[发明专利]用于高亚音机翼流动分离控制的复合等离子体激励方法

说明书

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。

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。