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user: 4. 外流控制 从外加能量对分离流场的作用方式看，等离子体激励可分为间接控制和直接控制。以间接控制为主的等离子体激励用于外流控制研究多是针对绕流分离流和旋涡流开展，主要是利用等离子体激励在剪切层敏感区产生扰动致使主流与分离流、旋涡流相互作用，激发剪切层不稳定性，从而改变流场结构，进而改变物体所受气动力，起到“四两拨千斤”的控制目的。围绕着分离和旋涡，外流上的研究主要有翼型大迎角绕流分离控制 [ 2 ] 、后缘襟翼分离控制 [ 34 ] 、三角翼前缘涡控制 [ 35 ] 、激波诱导边界层分离控制 [ 93 ] 、翼尖涡控制 [ 50 ] - [ 52 ] 、降噪 [ 53 ] [ 54 ] 、圆柱流动分离 [ 55 ] 、细长旋成体前体分离涡控制 [ 56 ] [ 57 ] 等，间接控制需要等离子体激励作用于合适的位置，一般是强剪切层产生的分离点附近。等离子体激励直接控制流动则是直接靠等离子体产生的力或能量进行流动控制，例如靠激励诱导冲击波控制激波强度进行减阻 [ 3 ] [ 6 ] 、靠等离子体诱导体积力产生虚拟型面进行环量控制 [ 58 ] [ 59 ] 、等离子体推进 [ 60 ] 等，直接控制则需要等离子体产生较强的冲击波或者电磁力，以至于能直接改变流场结构。 在翼型/机翼等离子体流动控制研究中，随着研究的深入，逐步认识到脉冲等离子体激励方式比定常等离子体激励方式的分离控制效果好；非定常等离子体激励中，纳秒脉冲等离子体激励比毫、微秒脉冲等离子体激励控制效果好。就毫、微秒脉冲等离子体激励，文献 [ 1 ] [ 11 ] [ 61 ] 对国内外研究现状进行了综述，总的来说，对其参数影响规律有了一定的认识 [ 62 ] [ 63 ] ，对其流动分离控制机理认识更深入 [ 64 ] - [ 68 ] ， 图12. Gaussian形式的热源分布和对应的诱导压缩波 [ 43 ] 图13. 热源分布示意图 Table 1 Current research situation of phenomenological modeling and simulation of NS-DB 研究者 单位 加热效率 热分布 加热时间 湍流模型 梁华 [ 2 ] 空军工程大学 10% 0.1 × 0.1 mm 2 定容过程 k-ε G. Correale [ 49 ] 代尔夫特大学 >50% 0.5 × 0.5 mm 2 定容过程 层流模型 D. V. Roupassov [ 5 ] 莫斯科物理技术学院 -- 0.4 × (0.4 + 5) mm 2 定容过程 -- D. V. Gaitonde [ 42 ] [ 43 ] 俄亥俄州立大学 0.659 mJ/cm 高斯分布热壁面、单区域热源 50 ns LES Nicholas J. Bisek [ 46 ] 美国空军实验室 30% 椭圆分布单区域热源(二维和三维) 800 ns LeMANS code 张海灯 空军工程大学 最大热功率密度10 13 W/m 3 椭圆分布单区域热源 50 ns SST 陈真利 西北工业大学 35% ± 5% 光强分布单区域热源 50 ns URANS 赵光银 空军工程大学 f(E/N) 光强分布单区域热源 100 ns、50 ns SST k-w J. G. Zheng 新加坡国立大学 35% 一维等离子体模型预测 350 ns -- 表1. 目前NS-DBD激励唯象学建模仿真研究情况 激励器的诱导流动速度通过布局优化可达10.5 m/s [ 68 ] ，在0.4马赫可取得一定的分离控制效果 [ 69 ] ，在飞行实验上也开始尝试，并取得了一定的姿态控制效果 [ 70 ] - [ 72 ] ，在三角翼上对前缘涡控制也有一定效果 [ 73 ] - [ 79 ] 。国内的中国空气动力研究与发展中心也验证了AC-DBD在100 m/s下机翼分离控制效果 [ 80 ] 。以下仅介绍NS-DBD等离子体激励的外流控制的研究现状。 4.1. 