本發(fā)明涉及飛行器氣動特性的技術領域，具體是一種介質阻擋放電等離子體激勵器對飛行器氣動特性的分析方法。

背景技術：

現(xiàn)今飛行器對氣動性能方面提出更高的挑戰(zhàn)，傳統(tǒng)的氣動設計手段基于非等離子化的空氣介質。常規(guī)氣動條件下操縱舵面在大迎角飛行時效率低，甚至完全失去效率，對飛行器在大迎角飛行帶來安全隱患；基于等離子體流動控制的非常規(guī)氣動方法對飛行器來說，除了增加大迎角飛行效率外，還可以大大增加飛行器的隱身性能。等離子體流動控制技術能夠增加飛行器的升力、減小阻力，提高升阻比，從而改善飛行器的氣動性能。

介質阻擋放電(dbd)等離子體流動控制技術具有體積小、無運動部件、重量輕、功耗低、作用頻帶寬、可靠性高、響應快等優(yōu)點，而且對邊界層控制和低雷諾數下流動再附作用高效，被認為是很有前途和價值的流動控制新技術。在飛行器的表面上安放等離子體激勵器，可以改善飛行器的升力系數、阻力系數，進而改善飛行器的升阻比。本發(fā)明闡述介質阻擋放電(dbd)等離子體的氣動特性數值模擬和分析方法，并指出質阻擋放電等離子體的產生以及飛行器氣動特性改變是一個重要研究方向。采用等離子體流動控制為今后我國研發(fā)高速飛行器提供基礎數值支持。采用介質阻擋放電(dbd)等離子體流動控制改善飛行器氣動性能、分析其氣動特性是本發(fā)明所應用的基本方法。

技術實現(xiàn)要素：

要解決的技術問題

為了避免現(xiàn)有技術的不足之處，本發(fā)明提出一種基于等離子體的飛行器氣動特性分析方法。

技術方案

一種基于等離子體的飛行器氣動特性分析方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：將等離子體激勵器裝置置于飛行器機身，飛行器從機翼的前緣開始，沿著機翼向后緣方向安置若干等離子體激勵器；位于飛行器前緣的等離子體激勵器的埋入電極在前、裸露電極在后，采用間歇放電方式激勵形成等離子體；位于飛行器后緣的等離子體激勵器的裸露電極在前、埋入電極在后，采用連續(xù)放電方式激勵形成等離子體用于飛行器巡航階段的層流流動控制；等離子體激勵器通過開關與控制器連接，控制器可以根據飛行器的飛行速度、攻角，快速的選擇開啟不同位置的開關從而選擇開啟相應位置的等離子體激勵器；等離子體激勵器的位置對翼型流動控制來說相當重要，等離子體激勵器必須布置在流動分離點或轉捩點附近，等離子體激勵器布置在分離點、轉捩點之前為好，這樣才有可能對流動控制帶來顯著的效果；

步驟2：將激勵器的正、負兩個電極分別與電源的正、負端連接，電源啟動后調整電源的輸出電壓和輸出頻率，輸出波形選擇為正弦波形；升高電源的電壓，直至激勵器表面電極附近的空氣在外加高電壓的作用下?lián)舸╇婋x形成等離子體；電離后的離子在電極電場力的驅動下運動，通過與中性氣體分子的碰撞傳遞動量，進而誘導空氣流加速運動；

步驟3：從積分型n-s方程組出發(fā)，并使用雷諾輸運定理與高斯定理便能得到可壓縮流體n-s方程的微分形式：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝(fv)x+(gv)y+(hv)z+s

其中，fi，gi，hi為無黏通量；fv，gv，hv為黏性通量，wt為w在t時刻的取值，(fi)x為fi在x方向上的分量，(gi)y為gi在y方向上的分量，(hi)z為hi在z方向上的分量，(fv)x為fv在x方向上的分量，(gv)y為gv在y方向上的分量，(hv)z為hv在z方向上的分量，將牛頓本構關系帶入n-s方程，得

