等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

李天阳, 张鹤翔, 冉卓灵, 孟宣市, 史爱明

(西北工业大学航空学院,西安,710072)

飞行器气动设计涉及众多参数,当目标参数满足,飞行器整体外形或者部件外形确定后,如何通过被动/主动流动控制技术拓展和完善其在非设计状态下的气动性能成为目前研究的热点[1-4]。近年来,在飞行器设计之初就将流动控制相关参数融合到设计参数中更是研究人员关注的焦点[5-6]。

过去几十年里,环量控制(circulation control)作为一种有效的增升/减阻方法被研究者所关注[7-8]。利用曲面上的柯恩达效应(coanda effect)使后缘气流附着,环量控制翼型的后缘通常被设计为钝头,从而增加了巡航阻力。为了克服环量控制翼型对钝后缘的依赖性,研究人员使用了不同的被动/主动流动控制方法进行了研究[9-10]。

文献[11～13]提出并发展了一种基于环量控制技术的协同射流(co-flow jet, CFJ)流动控制方法。在CFJ流动控制设计中,如图1(a),在翼型前缘和后缘附近分别设置吹气腔道和吸气腔道。前缘吹气腔道喷出空气,为当地流动注入动量,而后缘吸气腔道用于吸入当地低能量的空气。前缘吹气流量和后缘吸气流量保持相等。在整个过程中不需要注入额外的流量,因此是一种零质量注入的流动控制技术。

现有的研究表明,CFJ流动控制的基本原理是通过前缘射流、后缘引流促进主流与分离流之间的湍流混合,从而增加翼型近壁边界层的能量。在此过程中产生的大尺度涡旋结构可以有效的促进流动的掺混过程。通过数值和实验证明,协同射流翼型可以得到更大的环量,从而实现提高失速迎角、降低气动阻力,并且有着较低的能量消耗[11-17]。许和勇等对此进行了很好的综述[18]。

许建华等通过数值模拟研究了射流动量系数、开口尺寸和位置等关键参数对协同射流翼型气动性能的影响规律[15]。宋超等[16]与Zhang S L等[17]比较了几何连续型和离散型前缘喷口对协同射流翼型气动特性的影响,证明在输入功率相同的情况下,离散型前缘喷口由于具有更高的吹气速度和更为明显的三维涡结构,因此有着更高的流动掺混效率。因此其在增加升力方面有着优异的表现[11,16,18]。

为了实现翼型前缘吹气和后缘吸气的一体化设计,文献[19～20]与[17]一直致力于在翼型内部安装微型压缩泵,该压缩泵可以在后缘处将低能量流体吸入腔道,然后对空气加压并通过腔道在翼型前缘以射流的形式喷出,见图1(b)。这种设计的最大困难是确保管道内的气流不会分离并且压力恢复到尽可能高的水平,此外还要确保沿狭腔展向吸入和吹送的气流是均匀的。该技术对于通过风洞实验方法对CFJ翼型展开相关研究至关重要,并直接影响CFJ翼型的空气动力学特性。

(a)协同射流翼型原理示意图[12]

基于交流高电压信号驱动的表面介质阻挡放电等离子体(alternating current surface dielectric barrier discharge,AC-SDBD)流动控制是 2000 年左右被提出并很快得到关注和迅速发展的流动控制方法[21-27]。当在两电极之间施加足够高的电压信号时,覆盖电极的绝缘介质周围空气会被弱电离。绝缘介质通过防止两电极之间直接放电坍塌成电弧而产生大量的等离子体。该等离子体在运动过程中撞击中性分子,形成从暴露的电极到覆盖电极的诱导气流。上述空气动力效应是AC-SDBD 等离子体流动控制的主要机制。该流动控制方法很像吹气控制,但没有额外的质量注入。

