OPPOSING PLASMA SYNTHETIC JET FOR LOW-SPEED FLOW SEPARATION INHIBITION
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摘要: 等离子体合成射流是一种能抑制流动分离的高能激励. 通过实验和数值仿真的方法调查了等离子合成射流对低速翼型流动分离的抑制. 激励器的电极内置在翼型内部, 射流孔位于前缘点. 流场烟雾粒子浓度分布和数值模拟的结果均表明逆向等离子体合成射流能推移低速翼型的流动分离点, 并提升翼型的升力特性. 逆向等离子体合成射流推移分离点距离和提升翼型升力特性的能力随迎角的增大而增强. 当迎角为16°时, 等离子体激励推移翼型流动分离点的距离约占弦长的16.5%, 提升翼型升力系数约17.3%. 结果表明低速流动中, 逆向等离子体合成射流产生的热射流与主流相互作用会形成条带状热结构. 条带状热结构具有先导掺混作用, 能增强主流与分离剪切层内流体的掺混. 而射流主体具有掺混和诱导作用, 能诱导分离剪切层的动态重新附壁. 条带状热结构、射流主体与主流的相互作用是逆向等离子合成射流抑制低速翼型流动分离, 提高翼型升力特性的主要机制. 在不同的阶段, 条带状热结构的作用和射流主体的作用不同. 这种差异性导致它们的耦合性也发生了变化, 并使得翼型的升力特性出现了五种典型阶段. 此外, 实验结果还表明放电参数恒定时, 串联阵列式激励器的流动控制效果强于单个激励器.Abstract: The plasma synthetic jet is a comprehensive high-energy excitation with a strong ability to restrain flow separation. This paper uses experimental and numerical simulation methods to investigate the inhibition of flow separation by plasma synthetic jets on a low-speed airfoil. The actuator's electrodes are built into the wing, and the injection holes are located at the leading-edge point. The smoke particle concentration distribution and the numerical simulation results show that the opposing plasma synthetic jet can move the flow separation point of the low-speed airfoil and improve the lift characteristics of the airfoil. The ability of the opposing plasma synthetic jet to drive the separation point distance and enhance the airfoil's lift characteristics will increase with the angle of attack. At an angle of attack of 16°, plasma actuation pushes the distance of the airfoil flow separation point to about 16.5% of the chord length, increasing the airfoil's lift coefficient by about 17.3%. The results show that in the low-velocity flow, the thermal jet generated by the opposing plasma synthetic jet interacts with the mainstream to form a strip-like thermal structure. The strip-shaped thermal structure has a leading mixing effect, which can enhance the mixing of the mainstream and the fluid in the separated shear layer. The jet body has a mixing-inducing impact, which can induce the dynamic re-attachment of the separated shear layer. The interaction between the strip-like thermal structure and the mainstream and between the jet body and the mainstream are the primary mechanisms for the opposing plasma synthetic jet to inhibit the flow separation of the low-speed airfoil and improve the lift characteristics of the airfoil. The strip-like thermal structure acts differently from the jet body at different stages. The difference leads to the change in their coupling and makes the lift characteristics of the airfoil appear in five typical phases. In addition, the experimental results also show that when the discharge parameters are constant, the flow control effect of the serial array actuator is more potent than that of a single actuator.
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Keywords:
- plasma synthetic jet /
- flow separation /
- flow visualization /
- flow control /
- lift characteristics
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引 言
等离子体合成射流激励器(plasma synthetic jets actuator, PSJA)因其结构简单, 响应速度快等优点受到了广泛关注[1]. 2003年Grossman等[2]提出了一种在半封闭空腔内利用脉冲电弧放电快速增温增压的效应进而产生高速射流的激励器, 即PSJA. 等离子体合成射流激励主要通过4种方式与来流相互作用, 包括衍射波[3-5]、涡环[6-8]、高速射流[4,7,9]以及弱吸气[10-11]. PSJA的这些特点使其具有独特的气动激励优势.
当前PSJA的研究主要集中在两个方面. 一方面是对激励器本体的研究, 包括激励器的构型设计[7,12-13]、激励器的放电参数影响[11,14-15]、激励器自身的空气动力学特性[6,8]等. 另一方面是激励器的应用研究, 包括激波控制[16-18]、流动分离抑制[19-21]、除冰[22-23]等.
在有关等离子体合成射流激励器本体特性的研究中, Zong等[4]和Dong等[5]指出PSJA产生的多道衍射波的机理并不相同. 先驱衍射波是由脉冲电弧的加热产生, 而后续多道冲击波是先驱衍射波在空腔内多次反射后的余波. Zhang等[3]指出PSJA电极与射流孔的相对位置以及射流孔自身直径的大小均会影响衍射波的强度. Geng等[15]指出PSJA的放电频率是影响PSJA自身性能的重要因素. 此外, Zong等[8]对PSJA产生的涡结构的研究以及Laurendeau等[24]和Shin等[25]对相干涡环的脱落频率与射流压力脉动频率的研究进一步揭示了PSJA自身的物理属性, 为PSJA进行气动激励提供了机理依据.