翼型分离控制实验 2008年俄罗斯莫斯科物理技术学院的Roupassov在文献 [ 28 ] 中将NS-DBD用于翼型绕流分离的控制，在低速、起飞着陆速度、巡航速度下，研究了NS-DBD用于边界层分离控制的研究，实现了0.05~0.85 Ma (雷诺数Re = 1 × 10 4 ~2 × 10 6 )高亚音速以下分离和噪音的有效控制，超出AC-DBD所达到的控制能力，从此引起了国际上对NS-DBD外流控制的广泛研究和关注。 荷兰代尔夫特理工大学的G. Correale等人在多种翼型上(NACA0015， NLF-MOD22A， NACA63618)进行了NS-DBD前缘分离控制实验，实验速度达到80 m/s。研究得到在来流速度40 m/s，纳秒脉冲可将翼型最大升力系数可提高20%，临界迎角提高5到7度，最佳的激励频率为F + = 1，最佳的激励位置在分离点附近 [ 95 ] [ 96 ] 。 2010年美国俄亥俄州立大学气体动力学与湍流实验室的Jesse Little在Re = 0.75 × 10 6 (45 m/s)和Re = 1 × 10 6 (62 m/s)来流条件下验证了NS-DBD在EET超临界翼型大迎角分离控制效果 [ 81 ] 。系统研究了激励参数对流动控制效果的影响，在较广的激励频率内均可取得明显的控制效果。锁相PIV实验表明前缘NS-DBD可充当active trip，在前缘产生高强度的扰动操纵流动的不稳定性，在过失速状态下诱导产生相干展向涡结构，促进主流和分离流之间的掺混，从而抑制分离。比较了AC-DBD和NS-DBD的前缘分离流动控制效果，实验验证了NS-DBD的效果优于AC-DBD；且与传统控制中的偏置前缘装置相比，NS-DBD取得了优势效果。 2011年美国俄亥俄州立大学的C.Rethmel等人 [ 4 ] 在起飞和着陆相对应马赫数和雷诺数验证了NS-DBD抑制NACA0015翼型前缘分离控制的能力，雷诺数达到1.15 × 10 6 ，马赫数0.26，有效推迟翼型绕流失速攻角。研究发现在低雷诺数、低迎角下(Re = 0.25 × 10 6 ， α = 14˚)控制效果对激励频率的依赖不大，激励有转捩带的效果；在较高雷诺数、大迎角下(Re = 1.15 × 10 6 ， α = 18˚)，存在一个最佳的激励频率，F + ≈ 2，激励在分离剪切层处诱导大尺度涡，激发流体自然不稳定性。尝试用激励器结合热线风速仪，用于闭环分离控制。设计了两种闭环控制方案——低雷诺数、低迎角对应的转捩控制方案和高雷诺数、大迎角对应的涡控制方案。 亚利桑那州立大学Jesse Little等人在雷诺数2.4 × 10 5 (15 m/s)和7.5 × 10 5 (45 m/s)下，进行了AC-DBD等离子体控制带偏折襟翼的高升力翼型湍流边界层分离的研究，增大雷诺数和襟翼偏转角，控制效果减弱 [ 82 ] [ 83 ] 。然而在NS-DBD却没有取得后缘襟翼分离控制的明显效果。2011年在Re = 1 × 10 6 (62 m/s)验证了NS-DBD前缘分离控制能力，研究认为在较高雷诺数下，时速之前，激励充当active trip的作用，在过失速是激励诱导产生展向相干涡结构，这些相干涡结构可带走主流动量使得分离流附体，在所测激励频率下都有相干涡结构出现，在F + = 4~6时控制效果最明显 [ 84 ] 。 2011~2012年，俄罗斯科学院高温研究所(Joint Institute of High Temperature RAS)的Kazansky等人研究了高频激励控制NACA 23012翼型分离的研究 [ 85 ] [ 86 ] ，采用的是经过调制(10~10 4 Hz)后的高频(350 kHz)电压驱动激励器，Ma~0.3，Re~3 × 10 5 时机翼阻力降低达40%，分离点得到推迟，然而Re > 4 × 10 5 时，控制效果大幅下降。这或许和层流分离和湍流分离有关，层流分离时激励充当转捩带作用，湍流分离时激励效果下降。值得注意的是，电源信号对应的周期是微秒量级。 日本庆应义塾大学(Keio University)的K.Kato等人将NS-DBD用于Gö 387翼型分离的实验研究 [ 87 ] 。