专利摘要

本发明提出一种适用于尖后缘机翼的等离子环量控制方法，一个或多个等离子体激励器贴附于机翼吸力面靠近后缘处，覆盖电极靠近机翼后缘，另外一个或多个等离子体激励器贴附于机翼压力面靠近后缘的位置，裸露电极接近机翼后缘。在电场力驱动下，贴附于吸力面的等离子体激励器产生指向下游后缘方向的壁面射流，贴附于压力面的等离子体激励器产生指向上游前缘方向的壁面射流。本发明方法相比吹气式环量控制适用范围更广，可适用于尖后缘机翼，而且所使用的结构简单，易于安装实现，不需要额外的气源，同时可以实现对机翼增升的主动控制，具有巨大的优势和发展潜力。

权利要求

1.一种适用于尖后缘机翼的等离子环量控制方法，其特征在于：在机翼靠近后缘处压力面和吸力面，各贴附一个等离子体激励器，或者各贴附两个以上的等离子体激励器，等离子体激励器不重叠；等离子体激励器包括：裸露电极、覆盖电极以及绝缘介质，绝缘介质位于两电极之间，覆盖电极所处位置与裸露电极所处位置不重叠，裸露电极和覆盖电极之间施加高压高频正弦交流电源；

布置在压力面的每个等离子体激励器：该等离子体激励器的裸露电极靠近机翼后缘，覆盖电极位于裸露电极上游；布置在吸力面的每个等离子体激励器：该等离子体激励器的覆盖电极靠近机翼后缘，裸露电极位于覆盖电极的上游。

2.根据权利要求1所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的每个等离子体激励器，施加在其裸露电极和覆盖电极之间的正弦交流电压的峰峰值至少1千伏，频率至少1千赫兹。

3.根据权利要求1所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的裸露电极和覆盖电极采用具有导电性能的金属材料制作，所述的绝缘介质5采用柔性的聚酯薄膜制作。

4.根据权利要求1所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的每个等离子体激励器，其裸露电极与覆盖电极的靠近端的距离为0毫米到8毫米。

5.根据权利要求1所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的每个等离子体激励器，其裸露电极及覆盖电极的宽度范围均为所控制机翼弦长的2%到10%，且裸露电极的宽度小于覆盖电极的宽度。

6.根据权利要求1或5所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的绝缘介质的宽度至少等于裸露电极、覆盖电极以及两个电极之间的间隙之和。

7.根据权利要求6所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的绝缘介质的宽度至少在裸露电极以及覆盖电极的外侧端分别延伸1毫米到2毫米。

8.根据权利要求1所述的等离子环量控制方法，其特征在于：所述的每个等离子体激励器，其裸露电极和覆盖电极的厚度不超过15微米，绝缘介质的厚度不超过250微米。

说明书

技术领域

本发明涉及一种适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制技术，具体是通过两个或更多等离子体激励器在机翼尖后缘的特殊布置形式，达到修改机翼绕流流动，进行环量控制的目的。

背景技术

在航空工程领域，增升减阻一直是研究人员关注的焦点。环量控制就是一种基于流体力学基本现象——“科恩达效应”发展起来的，能够有效增加飞机升力的控制方法。实际应用中环量控制的具体实施方案如图1所示，在机翼的科恩达曲面后缘1b上部开缝，高压气体从开缝2喷出，加速了曲壁后缘附近的边界层流速。同时，外流受高速吹气气流的诱导作用，机翼绕流的后驻点向下翼面推移，使翼型绕流产生很大的环量，从而获得高升力。从环量控制的航行状态来看，它最有效的时刻是飞机的起飞降落阶段，可以极大缩短飞机的起飞和降落距离。但是环量控制方法在应用往往需要尽可能地增大机翼后缘的曲率半径以获得更大的升力。在飞机巡航阶段，飞机处于稳定飞行状态，不再需要额外增加飞机升力。此时的由于采用钝后缘的机翼反而会带来较大的额外阻力增加，严重影响到了飞机航行的经济型。

此外，传统环量控制方法的另一缺陷就是需要一定的移动部件以及足够功率的气源产生射流，这会导致发动机效率下降，同时增加机翼的复杂程度和结构重量，给机翼设计造成困难。但是作为一种高效可靠地增升技术，有必要采用新的控制技术在不损失其控制效果的前提下，解决这一缺陷。作为近年来受到越来越多研究者青睐的等离子体流动控制技术，凭借其无移动部件、响应迅速、质量轻以及功耗小等优点，被用来解决这一问题。应用等离子体激励器进行流动控制已有许多先例，目前研究主要集中在将其布置在机翼上表面靠前的位置，从而达到加速边界层流动，推迟流动分离的效果。

