Управление потоком вблизи аэродинамических тел с помощью плазменного высокочастотного актуатора тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 01.04.14, кандидат технических наук Казанский, Павел Николаевич

• Казанский, Павел Николаевич
• кандидат технических наук
• 2012

Оглавление диссертации кандидат технических наук Казанский, Павел Николаевич

ВВЕДЕНИЕ.

Глава 1. Обзор литературы по задачам управления параметрами потока с помощью поверхностной плазмы электрических разрядов.

1.1 Причины отрыва потока.

1.2 Режимы обтекания цилиндра.

1.3 Устойчивость течения в пограничном слое.

1.4 Диэлектрический барьерный разряд.

1.4.1 Способ создания диэлектрического барьерного разряда.

1.4.2 Электрические свойства ДБР.

1.4.3 Исследования структуры и скорости индуцированного потока при различных параметрах разряда. Оптимизации актуатора.

1.4.4 Силовые измерения.

1.5 Влияние отрицательных ионов.

1.6 Численное моделирование ДБР.

1.7 Управление обтеканием аэродинамических тел с помощью плазменных актуаторов.

1.7.1 Обтекание крыловых профилей.

1.7.2 Обтекание цилиндра с плазменным актуатором.

1.8 Управление турбулентным трением с помощью диэлектрического барьерного разряда.

1.9 Выводы по главе 1.

ГЛАВА 2. ОПИСАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ УСТАНОВОК.

2.1 Экспериментальная установка АДТ-1.

2.2 Экспериментальный стенд АК-1.

2.3 Описание ВЧ плазмогенератора.

2.4 Измерительная аппаратура.

2.4.1 Система измерения давления набегающего потока.

2.4.2 Прямой теневой метод.

2.4.3 Метод РIV.

2.4.4 Метод визуализации потока стимулированного флюоресценцией паров ацетона.

2.4.5 Измерение мощности.

2.4.6 Весовые измерения.

2.4.7 Оптический интерферометр Майкельсона.

2.5 Аэродинамические модели.

2.5.1 Аэродинамическая модель круглого цилиндра.

2.5.2 Аэродинамическая модель крылового профиля NACA 23012.

Глава 3 Изучение параметров поверхностного ВЧ разряда емкостного типа.

3.1 Условия проведения эксперимента.

3.2 Измерение электрических параметров ВЧ разряда.

3.3 Визуализация ударных волн вызванных зажиганием ВЧ разрядом.

3.4 Измерение параметров плазмы методом оптической спектроскопии.

3.5 Выводы по главе 3.

Глава 4. Исследование влияния поверхностного ВЧ разряда на аэродинамику кругового цилиндра

4.1 Измерение статического и динамического давления в следе за цилиндрической моделью

4.2 Параметрические исследования различных модификаций ВЧ актуатора.

4.3 Влияние частоты модуляции ВЧ разряда на характеристики следа за аэродинамической моделью цилиндра.

4.4 Интерференционные измерения температуры газа вблизи цилиндра.

4.5 Визуализация потока на модели кругового цилиндра прямым теневым методом.

4.6 Дымовая визуализация потока за моделью кругового цилиндра.

4.7 Визуализация течения вблизи модели кругового цилиндра методом PIV.

4.8 Измерения подъемной силы и аэродинамического сопротивления цилиндра.

4.9 Выводы по главе 4.

Глава 5 Влияние поверхностного разряда на отрыв потока на модели крылового профиля NACA 23012.

5.1 Влияние поверхностного ВЧ разряда на параметры потока следа за аэродинамической моделью при различных углах атаки.

5.2 Оптимизация параметров высокочастотного разряда на обтекаемой аэродинамической модели под углом атаки.

5.3 Управление отрывом потока на передней кромке аэродинамической модели крыла NACA 23012 с помощью импульсно-периодического поверхностного высокочастотного разряда емкостного типа в высокоскоростном потоке.

5.4 Визуализация обтекания аэродинамической модели крылового профиля NACA 23012 теневым методом.

5.5 Визуализация течения интерферометром сдвига.

5.6 Визуализация отрыва потока методом PIV.

5.7 Выводы к Главе 5 и обсуждение результатов.