其中，u，v，w分別為速度在x，y，z方向上的分量，p為壓力，ρ為密度，e為電場強度；

τxx表示x方向上的雷諾應力，τyy表示y方向上的雷諾應力，τzz表示z方向上的雷諾應力，τxy，τyx表示x、y方向上的雷諾合應力，τxz，τzx表示x、z方向上的雷諾合應力，τyz，τzy表示y、z方向上的雷諾合應力；

其中：

τxx＝λ'(ux+vy+wz)+2μux

τyy＝λ'(ux+vy+wz)+²μvy

τzz＝λ'(ux+vy+wz)+2μwz

τxy＝τyx＝μ(uy+vx)

τxz＝τzx＝μ(uz+wx)

τyz＝τzy＝μ(vz+wy)

qx＝-λtx

qy＝-λty

qz＝-λtz

其中，λ為熱傳導系數，λ'為體積黏性系數，μ為流體的黏性系數，qx為x方向上的氣體熱量，tx為x方向上的溫度分量，qy為y方向上的氣體熱量，ty為y方向上的溫度分量，qz為z方向上的氣體熱量，tz為z方向上的溫度分量；

若定容比熱為常數，則得：

式中，κ為熱導率，e為熱力學狹義內能，ex為x方向內能分量，ey為y方向內能分量，ez為z方向內能分量，qx為x方向上熱量分量，qy為y方向上熱量分量，qz為z方向上熱量分量，pr為普朗特數。在n-s方程中令μ＝0和λ＝0，則相應的方程稱為歐拉方程：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝s

其中fi，gi，hi為通量函數；

體積力表達式為：

f＝fαρeδte

式中，f為激勵頻率，α為彈性有效碰撞系數，取為1，ρ為電荷密度，假定為常值，取為10¹⁷/m³，e為電荷的帶電量，取為1.602×10^-19c，δt為電極放電時間，e為電場強度矢量；

電場強度e為：

其中，u為激勵電壓，d為電極間距；

電源電壓范圍為0-30kv，激勵頻率范圍為5-25khz，調節(jié)頻率時，分別將電壓調至5kv，10kv，15kv，20kv，25kv，然后連續(xù)調節(jié)頻率；調節(jié)電壓時，將頻率固定在10khz，15khz，20khz，然后連續(xù)調節(jié)電壓；

流場的控制方程為n-s方程，將其中的源項由上述簡化模型的體積力所代替，得到的連續(xù)方程、動量方程和能量方程如下：

式中，u＝{u,v,w}，ρ，p，e與t分別代表速度、密度、靜壓、總能和時間；θ代表剪切應力張量，q為熱傳導項；動量方程中的f為等離子體的誘導體積力，在特定區(qū)域內呈線性分布，fu為等離子體誘導力所做的功；

通過調整dbd激勵器的激勵參數，包括激勵電壓、激勵頻率，從而改變飛行器的增升減阻的氣動特性效果，實現(xiàn)對飛行器的氣動特性分析。

有益效果

本發(fā)明提出的一種基于等離子體的飛行器氣動特性分析方法，利用較簡單的操作方式，同時保持不增加飛行器重量以及等離子體的隱身性能，利用介質阻擋放電等離子體改善飛行器的氣動性能，具有以下有益效果：