发明内容

与现有在机翼上表面靠前的位置布置等离子体激励器的形式完全不同，本发明提供了一种非常适合在具有尖后缘的机翼上实现的环量控制方法。

本发明提出的一种适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，通过在靠近机翼后缘处的压力面和吸力面各贴附一个或者两个以上的等离子体激励器实现，贴附在同一面的等离子体激励器不重叠。等离子体激励器包括：裸露电极、覆盖电极以及绝缘介质，绝缘介质位于两电极之间，覆盖电极所处位置与裸露电极所处位置不重叠，裸露电极和覆盖电极之间施加高压高频正弦交流电源。布置在压力面的每个等离子体激励器：该等离子体激励器的裸露电极靠近机翼后缘，覆盖电极位于裸露电极上游。布置在吸力面的每个等离子体激励器：该等离子体激励器的覆盖电极靠近机翼后缘，裸露电极位于覆盖电极的上游。通过改变施加在等离子体激励器上的电压，等离子体激励器可以通过选择性的赋能以对机翼后缘附近处的边界层流动进行影响，加速或减速当地边界层流动。施加在等离子体激励器上使其受控并电离附近的空气的正弦交流电压的峰峰值至少约1千伏，频率至少约1千赫兹。

本发明的等离子体环量控制方法，其优点和积极效果在于：

1、本发明适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，可以有效增加翼型、机翼、飞机等的升力，可以代替传统的环量控制方法，同时适用于小后缘甚至尖后缘机翼，解决了传统的环量控制方法依赖于科恩达曲面后缘而引起的额外形状阻力增加问题。

2、本发明适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，等离子体激励器完全由高压高频电源产生的电场力驱动加速当地边界层流动，而不需要额外的气源，大大的降低了控制系统的复杂程度和结构重量。

3、本发明适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，质量轻、装置简单、易于安装、对流场边界层干扰小、功耗小、响应迅速，特别是基于柔性绝缘材料制作形成的等离子体激励器，可以贴附于任意曲面的表面，提高了该控制方法的适应性。

4、本发明适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，可以实现电气化控制，根据需要随时开启和关闭，实现实时主动控制。

附图说明

图1是采用传统环量控制方法的机翼示意图；

图2（a）是本发明的等离子体环量控制方法在尖后缘机翼上的实现方式示意图；

图2（b）是图2（a）中I处的局部放大示意图；

图3（a）是高压高频正弦交流电源处于负半周期时等离子体激励器的放电形式；

图3（b）是高压高频正弦交流电源处于正半周期时等离子体激励器的放电形式；

图4（a）是无等离子体环量控制时机翼绕流时均速度矢量图；

图4（b）是有等离子体环量控制时机翼绕流时均速度矢量图；

图4（c）是无等离子体环量控制时机翼绕流时均流线图；

图4（d）是有等离子体环量控制时机翼绕流时均流线图；

图4（e）是有、无等离子体环量控制时机翼绕流时均流向速度剖面对比图，其中空心方块表示了无控制的情况，实心圆圈表示了有控制情况；

图5是有、无气等离子体环量控制时机翼升力系数曲线对比图。

图中具体标号如下：

1、机翼；1a、机翼前缘；1b、机翼后缘；2、传统环量控制方法开缝；

3、等离子体激励器；3a、裸露电极；3b、覆盖电极；3c、绝缘介质；

3d、电离空气；3e、壁面射流；3f、电离空气由裸露电极运动到覆盖电极方向；

3g、电离空气由覆盖电极运动到裸露电极方向；4、高压高频正弦交流电源；

4a、高压高频正弦交流信号处于负半周期时的放电情景；

4b、高压高频正弦交流信号处于正半周期时的放电情景；

4c、高压高频正弦交流信号；

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明提出一种尖后缘机翼的等离子体环量控制方法，是通过等离子体激励器在机翼上的特定布局形式所实现。等离子体激励器分别贴附于靠近机翼后缘压力面和吸力面处，在自由来流条件下，开启等离子体激励器的电源，其在压力面诱导产生的壁面射流与自由来流方向相反；在吸力面诱导产生的壁面射流与自由来流方向相同。从而使得机翼吸力面流场加速，压力面流场减速，亦即增加了整个机翼的环量，从而达到增升的目的。风洞测力实验表明，本发明提出的这种基于非对称型的介质阻挡放电等离子体激励器的环量控制方法可以有效增加翼型、机翼和飞机的升力。该环量控制方法可以根据需要随时开启和关闭，很便捷的实现了环量控制的实时主动控制问题。