SDBD等离子体流动控制的优点包括贴壁的诱导射流、稳定的自持放电、宽频快响应的控制系统、简单易制的激励器以及其对研究对象几乎忽略的几何影响等。自 2000 年以来,等离子体流动控制被广泛用于空气动力学的相关研究,例如附面层控制[28-29]、翼型分离流动控制[30-31]、轴流压缩机稳定性扩宽[32]、三角翼分离涡控制[33]、翼尖涡的控制[34-35]、大迎角下非对称分离涡的控制[36]、空气动力学噪声抑制[37]、虚拟空气动力学部件[38-39]、无人飞行器气动特性的改善[40]、飞行控制[41]、飞行中的防/除冰[24]等。

近年来,本文作者团队围绕等离子体流动控制进行了持续研究,并对等离子体空气动力和热特性有了深刻的了解。基于上述认识,作者认识到等离子体激励器有可能解决CFJ翼型所面临的气流驱动方面的困难。AC-SDBD等离子激励器可以产生附着的诱导气流,从而解决使用压缩泵时管道中的流动分离问题以及腔道展向的气流均匀性问题。

在上述想法的驱使下,作者团队提出了基于等离子体激励的协同射流翼型概念(plasma co-flow jet, PCFJ),设计并制作完成了验证模型,并通过风洞实验进行了可行性验证[42-43],见图2。研究结果表明:PCFJ翼型可以有效地实现大迎角下的分离抑制作用,其机理是等离子体激励可以促进前缘层流分离剪切层的湍流化,并有效吸入后缘分离区的低能量流体。

图2 等离子体协同射流(PCFJ)翼型流动原理示意图

然而,上述模型的设计是基于已有的数值模拟[12-13,15, 44]和实验结果[16],并未针对PCFJ的几何参数(例如腔道的高度、激励器的数量以及敷设位置等)进行针对性的设计。基于此目的,本文将通过实验研究和数值模拟对上述影响参数进行研究,并给出优化组合参数。针对优化后的PCFJ翼型的气动特性进行研究,并对流动机制进行探究。

1 实验和计算设置

1.1 实验设备与方法

本实验中施加在等离子体激励器上的峰-峰值电压为13 kV,中心频率为8 kHz,波形为正弦波。使用信号发生器来控制激励器工作的占空比与占空频率。使用厚度为0.03 mm的铜箔作为激励器裸露电极与掩埋电极的材料,裸露与掩埋电极的弦长分别为3 mm和10 mm,展向有效长度为100 mm。使用6层(0.39 mm,每层0.065 mm厚)Kapton(聚酰亚胺)胶带作为介质层。

流场诊断使用二维粒子图像测速(2D-PIV)方法,采集频率为13 Hz,两帧激光间隔为200 μs,一组实验拍摄总时长为20 s,获得260组粒子图像,取全时间平均结果作为最终输出。使用互相关方法进行图像数据处理,其查询窗口为8 × 8 pixels,重叠率为50%。速度场的分辨率约为0.1 mm/pixel。

静止大气实验布局如图3所示。实验于透明有机玻璃箱内进行,使用玻璃板作为激励器基板和上方盖板。为保证流动具有良好的展向均匀性,腔道两侧使用同规格玻璃板进行封闭处理。实验中控制腔道的高度从2 mm逐步增长到6 mm,步长0.5 mm,共进行9组实验。对每组实验进行两次重复测量,取其平均值作为实验结果。

图3 实验布局示意图

1.2 腔道数值模拟设置与方法

数值模拟所用三维网格如图4所示。网格在激励器附近进行了横向(x方向)与纵向(y方向)加密,z方向均匀分布。根据选用的湍流模型确定所有固体边界第一层网格高度为0.01 mm,其无量纲高度y+<1。网格在x、y、z方向总节点数分别为120、150与200,总网格量350万。

图4 腔道等离子体激励网格划分图(120 × 150 × 200)

使用ANSYS Fluent软件作为求解器。采用基于压力的求解器进行稳态求解,湍流模型选择RNGk-ε模型。物性与边界条件设置为不可压缩空气,固体边界设为无滑移壁面条件,流场边界设置为表压为0的自由压力远场边界。使用添加动量源项的方法模拟等离子体激励过程。