1、引入等離子體的氣動特性，dbd流動控制技術具有體積小、無運動部件、重量輕、功耗低、作用頻帶寬、可靠性高、響應快，不使用時對流場影響較小。

附圖說明

圖1是本發(fā)明的輪廓示意圖。

圖中：1-飛行器；2-dbd激勵器。

圖2是本發(fā)明等離子體激勵器作用于飛行器上。

圖3是本發(fā)明等離子體激勵器激勵電壓的升力系數隨攻角變化圖。

圖4是本發(fā)明等離子體激勵器激勵電壓的阻力系數隨攻角變化圖。

圖5是本發(fā)明等離子體激勵器激勵頻率的升力系數隨攻角變化圖。

圖6是本發(fā)明等離子體激勵器激勵頻率的阻力系數隨攻角變化圖。

具體實施方式

現(xiàn)結合實施例、附圖對本發(fā)明作進一步描述：

為改變傳統(tǒng)的飛行器升力系數低、阻力系數高的氣動特性，本發(fā)明提出一種基于等離子體激勵器的飛行器氣動特性分析方法。該方法是在馬赫數為5的情況下，在飛行器的機翼上安裝介質阻擋放電(dbd)激勵器，所述dbd激勵器的裸露電極和覆蓋電極之間通入高壓高頻電源，電極間的氣體會被擊穿而產生放電，dbd激勵器在順電場方向產生壁面射流，同時產生垂直于壁面的射流，伴隨著沖擊波注入效應、局部溫度場改變，從而實現(xiàn)對機翼表面流場的控制，并通過改變激勵器的激勵條件，包括激勵電壓、激勵頻率，分析飛行器氣動特性影響。

本發(fā)明的一種優(yōu)化方法：所述的飛行器氣動特性包括飛行器升力系數、阻力系數的特性分析。其包括以下步驟：

步驟一：將等離子體激勵器裝置置于飛行器機身。飛行器從機翼的前緣開始，沿著機翼向后緣方向安置若干等離子體激勵器。位于飛行器前緣的等離子體激勵器的埋入電極在前、裸露電極在后，采用間歇放電方式激勵形成等離子體；位于飛行器后緣的等離子體激勵器的裸露電極在前、埋入電極在后，采用連續(xù)放電方式激勵形成等離子體用于飛行器巡航階段的層流流動控制。等離子體激勵器通過開關與控制器連接，控制器可以根據飛行器的飛行速度、攻角，快速的選擇開啟不同位置的開關從而選擇開啟相應位置的等離子體激勵器。等離子體激勵器的位置對翼型流動控制來說相當重要，等離子體激勵器必須布置在流動分離點或轉捩點附近，等離子體激勵器布置在分離點、轉捩點之前為好，這樣才有可能對流動控制帶來顯著的效果。

步驟二：控制飛行器的氣動特性。針對dbd特性、流動控制機理、氣動激勵數學模型、流動控制影響因素等，本發(fā)明采用dbd激勵器，氣動激勵誘導氣體流動的數值方法，改善飛行器的氣動控制性能。dbd激勵器的激勵過程如下：電源的正、負端分別連接激勵器的正、負兩個電極，電源啟動后調整電源的輸出電壓和輸出頻率。輸出波形選擇為正弦波形。升高電源的電壓，直至激勵器表面電極附近的空氣在外加高電壓的作用下?lián)舸╇婋x形成等離子體。電離后的離子在電極電場力的驅動下運動，通過與中性氣體分子的碰撞傳遞動量，進而誘導空氣流加速運動。

數值方法是獲得使用計算流體動力學(cfd)解決ns方程。ns方程式一般的二維、軸對稱、三維，平行，非結構化的有限體積cfd代碼。

從積分型n-s方程組出發(fā)，并使用雷諾輸運定理與高斯定理便能得到可壓縮流體n-s方程的微分形式：

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝(fv)x+(gv)y+(hv)z+s

這里，fi，gi，hi為無黏通量；fv，gv，hv為黏性通量，wt為w在t時刻的取值，(fi)x為fi在x方向上的分量，(gi)y為gi在y方向上的分量，(hi)z為hi在z方向上的分量，(fv)x為fv在x方向上的分量，(gv)y為gv在y方向上的分量，(hv)z為hv在z方向上的分量，將牛頓本構關系帶入n-s方程，得

u，v，w分別為速度在x，y，z方向上的分量，p為壓力，ρ為密度，e為電場強度，

τxx表示x方向上的雷諾應力，τyy表示y方向上的雷諾應力，τzz表示z方向上的雷諾應力，τxy，τyx表示x、y方向上的雷諾合應力，τxz，τzx表示x、z方向上的雷諾合應力，τyz，τzy表示y、z方向上的雷諾合應力。

