基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验_方子淇.pdf
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1、第 卷 第期空军工程大学学报 年月 收稿日期:基金项目:基础加强计划领域基金();国防科技重点实验室基金()作者简介:方子淇(),男,广东普宁人,硕士生,研究方向为等离子体流动控制。:通信作者:宗豪华(),男,河南汝州人,副研究员,研究方向为等离子体流动控制。:引用格式:方子淇,宗豪华,苏志,等 基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验空军工程大学学报,():,():基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验方子淇,宗豪华,苏志,付正阳,干宗耀,曹亚威(西安交通大学航天航空学院,西安,;西安交通大学机械工程学院,西安,;空军工程大学航空工程学院,西安,)摘要等离子体流动控制技术具有结构简
2、单、响应迅速等特点,已成为流动控制领域的研究热点。为减小飞机的湍流摩擦阻力,提出了一种基于方格网状等离子体激励器的新型湍流减阻方法,研究了其放电特性与诱导流动特性,并在风洞中获得该激励器减小 翼型湍流摩擦阻力的参数规律。结果表明,静止条件下,方格网状激励诱导的射流速度与占空比成正比,而随脉冲频率的增大先增加后减小,诱导射流的最大瞬时速度为 。来流速度为 时,激励能使翼型湍流摩擦阻力减小。方格网状激励诱导产生的射流使近壁面流体整体抬升,破坏近壁面涡结构,进而抑制湍流生成,实现摩擦减阻。关键词湍流减阻;等离子体流动控制;等离子体激励器;翼型 中图分类号 文献标志码文章编号 (),(,;,;,),;
3、随着科技发展,飞机飞行速度越来越快,航程也越来越远。飞机飞行阻力与其飞行速度成正比,速度越快的飞机所受到的阻力越大,因此增大了对能源的消耗。研究表明,若一架波音 民航客机减小的阻力,每年即可节约 加仑的航空燃油消耗。大型运输机和大展弦比无人机在巡航飞行阶段,摩擦阻力占总阻力的比重也超过。因此,降低摩擦阻力尤其是湍流摩擦阻力可以提高飞机的巡航升阻比,进而降低发动机油耗、提高飞机航程和航时、节约能源消耗,助力“碳达峰”“碳中和”目标的实现,具有重要意义。边界层流动减阻控制技术主要分为被动控制和主动控制两种方式。典型流动控制手段有小肋、沟槽、微吹气阵列和等离子体气动激励等。等离子体气动激励作为一种新
4、型主动流动控制技术,与另外几种方式相比,具有结构简单、响应迅速、频带宽等优点,因而成为当前的研究热点。等人最先使用直流电晕放电对平板边界层进行操纵,并于 的来流风速下实现 的减阻,并指出进行多次放电来获得更高的效率是有必要。而介质阻挡放电(,)等离子体激励器很好的迎合了这项要求。近些年也有许多团队做了有关等离子体激励在湍流减阻方面的工作。例如:英国诺丁汉大学 等人设计了两组相对的不对称等离子体激励器,在来流速度为 的条件下,通过交替的极性脉冲信号激活激励器上的高压电极,使得等离子体诱导的气体产生交替的运动,从而在近壁面处产生振荡,削弱近壁事件,使湍流边界层的摩擦阻力最大可降低。美国圣母大学 团
5、队发现减阻效果很大程度上取决于高压电极之间的间距,即更密集的电极布置可以产生更好的减阻效果,由此超密间距阵列式的等离子体激励器是值得研究的。西北工业大学 等人将双向 等离子体激励器沿展向布置于平板上,施加正弦交流电信号,分别产生与流向相同和相反的等离子体射流,结果向后产生射流的减阻效果略优于向前,在来流为 的条件下可达 。后其团队最新发表的成果研究了不同激励频率下展向射流对湍流边界层的减阻控制效果,在来流为 的风速下,得到局部减阻率随着频率的增加而先增大后减小的趋势,最大可达,表明激励频率对湍流边界层减阻效果有重要影响。尽管许多研究都取得了很好的结果,但其中大部分是在平板湍流边界层中以小于 的