1.3 PCFJ翼型计算设置与验证

计算模型采用NACA 0025基准翼型和基于NACA 0025的PCFJ翼型,翼型弦长均为200 mm,PCFJ翼型在上表面距前缘12.5% 弦长和80% 弦长处分别开吹气口和吸气口。上表面平移量为0.5% 弦长,腔道尺寸依据平板腔道实验结果设计。本文PCFJ翼型所用电压峰-峰值为13 kV,载波频率8 kHz。在内翼型上表面和腔道内各布置4 组激励器。其中1号和5号激励器分别布置在吹气口和吸气口,用来诱导气流偏转并向附面层注入动量。这8 组激励器均布置在不影响放电形式的合理距离。使用添加动量源项的方法模拟等离子体激励过程。激励器位置如图5所示。

图5 PCFJ翼型等离子体激励器分布

计算使用二维结构化网格,按y+< 1准则对翼型附面层进行了加密,第1层网格高度0.01 mm量级,基准翼型网格量366×150。远场边界距翼型表面20倍弦长,基准翼型与PCFJ翼型二维网格如图6所示。

(a)NACA0025

采用Transition SST四方程湍流模型、二阶迎风格式和压力基求解器进行求解。入口边界设定为固定速度入口,大小为10 m/s;出口边界设置为表压为0的压力出口;翼型表面满足无滑移条件。

通过在翼型最大厚度站位(即距前缘25% 弦长)比较垂直于吸力面的速度型的方法进行网格无关性验证。这里列出4 mm腔道PCFJ翼型网格无关性结果。如图7所示,网格1、网格2、网格3的外翼型网格量分别为415×80、590×150、880×150,腔道网格量分别为330×15、500×25、870×30。可以看出,随着网格量成倍增大,网格2和网格3的计算结果基本一致,最大速度值误差出现在y/c=0.135处,误差值为1.6 %。该结果可以认为网格达到收敛性要求,选用网格2进行计算。

图7 x/c = 0.25站位处速度分布

为了验证数值模拟结果的准确性,将数值模拟结果比对NACA 0025翼型实验结果进行验证。该实验在西北工业大学低湍流度风洞完成,采用压力测量法计算升力系数。NACA 0025翼型弦长200 mm,展长400 mm。团队已有的实验结果表明,当来流速度进一步增大时,等离子体激励基本对翼型分离流动不再有明显的抑制作用。因此本文将来流风速设定为10 m/s,雷诺数130 000,与风洞来流速度和雷诺数保持一致。

数值模拟结果与风洞实验结果对比如图8所示,可以看出计算值与实验值在升力系数线性段吻合较好。而在失速迎角附近,数值模拟的升力系数低于实验结果,最大误差为15.8%。数值模拟与实验结果的失速迎角相同。

图8 升力系数对比(Re = 130 000,峰-峰值电压13 kV,频率 8 kHz)

2 结果与分析

2.1 静止大气中的腔道诱导气流实验

图9展示了不同腔道高度下等离子体诱导射流的涡量场实验结果。取激励器裸露电极和掩埋电极接缝处作为坐标系原点。流动在出口外向下游发展的过程中呈近似锥形扩张,并且随着腔道高度的增加,其射流扩张角也在不断变大。

图9 不同腔道高度下等离子体激励器诱导射流涡量云图

可以看出,当腔道高度小于4 mm 时,激励器产生的射流受腔道空间的限制,流动类似于二维管道流动,因此其在出口外也形成了与二维管道出口喷流相似的流态。而当腔道高度大于4 mm 时,激励器诱导射流并未完全发展成为管道流动,而是介于自由空间等离子体诱导射流的流态(图10)与管道流动的流态之间。

图10 开放空间内等离子体激励器诱导射流涡量云图

图11给出了固定站位为x=-0.045 m,-0.01

图11 x=-0.045 m,-0.01

图12展示了腔道流量随腔道高度变化的结果。可以看到,随着腔道高度逐步增加,腔道内流量也在逐渐增大,流量与腔道高度接近正比例关系。其中2 mm腔道高度的流量受PIV实验空间分辨率的影响,实验存在一定误差,导致实验和数值模拟结果相差较大,其余结果实验与CFD误差均在15.5% 以内,在表1中给出。