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Управление потоком вблизи аэродинамических тел с помощью плазменного высокочастотного актуатора»

Актуальность

Электронное безынерционное управление аэродинамическими характеристиками современных летательных аппаратов с помощью плазменных образований в настоящее время является важной научно-технической задачей. Для решения этой задачи возникло и бурно развивается новое направление - магнитоплазменная аэродинамика. Отметим, что механические методы управления подъемной силой крыла, аэродинамическим сопротивлением и аэродинамическими моментами летательного аппарата, его аэродинамическим качеством в настоящее время не отвечают современным тактико-техническим требованиям, предъявляемым к летательным аппаратам настоящего и ближайшего будущего времени. Современные механические методы управления аэродинамическими характеристиками летательных аппаратов доведены практически до совершенства. Поэтому важен поиск альтернативных быстродействующих методов управления потоком вблизи аэродинамических тел. Одним из перспективных методов управления потоком вблизи летательных аппаратов является использование плазменных технологий.

Примерами важных практических задач, которые изучает плазменная аэродинамика являются следующие [1-11]:

• уменьшение сопротивления тела с помощью плазменных образований,

• частичная или полная диссипация головной ударной волны перед телом,

• уменьшение аэродинамического шума турбулентной струи,

• увеличение подъемной силы крыла помощью поверхностных плазменных образований,

• стимулированное смешивание, инициирование и горение воздушно топливных смесей,

• уменьшение тепловых нагрузок на гиперзвуковых летательных аппаратах с помощью метода МГД управления и другие.

Управление потоком вблизи летательного аппарата производится с помощью специальных устройств, называемых плазменными актуаторами. Одним из важных свойств таких устройств является их быстродействие. Электронные системы включения-выключения электрического разряда позволяют обеспечивать работу плазменных актуаторов с характерными частотами до 1 МГц. Такое быстродействие требуется как для создания высокоточного оружия, а также для прецизионного управления воздушно комическими аппаратами. Напомним, что частота срабатывания лучших современных сервисных пневматических механизмов не превышает 3 кГц. В настоящее время достигнут значительный прогресс по оптимизации энергетических параметров плазменных актуаторов. Минимальная погонная мощность, потребляемая плазменными актуаторами и необходимая для управления потоком на крыле, составляет порядка 100 Вт/м. При типичном размахе крыльев летательного аппарата порядка 10-100 м оценка электрической мощности на его борту, необходимая для питания плазменных актуаторов составляет порядка 10 кВт. Такая величина электрической мощности, требуемая для питания бортовых актуаторов, является допустимой для современных летательных аппаратов.

Массогабаритные характеристики плазменных актуаторов существенно ниже относительно тяжелых и громоздких механических устройств, используемых для управления потока на крыле. Современные плазменные актуаторы позволяют управлять как сухим, так и влажным газовым потоком вблизи летательных аппаратов. Такие устройства способны работать даже в условиях обледенения летательного аппарата.

В последние 20 лет успешно развивается управление пограничным течением и отрывом потока вблизи аэродинамических тел с помощью поверхностных плазменных актуаторов, основанных на использовании диэлектрических барьерных разрядов. В ОИВТ (РАН) имеется значительный задел по созданию высокочастотных плазменных актуаторов [12-16]. По нашему мнению, высокочастотный актуатор обладает целым рядом преимуществ по сравнению с актуатором на основе диэлектрического барьерного разряда, а именно:

• повышенным значением мощности, вложенным в плазменные образования,

• возможностью создания одноэлектродного высокочастотного актуатора емкостного типа. Это позволяет создавать плазменные образования внутри вихревых течений, которые могут находиться вдали от его поверхности. Например, в конических вихрях на дельтообразном крыле,

• имеется возможность автоматической подстройки высокочастотного разряда под резонансные частоты газодинамических возмущений с помощью использования обратных связей,

• использование единого индуктора для возбуждения серии резонансных вторичных катушек в таких актуаторах. Появляется возможность использования единого источника питания для набора пассивных высокочастотных актуаторов, расположенных на летательном аппарате. Отсутствует необходимость прокладки высоковольтных линий питания на летательном аппарате.

Исследование функционирования поверхностного высокочастотного плазменного актуатора и фундаментальное изучение физики взаимодействия плазменных образований с потоком целесообразно проводить на простейших эталонных аэродинамических моделях (таких как, цилиндр, пластина, крыловой профиль и другие). В связи с этим, в настоящей работе особое внимание уделялось изучению высокочастотных актуаторов на модели крылового профиля и цилиндрической модели при различных углах атаки и скоростях воздушного потока.

Настоящая работа частично проводилась в рамках контрактной работы с Московским вертолётным заводом имени М. Л. Миля. В рамках этой работы была изучена возможность использования высокочастотных актуаторов на лопасти вертолетного винта для снижения его сопротивления при углах атаки выше критического.