来流条件Re = 1.6 × 10 5 和2.3 × 10 5 ，(26 m/s和37 m/s)，虽来流速度和雷诺数不高，然其系统的研究了激励参数的影响，对揭示流动控制机理有重要意义。为避免电磁干扰，采用传统的水排测压进而积分导出升力系数，研究了电压和频率对升力系数的影响。结果表明，NS-DBD翼型增升存在两种模式，依赖于攻角：模式1是近失速攻角下流体定常分离，激励频率的影响较小；模式2是过失速攻角下非定常分离，存在一个最佳的频率。激励效果的延迟作用也得到发现，即激励关闭之后，升力仍可维持一段时间。在过失速迎角下，流动控制效果强烈的依赖于激励频率，与流体剪切层和尾迹的不稳定性有关，通过热线测量的谱分析得到的。不过根据其测得的最佳激励频率和流场不稳定性频率主频对应，均对应无量纲频率为F + = 0.5。 圣母大学和波音公司进行了Ma = 0.4和Re = 2.3 × 10 6 来流下的NASA EET翼型前缘分离的控制 [ 88 ] ，发现AC-DBD和NS-DBD激励均可提高最大升力系数和推迟失速，且NS-DBD并没有表现出比AC-DBD好的控制效果。 在国内，中国空气动力研究与发展中心、中科院工程热物理研究所、北京大学、清华大学、北京航空航天大学、南京航空航天大学、西北工业大学、空军工程大学、解放军装备学院、中航工业气动院、中科院电工所、南京理工大学、哈尔滨工业大学、国防科技大学、厦门大学、大连海事大学等单位开展了大量等离子体流动控制研究工作，航空工业部门也开始参与有关研究工作。其中多用AC-DBD为激励方式，NS-DBD用于流动控制的实验研究还不多。 空军工程大学率先开展了NS-DBD等离子体用于翼型大迎角绕流分离控制的研究，李应红教授等受到激光冲击强化原理启发 [ 2 ] [ 89 ] ，提出“等离子体冲击流动控制”原理 [ 1 ] ，即采用与高功率激光脉冲脉宽同一量级的短脉冲气体放电，产生温度升和压力升，将能量集中在瞬间释放，提高激励强度，在流场中产生强脉冲扰动甚至是冲击波扰动，诱导旋涡、促进附面层与主流掺混的能力。其内涵有三个方面：一是“冲击激励”，即利用短时间尺度气体放电，提高放电的峰值功率，产生强的温度升和压力升，形成强脉冲扰动甚至是冲击波扰动；二是“涡流控制”，冲击扰动在传播的过程中产生旋涡，通过涡流动控制，促进附面层与主流的能量掺混，借助主流的能量提高近壁面流动的动能，进而抑制流动分离；三是“频率耦合”，使等离子体气动激励的脉冲频率接近流场的最佳响应频率，从非定常、非线性的角度，实现等离子体气动激励和流场耦合，既能提升等离子体流动控制的效果，又可以降低功耗。风洞实验表明，纳秒脉冲激励可以在高亚音速流动中有效抑制翼型/机翼流动分离，激励电压幅值、频率和位置是主导流动控制效果的主要因素。在0.4马赫来流条件下，其在超临界翼型上和后掠飞翼布局上也有较好的控制效果 [ 90 ] ，测力实验表明，NS-DBD可使RAE2822翼型和飞翼布局升力系数提高，失速攻角推迟。 总的来说，NS-DBD在流动控制能力上得到验证，对其流动控制规律有了较深的认识，对最佳频率的有一定认识，还不不统一。相比国外，国内开展NS-DBD流动控制实验研究的单位偏少，国内开展NS-DBD激励流动控制应用研究的单位较少，较多的集中于其激励特性的研究 [ 10 ] [ 31 ] 和一些仿真研究 [ 3 ] [ 91 ] 。 4.2. 翼型分离控制仿真 在外流控制上，实验设备时空分辨率的限制，所测的变量有限，将NS-DBD激励模型用于外流控制的建模仿真研究有助于补充实验测量结果，揭示潜在的控制机理。其中有两个需要关注的问题：一是NS-DBD激励诱导激波结构的准确模拟；二是绕流流场的准确模拟。流场的准确模拟主要是运用高精度的求解格式和先进的湍流模型。这两方面均要求迭代求解时间步长足够小，纳秒量级；网格要足够细密，壁面第一层网格尺度满足y + < 1等要求。所以目前的仿真多采用唯象学模型研究流动控制规律和机理，以降低对计算平台的要求；尽管如此，对计算机要求依然较高，目前的仿真多研究二维或准二维翼型绕流，三维流场绕流的计算研究并不多。 