6、来流速度下进行的。想要进一步提升湍流减阻效果,必须摆脱传统展向或流向等离子体射流的思维范式,另谋新路。利用微吹气对湍流边界层进行减阻是由美国 的 等首次提出的,通过壁面上的微小气孔喷出少量气体来实现减阻,能够以极小的吹气速度与流量在较高来流速度下实现的有效减阻,局部摩擦减阻率可达 ,其通过减小局部流向速度,进而实现减阻。除在平板湍流边界层中的应用外,日本庆应义塾大学 等将微吹气方法应用到 翼型上,在 的来流速度下实现了 的局部摩擦减阻,但翼型总阻力略有增加,且存在供气系统复杂供气系统复杂、多孔介质难以维护等问题。同时,为了推动在航空工程中的实际应用,需要在翼型案例中验证压力梯度对等离子激励器在
7、减阻方面的影响。等在 翼型表面上布置双侧对冲式激励器,并在 范围内进行流动控制,这是等离子体湍流减阻方法在翼型上的首次尝试,但遗憾的是并未取得减阻效果。受以上研究工作启发,本研究设计了一种新型方格网状等离子体激励器,其初衷在于通过创造一个个由网格四周向中心对冲的等离子体壁面法向射流,来模拟壁面微吹气阵列的作用效果。本文的组织架构如下:首先,研究了激励器的电特性,并通过高速粒子图像测速仪(,)对诱导流场特性进行诊断。在此基础上,将激励器布置在零度攻角的 翼型上,使用尾耙测量来获得减阻幅度随激励强度的基本趋势。最后,对减阻机理进行简要分析,得出本文的结论。实验装置 方格网状激励器与电源本文设计的一
8、种新型方格网状激励器,其诱导产生的近壁射流可实现类似微吹气的效果。如图所示,激励器总宽度为 ,总长度为 ,高压电极宽度,低压电极宽度分别为和,与厚度为 的聚酰亚胺介质层组成不同间距和不同个数的方格网状构型与方格网状 构型。电源采 用 毫 秒 脉 冲 等 离 子 体 电源,输出波形为 正弦波,输出电压到 连续可调,占空比到 可调,脉冲频率 到 连续可调,并将其放电频率设置为 。空军工程大学学报 年图方格网状激励器及实验模型示意图 风洞和翼型实验采用空军工程大学低速回流风洞进行实验测量。该风洞为一座闭口回流式风洞,实验段长、宽、高。其主要部件分为动力段、扩压段和过渡段、拐角和导流片、稳定段、收缩段
9、和实验段。动力段采用 变频调速电机,其功率为 ,转速最高可达到 ,在实验段产生来流速度()可调,在实验来流速度范围内,实验段主流区湍流度。如图所示,将等离子体激励器沿流向布置于材料为光敏树脂的 翼型上,翼型弦长 ,展长 。为了着眼于湍流减阻,在距机翼前缘 处布置宽度为、由 目砂纸制成的直条形转捩带,强制进行转捩。翼型沿流向垂直布置于平板模型中部,平板模型水平安装至风洞实验段中间高度处,其上表面距离风洞上壁面 离风洞下壁面。测量系统 激励特性测量系统方格网状激励器激励后的放电电压与电流分别通过高压探头(,)和 电 流 探 头(,)配 合 示 波 器(,)进行采集与记录。高速 测 量 系 统 由
10、高 速 相 机(,像素),高频率激光器()和可编程定时单元(,)组成。采集和放电之间的时间精确同步由数字延迟脉冲发生器()实现,其输出两路信号:一路用于调节电源产生的非稳态正弦电压波形;另一路向 发送触发信号。示踪粒子由带 喷嘴的雾化器产生,典型粒径约为。测量平面选定为图所示的 平面,对于方格网状构型,视场范围为 ,分辨率为 。对于方格网状 构型,视场范围为 ,分辨率为 。每个测试案例,由 采集到 对图像,并将对应的瞬时速度取平均以获得平均射流速度场。尾迹测量系统当翼型处于零度攻角状态时,其表面不会发生流动分离现象,因此总翼型阻力主要由摩擦阻力决定,湍流摩擦减阻可直接表现为总的减阻量,并可以通
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