Цель работы

Управление потоком вблизи аэродинамической цилиндрической модели и модели профиля крыла с помощью поверхностной высокочастотной плазмы, созданной емкостным ВЧ разрядом.

Для достижения этой цели были решены следующие задачи.

1. Разработать и создать аэродинамические модели с поверхностными плазменными актуаторами. Создать экспериментальную установку для изучения обтекания аэродинамических моделей с плазменными актуаторами. Адаптировать и настроить высокочастотный генератор для создания поверхностной плазмы на аэродинамической модели.

2. Собрать и настроить диагностическую аппаратуру для измерения параметров плазмы и газового потока в плазма-аэродинамическом эксперименте. Подготовить плазма-аэродинамические эксперименты по управлению отрывом потока на моделях крыла и цилиндра с помощью плазменного актуатора.

3. Измерить поля давления в следе за моделью цилиндра и крылового профиля

4. Визуализировать течения вблизи исследуемых модели.

5. Измерить параметры плазмы и электрического разряда.

6. Обработать и проанализировать полученные результаты. Оптимизировать параметры ВЧ плазменного актуатора.

Научная новизна работы

1. Впервые было обнаружено влияние поверхностной плазмы, созданной высокочастотным разрядом емкостного типа, на параметры потока вблизи модели крылового профиля NACA 23012 при скоростях набегающего потока М<0,4 (V<140m/c) и углах атаки (а<20), Re=5.6-105, р=1 • 105 Па. Зафиксировано уменьшение аэродинамического сопротивления этой модели на 10 % при включении высокочастотного разряда.

2. В эксперименте впервые изучена перестройка течения потока вблизи модели крылового профиля NACA 23012 под влиянием поверхностной плазмы, созданной высокочастотным разрядом емкостного типа (импульсно-периодический режим или моноимпульсный режим). Обнаружено смещение точки отрыва на 1/3 длины хорды крыла вниз по потоку при включении высокочастотного актуатора при закритических углах атаки (а<15°). Обнаружено также, что при выключении высокочастотного разряда вблизи модели происходит восстановление присоединенного потока в невозмущенное отрывное состояние в течение характерного времени 15 мс. Это время существенно больше характерного газодинамического пролетного времени ~ 1 мс. Угол атаки крылового профиля оставался неизменным.

3. Исследована динамика и структура отрывной зоны на поверхности аэродинамической цилиндрической модели (D=40 мм) с работающим плазменным актуатором и без него при скорости набегающего потока М~0,06 (V-20 м/с), Re = 3-Ю5. Обнаружено смещение точки отрыва с начального угла а = 110° вниз по потоку до а = 140°.

4. Проведены параметрические исследования воздействия высокочастотного актуатора на течение в следе за круговым цилиндром. Изучена работа высокочастотного плазменного актуатора в зависимости от ориентации разряда относительно потока на модели кругового цилиндра. Обнаружено, что наиболее оптимальная ориентация высокочастотного разряда - вниз по потоку (по сравнению с разрядами, созданными против потока или поперек его).

5. Изучено влияние частоты модуляции (числа Струхаля) высокочастотного разряда в плазменном актуаторе на параметры потока за цилиндром. Обнаружено, что максимальное воздействие плазмы на газовый поток наблюдается при числах Струхаля St~ 0,3 и St>3.

На защиту выносятся следующие результаты и положения.

1. Результаты параметрических исследований (зависимость восстановления давления в следе за моделью цилиндра и крылового профиля NACA 23012 от числа Струхаля, положения актуатора, скорости набегающего потока, направления разряда).

2. Динамика и структура отрыва потока на аэродинамической модели при создании поверхностной высокочастотной плазмы.

3. Результаты измерений силы сопротивления и подъемной силы для аэродинамической модели цилиндра при функционировании высокочастотного плазменного актуатора. Распределения давлений в спутных следах за аэродинамическими моделями (крыловой профиль NACA 23012, цилиндр) при работе высокочастотного плазменного актуатора и без него и при различных углах атаки а<20°, в воздушном потоке со скоростью до 140 м/с.

Научная и практическая ценность работы

Полученные в ходе работы экспериментальные результаты являются важными для дальнейшего развития магнитоплазменной аэродинамики, физики плазмы, физики газового разряда и других направлений науки и техники. Экспериментальные результаты могут быть использованы в практической аэродинамике при проектировании современных летательных аппаратов, а так же при производстве ветряных электрогенераторов, авиационных двигателей, в энергетике. Полученные результаты могут использоваться в следующих организациях: ЦНИИМАШ, МВЗ им. Миля, ЦАГИ, МРТИ РАН, ФГУП «Ленинец», академия им. Можайского, ЛИИ им. Громова, ЦИАМ, ФГУП «САЛЮТ», ОАО «ОКБ Сухого», НПО «Сатурн» и других организациях.