等离子体合成射流激励是一种综合性较强的高能激励方式, 它的应用范围十分广泛[1,26]. Xie等[27]和李铮等[16]通过实验和数值模拟的方法, 研究了PSJA在高超声速流动中进行流动控制的机理. 结果表明, PSJA通过衍射波与弓形激波相互作用, 推移弓形激波, 从而降低模型的波阻. 并且在衍射波推移弓形激波的过程中存在着长模态和短模态的变换. 孙志坤等[18]指出PSJA产生的高能射流对飞行器近壁面区域的边界层也能产生影响, 改变飞行器上下壁面的压差. 而Narayanaswamy等[28-29]和Greene等[30]在激波/附面层干扰控制的研究中, 利用等离子体合成射流激励会诱导出一组旋转涡对的特性, 促进了附面层内部的上洗和下扫运动, 实现了流动分离和激波低频不稳定的有效控制.李应红等[1]基于之前的研究[8,20,31]总结出了等离子体合成射流激励抑制流动分离的四大机理, 分别是冲击波与射流加快层流附面层转捩、冲击波与射流诱导分离区动态重附、射流与涡环促进内部流动掺混以及弱吸气移除低能流体. 而在最近的研究中, Gao等[22,27]利用等离子体合成射流激励进行除冰, 改善飞行器的气动性能. 结果表明PSJA产生的冲击能在极短是时间内破坏冰结构, 从而实现除冰的效果.
在低速流动中, 当翼型迎角过大进入失速阶段时, 如果无法快速恢复正常, 那么翼型会完全失速. 提高改善翼型失速特性响应的速度是避免流动进入失速而无法恢复正常的关键. PSJA所具有的特性使其能够快速抑制流动分离从而使流动快速恢复正常. 因此, 调查PSJA抑制低速翼型流动分离是必要的. 上述利用等离子合成射流激励抑制流动分离的研究[20-21,31], 多数研究将PSJA布置在模型上壁面前缘区. 而之前的研究[18,32]表明PSJA的几何位置越靠近前缘点, PSJA流动控制的效果越强. 因此, 本文的主要内容是根据之前的研究, 将PSJA直接布置在翼型的前缘点, 探究在低速流动中等离子体合成射流激励抑制流动分离的机理. 本文采用定性实验和数值模拟的方法, 研究了等离子体合成射流激励抑制翼型流动分离的机理以及PSJA改善翼型升力特性的效果, 以期为等离子体合成射流激励流动控制的机理提供进一步的参考.
1. 实验设置与数值方法
1.1 实验设置
实验模型及装置如图1所示. 因本文中的等离子合成射流激励器不同于一般的情况, PSJA需要直接布置在翼型的前缘点同时不破坏翼型的构型, 且射流孔的尺寸不宜过大. 为最大程度的不破坏翼型的表面结构, PSJA与翼型是一体化的, 即PSJA的空腔是翼型模型内部的一部分, 如图1所示. 因此, 实验模型选用了翼型前缘区域较厚的NACA 4415翼型. 3个PSJA的几何尺寸相同. 射流孔直径为2 mm. 射流喉道为高8 mm, 直径为4 mm. PSJA的空腔为圆柱形, 高为30 mm, 直径为24 mm. 翼型为光敏树脂材料制成. 整个翼型和PSJA腔体通过3D打印技术一体化制成. 翼型展长为250 mm, 弦长为300 mm. 纯钨电极直径为1 mm, 从圆柱形空腔两侧插入, 电极在空腔内的长度为2 mm, 电极到空腔底面的距离为15 mm. 两电极间距为2 mm. 电极直接内置在翼型内部, 通过内置的导线进行导电. 激励器的腔体与翼型是一体化的. 激励器的剖面与之前的研究[32]相同. PSJA之间的间隔为25 mm.
实验中来流的速度为8 m/s, 并且来流中含有烟雾粒子. CCD相机以俯视视角拍摄流场, 激光发生器产生片光激光. PSJA采用的是参数化纳秒脉冲电源. 实验中激励器的放电参数与之前的研究[15,32]一致. 电源电压为20 kV, 放电频率为2 kHz, 脉冲宽度为500 ns.
1.2 数值方法
研究中的数值方法是多物理场之间的松耦合, 这种方法的正确性在之前的研究中已经得到了验证[32-34]. 等离子体放电部分可以等效为包含体积力和热源项的可压缩非定常控制方程. 采用基于热效应的唯象学方法[32-33]. 将整体加热效应视为能量方程的源项, 忽略体积力, 得到如下表达式
$$ {S}_{T}\approx {\bar{S}}_{T}(x,y,{t}_{f}) = \frac{1}{{t}_{f}}{\displaystyle {\int }_{0}^{{t}_{f}}{S}_{T}(x,y,t)\mathrm{d}t} $$ (1) 其中tf是放电时间.
热源项的时间分布如下
$$ \left.\begin{split} & {q^ * } = \frac{{\eta Q}}{{{V_{{\rm{ol}}}}w}},\;\;\;{m \mathord{\left/ {\vphantom {m f}} \right. } f} \leqslant t \leqslant w + {m \mathord{\left/ {\vphantom {m f}} \right. } f} \\ & 0,\;\;\;w + {m \mathord{\left/ {\vphantom {m f}} \right. } f} < t < {{\left( {m + 1} \right)} \mathord{\left/ {\vphantom {{\left( {m + 1} \right)} f}} \right. } f} \\ &\qquad m = 0,1,2, \cdots \end{split} \right\}$$ (2) 其中q*是功率密度, η是加热效率, Q是能量源相, Vol是热源项的体积分布, 是图2中红色区域. w是放电脉冲宽度, 为5 μs, f是放电频率, 为2 kHz. q* = 1.0 × 1012 W/m2, η = 20%[32-33].
