等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究

于金革，牛中国，梁 华，管佳明，胡秋琦

（1.中国航空工业空气动力研究院，黑龙江哈尔滨 150001；2.空军工程大学航空航天工程学院等离子体动力学重点实验室，陕西西安 710038）

等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究

于金革1，＊，牛中国1，梁 华2，管佳明1，胡秋琦1

（1.中国航空工业空气动力研究院，黑龙江哈尔滨 150001；2.空军工程大学航空航天工程学院等离子体动力学重点实验室，陕西西安 710038）

在风速30m／s、40m／s条件下，通过风洞天平测力试验，研究了飞翼布局模型上布置纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体激励器后，等离子体激励电压、激励电极数目和激励位置变化对飞翼布局模型增升减阻的效果影响。研究表明，与激励电压和激励电极数目相比，激励位置对流动控制的效果有决定性的影响，同时相对于其他控制位置，等离子体激励抑制模型翼面前缘涡分离效果明显；等离子体激励启动后，通过向边界层内的流体注入能量，推迟了飞翼布局模型翼面大迎角时的流动分离，提高了模型的最大升力系数CLmax和失速迎角αs，降低了阻力系数CD；在一定试验条件下，施加等离子体气动激励后，最大升力系数CLmax由0.97增大到1.1，增大13.2%，失速迎角αs由17.4增大到21.4，推迟了4°，阻力系数CD最大减小量达到24.6%，且随等离子体激励器能量的增加，激励效果越显著。

等离子体；介质阻挡放电；飞翼布局；增升减阻；试验研究

0 引 言

飞行器流动控制的目的是增加飞行器的升力、减少阻力，提高升／阻比，从而改善飞行器的气动性能［12］。机翼作为飞机的一个关键气动部件，翼面增升对飞机性能有重要影响。有数据表明，起飞时，最大升力系数CLmax增加5%，有效载荷约可增加15%；着陆时，最大升力系数CLmax增加5%，有效载荷约可增加40%［3］。而飞行器的飞行阻力每减少1%，有效载荷即可增加10%［4］，全球每年就可以节省上千亿美元燃料成本，或者可以提高飞行器的飞行速度和增大航程［5］。

传统的飞行器流动控制方法有合成射流［6］、振荡射流［7］、缝翼［8］、涡流发生器、边界层吹／吸气等，但会带来非预期的寄生阻力或复杂的移动部件等问题。等离子体激励可以将电场的能量转化为边界层气体分子的动量或热量，改变边界层的流场结构和物理特性，从而抑制边界层流动分离［9］，使飞行器增升、减阻、提高失速迎角，实现飞行器的流动控制。

等离子体作为一种新型的流动控制技术的主要特点是：等离子体激励是由电场直接作用，没有运动部件，具有结构简单、尺寸小、重量轻、施加的气动激励作用频带宽、激励参数便于实时控制、响应快、能耗较低、可靠性强等优点［10－13］，成为国际空气动力学和等离子物理重要的研究领域。

等离子体已广泛应用于平板边界层减阻［14－15］、翼型增升［16－17］和分离流动控制［18－22］。其中Corke等进行了等离子体流动控制风洞试验［23－24］，模型为4.16%缩比的1303UAV半模，风速为15m／s，试验结果表明，在0°～20°迎角范围内，升力有明显的增加，在20°和30°之间的某些角度，升力甚至增加了25%；在二维NACA0015翼型表面前缘布置沿展向排列的激励器，从而增加最大升力系数和失速迎角，当来流风速21m／s时，失速迎角增加7°，升阻比最大增加了340%。王勋年等［25］研究了等离子体对NACA0015翼型失速分离的控制，来流风速20m／s时，最大升力系数增加11%，失速迎角增加6°。

目前国内外对等离子体激励用于翼型增升及二维机翼前缘分离抑制的研究较多，用于飞机模型上的测力试验研究较少，且已有研究多采用毫秒、微秒脉冲激励，而纳秒脉冲激励作为一种新发展的等离子体流动控制手段，能否有效控制飞翼布局模型翼面流动分离值得进行研究。另外，现有研究的来流风速普遍低于30m／s，对应的雷若数偏低，也没有对激励电压、激励位置和激励电极数目的影响进行系统的研究与对比。除此之外，飞翼布局模型的翼根效应、翼尖、后掠效应等三维机翼的绕流更加复杂，因此本文在飞翼布局模型上安装了等离子体激励器，详细地研究了激励电压、激励位置和激励电极数目对流动控制效果的影响，解决了风洞测力试验中等离子高压放电产生的电磁场对数据采集系统及天平的影响，以及模型表面与天平支点的绝缘性等困难，验证了等离子体激励对飞翼布局模型具有显著的增升减阻效果。