梁华等人在NACA0015翼型大迎角绕流研究中，将等离子体冲击气动激励简化为一个0.1 × 0.1 mm 2 的高压(5 atm)、高温(1488 K)点源，以一定的重复频率施加于流场，进行冲击气动激励抑制流动分离的数值仿真研究 [ 2 ] 。从能力上验证了200 m/s下的控制效果，分析了NS-DBD激励的机理及提高其抑制流动分离能力的原理，然其仿真未给出激励与流场的作用过程，对控制机理的支撑不足。 文献 [ 95 ] [ 96 ] 在翼型上将NS-DBD激励简化为0.5 × 0.5 mm 2 的热源，发现翼型前缘层流分离时，激励可以诱导涡结构的产生；为进一步明确激励机理，进行了在后台阶绕流的激励控制，发现台阶上表面的激励可以增大剪切层的不稳定性，然而文章将NS-DBD激励简化为均匀加热区域不合理，不适用于揭示流动控制的机理，所用的层流模型也不适用于揭示流动控制机理。 陈真利等进行了跨声速鼓包上激波诱导分离的控制仿真研究 [ 92 ] ，将表征NS-DBD热效应半经验唯象学模型耦合到非定常RANS流体方程，引入二维涡量输运方程将热源和涡量产生联系起来。两种位置分别位于上游壁面无分离位置和下游壁面诱导分离处。NS-DBD激励在上游壁面没有诱导明显的涡结构，在下游壁面每次激励诱导展向涡；结果表明，NS-DBD可以用来跨音速激波诱导分离的控制。主要的控制机理是激励时的斜压效应带来涡量源项。为优化流动控制，研究了激励位置、频率、沉积能量的影响。 文献 [ 6 ] 建立了唯象学的仿真模型，将NS-DBD激励表征为椭圆形面内的热源，用于控制圆柱前脱体激波，同时也提出改善基于能量注入的唯象学模型的必要性。文献 [ 93 ] 用两区域的热源分布表征NS-DBD激励，研究了受NS-DBD激励控制的小幅振荡的NACA 0015模型在过失速下空气动力阻尼特性，仿真表明NS-DBD可以增加或降低气动阻尼，但是8.3 μs的热量持续时间缺乏依据。文献 [ 43 ] 用高斯分布的热源表征NS-DBD进行了控制翼型失速的大涡模拟，假设热源服从高斯分布，激励效应通过壁面能量和体积能量等不同的方法加入流场，合理的热分布可以重现激波结构和速度。在无量纲激励频率F + = 2时，发现施加激励后5个特征时间时出现了流动附体，在取消激励后5个特征时间时出现了流动分离；仿真得出布置在前缘的激励器诱导产生附体的湍流边界层。文献 [ 44 ] 假设等离子体发射光谱与能量分布呈正比导出热源分布，得到了更为合理的压缩波结构；并将该模型用于NACA0015翼型大迎角流动分离控制，对仿真结果进行了深入的分析 [ 94 ] ，对揭示NS-DBD激励的作用机理有借鉴意义(表2)。 Table 2 Current research situation of modeling and simulation of external flow control by NS-DB 绕流翼型 来流速度 雷诺数或尺寸 网格数量 湍流模型 时间步长 NACA 0015 [ 2 ] 200 m/s 弦长0.12 m 18万 k-ε —— NACA 0015 [ 44 ] 90 m/s Re = 1.15 × 10 6 845 × 245 RSM 变时间步长 NACA 0015 [ 53 ] 15 m/s Re = 100，000 429 × 206； 577 × 217 × 26 URANS和LES 变时间步长 NACA 0015 [ 45 ] 0.1 Ma Re = 0.21 × 10 6 15万 SST k-w NACA63-618 [ 53 ] [ 95 ] <30 m/s —— —— 层流模型 —— NACA 0015 [ 43 ] 15 m/s Re = 100，000 643 × 395 × 75 LES 6.7 × 10 7 s NACA 0015 [ 94 ] 15.33 m/s Re = 100，000 251，000 URANS ≈10 6 s Delery bump [ 93 ] 0.6125 Ma Re = 5.86 × 10 6 668 × 182 SSG Reynolds stress model 变步长 圆柱 [ 6 ] 5 Ma Re = 1.5~2.5 × 10 6 200 × 200 LeMANS code <=1 ns 表2. 