在二维数值模拟中, 采用有限体积空间离散方法求解剪切应力传输湍流模型的可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程对流项采用二阶迎风格式, 扩散项采用中心差分格式. 使用Roe的近似Riemann解算器对通量进行离散. 研究中来流迎角(α)的范围为12° ~ 16°, 来流速度为8 m/s, 雷诺数为2.0 × 105. 仿真中边界条件为压力远场, 静温为288.12 K, 静压为101325 Pa. 模型壁面为恒温壁面, 温度为300 K. 网格数量根据之前的研究[32-33]设定为4.2 × 105. 数值模拟中模型的几何尺寸以及PSJA的几何尺寸与实验模型一致.
2. 结果与讨论
2.1 数值方法验证
之前的研究[35]已经验证了上述数值方法捕捉激励器本体特性的准确性. 因此, 本部分主要验证所采用的数值方法捕捉逆向等离子体合成射流抑制低速翼型流动分离特性的可靠性. 图3(a)是不同迎角下, 不同数量PSJA逆向喷流的流动控制效果. 图中的结果是根据流场中烟雾粒子在1 s内的时均浓度分布进行彩色化处理而来. 定性的实验结果表明, 在低速来流中, PSJA逆向喷流仍然具有抑制流动分离的能力.
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图 3 不同迎角下的数值和实验结果Figure 3. Numerical and experimental results at different angles of attack由美国国家航空咨询委员会提供的资料可知NACA 4415翼型的失速迎角约14°. 当α = 14°且单个PSJA工作时, 翼型上表面的分离剪切层被扰动掺混[1], 从而增加了主流与分离剪切层内流动之间的相互作用, 抑制了流动分离. 当迎角不断增大, 单个PSJA放电参数不变时, PSJA抑制流动分离的效果更加强烈. 这表明即使放电参数恒定, PSJA流动控制的能力恒定时, 翼型流动分离越强烈, PSJA抑制流动分离的效果越强烈, 即PSJA使得主流与分离剪切层内流动之间的相互作用更强烈.
当电源输入电压恒定, 多组PSJA采用串联方式组成阵列式的PSJA时, 阵列式PSJA抑制流动分离的能力强于单个PSJA抑制流动分离的能力. 与单个PSJA抑制流动分离的效果随着迎角的增加而强烈一样, 串联阵列式PSJA抑制流动分离的效果同样随着迎角的增加而强烈. 这表明即使阵列式PSJA串联分压, 降低单个PSJA的工作性能, 但不会影响阵列式PSJA的流动控制效果. 由此推断, 在低速来流下, PSJA逆向喷流抑制流动分离的机理并不纯粹是依靠气体放电产生的热效应, 还存在着更深的物理机制.
图3(b)中不同迎角下, 打开激励后翼型流动分离点到前缘点距离与弦长的比验证了数值模拟结果的正确性. 图3中的结果表明将串联阵列逆向PSJA抑制流动分离问题简化为二维问题研究是可行的. 当阵列式PSJA工作时, 时均流场中并未出现复杂的三维流动结构. 当翼型分离点向后移动时, 流场的层流特性得到了增强. 因此, 通过将低速来流下, PSJA抑制翼型流动分离的问题简化为二维问题进行数值模拟, 以探究PSJA流动控制的机理是合理的.
2.2 PSJA抑制流动分离的结果与分析
图4是单个PSJA逆向喷流抑制翼型流动分离的动态过程. PSJA的工作时间为一个脉冲周期. 流场密度梯度变化的结果表明, 当t = 5 μs时, PSJA的热射流从腔内喷出, 开始对流场产生扰动. 经过80 μs后, 流场的流动结构发生了较大的变化, 且出现了较为复杂的流动结构. 根据Zong等[5,8]和Geng等[15]的研究, 在三维空间中, PSJA工作的起始阶段会产生衍射波、热射流以及空间圆环状涡环. 在大气压下, 衍射波的速度通常是百米每秒[5,15]. 热射流呈现团簇状, 并且射流的速度远高于主流的速度. 因此推断图4中的流动结构主要是由热射流和主流相互作用产生. 图5中翼型前缘区域流场的密度梯度和速度变化验证了这一点. 这与之前是研究结果[36]热是纳秒脉冲等离子体流动控制的主要效应是一致的.