如图2（a）和图2（b）所示，本发明一种等离子体环量控制方法，其增升功能主要通过等离子体激励器在机翼1表面特定位置采用特定布局形式实现，本发明实施例中以在机翼靠近后缘处的压力面和吸力面各贴附一个等离子体激励器的情形来说明，当在压力面和吸力面各贴附两个以上的等离子体激励器时，布置在压力面的多个等离子体激励器依照布置一个等离子体激励器的情形布置，布置在吸力面的多个等离子体激励器依照布置一个等离子体激励器的情形顺次布置，等离子体激励器均不重叠。每个等离子体激励器3包括：裸露电极3a、覆盖电极3b以及绝缘介质3c。等离子体激励器3贴附于机翼1的压力面和吸力面靠近后缘1b处，压力面激励器裸露电极3a靠近机翼后缘1b，覆盖电极3b位于裸露电极3a上游；吸力面激励器覆盖电极3b靠近机翼后缘1b，裸露电极3a位于覆盖电极3b上游。每个等离子体激励器3的裸露电极3a和覆盖电极3b之间为阻挡高压高频放电的绝缘介质3c。裸露电极3a和覆盖电极3b分别连接高压高频正弦交流电源4的两个输出端，覆盖电极3b作为参考电势。

等离子体激励器3的工作过程为：裸露电极3a和覆盖电极3b分别连接高压高频正弦交流电源4的两端，高压高频电压的波形为如图4所示的正弦信号4c。如图3（a）所示，当高压高频正弦交流信号处于负半周期4a时，亦即裸露电极3a相对覆盖电极3b处于低电势时，高压高频作用使得裸露电极3a附近的空气电离，形成电子3d，如图2所示，在电场力作用下，电子3d在绝缘介质3c表面运动，形成如图3（a）中3f所示方向的电子流，放电方向从裸露电极3a指向覆盖电极3b。由于绝缘介质3c的阻挡作用，少部分电子3d可以穿过绝缘介质3c表层，但是大部分电子3d不能穿过绝缘介质3c抵达覆盖电极3b，因此大部分电子3d聚集停留在覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c表面。该放电过程一直持续，高压高频放电产生的电子3d源源不断的从裸露电极3a运动到覆盖电极3b表面的绝缘介质3c，直到裸露电极3a的电势比覆盖电极3b的电势高为止。在电子3d运动的同时，由于空气粘性作用，带动周围的空气一起运动，从而会产生一种绝缘介质3c表面的从裸露电极3a指向覆盖电极3b方向的壁面射流。

当高压高频正弦交流信号处于正半周期4b时，如图3（b）所示，覆盖电极3b相对裸露电极3a处于低电势时，高压高频作用使得覆盖电极3b附近的空气电离，形成电子。由于绝缘介质3c的阻挡作用，由覆盖电极3b本身产生的电子并不能穿过绝缘介质3c到达裸露电极3a，但是聚集在覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c附近的电子3d，则可以在电场力驱动下运动到裸露电极3a，形成如图3（b）中3g所示放电方向的电子流。该放电过程一直持续，聚集在覆盖电极3b表面的电子3d源源不断的从覆盖电极3b方向流向裸露电极3a方向，直到覆盖电极3b的电势比裸露电极3a的电势高为止。在电子3d运动的同时，由于空气粘性作用，带动周围的空气一起运动，从而会产生一种绝缘介质3c表面的从覆盖电极3b指向裸露电极3a方向的壁面射流。

在高压高频正弦交流电源4的驱动下，等离子体激励器3表面会周期性地产生从裸露电极3a到覆盖电极3b方向，以及从覆盖电极3b到裸露电极3a方向的壁面射流。但是由于等离子体激励器3的激励频率往往有数千赫兹，肉眼感受不到该种细微的变化。当等离子激励器3工作时，肉眼只能看到覆盖电极3b外侧的绝缘介质3c附近的较为稳定的紫色放电光源，并且能听到尖锐的放电声音。

等离子体激励器3在处于高压高频正弦交流信号的正半周期4b的放电过程时，由于覆盖电极3b本身产生的电子不能穿过绝缘介质3c到达裸露电极3a，因此，高压高频正弦交流信号4c的负周期4a以及正周期4b放电强度不一致。在高压高频正弦交流信号的每一个放电周期，处于负半周期4a的放电强度要高于处于正半周期4b的放电强度，亦即处于负半周期4a产生的从裸露电极3a流向覆盖电极3b方向的射流强度高于处于正半周期4b产生的从覆盖电极3b流向裸露电极3a的射流强度。因此，从总体上看，在高压高频正弦交流电源4的驱动下，等离子体激励器3表面会产生从裸露电极3a流向覆盖电极3b方向的壁面射流，如图2中所示的壁面射流3e。