Достоверность и надежность результатов исследований

Научная достоверность и надежность результатов исследования обеспечивается использованием нескольких независимых диагностических методик для измерения одних и тех же параметров и величин, характеризующих газовый поток и плазменные образования вблизи аэродинамической модели. Кроме того, достоверность полученных экспериментальных результатов обеспечивается их сравнением с результатами экспериментальных и теоретических исследований, полученными другими коллективами при близких условиях проведения плазма-аэродинамического эксперимента.

Апробация работы

Материалы диссертации докладывались на следующих конференциях:

1. П. Н. Казанский, А. И. Климов. Управление воздушным потоком с помощью емкостного ВЧ актуатора // Радиоэлектроника, электротехника и энергетика. Пятнадцатая международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов. Москва: 2009, С. 133

2. П. Н. Казанский, А. И. Климов, И. А. Моралев. Управление воздушным потоком вблизи тела с помощью емкостного ВЧ-актуатора // 7-я Курчатовская молодежная научная школа. Москва: 2009, С. 273

3.1.A. Moralev, V.A. Bityurin, P.N. Kazansky, A.I. Klimov, D.A. Chertov. Flow control around cylinder by HF DBD Discharge // The 9th International Workshop on Magneto-plasma Aerodynamics 2010, P. 7-11

4.1.A. Moralev, V.A. Bityurin, P.N. Kazansky, A.I. Klimov, D.A. Chertov. Flow control around wing model by HF DBD Discharge // The 9th International Workshop on Magneto-plasma Aerodynamics 2010. P. 13-15

5. П.Н. Казанский, А.И. Климов, И. А. Моралев. Управление воздушным потоком вблизи аэродинамических тел с помощью емкостного ВЧ актуатора // VIII Курчатовская молодежная научная школа Москва: 2010, С. 152

6. П. Н. Казанский, И. А. Моралев, А. И. Климов. Управление воздушным потоком вблизи тела с использованием емкостного ВЧ актуатора // Радиоэлектроника, электротехника и энергетика. Шестнадцатая международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов. Москва: 2010, С. 44-45

7. A Klimov, V Bitiurin, I. Moralev, P. Kasansky. Plasma Actuator Created by Capacity Coupled Surface HF Discharge // 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, Florida, Jan. 4-7,2010

8.1.A. Moralev, P.N. Kazansky, D.S. Chertov, A.I. Klimov, V.A. Bityurin, I.A. Borisov. Bluff body aerodynamic wake structure control by a high frequency dielectric barrier discharge // The 10 th International Workshop on Magneto-plasma Aerodynamics p. 11 (2011)

9.1. Klimov, I.A. Moralev, V.A. Bityurin, P.N. Kazansky, D.A. Chertov. Flow Around Wing Model with a Surface HF Discharge // 49th AIAA Aerospace

Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition. 4 - 7 January 2011. Orlando, Florida.

10. П. H. Казанский, И. А. Моралев, Д. А. Чертов, А. И. Климов. Изменение воздушного потока вблизи аэродинамических тел с помощью емкостного ВЧ актуатора // Радиоэлектроника, электротехника и энергетика. Семнадцатая международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов. С. 36 (2011)

11. ПН Казанский, И А Моралев, А.В. Григоренко, А И Климов. Влияние параметров емкостного ВЧ-разряда на аэродинамическое сопротивление крылового профиля // Радиоэлектроника, электротехника и энергетика. Восемнадцатая международная научно-техническая конференция студентов и аспирантов. С. 37 (2012)

12. Klimov, I.A. Moralev, V.A. Bityurin, P.N. Kazansky. Flow Control over NACA 23012 Airfoil Model by Surface HF Plasma Actuator // 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 09-12 January 2012, Nashville, Tennessee, AIAA 2012-1031

По теме диссертации опубликовано 2 работы:

1.Битюрин В.А., Казанский П.Н., Климов А.И., Моралев И.А. Управление нестационарным отрывом потока на плохо обтекаемых телах с помощью поверхностного высокочастотного разряда. // М.: Физматкнига, 2011. с 137-141.