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图 4 α = 16°时流场密度梯度的变化Figure 4. Variation of density gradient of the flow field when α = 16°图5(a)是翼型前缘区密度梯度和压强的变化. 在t = 1.7 μs时, 衍射波从唇口处喷出. 0.5 μs后, 从腔内喷出的热射流破坏了衍射波的结构. 在t = 5.0 μs时, 喷出的热射流改变了局部区域的压力, 并在唇口附近产生了低压区. 6.1 μs后, 热射流主体部分直接对流场产生扰动. 当t = 16.1 μs时, 热射流的影响持续增强, 低压区扩大, 高压区向斜向上方向传播. 在t = 18.4 μs时低压区继续扩大, 并呈现不均匀分布. 当t > 18.4 μs时, 热射流的主体完全从腔体内喷出与来流相互作用, 如图5(b). 流场受到扰动的区域比t < 18.4 μs时受到的扰动区域广, 扰动程度也更强烈. 图5(b)表明主流对热射流会产生拖曳和拉伸作用, 在射流主体内部形成旋涡, 使得射流最外层的热层被剥离. 剥离的热层随主流向后传播, 并在主流的作用下, 从涡旋状演变成条状, 最终形成了条带状的热流结构. 结合图5(a)和图5(b), 衍射波快速衰减退化, 对流场的扰动微弱, 热射流是对流场产生持续和连续扰动的主要因素. 因此, 流场在t = 85 μs时的流动结构主要包含两部分, 一部分是射流主体部分, 另一部分是主流通过形成旋涡结构剥离射流最外层热层形成的条带热结构.
在大气压下, 翼型上下表面的主流与射流相互作用, 分别在翼型上下表面形成两条独立的条带热. 一部分沿翼型上壁面向后传播, 另一部分沿翼型下壁面向后传播. 而射流主体部分因速度方向与主流相反, 并且射流动量大于主流. 因此射流主体随主流向后传递的速度慢于条带热. 两条条带热随来流向后传播. 在条带热传播的过程中, 条带热增强主流与分离剪切层内流体的掺混, 并且向后推移流动分离点. 此外, PSJA的热团簇在自身的衰减作用和主流的扰动作用下, 开始向后传播. 当t = 350 μs时, 条带热在与主流和分离剪切层相互作用的过程中强度快速衰减. 而热射流主体部分此时开始起主要作用. 之前的研究[18,32]表明PSJA产生的热团簇也会在主流的作用下一分为二. 因此当条带热的作用不断减弱时, PSJA产生的团簇状热射流通过与主流相互作用, 促进翼型分离剪切层内部的流动掺混, 并诱导分离区动态重附[1]. 图6中不同时刻下流场的温度分布进一步验证了以上推论.
当t = 5 μs时, PSJA产生的热效应开始对流场产生扰动. 在t = 85 μs时, 具有高于主流温度的条带热先于热射流主体向后传播, 并分成上下两部分. 而呈现团簇状的射流主体在此刻也在与主流的相互作用, 开始变成两部分. 当t = 150 μs, 流场的温度更清晰的表明了这一点. 条带热先于团簇状的热射流主体向后传播, 射流主体紧随其后. 当t = 350 μs时, 条带热的衰减程度较强, 而PSJA的热射流通过与主流相互作用, 进一步改变了条带热经过区域的温度场.
结合图4和图6的结果, 由此推断低速来流中, PSJA逆向喷流抑制流动分离是剥离射流外层形成的条带热与射流主体的共同作用. 条带热起到先导掺混作用. 条带热先分成两部分, 分别沿翼型上下壁面向后传播, 并增强主流与分离剪切层内流体的掺混. 同时, PSJA的高温射流也分为两部分, 紧随条带热与主流一起向后传播. 衰减后的高温射流增强主流与分离剪切层的相互作用, 同时诱导分离区动态重附. 最终, 在条带热先导掺混作用和射流主体的掺混诱导作用的耦合作用下, 翼型的分离点向后移动, 分离剪切层附壁的能力得到增强, PSJA抑制了翼型的流动分离.
图6中的虚线显示了不同时刻下, 翼型流动分离点的位置. 结果表明PSJA的条带热先导作用和射流主体掺混诱导作用向后推移流动分离点. 当迎角发生变化时, PSJA推移流动分离点的能力不变, 但效果变的强烈, 如图7.
图7是不同迎角下, PSJA推移流动分离点的最远距离(L)以及L相对翼型弦长的百分比(δL). 结果表明随着迎角的增加, PSJA抑制流动分离的效果越强烈. 当迎角处于12° ~ 16°的范围内时, PSJA推移流动分离点的距离与迎角大致呈现出线性关系. 图中曲线的斜率近乎为定值, 这个定值反映了PSJA抑制流动分离的效果与迎角呈比例关系. 尽管PSJA的电源电压恒定, PSJA抑制流动分离的能力恒定, 但是增大迎角能够更充分的发挥PSJA的作用. 这表明当翼型处于大迎角, 过失速状态时, PSJA逆向喷流的抑制流动分离能力能达到的最大的利用. 当翼型迎角处于失速迎角附近时, PSJA逆向喷流能够抑制流动分离, 但是PSJA的利用率不高, 此时需要调整PSJA的放电参数以提高PSJA的利用率.