其中

τxx＝λ'(ux+vy+wz)+2μux

τyy＝λ'(ux+vy+wz)+2μvy

τzz＝λ'(ux+vy+wz)+2μwz

τxy＝τyx＝μ(uy+vx)

τxz＝τzx＝μ(uz+wx)

τyz＝τzy＝μ(vz+wy)

qx＝-λtx

qy＝-λty

qz＝-λtz

λ為熱傳導系數，λ'為體積黏性系數，μ為流體的黏性系數，qx為x方向上的氣體熱量，tx為x方向上的溫度分量，qy為y方向上的氣體熱量，ty為y方向上的溫度分量，qz為z方向上的氣體熱量，tz為z方向上的溫度分量。

若定容比熱為常數，則得

式中κ為熱導率，e為熱力學狹義內能，ex為x方向內能分量，ey為y方向內能分量，ez為z方向內能分量，qx為x方向上熱量分量，qy為y方向上熱量分量，qz為z方向上熱量分量，pr為普朗特數。在n-s方程中令μ＝0和λ＝0，則相應的方程稱為歐拉方程

wt+(fi)x+(gi)y+(hi)z＝s

這里fi，gi，hi為通量函數

體積力表達式為：

f＝fαρeδte

式中f為激勵頻率，α為彈性有效碰撞系數，取為1，ρ為電荷密度，假定為常值，取為10¹⁷/m³，e為電荷的帶電量，取為1.602×10^-19c，δt為電極放電時間，e為電場強度矢量。

電場強度e為：

u為激勵電壓，d為電極間距。

電源電壓范圍為0-30kv，激勵頻率范圍為5-25khz，調節(jié)頻率時，分別將電壓調至5kv，10kv，15kv，20kv，25kv，然后連續(xù)調節(jié)頻率；調節(jié)電壓時，將頻率固定在10khz，15khz，20khz，然后連續(xù)調節(jié)電壓。

流場的控制方程為n-s方程，將其中的源項由上述簡化模型的體積力所代替，得到的連續(xù)方程、動量方程和能量方程如下：

式中u＝{u,v,w}，ρ，p，e與t分別代表速度、密度、靜壓、總能和時間。θ代表剪切應力張量，q為熱傳導項。動量方程中的f為等離子體的誘導體積力，在特定區(qū)域內呈線性分布，fu為等離子體誘導力所做的功。

通過調整dbd激勵器的激勵參數，包括激勵電壓、激勵頻率，從而改變飛行器的增升減阻的氣動特性效果，實現(xiàn)對飛行器的氣動特性分析。

如圖1所示，本發(fā)明的輪廓示意圖。本發(fā)明是在飛行器機翼上安裝等離子體激勵器，進行氣動特性分析的方法。等離子體激勵器的位置對翼型流動控制來說相當重要，這也就是說，前緣等離子體激勵器的埋入電極在前、裸露電極在后，形成的等離子體誘導的氣流方向由裸露電極指向埋入電極；而后緣等離子體激勵器的裸露電極在前、埋入電極在后，形成的等離子體誘導的氣流方向由裸露電極指向埋入電極；因此兩種等離子體誘導的氣流方向是相反的。當前緣等離子體與后緣等離子體共同作用時，氣動特性效果最好。

如圖2所示，本發(fā)明等離子體激勵器作用于飛行器上。開關8是決定開啟哪個位置的等離子體激勵器。當前緣等離子體與后緣等離子體共同作用時，氣動特性效果最好。前緣等離子體激勵器通過動量、能量的傳遞給機翼上表面失穩(wěn)的層流附面層，并可消除分離泡，直接轉捩或者提前轉捩為湍流附面層，由于湍流附面層抵抗流動分離的能力遠強于層流附面層，這樣即可推遲流動的分離，提高飛機的升力、從而改善飛行的氣動特性。后緣等離子體激勵器通過動量、能量的傳遞使機翼的層流附面層加速、推遲轉捩點，加長了層流附面層，使機翼的附面層在巡航階段保持層流，以減小翼面的摩擦阻力，提高升阻比。