压力面等离子体激励器诱导产生指向上游的壁面射流，吸力面等离子体激励器诱导产生指向下游的壁面射流，延缓了机翼压力面的流速，增加了压力面的压力，加速了机翼吸力面的流速，增加了吸力面的吸力，同时在机翼压力面靠近后缘处诱导了一个低速回流区，增加了机翼的环量，从而提高了机翼的升力。

本发明的等离子体激励器3的构成材料为：裸露电极3a和覆盖电极3b采用具有导电性能的金属材料制作，例如铜箔等，绝缘介质3c采用环氧树脂、石英玻璃、陶瓷、聚酰亚胺薄膜（Kapton）、聚酯薄膜（Mylar）等具有高阻抗，绝缘性能好的绝缘材料。特别的，等离子体激励器3的绝缘介质3c可以采用柔性的聚酯薄膜，制作形成柔性的等离子体激励器3，从而可以贴附于有弯度翼型的表面。

本发明的等离子体激励器3的具体尺度为：裸露电极3a及覆盖电极3b的宽度范围均为所控制机翼弦长的2%到10%，且裸露电极3a的宽度小于覆盖电极3b的宽度；两电极靠近端的距离（亦即电极间隙）为0毫米到8毫米，特别优选采用0毫米，亦即两电极的一端重合，以提高其放电性能；绝缘介质3c的宽度至少等于裸露电极3a、覆盖电极3b以及两个电极之间间隙之和，特别优选绝缘介质3c至少在裸露电极3a以及覆盖电极3b外侧端分别延伸1毫米到2毫米，以避免裸露电极3a和覆盖电极3b之间通过绝缘介质3c端面放电，提高等离子体激励器3的耐高压性能。裸露电极3a、覆盖电极3b及绝缘介质3c的长度通过所控制翼型、机翼、飞机的展长具体确定，一般长度设置与对应所覆盖的机翼的长度相同即可，在相同的放电强度情况下，本发明所提出的等离子体环量控制方法的控制效果随着等离子体激励器3的展向长度增加而增强。建议：裸露电极3a和覆盖电极3b的厚度不超过15微米，绝缘介质3c的厚度不超过250微米，从而可以把等离子体激励器3直接贴附于机翼表面，由于等离子体激励器3的厚度相对于当地流动边界层的厚度很小，因此对来流产生的扰动可以忽略。因此，该发明提出的等离子体环量控制方法不需要与机翼一体化加工成型，可以分别加工，然后再组合成型，实现方式简单方便，具有较高的可行性。

图4（a）～图4（e）显示了本发明等离子体环量控制方法对机翼绕流的控制效果，其中横坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的流向位置，纵坐标表示以机翼弦长无量纲化以后的垂向位置。图4（a）到图4（d）左列分别给出了未施加控制时机翼后缘附近流场的时均速度矢量以及时均流线分布；右列则给出了采用等离子环量控制效果。相互对比可以发现，施加等离子环量控制后，由等离子体激励器3在机翼后缘附近诱导产生了壁面射流，在机翼吸力面其方向与来流速度方向相同，在机翼压力面其方向与来流速度方向相反，如图4（b）所示。等离子体壁面射流与自由来流相互作用，诱导了一个稳定的回流区，使得绕流流线整体下偏，如图4（d）所示。图4（e）比较了有、无等离子体环量控制时机翼绕流时均流向速度剖面，表明等离子体激励器3诱导产生的回流区使得机翼压力面的流场减速，吸力面的流场加速，亦即增加了压力面的压力以及吸力面的吸力，从而可以增加机翼的升力系数。通过机翼绕流速度场得到的等离子体环量控制方法的增升机理与传统吹气式环量控制方法的增升机理相似。

如图5所示的风洞天平测力实验验证了施加等离子体环量控制后，机翼的升力系数得到极大增加，整个攻角范围内的升力系数曲线往上平移。等离子体环量控制的增升特性与传统传统吹气式环量控制的增升特性相似。图5的横坐标表示攻角α，纵坐标表示升力系数C_L。

因此，相关实验结果已经验证，本发明一种基于等离子体壁面射流的等离子体环量控制方法的可以达到与传统吹气式环量控制相似的增升效果，并且两者的增升机理也相似。但是本发明的等离子体环量控制相比吹气式环量控制适用范围更广，可适用于尖后缘机翼，而且结构简单，易于安装实现，不需要额外的气源，同时可以实现对机翼增升的主动控制，具有巨大的优势和发展潜力。

适用于尖后缘机翼的等离子体环量控制方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。