在PSJA逆向喷流产生的条带热和衰减射流主体的耦合作用下, 分离剪切层内的流体和主流之间的相互作用得到了增强, 流动分离得到了抑制. 而在这个过程中, 条带热和射流的耦合作用会改变翼型上下表面的压力, 改善翼型的气动性能, 如图8. 图8是PSJA抑制流动分离时流场的压力变化. 结果表明条带热的先导掺混作用会在流场中产生高压区, 从而改变翼型上下表面的压差. 衰减射流也会改变翼型上下表面的压差, 但是对流场的影响程度是弱于条带热对流场的影响程度. 当t = 85 μs时, 条带热与主流相互作用后, 改变了翼型前缘区域的压力分布, 并且是同时改变翼型上下表面之间的压力. 射流对流场压力的作用与条带热的作用效果类似, 但是作用程度弱于条带热的作用. 这表明尽管PSJA逆向喷流能够抑制流动分离, 但是并不是一定能改善翼型的气动性能. 因为在条带热和射流的耦合作用下, 翼型上下表面的压力同时发生变化, 上下表面之间的压差并不一定是增加的. 之前的研究表明PSJA逆向喷流会降低翼型的升力特性[32]. 尽管PSJA改善了翼型的升阻比, 但是根本原因是衍射波降低了波阻[18,32]. 而低速流动中, 摩阻、压差阻力、诱导阻力和干扰阻力是翼型阻力的主要成分.
当t = 150 μs时, PSJA逆向喷流同时改变翼型上下表面压力分布的现象更显著. 条带热在翼型上下表面产生两个高压区, 而衰减射流在上下表面产生两个弱的高压区. 当t = 350 μs时, 衰减射流对流场压力的影响变得微弱, 条带热的影响也变得很弱.
因此, 尽管上述研究发现了PSJA逆向喷流抑制流动分离的内在物理机制, 但是要揭示图3中时均场中PSJA的流动控制机理效果仍需进一步探究, 以揭示在瞬态和连续长时间下PSJA逆向喷流抑制流动分离的更深层次机理. 即条带热的先导作用和衰减射流的掺混诱导作用之间的具体关系, 耦合作用之间的过渡, 以及在不同时间历程中各自起到的作用.
图9是单个脉冲周期内, 对PSJA不施加激励时翼型的升力系数(CL)、对PSJA施加激励后翼型的CL以及对PSJA施加激励后在脉冲周期内翼型CL的平均值. 结果表明, 在低速流动中, PSJA逆向喷流抑制流动分离存在着多个阶段. 在单个脉冲周期内, 根据CL的变化规律可以推断出PSJA抑制流动分离大致存在着5个阶段. 第1阶段, t < 5 μs, CL快速降低. 根据图5(a)中的结果可知, 刚开始形成的条带热以及射流与主流的相互作用, 改变了翼型上下表面的压差, 从而降低了翼型的升力特性. 在第1阶段, 刚开始形成的条带热和射流使得翼型下壁面的流体远离下壁面, 使得翼型上壁面的压力大于翼型下壁面的压力, 从而降低了翼型的升力特性. 第2阶段, 5 < t < 30 μs, CL快速提高. 由图5(a)和图5(b)可知, 在这一阶段, 条带热与主流相互作用, 条带热的先导掺混作用开始起作用, 同时对翼型上下壁面附近的流体进行掺混, 快速修补第1阶段翼型下壁面压力的缺失, 并使翼型的升力系数达到最大值. 此外, 这个阶段中射流的热效应也起着不可忽视的作用. 射流促进了来流与翼型壁面区域流体的掺混, 诱导流动附壁. 在条带热和射流的共同作用下, 翼型升力系数达到峰值.
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图 9 单个脉冲周期内翼型的升力特性Figure 9. Lift characteristics of the airfoil in a single pulse period由于条带热流的先导性, 条带热与射流作用的耦合性开始解耦. 并且条带热和射流的强度在不断衰减. 在第3阶段, 30 < t < 70 μs, 翼型的升力特性开始降低. 尽管条带热作用与射流作用耦合性不断降低, 但各自作用的效果仍然存在. 因此, 翼型的升力特性仍然强于无激励时的升力特性. 随后, PSJA逆向喷流抑制流动分离进入第4阶段. 当70 < t < 200 μs, 翼型的升力特性维持稳定. 结合图6和图8的结果, 在这一阶段中, 条带热增强主流与分离剪切层之间的掺混, 射流在条带热之后增强主流与翼型近壁面区域流体的掺混, 并诱导流动附壁. 此时, 条带热的作用和射流的作用近乎解耦, 它们各自的作用均增加了翼型上下壁面之间的压差, 提升了翼型的升力特性. 因此翼型的升力特性保持着较为稳定的高于无激励时升力特性的状态. 但条带热和射流自身的强度都在降低, 因此翼型的升力特性存在着缓慢降低的趋势.
当射流和条带热的强度衰减到一定程度时, 射流和条带热与主流的相互作用无法提供主流与分离剪切层掺混的能力. 当200 < t < 500 μs, 翼型升力系数的变化进入第5阶段. 在这个阶段, 条带热和射流的作用基本完全解耦, 并且各自具有的流动控制能力近乎完全衰减. 因此, 这一阶段中PSJA逆喷抑制流动分离的能力仅仅略强于无激励时的状态. 结合图6和图8的结果, 射流改变了翼型前缘广泛区域的温度分布, 以及条带热仍具有微弱的掺混作用是造这种现象的原因. 条带热传播过程中对流场的扰动不断衰减, 以及射流诱导分离区动态重附使得翼型升力系数能够不断波动, 维持施加激励后翼型的升力特性强于无激励时翼型的升力特性.