2. П. Н. Казанский, А. И. Климов, И. А. Моралев. Управление воздушным потоком вблизи кругового цилиндра с помощью ВЧ актуатора. Влияние параметров разряда на аэродинамическое сопротивление цилиндра. // ТВТ, 2012 т.50 №3, с.346-354

Объем работы

Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения, списка литературы и приложения. Объем диссертационной работы составляет 160 страниц, включая 106 Рисунков.

Заключение диссертации по теме «Теплофизика и теоретическая теплотехника», Казанский, Павел Николаевич

5.7 Выводы к Главе 5 и обсуждение результатов

Впервые проведены эксперименты по управлению отрывом потока с передней кромки модели профиля крыла ИАСА 23012 с помощью АП на основе импульсно-периодического поверхностного ВЧ разряда емкостного типа при высокой скорости до 140 м/с. Диапазон скоростей воздушного потока был увеличен более чем на порядок по сравнению с экспериментами с традиционным барьерным разрядом, используемым большинством исследователей за рубежом.

Обнаружено значительное изменение параметров отрывной зоны на модели профиля крыла при больших углах атаки а >11° (выше критического значения) с помощью плазменного актуатора, а именно:- частичное присоединение потока на модели, сокращение размеров следа, смещение точки отрыва потока на поверхности модели.

Продемонстрировано уменьшение сопротивления модели до 50% на углах атаки а, близких к критическому а~а*~11°, при скорости потока 20 м/с.

Продемонстрировано уменьшение сопротивления модели на 40% на углах атаки а, близких к критическому а~а*~11°, при скорости потока <140 м/с.

Обнаружено падение статического давления на поверхности модели на расстоянии 50-10 мм за зоной разряда, что свидетельствует о присоединении потока в этой области.

Обнаружено, что существует два частотных диапазона 81:"~1 и 81:+>5, в которых наблюдается заметное влияние поверхностного ВЧ разряда на отрывную зону.

Обнаружено, что для управления отрывом потока на аэродинамической модели определяющими параметрами высокочастотного разряда являются:

• Импульсная мощность, вложенная в разряд.

• Расстояние от передней кромки крыла до высокочастотного актуатора.

• Частота следования импульсов, определяемая числом 81.

Определены энергетические параметры разряда, необходимые для управления пограничным слоем и отрывом потока на аэродинамической модели: импульсная мощность 1ЧНР<3 кВт/м, средняя мощность \¥ср= 100^-800 Вт/м.

Если сравнить полученные экспериментальные результаты по управлению обтекания модели профиля крыла ЫАСА 23012 и модели цилиндра с помощью плазменного актуатора, то можно отметить корреляции между ними.

Обнаружено, что влияние плазменного актуатора на отрыв потока происходит только тогда, когда его расположение близко к точке отрыва потока. Таким образом, разряд оказывает существенное влияние на физические процессы в области, близкой к точке отрыва потока. Из анализа теневых снимков и Р1У снимков следует, что в этой области начинают зарождаться крупномасштабные вихри. Этот результат ожидаем, так как во многих работах [47-49] было показано, что импульсный поверхностный разряд является генератором затопленной струи и головного вихря. В работах [48,49] прямо указывается на необходимость генерации завихренности в ВЧ разряде вследствие наличия источника объемной силы в уравнениях Новье-Стокса: ёП/Л- [У1Че]х[УТе], где [УЫе]- градиент электронной концентрации в плазме, [УТе]- градиент электронной температуры. Авторы предлагают проводить численное моделирование эксперимента без учета уравнений Максвелла в плазме (что значительно упрощает его), а использовать эквивалентный источник завихренности. По нашему мнению, такое предположение не лишено смысла и объясняет многие экспериментальные результаты.

В эксперименте подтвержден результат о газодинамическом гистерезисе, обнаруженный ранее в работах [50,51,55], а именно:- присоединение потока в зоне его первоначального отрыва при включении плазменного актуатора происходит значительно быстрее, чем его реконструкция при выключении разряда. Этот результат понятен. Для присоединения потока достаточно газодинамического времени (пролетного времени), так как при включении плазменного актуатора происходит генерация нового вихря (см. выше) и его последующее взаимодействие с основным вихревым образованием в зоне отрыва по мере его сноса спутным потоком. При выключении разряда происходит довольно медленная реконструкция основного вихря. Численное моделирование подтверждает этот вывод.

Заключение

1. Разработаны технические рекомендации по изготовлению и эксплуатации аэродинамических моделей (крыло, цилиндр) с плазменными актуаторами на основе поверхностного ВЧ емкостного типа. Эти рекомендации позволяют увеличить ресурс эксплуатации модели (без электрического пробоя и теплового повреждения ее поверхности) в плазмо-аэродинамическом эксперименте. Подчеркнем, что эта задача является трудной технической задачей и ранее не была решена.

