陈琦

【摘 要】翼型在低雷诺数下会出现升力非线性、升阻比降低、静态滞回等典型的气动现象，等离子体主动流动控制为近年来流动控制的热门方向，本文查阅了大量文献，介绍了相关的研究进展。

【关键词】低雷诺数；层流分离泡；等离子体；流动控制

0 引言

近年来，由于航空领域希望提高轻型大展弦比滑翔机及常规飞行器的低速特性、提高发动机叶片在高空工作的效率、提高螺旋桨推进器的性能，翼型在不可压、低雷诺数条件下工作的性能受到广泛的关注；在直升机旋翼、风力涡轮机叶片和自由飞模型研究和设计的工作中，低雷诺数性能占据重要地位；新兴的小型无人机（Unmaned Air Vehicles）、微型飞行器（Micro-Air Vehicles）的研究和设计也需要对低雷诺数下翼型气动特性进行广泛深入的研究和探讨。

1 低雷诺数下翼型流动的基本特性

大量研究表明，低雷诺数下出现的上述典型的气动现象与翼型在低雷诺数流动下的层流分离现象密不可分。这是因为绕翼型的低雷诺数流动在有逆压梯度时会出现层流分离，有分离的附面层不稳定，会很快发生转捩，发展为湍流，若此湍流流动克服了逆压梯度的影响，流动会再次附着，从而在分离点和再附点之间形成分离泡[4-6]。

一般层流分离泡分为长泡和短泡两种。短泡多发生在翼型前缘，长度较短，约为翼型弦长的百分之一，可诱导层流附面层转捩，对翼型气动性能起到有利影响。长泡通常从翼型的后缘开始形成，长度约可扩展到翼型中部，与附面层外部气流有更多交互，对翼型的气动特性有不利的影响，并表现出更明显的非定常性[6]。

层流分离泡往往会增加的翼型阻力，降低气动效率。此外，层流分离泡对上游流场的小扰动相对敏感，会导致下游流动的不稳定。试验已经证实这种不稳定性会降低气动性能、使航空器结构上产生具有潜在危险的结构力载荷，增加了气动设计的难度。

2 研究进展

早期大量的试验工作主要在于对层流分离泡现象大尺度稳定涡结构的时均化观察和测量。Mueller[7]（1984）随后根据Lissaman7769和Miley M06-13-128翼型的低雷诺数试验指出，长泡分离和短泡分离出现和演化的先后次序对于升力系数随迎角静态滞回的方向（顺时针或逆时针）有决定性的影响，并给出了自己的二维层流边界层分离泡的结构[8]（1985），见图2。

数值计算方面，早期Briley[9]（1971）采用涡量和流函数形式的N-S方程数值模拟了平板上的层流分离现象。八九十年代，分离泡数值研究依赖于解二维N-S方程或转捩模型的边界层计算，主要为可压缩工作。Rist等[10]（1994）对人工强制扰动下的层流分离泡作了（DNS）直接数值模拟，计算了平板上的层流分离泡，考虑了不同的二维、三维扰动波的发展，得出结论是二维不稳定波线性发展可用数值方法捕捉，为捕捉三维层流分离泡转捩细节，还要进行三维模拟。

近年来，常压等离子体激励主动流动控制是近十多年主动流动控制技术中发展非常快的一类新型流动控制模式，可以实现增加升力、减小阻力、控制流动分离等效果。以加载电源方式的不同分别分为连续交流介质阻挡放点和纳秒脉冲介质阻挡放电两种方式。连续交流介质阻挡放电即利用介质阻挡放电等离子体，加载正弦交流电对激励器表面空气进行电离（SDBD），诱导近壁面气流加速，对主流注入动量控制流动。这种连续工作的等离子体激励，目前使用一组等离子体气动激励电极，诱导气流速度最大只有6m/s，而采用多组电极，诱导气流速度最大可达8m/s。大量的研究表明连续等离子体气动激励有效抑制流动分离的控制速度范围在30m/s以内。纳秒脉冲介质阻挡放电即利用纳秒脉冲周期放电激励电极，电离空气，实现流动控制。纳秒脉冲放电等离子体主动控制普遍在高风速下表现出了较好的控制效果。纳秒脉冲等离子体激励器的结构设计类似于AC-DBD，但其输入电压远远大于交流电源，并且有较大的频率调整范围。