因此, 可以推断出PSJA逆向喷流抑制流动分离时, 对图9中翼型升力系数影响的物理机制. 在t < 5 μs时, 刚开始形成的条带热和射流主体会推移翼型前缘区的流体, 降低翼型上下表面的压差, 快速降低翼型的CL. 但是条带热和射流的耦合作用在5 < t < 30 μs时能够修复这种弊端. 条带热、射流主体和主流三者耦合相互作用, 增强来流与翼型上下壁面附近区域流体的掺混作用, 促使流动附壁. 并且, 耦合作用最终使得翼型上下壁面之间的压差增大, 在较短的时间内快速恢复翼型的CL, 并达到CL的峰值. 在30 < t < 70 μs时, 由于条带热具有先导性, 条带热的作用和射流的作用开始解耦, 翼型的CL开始降低. 在此期间, 条带热和射流自身的强度也在不断降低. 当70 < t < 200 μs时, 条带热的作用和射流的作用近乎解耦, 翼型的CL维持在较为稳定的状态. 此时翼型上下壁面之间的压差大于无激励时上下壁面之间的压差. 当200 < t < 500 μs时, 条带热和射流自身的强度不断衰减, 主流与分离剪切层内相互掺混的作用也不断降低, 翼型的CL也不断降低. 此时射流与主流的作用仍然存在, 相互作用的范围也较广, 尽管相互作用的强度较低. 条带热的先导性也依旧存在, 对主流与分离剪切层仍具有一定的掺混作用. 因此, 条带热和射流的作用在解耦后, 继续以低强度掺混主流与分离剪切层内的流体, 促进流动动态重附.
当对PSJA施加连续脉冲后, 不同脉冲周期内条带热和射流主体对翼型升力特性的影响叠加, 最终达到了图3中的时均流动控制效果. 尽管不同脉冲周期内PSJA流动控制效果的叠加并不是线性的, 但是条带热和射流抑制流动分离的流动控制物理机制不变. 综合图5 ~ 图9的结果, 在低速流动中, PSJA逆向喷流抑制流动分离时, 条带热和射流主体各自起着不同的作用. 在不同的阶段, 条带热和射流主体对翼型升力特性的影响程度不同. 此外, 图9的结果表明, 缩短脉冲周期, 提高放电频率能够更好地发挥PSJA逆向喷流抑制流动分离的能力.
图10是不同迎角下PSJA逆向喷流抑制流动分离, 改善翼型单脉冲周期内时均升力特性的结果. 结果表明, 迎角越大, 无激励时翼型升力特性降低很快, 流动进入失速状态. 当对PSJA施加激励后, 在放电参数恒定的情况下, 迎角越大, PSJA抑制流动分离, 改善翼型升力特性的效果越强. 翼型升力系数最大提升了约17.3%. 与图3中的结果一致, 进一步验证了数值模拟揭示PSJA逆向喷流抑制流动分离机理的可靠性.
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图 10 不同迎角下NACA 4415的时均升力特性Figure 10. Time-averaged lift characteristics of NACA 4415 at different angles of attack结果表明逆向等离子体合成射流具有快速抑制低速翼型流动分离的能力. 逆向PSJA能够在微秒尺度上快速提升翼型的升力特性, 避免翼型进入失速而无法恢复. 但是, 逆向PSJA的这种快速响应能力也有一定的弊端. 在纳秒尺度上, 逆向PSJA产生的流动结构会急剧破坏翼型的升力特性. 因此, 在应用逆向PSJA抑制低速流动分离时需要一些新的方式来弥补这个缺陷. 这也是本文后续工作内容之一.
3. 结 论
本文通过定性实验和定量数值模拟方法研究了低速来流中, 逆向等离子体合成射流抑制翼型流动分离的效果及其流动控制物理机制. 通过对研究结果的分析, 得出了以下结论.
(1)定性实验结果表明, 在低速流动中, 逆向等离子体合成射流具有抑制翼型流动分离的能力. 在激励器放电参数恒定时, 迎角越大, PSJA抑制流动分离的效果越明显, 对PSJA的利用率越高. 当翼型不处于过失速状态时, 需要调整PSJA的放电参数以提高对PSJA的利用率.
(2)数值模拟结果表明, 在低速流动中, 逆向等离子体合成射流抑制流动分离的物理机制是PSJA产生的条带热和射流主体与主流相互作用, 促进主流与分离剪切层内流体的掺混, 诱导分离区的动态重附. 其中条带热流结构是主流与热射流相互作用, 在射流内部形成旋涡结构, 剥离射流最外层的热层形成.
(3)条带热流结构具有先导掺混作用, 射流主体具有掺混诱导附壁作用. 条带热与主流相互作用, 促进主流与分离剪切层内流体的掺混. 射流主体诱导分离剪切层的动态附壁. 条带热的作用和射流主体的作用具有耦合性. 在二者的共同作用下, 翼型的流动分离点被后移, 失速迎角得到了较大的提升, 改善了翼型的气动性能.