2. Определены параметры и характеристики поверхностной плазмы, созданной емкостным высокочастотным разрядом и самого разряда на аэродинамической модели в набегающем потоке с помощью уникального диагностического комплекса, а именно: ток ВЧ разряда А, Мш~500 Вт: скорость нагрева плазмы сПУск > 30 К/мкс, газовая температура ТГ=750±100К, скорость, сопутствующего газового потока, индуцированного ВЧ разрядом, V- 610 м/с, скорость распространения ВЧ разряда ~2 км/с. Обнаружено, что поверхностный ВЧ разряд генерирует периодические слабые ударные волны с частотой повторения Измеренные параметры и характеристики поверхностного емкостного ВЧ разряда на модели в воздушном потоке позволяют утверждать, что основными механизмами воздействия разряда на поток являются следующие:

• Генерация завихренности в разрядной области.

• Тепловой механизм, связанный с нагревом газа.

• Ионный ветер в пограничном слое.

• Турбулизация потока в пограничном слое

В настоящее время удельная роль каждого из механизмов не выявлена и требуются дальнейшие экспериментальные исследования.

3. Для изучения влияния поверхностных плазменных образований на газовый поток в пограничном слое на аэродинамической модели были изучены структура и параметры течения вблизи этой модели, а так же проведены измерения распределения давления в спутном следе за ней. В плазменно-аэродинамическом эксперименте были получены следующие основные результаты:

Для обтекания кругового цилиндра:

• Получено снижение сопротивления на 10% при М~0,1, Re~4-104.

• Максимальное воздействие плазменного актуатора на поток достигается при углах его положения на модели 60°<а<100°.

• Оптимальное управление обтеканием цилиндрической модели с помощью плазменного актуатора наблюдается в диапазонах чисел Струхаля St~0,3 и St>2 (или соответствующих частот модуляции плазменного актуатора).

Для обтекания модели профиля крыла NACA 23012 было измерено:

• Смещение точки отрыва потока на характерное расстояние, порядка 1/3 хорды крылового профиля, при работающем плазменном актуаторе.

• Уменьшение коэффициента сопротивления Сх на 10 % на скоростях до потока до 140 м/с, увеличение давления в следе за моделью на 20 % на углах атаки а= 11-20° (выше критического значения) при работающем ВЧ актуаторе.

• Следует подчеркнуть, что успешное управление обтеканием модели профиля крыла NACA 23012 с помощью поверхностного плазменного актуатора в таком высокоскоростном потоке было впервые.

4.Установлен факт влияния поверхностного ВЧ разряда на вихревую структуру отрывного течения вблизи аэродинамической модели при верхних St+ и нижних St" числах Струхаля. Создание ВЧ разряда на аэродинамической модели приводит к формированию присоединенного пограничного слоя на ее поверхности. Точка присоединения потока разделяет течение в отрывной зоне на два вихря — ранее существовавшего до разрядного импульса и вновь создаваемого после его выключения. При работе актуатора на больших числах Струхаля St>St+ наблюдается уменьшение размеров вихревой отрывной зоны.

Таким образом, влияние импульсно периодического ВЧ разряда на структуру вихревого потока при больших углах атаки сводится к образованию дополнительных вихревых возмущений в нем. При этом, происходит присоединение потока к поверхности модели за счет интерференции (сложения) течений в первичном и вторичном вихрях.

Благодарности

Автор хотел бы выразить искреннюю благодарность научному руководителю д.ф.-м.н. Климову А.И., д.ф.-м.н. Битюрину В.А., а также сотрудникам лаборатории №3.1.2 ИФТПЭ ОИВТ РАН за обсуждение результатов. Также автор хотел бы поблагодарить к.ф.-м.н. Моралева И.А. за консультации и помощь в проведении экспериментальных работ.

99- 4895. Proc. 9th Intern. Space Planes and Hypersonic Syst. Tech.Conf. Nov. 1999, Norfolk VA.

11. Lowry H., Stepanek C., Crosswy L. and et. al. Shock Wave Structure of a Spherical Projectle in weakly Ionized Air. Paper AIAA-99-0600. Proc. 37th AIAA Conf. 1999, Reno NV.

12. Казанский П.Н., Управление воздушным потоком с помощью емкостного ВЧ -актуатора. Магистерская диссертация. МЭИ, каф. ОФиЯС, 2009г.