目前NS-DBD用于外流控制的仿真研究情况 4.3. 三角翼涡控制 介质阻挡放电等离子体气动激励用于三角翼涡控制的研究中，还没得到广泛研究，多采用毫秒脉冲DBD等离子体激励，且多以大后掠三角翼为研究对象。基于不同的控制原理，主要有四种介质阻挡放电等离子体激励器布局较多地用于三角翼涡流动控制的探索研究(见图14)：1) 激励器布置在机翼前缘 [ 74 ] [ 77 ] ，研究认为脉冲式放电引入前缘非定常扰动比连续式放电效果好，最佳的无量纲激励频率F + ≈ 1；2) 激励器布置在垂直于前缘 [ 77 ] [ 80 ] 以诱导附面层向下游加速，研究认为定常连续放电激励效果比非定常脉冲激励效果好，逆气流方向的连续激励可导致旋涡提前破裂 [ 80 ] ；3) 激励器沿二次分离线布置 [ 80 ] ，研究认为这种布局下的非定常激励对旋涡的稳定性有效果；4) 激励器布置在上翼面不同弦向或垂直于翼根，以涡轴向加速 [ 75 ] [ 76 ] 。 上述DBD等离子体激励用于三角翼流动控制研究均取得有一定控制效果，前缘激励主要利用非定常等离子体激励诱导非定常扰动效应，起到增强前缘涡强度的效果，对非细长三角翼有良好的控制效果 [ 77 ] ；上翼面不同弦长激励主要利用定常激励对流场的加速效应，起到推迟脱体涡破裂的目的，对细长三角翼有良好的控制效果 [ 76 ] [ 77 ] 。总的来说，毫秒脉冲DBD激励对三角翼涡流场有效控制的来流速度较低(30 m/s以下)。纳秒脉冲等离子体激励用于外流控制的研究多围绕翼型开展，三角翼流动控制的研究不多，且其控制机理还不清楚。 空军工程大学与中航工业气动研究院合作，在国际上率先开展了NS-DBD用于三角翼前缘涡控制的实验研究 [ 34 ] [ 96 ] [ 97 ] ，探索了其在三角翼上的流动控制规律，发现来流速度、几何模型、激励参数是影响流动控制效果的主要参数。对于非定常形式的NS-DBD激励，最佳的激励位置在机翼最前缘，最佳的激励频率为F + = 1~2，激励电压越大效果越好。随着后掠角的增大，控制效果逐渐减弱，对于大后掠(60˚后掠)，则无控制效果。对钝前缘三角翼的控制效果好于尖前缘。 4.4. 激波及其诱导分离控制 作为一种新型的气动激励，NS-DBD激励在激波控制和激波诱导边界层分离控制上也有尝试。其实根据文献 [ 28 ] 中0.74 Ma下分离控制结果，如图15。在10˚迎角上翼面出现了激波，前缘激励没有取得控制效果，20˚迎角下激励可使前缘分离附体，激波后移。由于缺乏流场显示，难以深入分析。 图14. 三角翼流动控制常用的等离子体激励器布局 图15. 施加NS-DBD激励前后跨音速翼型上静压分布，Ma = 0.74 [ 28 ] 在NS-DBD激励推迟跨音速激波/附面层干扰导致的颤振方面，洛桑联邦理工学院(EPFL)的Marino等 [ 98 ] 、Peschke等 [ 36 ] [ 99 ] 进行了初步尝试，实验表明，NS-DBD激励在翼型表面产生的压缩波对激波位置和强度影响十分微弱。然而，文中仅用纹影测量手段研究NS-DBD激励对翼面上激波的作用效果，缺乏定量数据分析；且激励后翼面激波形态和位置没有明显的变化。 俄亥俄州立大学机械与航空工程系的非平衡热力学实验室的M. Nishihara等人进行了NS-DBD激励控制高马赫数下圆柱绕流的实验研究，纳秒脉冲激励产生的压缩波向上游传播，与脱体激波相互作用，使脱体激波的脱体距离前移25% [ 100 ] 。然而，实验中的脱体距离仅为1.2 mm，激励开启5 μs时脱体距离为1.51 mm，作者说明基准流场引起的激波位置不稳定在3%左右，在测量精度上对测量结果提出疑问；就减弱激波强度而言，相应的仿真 [ 46 ] 得到总阻力减弱1%，这一结果表明，就目前激励强度而言，NS-DBD在控制激波方面仍需进一步研究。 在国内空军工程大学的吴云等 [ 91 ] ，进行了NS-DBD激励控制激波诱导边界层分离的纹影实验研究，研究发现平行于来流的激励基本没有取得效果，垂直于来流的激励使得分离区减小，指出需要进一步通过壁面静压测量和PIV测试对这一问题进行研究。