(4)逆向等离子体合成射流抑制翼型在低速流动的分离时, 存在着5个典型阶段. 不同的阶段PSJA抑制流动分离的物理机制不同. 阶段1, 刚开始形成的条带热的作用和射流主体的作用强耦合, 翼型的升力特性快速降低; 阶段2, 条带热和射流主体作用具有较强的耦合性, 条带热的先导性开始占主导地位, 翼型的升力特性快速恢复并达到最大值; 阶段3, 条带热作用和射流主体作用开始快速解耦, 翼型升力特性在高位开始降低; 阶段4, 条带热作用和射流主体作用基本解耦, 各自的强度不断降低, 翼型的升力特性基本维持稳定阶段, 以缓慢的速度下降; 阶段5, 条带热作用和射流主体作用近乎完全解耦, 但各自仍然具有与主流相互作用的能力, 翼型的升力特性维持低位波动, 升力特性强于无激励的状态. 此外, 在低速流动中, 提高放电频率, 缩短脉冲周期, 有利于提高PSJA逆向喷流抑制流动分离, 改善翼型升力特性的时均效果.
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图 3 不同迎角下的数值和实验结果
Figure 3. Numerical and experimental results at different angles of attack
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图 4 α = 16°时流场密度梯度的变化
Figure 4. Variation of density gradient of the flow field when α = 16°
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图 9 单个脉冲周期内翼型的升力特性
Figure 9. Lift characteristics of the airfoil in a single pulse period
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[1] 李应红, 吴云, 梁华等. 等离子体激励气动力学探索与展望. 力学进展, 2022, 52(1): 1-32 (Li Yinghong, Wu Yun, Liang Hua, et al. Exploration and outlook of plasma-actuated gas dynamics. Advances in Mechanics, 2022, 52(1): 1-32 (in Chinese) doi: 10.6052/1000-0992-21-044 Li Yinghong, Wu Yun, Liang Hua, et al. Exploration and outlook of plasma-actuated gas dynamics. Advances in Mechanics, 2022, 52(1): 1-32. (in Chinese) doi: 10.6052/1000-0992-21-044
[2] Grossman K, Bohdan C, Vanwie D. Sparkjet actuators for flow control//41st Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 2003
[3] Zhang Z, Wu Y, Jia M, et al. Influence of the discharge location on the performance of a three-electrode plasma synthetic jet actuator. Sensors and Actuators A: Physical, 2015, 235: 71-79
[4] Zong HH, Wu Y, Jia M, et al. Influence of geometrical parameters on performance of plasma synthetic jet actuator. Journal of Physics D: Applied Physics, 2016, 49(2): 025504
[5] Dong H, Geng X, Shi Z, et al. On evolution of flow structures induced by nanosecond pulse discharge inside a plasma synthetic jet actuator. Japanese Journal of Applied Physics, 2019, 58(2): 028002
[6] Zong H, Kotsonis M. Characterisation of plasma synthetic jet actuators in quiescent flow. Journal of Physics D: Applied Physics, 2016, 49(33): 335202
[7] Zong H, Kotsonis M. Effect of slotted exit orifice on performance of plasma synthetic jet actuator. Experiments in Fluids, 2017, 58(3): 17
[8] Zong H, Kotsonis M. Formation, evolution and scaling of plasma synthetic jets. Journal of Fluid Mechanics, 2017, 837: 147-181
[9] Wang L, Xia ZX, Luo ZB, et al. Three-electrode plasma synthetic jet actuator for high-speed flow control. AIAA Journal, 2014, 52(4): 879-882
[10] Sarah J Haack TT, Jerry E, et al. Development of an analytical sparkjet model//5th Flow Control Conference, 2010
[11] Zong HH, Wu Y, Li YH, et al. Analytic model and frequency characteristics of plasma synthetic jet actuator. Physics of Fluids, 2015, 27(2): 027105
[12] Ibrahim IH, Skote M. Simulating plasma actuators in a channel flow configuration by utilizing the modified Suzen–Huang model. Computers & Fluids, 2014, 99: 144-155
[13] Mengxiao T, Yun W, Hongyu W, et al. Characterization of transverse plasma jet and its effects on ramp induced separation. Experimental Thermal and Fluid Science, 2018, 99: 584-594
[14] Zong H, Kotsonis M. Experimental investigation on frequency characteristics of plasma synthetic jets. Physics of Fluids, 2017, 29(11): 115107
[15] Geng X, Zhang W, Shi Z, et al. Experimental study on frequency characteristics of the actuations produced by plasma synthetic jet actuator and its geometric effects. Physics of Fluids, 2021, 33(6): 067113
[16] 李铮, 徐聪, 张健等. 等离子体合成射流激励器高速流场逆向喷流控制研究. 航空学报, 2022, 43(S2): 727789-9 (Li Zheng, Xu Cong, Zhang Jian, et al. Study on reverse jet flow control by plasma synthetic jet actuator in high speed flow field. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 727789-9 (in Chinese) Li Zheng, Xu Cong, Zhang Jian, et al. Study on Reverse Jet Flow Control by Plasma Synthetic Jet Actuator in High Speed Flow Field. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 727789. (in Chinese))
[17] 马正雪, 罗振兵, 赵爱红等. 高超声速流场等离子体合成射流逆向喷流特性研究. 航空学报, 2022, 43(S2): 27747-11 (Ma Zhengxue, Luo Zhenbing, Zhao Aihong, et al. Research on the reverse jet of plasma synthetic jet at hypersonic speed. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 27747-11 (in Chinese) Ma Zhengxue, Luo Zhenbing, Zhao Aihong, et al. Research on the reverse jet of plasma synthetic jet at hypersonic speed. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 27747. (in Chinese))
