专利名称：一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法
技术领域：
本发明涉及一种飞机机翼超声速燃烧方法，具体涉及一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法。
背景技术：
机翼是飞机升力的主要来源。机翼的升阻比、失速特性等性能对飞机的起飞距离、爬升率等任务性能和巡航经济性有重要的影响。当工作在非设计工况时，机翼表面流动往往会发生分离，造成流动损失，增大飞行阻力，增加耗油量，降低经济性；同时机翼表面流动分离还直接关系到飞机的失速裕度，较大的分离将导致飞机的稳定工作范围减小，出现失速等现象。为了避免机翼流动分离产生的严重后果，机翼流动控制是不可或缺的手段。机翼流动控制的目的是控制流动分离的位置和程度，减少飞行阻力，以此改善气动性能。传统的控制方法有襟翼、附面层吹吸装置等，但在实际应用中存在结构复杂、可靠性低且重量大等问题。目前最常见的等离子体流动控制是基于DBD(表面介质阻挡放电方式)激励的控制方法，即机翼表面上分布成对电极，施加高频交变电压或间歇脉冲电压会在电极附近形成一定浓度的等离子体。等离子体同时在激励电场作用下获取一定的动量与能量。运动的等离子体与附面层的中性粒子发生碰撞作用，将自身能量传递给中性粒子，实现附面层流体的加速；这种流动控制方法中，产生等离子体的激励源也同时是加速等离子体(或者加速附面层)的源头。实际运行中，为获取更强的附面层加速效果，就需要更高的加速电压，这势必会引起等离子体激励装置中绝缘介质的击穿破坏；相反，降低激励电压来减弱加速效果的同时，等离子体浓度也会降低、甚至不能保证装置的可靠运行。基于DBD激励的控制方法中，等离子体激励电场和加速电场之间运行需求的不匹配，运行自由度低，限制了实际的工程应用效果。
发明内容
本发明的目的是为解决DBD激励的控制方法中，等离子体激励电场和加速电场之间运行需求不匹配，造成机翼附面层分离抑制效果不佳的问题，提供一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法。本发明方法是通过以下步骤实现的:步骤一、飞机机翼由前至后由头部蒙皮、箱体和尾部蒙皮组成，在尾部蒙皮的壁厚中加工一个与机翼进气道的中心线平行的水平孔，在尾部蒙皮的表面附面层分离点后加工一个与水平孔垂直且相通的径向通孔，径向通孔与外部相通，水平孔和径向通孔的内表面均镀有陶瓷膜；步骤二、水平孔的输入端与等离子体发生装置的出口连接，等离子体发生装置的入口与氩气储存 罐连接，氩气储存罐装在箱体中，等离子体发生装置与高电压高频率电源连接；
步骤三、两个电极设置在飞机机翼蒙皮的表面上，且两个电极分别位于径向通孔的两侧；步骤四、等离子体发生装置在高电压高频率电源激励作用下产生的等离子体通过水平孔和径向通孔在飞机机翼蒙皮表面处喷射产生射流型的等离子体，等离子体的电源电压为5000V 10000V、频率为30000Hz 50000Hz，产生等离子体的工作介质为氩气；步骤五、等离子射流在两个电极电场的作用下加速，电极的电压为500V 5000V，加速的等离子体射流通过与氩气分子的碰撞向边界层输送能量，加速附面层内的气流流动，实现大分离包的吹脱，抑制了机翼附面层的分离。本发明具有以下优点:一、本发明在机翼内设计了镀有陶瓷膜的通道，将机翼内部产生的等离子体导出至机翼表面，形成集中于机翼表面附面层的高密度等离子体；二、等离子体在直流电场作用下加速获取能量，形成定性运动；三、加速运动的等离子体与附面层内低速流体发生碰撞、电离湮灭等物理化学作用，来实现附面层流体的加速，以产生附面层分离抑制和转捩推迟的效果，达到改善升阻比、降低阻力等目的。四、本发明中等离子体的激励产生和等离子体的加速分别由两套装置来实现，解决了等离子体激励电场和加速电场之间运行不匹配问题，扩展了等离子体抑制流动分离的运行效果。五、整个过程由计算机控制，响应迅速，可以满足运行需求。六、本发明可广泛用于抑制飞机机翼流动分离，减少飞行阻力，机翼的流动控制，提升飞行品质。
图1是本发明的具体实施方式
一中步骤一和步骤二的结构示意图(图中标记M为氩气储存罐)，图2是本发明的具体实施方式
一中的步骤二里的等离子体发生装置2的结构不意图(图中标记4为堵塞、标记5为不镑钢管、标记6为闻强度石英管、标记7为闻电压高频率电源)；图3是两个电极3与电源连接的示意图(图中标记8为加速电场的电源)。
具体实施例方式具体实施方式
