气动激励方法，其特征在于，具体如下：

在近失速攻角下，机翼表面的流动分离点位于机翼弦线的中部靠后位置；此时，在等离子体合成射流激励器的一对电极棒上施加高压重频脉冲，产生放电电弧；腔体内部气体受热膨胀后从小孔喷出，形成高速射流；射流与机翼上表面来流的湍流边界层相互作用，产生流向漩涡；漩涡促进边界层内部的动量掺混，使得边界层底部的速度剖面更加饱满、抵抗流动分离的能力更强；最终，边界层在近失速攻角状态下的后缘流动分离被消除或者减小，机翼在临近失速攻角下的最大升力系数得到提高；

在过失速攻角下，机翼表面的流动分离点发展到前半部分，位于前缘附近；此时等离子体合成射流激励器喷出的射流被回流区的低能流体所淹没，无法起到消除流动分离的作用；为控制流动分离，需打开纳秒脉冲介质阻挡放电激励器，诱导产生强冲击波扰动；在该扰动作用下，大尺度的分离流剪切层被剪断，形成一系列非定常的展向涡；在这些涡的诱导作用下，主流区的动量被卷入分离区内部，将分离点周期性的推向下游；由于漩涡本身是低压区，当流过机翼上表面时，会引起机翼升力的增加；最终，机翼在过失速状态下的升力系数得到提升、失速攻角被推迟。

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