表1 腔道流量实验结果与CFD结果对比

图12 腔道流量随腔道高度变化结果

CFJ技术在设计腔道高度时,主要考虑进出口的流量与流动速度两方面的数据。在激励条件相同的情况下,3～4 mm的腔道高度相比于其他腔道高度,能产生较大的进、出口流动速度;而4 mm的腔道高度能产生比3 mm更大的流量。综合以上考虑,选取4 mm作为PCFJ翼型最优化的腔道高度设计。

2.2 不同腔道高度的协同射流翼型升阻力特性

为了比较不同腔道高度对协同射流翼型气动特性的影响,选择腔道高度为4 mm、10 mm PCFJ翼型进行了气动力对比分析。基于特征长度的雷诺数为68 000。图13展示了这两种PCFJ翼型与基准翼型NACA 0025的升阻力对比。

(a)升力系数

从升力系数随迎角变化曲线可以看出,在所有计算迎角范围内,相较于基准翼型,PCFJ翼型升力均有效提高。腔道高度为10 mm时,PCFJ翼型最大升力系数提高了33%,失速迎角与基准翼型相同。对于4 mm PCFJ翼型,最大升力系数提高了181% ;失速迎角提高到14°,相比10 mm PCFJ翼型增加了6°。

根据图11中的结果与分析,当腔道高度为4 mm时,出口最大射流速度较高。因此可以判断,在5 m/s来流速度下,等离子体激励向边界层注入的动量更集中,抑制流动分离的效果更好。

从图13(b)中看出,10 mm PCFJ翼型阻力系数低于基准翼型。4 mm PCFJ翼型在迎角小于8°之前阻力系数显著大于10 mm PCFJ翼型和基准翼型;而在迎角大于10°之后,其阻力系数更低。从图13(c)中看出,PCFJ翼型升阻比大于基准翼型。4 mm PCFJ翼型最大升阻比出现在14°。在8°迎角之前,10 mm PCFJ翼型升阻比更大。

由于CFJ翼型在低迎角时的阻力很大一部分来自于后缘处吸气口[12],因此对PCFJ翼型吸气口局部压力分布云图进行分析,如图14。可以看出,4 mm PCFJ翼型在2°迎角下,作用在吸气口后缘压力大于10 mm腔道PCFJ翼型,阻力系数较大;而在10°迎角下相同位置处的压力为负压,阻力系数较小。可以解释图13(b)、图13(c)中的阻力系数与升阻比的变化特性。

(a)h=10 mm,α=2°

2.3 不同激励器布局下协同射流翼型升阻力特性

本节研究了不同激励器布局对协同射流翼型气动特性的影响。定义了两种定常激励模式:“Only blowing”模式只有内翼型上表面4组激励器工作,以实现前缘吹气效应;“PCFJ”模式下腔道内的4组激励器与内翼型上表面4组激励器同时工作,实现前缘吹气和后缘吸气的同步进行。

图15展示了两种激励器布局形式下PCFJ翼型与基准翼型气动力对比。从图15(a)中可以看出,两种激励器布局下升力系数均得到明显增升,并提高了失速迎角。“PCFJ”模式相较于“Only blowing”模式,失速迎角从12°提高到了16°。在8°迎角之前,“PCFJ”模式相比于“Only blowing”模式,升力系数没有明显提升。观察图15(b)和图15(c),在6°～12°迎角内,“PCFJ”模式阻力系数小于“Only blowing”模式,同时升阻比更大。这是因为PCFJ翼型同时进行前缘吹气与后缘吸气,这一过程抵抗了更大的逆压梯度,使得翼型上表面的流动附着更好[12]。

(a)升力系数

2.4 协同射流翼型流动控制机理

为了探究协同射流翼型抑制流动分离机制,图16、图17给出PCFJ翼型在上述两种激励器布局下流场的时均涡量云图,并与已有的实验研究[43]进行了对比分析。基于自由来流速度5 m/s及弦长0.2 m的雷诺数为68 000,迎角为11°。