一:结合图1 图3说明本实施方式，本实施方式是通过以下步骤实现的:步骤一、飞机机翼由前至后由头部蒙皮21、箱体11和尾部蒙皮I组成，在尾部蒙皮I的壁厚中加工一个与机翼进气道的中心线N-N平行的水平孔1-1，在尾部蒙皮I的表面附面层分离点Q后加工一个与水平孔1-1垂直且相通的径向通孔1-2，径向通孔1-2与外部相通，水平孔1-1和径向通孔1-2的内表面均镀有陶瓷膜；步骤二、水平孔1-1的输入端与等离子体发生装置2的出口 2-1连接，等离子体发生装置2的入口 2-1与氩气储存罐M连接，氩气储存罐M装在箱体11中，氩气储存罐M给等离子体发生装置2提供工作气体，等离子体发生装置2与高电压高频率电源7连接；步骤三、两个电极3设置在飞机机翼蒙皮I的表面上，且两个电极3分别位于径向通孔1-2的两侧；步骤四、 等离子体发生装置2在高电压高频率电源7激励作用下产生的等离子体通过水平孔1-1和径向通孔1-2在飞机机翼蒙皮I表面处喷射产生射流型的等离子体，等离子体的电源电压为5000V 10000V、频率为30000Hz 50000Hz，产生等离子体的工作介质为氩气；步骤五、等离子射流在两个电极3电场的作用下加速，电极3的电压为500V 5000V，根据机翼测控系统测量的机翼绕流实际状态调整激励电极3的电压，加速的等离子体射流通过与氩气分子的碰撞向边界层输送能量，加速附面层内的气流流动，实现大分离包的吹脱，抑制了机翼附面层的分离。产生等离子体的激励器和加速电场分别由独立的电源供电，等离子体激励器可以采用较高的放电电压以满足所需要的等离子体水平，加速电场的电压可根据实际的工程需要进行调节。
具体实施方式
二:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤一中的水平孔1-1和径向通孔1-2的内表面陶瓷膜的厚度为0.1mm 0.2_。陶瓷膜实现了等离子体与壁面间的绝缘作用，且陶瓷膜在等离子体的碰撞下能产生二次电子发射，有利于等离子体在通孔中的稳定传播。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
三:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤一中的水平孔1-1和径向通孔1-2的内表面陶瓷膜的厚度为0.15_。陶瓷膜实现了等离子体与壁面间的绝缘作用，且陶瓷膜在等离子体的碰撞下能产生二次电子发射，有利于等离子体在通孔中的稳定传播。其它步骤 与具体实施方式
二相同。
具体实施方式
四:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤四中的等离子体的电源电压为5500V、电源频率为35000Hz。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
五:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤四中的等离子体的电源电压为6000V，电源频率为40000Hz。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
六:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤四中的等离子体的电源电压为6500V，电源频率为45000Hz。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
七:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤四中的等离子体的电源电压为7500V，电源频率为50000Hz。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
八:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤四中的等离子体的电源电压为8000V，电源频率为40000Hz。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
九:结合图1说明本实施方式，本实施方式是所述步骤五中的电极3的电压为1000V。其它步骤与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
十:结合图1说明本实施方式，本实施方式是步骤五中的电极3的电压为3000V。其它步骤与具体实施方式