[18] 孙志坤, 史志伟, 张伟麟等. 等离子体激励器对高速翼型升阻特性的影响. 航空学报, 2022, 43(S2): 727705-16 (Sun Zhikun, Shi Zhiwei, Zhang Weilin, et al. Effect of plasma actuator on lift-drag characteristics of high-speed airfoil. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 727705-16 (in Chinese) Sun Zhikun, Shi Zhiwei, Zhang Weilin, et al. Effect of plasma actuator on lift-drag characteristics of high-speed airfoil. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(S2): 727705. (in Chinese))
[19] 吴云, 李应红. 等离子体流动控制研究进展与展望. 航空学报, 2015, 36(2): 381-405 (Wu Yun, Li Yinghong. Progress and outlook of plasma flow control. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese) Wu Yun, Li Yinghong. Progress and outlook of plasma flow control. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405. (in Chinese))
[20] 李洋, 梁华, 贾敏等. 等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究. 推进技术, 2017, 38(9): 1943-1949 (Li Yang, Liang Hua, Jia Min, et al. Experimental investigation of enhancingwing aerodynamic performance by plasma synthetic jet. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(9): 1943-1949 (in Chinese) doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2017.09.004 Li Yang, Liang Hua, Jia Min, et al. Experimental Investigation of EnhancingWing Aerodynamic Performance by Plasma Synthetic Jet. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(9): 1943-1949. (in Chinese)) doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2017.09.004
[21] 苏志, 李军, 梁华等. 多路等离子体合成射流改善翼型性能实验研究. 推进技术, 2018, 39(9): 1928-1937 (Su Zhi, Li Jun, Liang Hua, et al. Experimental investigation of enhancing airfoil aerodynamic performance with multichannel plasma synthetic jet. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(9): 1928-1937 (in Chinese) Su Zhi, Li Jun, Liang Hua, et al. Experimental Investigation of Enhancing Airfoil Aerodynamic Performance with Multichannel Plasma Synthetic Jet. Journal of Propulsion Technology, 2018, 39(9): 1928-1937. (in Chinese))
[22] Gao T, Luo Z, Zhou Y, et al. Novel deicing method based on plasma synthetic jet actuator. AIAA Journal, 2020, 58(9): 4181-4188
[23] Gao T, Luo Z, Zhou Y, et al. Experimental investigation on ice-breaking performance of a novel plasma striker. Chinese Journal of Aeronautics, 2022, 35(1): 307-317
[24] Laurendeau F, Chedevergne F, Casalis G. Transient ejection phase modeling of a plasma synthetic jet actuator. Physics of Fluids, 2014, 26(12): 125101
[25] Shin JY, Kim HJ, Kim KH. Development of one-dimensional analytical model for a sparkjet actuator. AIAA Journal, 2021, 59(3): 1055-1074
[26] Anderson KV, Knight DD. Plasma jet for flight control. AIAA Journal, 2012, 50(9): 1855-1872
[27] Xie W, Luo Z, Zhou Y, et al. Experimental and numerical investigation on opposing plasma synthetic jet for drag reduction. Chinese Journal of Aeronautics, 2022, 35(8): 75-91
[28] Narayanaswamy V, Raja LL, Clemens NT. Control of a shock/boundary-layer interaction by using a pulsed-plasma jet actuator. AIAA Journal, 2012, 50(1): 246-249
[29] Narayanaswamy V, Raja LL, Clemens NT. Control of unsteadiness of a shock wave/turbulent boundary layer interaction by using a pulsed-plasma-jet actuator. Physics of Fluids, 2012, 24(7): 076101
[30] Greene BR, Clemens NT, Magari P, et al. Control of mean separation in shock boundary layer interaction using pulsed plasma jets. Shock Waves, 2014, 25(5): 495-505
[31] Liu R, Niu Z, Wang M, et al. Aerodynamic control of NACA 0021 airfoil model with spark discharge plasma synthetic jets. Science China Technological Sciences, 2015, 58(11): 1949-1955
[32] Sun Z, Shi Z, Zhang W, et al. Numerical investigation on flow control of a hypersonic airfoil by plasma synthetic jet. Journal of Aerospace Engineering, 2022, 35(5): 04022071
[33] Jin D, Cui W, Li Y, et al. Characteristics of pulsed plasma synthetic jet and its control effect on supersonic flow. Chinese Journal of Aeronautics, 2015, 28(1): 66-76
[34] Li Z, Shi Z, Du H. Analytical model:characteristics of nanosecond pulsed plasma synthetic jet actuator in multiple-pulsed mode. Advances in Applied Mathematics and Mechanics, 2017, 9(2): 439-462
[35] Zhang W, Geng X, Shi Z, et al. Study on inner characteristics of plasma synthetic jet actuator and geometric effects. Aerospace Science and Technology, 2020, 105: 106044
[36] Du H, Shi Z, Cheng K, et al. The study of flow separation control by a nanosecond pulse discharge actuator. Experimental Thermal and Fluid Science, 2016, 74: 110-121
-
期刊类型引用(1)
1. 陈菊，郭永新，梅凤翔. 有多余坐标的可控完整力学系统的自由运动与初始运动. 动力学与控制学报. 2019(05): 408-412 . 
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