[发明专利]一种利用NS-DBD调控超音速压气机叶表边界层的装置与方法

说明书

提供一种利用NS‑DBD调控超音速压气机叶表边界层的装置，其特征在于，包括栅板(1‑1)、叶片(1‑2)、介质阻挡放电激励器(1‑3)、激励器(1‑3)。叶片(1‑2)为超音速压气机层流叶型，固定于栅板(1‑1)的榫槽中；激励器(1‑3)贴附于叶片(1‑2)的吸力面的凹槽；激励器(1‑3)包括负电极(2‑1)、正电极(2‑2)、阻挡介质(2‑3)。本发明提供的NS‑DBD流动控制装置和方法具有响应时间短、激励频带宽、没有运动部件、结构简单、不会对叶片几何产生明显影响等优点，在超音速压气机内部复杂流动控制上具有非常明显的技术优势。

技术领域

本发明涉及等离子体技术，具体涉及一种利用纳秒脉冲介质阻挡放电等离子体(NS-DBD)激励调控超音速压气机叶表边界层的方法。

背景技术

为满足现代高性能航空发动机对压气机更高级压比的需求，压气机转子叶片旋转速度不断提高，现役第三代军用航空发动机中转子叶尖切线速度大体在440m/s～490m/s之间，而在先期的研究中，其速度则有的高达630m/s，这使得压气机叶片通道内必然存在复杂的激波结构，随之而来的激波/边界层干扰问题则成为制约超音压气机性能提升的关键因素。一方面，激波与边界层相互作用会诱发边界层的流动分离进而堵塞流道增加流动损失；另一方面，激波/边界层干扰诱导激波震荡，进而诱发叶片振动，危害发动机结构安全。因此发展有效的流动控制技术对压气机边界层进行调控，对于研制高推重比高性能航空发动机具有重要意义。

由于层流边界层相较与湍流边界层具有更小的摩擦阻力，层流压气机叶型的概念已被引入超/跨音压气机叶型设计。虽然超音速层流压气机叶型可以减小边界层摩擦损失，但激波/层流边界层干扰形成的大分离提高了分离损失。另一方面，飞机在高空巡航时，航空发动机进口雷诺数急剧下降，当进口雷诺数低于临界雷诺数时，压气机叶片表面边界层转捩推迟，边界层抵抗逆压梯度的能力下降，层流边界层直接与激波相互作用形成大分离，导致流动损失增加。

因此需要发展一种有效的流动控制手段，对层流边界层进行调控，在不破坏前部层流区的前提下，诱导边界层在激波前转捩，提高边界层抵抗逆压梯度的能力，减小因层流边界层与激波干扰导致的分离与激波震荡。

目前压气机边界层调控比较典型的手段主要包括粗糙带、涡流发生器、多孔板覆盖空腔等被动控制方式以及边界层抽气与吹气等主动控制方式。被动控制在设计点具有较好的控制效果，能够有效减小分离提高总压损失。但航空发动机工作范围宽，在偏离设计点工作时的激波系结构与边界层特性差异较大，采用被动控制往往会造成额外的损失。而边界层抽吸等主控制方式具有复杂的机械结构，而超/跨音压气机叶片厚度都较小，这就在结构上限制了边界层抽吸等主动控制手段的运用。因此迫切需要在超音压气机流动控制领域发展新的控制手段。

等离子体主动流动控制具有响应速度快、工作频带宽、结构简单等显著优点。目前等离子体激励器主要包括等离子体合成射流激励器、电弧放电等离子体激励器、介质阻挡放电等离子体激励器。介质阻挡放电等离子体激励相较于电弧等离子体激励器以及合成射流具有消耗功率小、体积小的特点，比较适合布置到压气机上。同时，压气机内部流动为强逆压梯度，小扰动便可促进其转捩，因此将其布置到等离子体技术运用于超音压气机叶型边界层调控。

发明内容

针对超音压气机层流叶型产生的激波/层流边界层干扰问题。本发明提出一种利用NS-DBD调控超音速压气机叶表边界层的装置，包括栅板1-1、叶片1-2、介质阻挡放电激励器1-3、高压纳秒脉冲电源1-4，介质阻挡放电激励器1-3以下简称“激励器”1-3，其中

栅板1-1为四边倒圆角的的长方形绝缘板，表面开有与叶型对应的榫槽，榫槽用于安装叶片，保证叶片的安装角与栅距，安装角与栅距由叶片型号决定；栅板与叶片装配后装入叶栅风洞实验台，用以模拟压气机内部流动；叶片数量由叶栅试验台决定，叶片数量为五片以上，以确保叶栅试验流场的周期性；栅板中部分榫槽未贯穿栅板1-1，防止叶片与栅板装配产生的间隙导致风洞漏气；另一部分榫槽贯穿栅板1-1，方便激励器1-3的导线从栅板背面引出；