一相同。
权利要求
1.一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述方法是通过以下步骤实现的: 步骤一、飞机机翼由前至后由头部蒙皮(21)、箱体(11)和尾部蒙皮(I)组成，在尾部蒙皮(I)的壁厚中加工一个与机翼进气道的中心线(N-N)平行的水平孔(1-1)，在尾部蒙皮(I)的表面附面层分离点(Q)后加工一个与水平孔(1-1)垂直且相通的径向通孔(1-2)，径向通孔(1-2)与外部相通，水平孔(1-1)和径向通孔(1-2)的内表面均镀有陶瓷膜； 步骤二、水平孔(1-1)的输入端与等离子体发生装置(2)的出口(2-1)连接，等离子体发生装置(2)的入口(2-1)与氩气储存罐(M)连接，氩气储存罐(M)装在箱体(11)中，等离子体发生装置(2)与高电压高频率电源(7)连接； 步骤三、两个电极(3设置在飞机机翼蒙皮(I)的表面上，且两个电极(3)分别位于径向通孔(1-2)的两侧； 步骤四、等离子体发生装置(2)在高电压高频率电源(7)激励作用下产生的等离子体通过水平孔(1-1)和径向通孔(1-2)在飞机机翼蒙皮(I)表面处喷射产生射流型的等离子体，等离子体的电源电压为5000V 10000V、频率为30000Hz 50000Hz，产生等离子体的工作介质为氩气； 步骤五、等离子射流在两个电极(3)电场的作用下加速，电极(3)的电压为500V 5000V，加速的等离子体射流通过与氩气分子的碰撞向边界层输送能量，加速附面层内的气流流动，实现大分离包的吹脱，抑制了机翼附面层的分离。
2.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤一中的水平孔(1-1)和径向通孔(1-2)的内表面陶瓷膜的厚度为0.1mm 0.2mmο·
3.根据权利要求2所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤一中的水平孔(1-1)和径向通孔(1-2)的内表面陶瓷膜的厚度为0.15_。
4.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤四中的等离子体的电源电压为5500V、电源频率为35000Hz。
5.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤四中的等离子体的电源电压为6000V，电源频率为40000Hz。
6.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤四中的等离子体的电源电压为6500V，电源频率为45000Hz。
7.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤四中的等离子体的电源电压为7500V，电源频率为50000Hz。
8.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤四中的等离子体的电源电压为8000V，电源频率为40000Hz。
9.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤五中的电极(3)的电压为1000V。
10.根据权利要求1所述一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，其特征在于:所述步骤五中的电极(3)的电压为3000V。
全文摘要
一种基于等离子体激励的机翼附面层分离抑制方法，它涉及一种飞机机翼超声速燃烧方法，以解决DBD激励的控制方法中，等离子体激励电场和加速电场之间运行需求不匹配，造成机翼附面层分离抑制效果不佳的问题。方法一、水平孔和径向通孔的内表面均镀有陶瓷膜；二、水平孔与等离子体发生装置连接，等离子体发生装置的入口与外置的氩气储存罐连接；三、两个电极分别位于径向通孔的两侧；四、等离子体发生装置在高电压高频率电源激励作用下产生的等离子体在飞机机翼蒙皮表面处喷射产生射流型的等离子体；五、等离子射流在两个电极电场的作用下加速附面层内的气流流动，实现大分离包的吹脱，抑制了机翼附面层分离。本发明用于抑制飞机机翼流动分离。
文档编号B64C3/36GK103231796SQ201310140268
公开日2013年8月7日 申请日期2013年4月22日 优先权日2013年4月22日
发明者唐井峰, 唐梅, 李楠, 徐敏, 鲍文, 于达仁 申请人:哈尔滨工业大学