如圖3所示，本發(fā)明等離子體激勵器激勵電壓的升力系數隨攻角變化圖。當飛行的速度(馬赫數)為ma＝5，在發(fā)動機處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，保持激勵器頻率不變，改變激勵電壓。激勵電壓在不停的變化過程中，由于激勵電壓的不斷增長，升力系數也跟隨之不斷變大；從控制效果的情況來看，在激勵電壓達到12kv時效果能夠達到最優(yōu)的狀態(tài)，最大升力系數也在不斷地變化，由圖可知由0.91增大到了1.08，增大8.4％。

如圖4所示，本發(fā)明等離子體激勵器激勵電壓的阻力系數隨攻角變化圖。當飛行的速度(馬赫數)為ma＝5，在發(fā)動機處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，保持激勵器頻率不變，改變激勵電壓。從控制效果的情況來看，在激勵電壓達到12kv時效果能夠達到最優(yōu)的狀態(tài)，阻力系數亦有所減小，在迎角20°時阻力系數由0.375減小到0.318；從控制效果的情況來看，在激勵電壓達到12kv時效果能夠達到最優(yōu)的狀態(tài)，最大升阻比增大2.4％。綜上所述，在攻角非常大時，升阻比是基本不變。

圖5是本發(fā)明等離子體激勵器激勵頻率的升力系數隨攻角變化圖。當飛行的速度(馬赫數)為ma＝5，在發(fā)動機處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，激勵器電源不變，改變激勵頻率的大小。改變激勵頻率的情況下，不同激勵頻率下的氣動特性分析，在大迎角處，當激勵頻率f＝600hz時，流動控制效果是很弱的，升力系數在小范圍內有所增大；當激勵頻率f＝200hz時，流動控制效果開始時十分的顯現(xiàn)，之后升力系數會處于一直增長的狀態(tài)；當激勵頻率f＝200hz時，流動控制效果是處于一個最好的狀態(tài)，升力系數由α＝10°開始增大，尤其在大迎角時升力系數顯著提高，最大升力系數也在不斷地變化，由0.98增大到了1.17，增大16.21％。結合以上分析表明，在相同的激勵位置和相同的激勵電壓的情況下，介質阻擋放電(dbd)等離子體的氣動激勵在激勵頻率達到f＝200hz時，升力系數也會比沒有施加等離子體激勵時的升力系數高一點，這就說明激勵頻率對升阻特性的作用是有一定的效果的，流動控制的效果均為最佳的。

圖6是本發(fā)明等離子體激勵器激勵頻率的阻力系數隨攻角變化圖。當飛行的速度(馬赫數)為ma＝5，在發(fā)動機處于不開啟的(dt＝0)狀態(tài)下，激勵器電源不變，改變激勵頻率的大小。改變激勵頻率的情況下，不同激勵頻率下的氣動特性分析，在大迎角處，當激勵頻率f＝600hz時，阻力系數在α＝10°之后均減小，進而實現(xiàn)最大升阻比在f＝600hz時提高了3.519％；介質阻擋放電(dbd)等離子體的激勵頻率與流場之間明顯存在最優(yōu)的耦合頻率，并且能夠在相同電壓的情況下實現(xiàn)最優(yōu)的控制效果，氣動特性也處于最優(yōu)的狀態(tài)。

綜上，飛行器介質阻擋放電(dbd)等離子體氣動激勵是可以改變飛行器模型的升阻特性，增大升力，提高升阻比，具有增升減阻的效果。當激勵頻率f＝200hz、激勵電壓12kv時，最大升阻比增加2.4％。