[发明专利]一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法

摘要

本发明涉及一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，利用介质阻挡放电(DBD)等离子体控制技术提高升力系数、降低阻力系数，提高飞行器的升阻比，改善飞行器的气动特性性能，进而通过分析得到飞行器表面在加入介质阻挡放电等离子体条件下的气动特性。

主权项

1.一种基于等离子体的飞行器气动特性分析方法，其特征在于步骤如下：步骤1：将等离子体激励器装置置于飞行器机身，飞行器从机翼的前缘开始，沿着机翼向后缘方向安置若干等离子体激励器；位于飞行器前缘的等离子体激励器的埋入电极在前、裸露电极在后，采用间歇放电方式激励形成等离子体；位于飞行器后缘的等离子体激励器的裸露电极在前、埋入电极在后，采用连续放电方式激励形成等离子体用于飞行器巡航阶段的层流流动控制；等离子体激励器通过开关与控制器连接，控制器可以根据飞行器的飞行速度、攻角，快速的选择开启不同位置的开关从而选择开启相应位置的等离子体激励器；等离子体激励器的位置对翼型流动控制来说相当重要，等离子体激励器必须布置在流动分离点或转捩点附近，这样才有可能对流动控制带来显著的效果；步骤2：将激励器的正、负两个电极分别与电源的正、负端连接，电源启动后调整电源的输出电压和输出频率，输出波形选择为正弦波形；升高电源的电压，直至激励器表面电极附近的空气在外加高电压的作用下击穿电离形成等离子体；电离后的离子在电极电场力的驱动下运动，通过与中性气体分子的碰撞传递动量，进而诱导空气流加速运动；步骤3：从积分型N‑S方程组出发，并使用雷诺输运定理与高斯定理便能得到可压缩流体N‑S方程的微分形式：W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝(F_V)_x+(G_V)_y+(H_V)_z+S其中，F_I，G_I，H_I为无黏通量；F_V，G_V，H_V为黏性通量，W_t为W在t时刻的取值，(F_I)_x为F_I在x方向上的分量，(G_I)_y为G_I在y方向上的分量，(H_I)_z为H_I在z方向上的分量，(F_V)_x为F_V在x方向上的分量，(G_V)_y为G_V在y方向上的分量，(H_V)_z为H_V在z方向上的分量，将牛顿本构关系带入N‑S方程，得其中，u，v，w分别为速度在x，y，z方向上的分量，p为压力，ρ为密度，E为电场强度；τ_xx表示x方向上的雷诺应力，τ_yy表示y方向上的雷诺应力，τ_zz表示z方向上的雷诺应力，τ_xy，τ_yx表示x、y方向上的雷诺合应力，τ_xz，τ_zx表示x、z方向上的雷诺合应力，τ_yz，τ_zy表示y、z方向上的雷诺合应力；其中：τ_xx＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μu_xτ_yy＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μv_yτ_zz＝λ'(u_x+v_y+w_z)+2μw_zτ_xy＝τ_yx＝μ(u_y+v_x)τ_xz＝τ_zx＝μ(u_z+w_x)τ_yz＝τ_zy＝μ(v_z+w_y)q_x＝‑λT_xq_y＝‑λT_yq_z＝‑λT_z其中，λ为热传导系数，λ'为体积黏性系数，μ为流体的黏性系数，q_x为x方向上的气体热量，T_x为x方向上的温度分量，q_y为y方向上的气体热量，T_y为y方向上的温度分量，q_z为z方向上的气体热量，T_z为z方向上的温度分量；若定容比热为常数，则得：式中，κ为热导率，e为热力学狭义内能，e_x为x方向内能分量，e_y为y方向内能分量，e_z为z方向内能分量，q_x为x方向上热量分量，q_y为y方向上热量分量，q_z为z方向上热量分量，Pr为普朗特数。在N‑S方程中令μ＝0和λ＝0，则相应的方程称为欧拉方程：W_t+(F_I)_x+(G_I)_y+(H_I)_z＝S其中F_I，G_I，H_I为通量函数；体积力表达式为：F＝fαρeΔtE式中，f为激励频率，α为弹性有效碰撞系数，取为1，ρ为电荷密度，假定为常值，取为10¹⁷/m³，e为电荷的带电量，取为1.602×10^‑19C，Δt为电极放电时间，E为电场强度矢量；电场强度E为：其中，U为激励电压，d为电极间距；电源电压范围为0‑30Kv，激励频率范围为5‑25KHz，调节频率时，分别将电压调至5Kv，10Kv，15Kv，20Kv，25Kv，然后连续调节频率；调节电压时，将频率固定在10KHz，15KHz，20KHz，然后连续调节电压；流场的控制方程为N‑S方程，将其中的源项由上述简化模型的体积力所代替，得到的连续方程、动量方程和能量方程如下：式中，U＝{u,v,w}，ρ，p，e与t分别代表速度、密度、静压、总能和时间；θ代表剪切应力张量，Q为热传导项；动量方程中的F为等离子体的诱导体积力，在特定区域内呈线性分布，FU为等离子体诱导力所做的功；通过调整等离子体激励器的激励参数，包括激励电压、激励频率，从而改变飞行器的增升减阻的气动特性效果，实现对飞行器的气动特性分析。