1 试验系统

1.1 风洞

试验在中国航空工业空气动力研究院FL-5风洞中完成。FL-5风洞是一座单回流式开口低速风洞，试验段截面为直径1.5m的圆形，试验段长1.95m，风洞试验风速范围0～50m／s。

1.2 等离子体激励器布局

等离子体激励器由敷设在绝缘材料上下两层的电极构成，其中上层的电极裸露在空气中，下层电极由绝缘材料覆盖。在纳秒脉冲电源的作用下，上层电极表面的空气由于强电场的作用被电离产生等离子体。试验中采用的纳秒脉冲介质阻挡放电（Nanosecond Pulse Dielectric Barrier Discharge，NS-DBD）激励器是典型非对称布局形式，如图1所示。

图1 NS-DBD等离子体气动激励器布局Fig.1 Layout of NS-DBD plasma actuator

NS-DBD等离子体气动激励器的长度根据模型的大小调整，上、下层电极的材料为铜箔，厚度均为0.018mm。绝缘材料为Kapton胶带，介电常数为3.5，单层胶带厚度0.065mm。试验中所有绝缘介质均由3层Kapton胶带铺设而成，耐压值约15kV，宽度为50mm。激励器以粘贴的方式布置在模型上。

1.3 等离子体电源

NS-DBD等离子体气动激励器放电所用电源为Proteus-2纳秒脉冲等离子体电源，该电源使用输入电压为0～220V、频率为50Hz的交流电，输出电压为2～100kV，脉冲上升沿为10～25ns，半高宽为30～40ns，下降沿为20～25ns，脉冲功率为10MW，脉冲输出频率为200～2 000Hz可调，电源最大功率为2 000W。NS-DBD电源如图2所示。

图2 纳秒脉冲等离子体电源Fig.2 Nanosecond pulse plasma power

1.4 模型及支撑系统

飞翼布局模型为双“W”型无尾飞翼，后掠角35°，机翼面积0.157 18m2，机翼展长0.953 2m，平均气动弦长0.214m，展弦比5.78。

试验模型采用半弯刀机构尾撑方式支撑。模型通过尾支杆连接到半弯刀上，弯刀固定在风洞β机构上，弯刀机构改变模型的迎角，β机构改变模型侧滑角。安装在支撑机构上的试验模型如图3所示。

图3 模型及支撑系统Fig.3 Model and support system

2 试验结果与分析

2.1 激励电压对试验效果的影响

试验风速为40m／s，NS-DBD等离子体气动激励器布置在模型翼面前缘，试验结果如图4所示。等离子体气动激励在所研究的激励电压下变化时都有增升减阻作用，且随着电压的升高，升力系数逐渐增大，阻力系数逐渐减小；控制效果在激励电压为12kV时达到最优，最大升力系数CLmax增大约5.7%；阻力系数CD在试验迎角范围内均有减小，迎角大于13°以后，阻力系数减小明显，最大减小量为24.6%。分析认为：在大迎角处，等离子体激励作用后向边界层注入了能量，推迟了气流分离，使阻力减小；而随激励器供电电压的增加，激励能量就越大，抑制流动分离的效果就越明显。

图4 激励器电压对升阻特性影响Fig.4 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator voltage

2.2 激励电极数目对试验效果的影响

试验风速为30m／s，NS-DBD等离子体气动激励器布置同前，试验结果如图5所示，等离子体激励电压为13kV。可以看出，分别接通第1组、第2组及1、2组电极全部接通时对模型均有增升作用，但控制效果不同。单独接通第1组电极时，最大升力系数CLmax增大约13.2%；单独接通第二组电极时，最大升力系数CLmax增大约6.1%；1、2组电极全部接通时，最大升力系数CLmax增大约9.3%。由于第1组电极激励位置更加靠近前缘，对模型的前缘涡分离抑制影响更大，因此控制效果最佳；而1、2组电极全部接通时，并没有获得比第1组单独作用时的控制效果，可能是1、2组激励器的布置位置不匹配，导致1、2组电极全部接通时控制效果反而变弱；但随激励器供电电压的增加，激励器非定常扰动的能量增大，因此控制效果也优于第2组电极单独作用时；阻力系数CD没有呈现出明显的规律性变化，在迎角α＝13°～21°时，阻力系数减小，而α在21°之后阻力系数又变大。

2.3 激励电极位置对试验效果的影响

试验风速为30m／s，将模型沿展向分为机身段、内翼段和外翼段。对于飞翼布局来说，飞翼在大迎角时，三段不是同时失速，通常是外翼段首先失速，其次是内翼段和机身段，因此有必要研究NS-DBD等离子体气动激励分别对这三个位置的作用。等离子体激励电压为13kV，试验结果如图6所示。当激励器位于机身段时，增升减阻的效果比较微弱；对内翼段，升力系数有显著提高，最大升力系数CLmax提高8.99%，并能够推迟失速迎角4°，但阻力系数变化不大；对外翼，在迎角13°以后，升力系数都有提高，但没有改变失速特性。在小于18°迎角时，阻力系数都有减小，而大于18°迎角以后，阻力系数出现了上升。