国际上，利用等离子体主动流动控制的方式对翼型的低雷诺数层流流动的研究都集中在最近两年。Nonomura等[11]（2013）利用紧致格式的大涡模拟的方法对NACA0015翼型绕流的等离子体激励控制情况进行数值模拟，计算雷诺数为63000，迎角12°。在无量纲冲击波频率为6的情况下，时均流场结果表明，转捩发生较早，过程更为平滑，湍流混合效果卓著。转捩发生较早是因为激励器激发了Kelvin-Helmholz不稳定性。Vorobiev等[12]（2013）通过实验的方法研究了低雷诺数下NACA0009翼型在后缘布置等离子体激励器构型的增升效果，雷诺数研究范围为70000-400000。天平測力的实验结果表明，连续交流等离子体激励的作用随风速和迎角的变化而变化，在某些情况下，激励器作用会使升力减小。Aholt等[13]（2011）采用数值模拟方法，对低雷诺数下对称椭圆翼型绕流等离子体激励控制进行了研究。研究表明，在适当的位置布置激励器，输入足够能量，就可消除层流分离气泡，提升气动性能约达60%。国内，孟宣市[14]（2015）等人使用风洞试验的方法研究了厚度为16%的椭圆翼型的气动特性，对比了有层流分离泡时，等离子体激励和传统转捩带的控制效果。试验结果表明：当翼型上表面仅发生层流分离时，等离子体激励和转捩带的作用类似，可以有效延迟或者消除后缘层流分离，从而增加升力；当翼型上表面出现层流分离气泡并发生再附现象时，等离子体可以有效减小或者消除层流分离泡的范围，从而减小升力；通过控制层流分离，占空循环等离子体激励可以实现对低雷诺数小迎角下的升力的线性控制。

3 结语

翼型在低雷诺数下会出现小迎角范围内升力系数随迎角非线性变化、最大升阻比迅速降低、升力系数随迎角变化出现静态滞回等流动现象，大量研究表明这些典型的现象与翼型低雷诺数下的层流分离密不可分。近年兴起的等离子体主动流动控制技术以其方便的操纵性、相对简单的制作和布置方式以及没有复杂的机械系统设备等优势受到广泛深入的研究。国内外应用等离子体主动流动控制技术对翼型的层流分离取得了阶段性的进展。

【参考文献】

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[3]白鹏，崔尔杰，李锋，周伟江.对称翼型低雷诺数小攻角升力系数非线性现象研究[J].力学学报，2006，01：1-8.

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[5]白鹏，崔尔杰，周伟江，李锋.翼型低雷诺数层流分离泡数值研究[J].空气动力学学报，2006，24（4）：416-424.

[6]白鹏，詹慧玲，黄湛，陈钱.翼型低雷诺数长层流分离泡和后缘层流分离泡现象研究.中国力学学会学术大会，2009.

[7]T J Mueller. The influence of laminar separation and transition on low Reynolds number airfoil hysteresis[R].AIAA 84-1617.

[8]孙宗祥.等离子体减阻技术的研究进展[J].力学进展，2003，01：87-94.

[9]Briley W R. A numerical study of laminar separation bubbles using the Navier-Strokes equations[J].J.Fluid Mech.1971，47（4）：713-736.

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[11]T Nonomura，H Aono，M Sato，A Yakeno，K Okada，Y Abe，K Fujii.Control Mechanism of Plasma Actuator for SeparatedFlow around NACA0015 at Reynolds Number 63，000Separation Bubble Related Mechanisms.2013，AIAA Paper 2013-0853.

[12]A Vorobiev， R M. Rennie， and E J Jumpe.Lift Enhancement by Plasma Actuatorsat Low Reynolds Numbers.Journal of Aircraft，2013，50（1）：12-19.

[13]Justin Aholt， Fathi Finaish.Active Flow Control Strategy of Laminar SeparationBubbles Developed over Subsonic Airfoils at LowReynolds Numbers. AIAA Paper 2011-733，2011.

[14]孟宣市，楊泽人，等.低雷诺数下层流分离的等离子体控制.航空学报.2016，07：2112-2122.

[责任编辑：朱丽娜]