(a)实验h=10 mm

图16与图17均显示,4 mm PCFJ比10 mm PCFJ翼型的自由剪切层更贴近翼面。这是因为,相比于10 mm腔道,4 mm腔道PCFJ外翼型吹气口台阶高度较小且过渡到内翼型更光顺,从吹气口台阶脱落的自由剪切层也更容易与内翼型绕流相耦合,这就尽可能减小了翼型上表面自由来流的分离。同时观察到4 mm相比10 mm分离点大幅后移,说明4 mm的腔道高度对协同射流翼型流动分离具有更明显的抑制作用。

(a)实验h=10 mm

因为4 mm的腔道高度能实现对边界层更集中的动量注入,使分离区低能量流体被推向后缘,分离点从55% 弦长处后移至84% 弦长处。在后缘吸气口处,10 mm PCFJ翼型由于吸气效应不足以将分离区低能量流体全部吸入腔道内,导致边界层在吸气口台阶处发生分离,而4 mm PCFJ翼型则很大程度上减轻了分离效应,边界层内低能量流体大多被吸入腔道,吸气口至后缘位置流动附着较好。

对比图16与图17,腔道高度为4 mm时,“Only blowing”模式分离点出现在靠近翼型后缘吸气口的位置;而“PCFJ”模式在该位置为附着流动,在11°迎角下并未出现分离。这是由于“PCFJ”模式在吸气口处对分离区低能量流体吸入效应更强,对流动分离的抑制效果更好。

在“PCFJ”模式下,相比于“Only blowing”模式,由于增加了腔道内4组激励器,腔道内速度明显提高,增大了绕内翼型环量,提高了PCFJ翼型的升力系数;同时,由于使用多组激励器,注入了更多的动量,能够抵抗更大的逆压梯度,因此提高了翼型失速迎角。

表2给出了11°迎角下各参数下分离点位置及误差。腔道高度为10 mm 时,“Only blowing”模式的CFD结果分离点位置与实验有较大误差。“PCFJ”模式的CFD结果与实验结果接近。“PCFJ”模式相比于“Only blowing”模式,分离点后移量分别为33%和22.5%。腔道高度为4 mm 时,CFD结果分离点在“Only blowing”模式下分离点推迟了29% ,“PCFJ”模式下未出现分离。

表2 表面流动分离点位置比较(α= 11°,Re = 68 000,峰-峰值电压13 kV, 频率 8 kHz) 单位:%

3 结论

基于等离子体激励诱导流场的特性,对等离子体协同射流翼型的腔道高度进行了针对性的设计和优化。根据静止大气中等离子体气动激励下出口速度和流量选取4 mm 腔道高度为最优化参数,设计了基于NACA0025翼型的PCFJ翼型。通过数值模拟对PCFJ翼型气动特性进行了分析,与基准翼型进行了比较,并对流场绕流特性进行了探究。主要结论如下。

1)静止大气中,射流出口速度随腔道高度先增大后减小,因此选取了4 mm腔道高度为最优化的设计参数。

2)相对基准翼型,PCFJ翼型的失速迎角得到了显著提升,升力系数增大了1.81倍。

3)等离子体协同射流翼型后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力,而随着迎角的增大到10°,其当地阻力开始变为负值。因此,其阻力在10°迎角之前大于基准翼型,随后小于基准翼型。升阻比呈现出与阻力相同的变化特性。

4)对比前缘吹气,协同射流翼型的失速迎角增大了4°。这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量,其后缘吸气可以减小低能量的分离区域,形成较大的环量增量。

5)对基准翼型失速迎角附近的升力绝对值,数值模拟结果与实验结果目前还有较大的差别,需要进一步改进。但不影响本文数值模拟部分规律性的阐述。

限于篇幅,本文只对腔道高度进行了参数化研究,给出了最优参数。下一步工作将对前缘吹气口与后缘吸气口的几何位置与偏转角度、非定常激励的电学参数等展开研究。