分析原因认为：迎角较小时外翼段就已经存在翼尖涡了，且随着迎角增大，分离涡逐渐向内翼段移动。从外翼段的试验结果看，等离子体激励对于翼尖涡可能会有一定的控制作用，但控制效果不大；而内翼段一般会存在前缘涡，对内翼段的较好激励效果也进一步印证了NS-DBD等离子体气动激励对前缘涡的影响较大；而机身段存在机头涡，试验结果也说明这种布置方式NS-DBD等离子体气动激励器对于机头涡的控制并不明显。

图5 激励电极数目对升阻特性影响Fig.5 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator of electrode number

图6 激励电极位置对升阻特性影响Fig.6 Lift and drag coefficient effect of plasma actuator position

3 结 论

通过NS-DBD等离子体气动激励对飞翼布局模型增升减阻影响的研究，可以得出以下结论：

（1）NS-DBD等离子体气动激励作用后，通过向边界层注入能量可推迟翼面流动分离，随激励电压的增大，使激励能量增强，激励效果越明显；

（2）与其它控制位置相比，NS-DBD等离子体气动激励抑制前缘涡分离的作用明显，对模型的增升减阻控制效果最佳；

（3）NS-DBD等离子体气动激励器布置在模型前缘时，多组激励器在消耗更多能量时，并没有获得较一组激励器单独激励更好的控制效果，这时要考虑电极间布置的相互匹配关系；

（4）对于飞翼布局模型，NS-DBD等离子体气动激励器布置在机身处与外翼段时的控制效果较弱，而内翼段的激励能有效的改变模型的气动特性，控制效果最好。

新一代高性能战斗机具有高机动性和高敏捷性。然而，在大迎角飞行区域由飞机部件产生的非对称涡及涡破碎，使战斗机的横向安定性降低，从而导致其可控能力减小，甚至导致不可控的机动／偏离／尾旋状态。本期试验研究表明，纳秒脉冲等离子体激励对流动分离有明显的控制作用，预期可以利用NS-DBD激励减弱、延缓上述各种过失速机动飞行中遇到的气动问题。这也是NS-DBD激励控制旋涡研究所面临的一个新课题，有待进一步深入研究。下一步的工作包括：改善纳秒脉冲电源性能，扩展电源频带，进一步探索激励参数对流动控制效果的影响。

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Experimental investigation on flying wing lift enhancement and drag reduction by plasma

Yu Jinge1，＊，Niu Zhongguo1，Liang Hua2，Guan Jiaming1，Hu Qiuqi1
（1.China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Harbin 150001，China；2.Science and Technology on Plasma Dynamics Laboratory，Aeronautics and Astronautics Engineering College，Air Force Engineering University，Xi’an 710038，China）

Under the condition of wind speed of 30m／s or 40m／s，the effect of the parameter of the voltage and the number of actuated electrode couples as well as the position of the plasma aerodynamic actuation on the lift enhancement and drag reduction of a flying wing are investigated by means of force-balance tests in the wind tunnel after the nanosecond pulse die-lectric barrier discharge plasma actuator was installed.The force test results show that，compared with the voltage and the number of actuated electrode couples，the position of the plasma aerodynamic actuation determines flow control effect mainly.Compared with other control position，plasma inhibites model′s leading edge vortices seperation obvious.Plasma actuator injectes energy to the boundary layer of fluid so the surface flow separation is delayed to larger angle of attack for the flying wing，the maximum lift coefficient and stall angle are also efficiently increased，and drag coefficient is reduced at the same time.Under certain test conditions，the maximum lift coefficient increases 13.2%from 0.97to 1.1，stall angle increases 4°from 17.4°to 21.4°and drag coefficient reduces 24.6%，and the more energy the plasma actuator is increased，the more obvious effect the plasma actuator will generate.

plasma；dielectric barrier discharge；flying wing；lift enhancement and drag reduction；wind tunnel test

V211.753；TL61＋2.3

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0055

2014-06-12；

2014-08-21

于金革＊（1980-），男，黑龙江尚志人，工程师，研究方向：动态试验及等离子体流动控制试验技术.E-mail：yujinge2005＠163.com

于金革，牛中国，梁华，等.等离子体用于飞翼布局模型增升减阻试验研究［J］.空气动力学学报，2015，33（6）：823-827.

10.7638／kqdlxxb-2014.0055 Yu J G，Niu Z G，Liang H，et al.Experimental investigation on flying wing lift enhancement and drag reduction by plasma［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：823-827.

0258-1825（2015）06-0823-05