13. Bityurin V., Bocharov A., et.al., Numerical Simulation of the Discharge in Supersonic Flow Around a Sphere, AIAA 2007-0223 Paper, 45th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 8-11 January 2007

14. Гридин А.Ю., Ефимов Б.Г., Забродин A.B., Климов А.И. и др. Расчетно-экспериментальное исследование сверхзвукового обтекания затупленного тела с иглой при наличии электрического разряда в его головной части. Препринт ИПМ № 19,1995, С.31

15. V. Golub, Е. Son, A. Saveliev, V. Sechenov, D. Tereshonok, Investigation of Vortex Structure Near the Surface of DBD-actuator. AIAA 2011-154 Paper, 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 4-7 January 2011, Orlando, Florida.

16. Leonov S.B., Yarantsev D.A., Valery G., Gromov V.G., Kuriachy A.P. Mechanisms of flow control by near surface electrical discharge generation // AIAA Paper. 2005. №780. 10 p

17. Прандтль JI., Механика вязких жидкостей, под ред. Дюрэнда В.Ф., т. 3, Оборонгиз, М. Л., 1939.

18. Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, изд-во «Наука», 1969.

19. Чжен П. Отрывные течения, изд-во «Мир», Москва, 1972. Т1

20. Валуева Е.П., Свиридов В.Г. Введение в механику жидкости. Издательство МЭИ, Москва, 2001. с 131.

21. Curie N., Shan S. W., Approximate Methods for Predicting Separation Properties of Laminar Boundary Layers, Aeronaut. Quart., 8, pp. 264, 266 (1957)

22. EckB., Technische Shromunglehre, Springer - Verlag, Berlin, 1944, pp. 161-162.

23. Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, изд-во «Наука», 1974.

24. Артемов, В.И.; Левитан, Ю.С.; Синкевич, О.А. Неустойчивость и турбулентность в низкотемпературной плазме, Издательство: М.: МЭИ, 412 страниц; 1994 г.

25. Moreau Е. 2007 Airflow control by non-thermal plasma actuators J. Phys. D: Appl. Phys. 40 p.605-636

26. K. Allegraud, O. Guaitella, A. Rousseau // Spatlo-temoral breakdown in surface DBDs: evidence of collective effect, Journal of Physics D: Applied Physics 2007, V40, is 24, P 7698-7706.

27. Pons J, Moreau E and Touchard G 2005 Asymmetric surface barrier discharge in air at atmospheric pressure: electric properties and induced airflow characteristics J. Phys. D : Appl. Phys. 38 3635-42

28. Enloe С L, McLaughlin T E, VanDyken R D and Fischer J С 2004 Plasma structure in the aerodynamic plasma actuator AIAA Meeting (Reno, USA, January 2004) paper 2004-0844

29. Enloe C, McLaughlin T E, VanDyken R D, Kachner К D, Jumper E J and Corke T С 2004 Mechanisms and responses of a single dielectric barrier plasma actuator: plasma morphology AIAA J. 42 589-94

30. Enloe С L, McLaughlin T E, VanDyken R D, Kachner К D, Jumper E J, Corke T C, Post M and Haddad О 2004 Mechanisms and responses of a single dielectric barrier plasma actuator: geometric effect AIAA J. 42 595-604

31. Wagner H E, Brandenburg R, Kozlov К V, Sonnenfeld A, Michel P and Behnke J F 2003 The barrier discharge: basic properties and applications to surface treatment Vacuum 71 417-36

32. Thomas E. Mclaughlin. Plasma-based Actuatours for cylinder wake vortex control. Departament of Aeronautics, United States Air Fofce Academy AIAA 2004-2129

33. S'eraudie A, Aubert E, Naud'e N and Cambronne J P 2006 Effect of plasma actuators on a flat plate laminar boundary layer in subsonic conditions AIAA Meeting (San Francisco, USA, June 2006) paper 2006-3350

34. Rivir R, White A, Carter C and Ganguly B 2004 AC and pulsed plasma flow control AIAA Meeting (Reno, USA, January 2004) paper 2004-0847

35. Roth J R and Dai X 2006 Optimization of the aerodynamic plasma actuator as an EHD electrical device AIAA Meeting (Reno, USA, January 2006) paper 2006-1203

36. Roth J R, Dai X, Rahel J and Shermann M 2005 The physics and phenomenology of paraelectric one atmosphere glow discharge plasma actuators for aerodynamic flow control AIAA Meeting (Reno, USA, January 2005) paper 2005-781

37. Forte M, Jolibois J, Moreau E, Touchard G and Cazalens M 2006 Optimization of a dielectric barrier discharge actuator by stationary and instationary measurements of the induced flow velocity, application to airflow control AIAA Meeting (San Francisco, USA, June 2006) paper 2006-2863

38. Moreau E 2004 Application des plasma non thermiques au console 'electrofluidodynamique des 'ecoulement Habilitation Thesis Universit'e de Poitiers, France

39. Pons J, Moreau E and Touchard G 2004 Surface DC corona discharge and AC barrier discharge in ambient air at atmospheric pressure.

40. Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Characterization of Surface Plasma-InducedWall Flows Through Velocity and Temperature Measurements, AIAA JOURNAL Vol. 44, No. 4, April 2006.

41. Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Turbulent Boundaiy-Layer Control for Drag Reduction Using Surface Plasma, 2nd AIAA Flow Control Conference 28 June - 1 July 2004, Portland, Oregon.

42. Shyy W., Jayaraman B., Andersson A. Modeling of glow discharge induced fluid dynamics // J. Appl. Phys. 2002. V. 92. № 11. P. 6434-6443.

43. Курячий А.П. Влияние на ламинарный пограничный слой пространственновременной источниковой структуры, моделирующей диэлектрический барьерный разряд // Изв. РАН. МЖГ. 2006. № 3. С. 5059

44. Font G.I., Jung S., Enloe C.L., McLaughlin Т.Е., Morgan W.L., Baughn J.W. Simulation of the effects of force and heat produced by a plasma actuator on neutral flow evolution // AIAA Paper. 2006. №167. 9 p.

45. Roth J R 1998 Electrohydrodynamically induced airflow in a one atmosphere uniform glow discharge surface plasma 25th IEEE Int. Conf. Plasma Science (Raleigh, USA)

46. Van Dyken R, McLaughlin T M and Enloe С L 2004 Parametric investigations of a single dielectric barrier plasma actuator AIAA Meeting (Reno, USA, January 2004) paper 2004-0846

47. Голуб B.B., Аксенов B.C., Губин C.A., Савельев A.C., Сеченов В.А, Сон Э.Е., Сверхзвуковое обтекание воздухом профиля крыла при инициировании скользящего разряда на его поверхности. Теплофизика высоких температур. Т 48, номер 1 (приложение) 2010г. С 93-97

48. Сон Э.Е., Терешонок Д.В., Управление сверхзвуковым потоком газа тепловыми вихрями. Теплофизика высоких температур. Т 48, номер 1 (приложение) 2010г. С 3-9

49. Сон Э.Е., Сеченов В.А., Голуб В.В. Савельев А.С., Коновалов В.П. Терешонок Д.В. Плазменное вихреобразование. Теплофизика высоких температур. Т 48, номер 1 (приложение) 2010г.

50. Roth J R 2003 Phys. Plasmas 10 2117-26

51. Corke T C, Jumper E J, Post M L, Orlov D and McLaughlin T E 2002 Applications of weakly-ionized plasmas as wing flow-control devices AIAA Meeting (Reno,US A, January 2002) paper 2002-0350

52. Post M L and Corke T С 2004 Separation control using plasma actuators-stationary and oscillating airfoils AIAA Meeting (Reno, USA, January 2004) paper #20040841

53. Post M L and Corke T C 2004 Separation control using plasma actuators—dynamic stall control on an oscillating airfoil AIAA Meeting (Portland, USA, June 2004) paper 2004-2517

54. Corke T C, He C and Patel M P 2004 Plasma flaps and slats: an application of weakly-ionized plasma actuators AIAA Meeting (Portland, USA, June 2004) paper 2004-2127

55. D.V.Roupassov, A.A.Nikepelov, M.M.Nudnova, A.Yu.Starikovskii, Flow Separation Control by Plasma Actuator with Nanosecond Pulsed-Periodic Discharge, AIAA Journal,Vol.47, No.l 2009, P.168-185.

56. Opatis D.F., Roupassov D.V., Zavialov I.N., Starikovskii A.Yu., et.al., Plasma Control of Boundary Layer Using Low Temperature Non-Equilibrium plasma of Gas Discharge, AIAA Paper 2005-1180.

57. Roupassov D.V., Zavialov I.N., Starikovskii A.Yu., et.al., Boundary Layer Control Using Low Temperature Non-Equilibrium Plasma of Gas Discharge, AIAA Paper 2006-373.

58. Patel M.P., Ng T.T., Corke T.C., et.al., Scaling Effect of an Aerodynamic Plasma Actuator, AIAA Paper 2007-635.

59. Roupassov D.V., Zavialov I.N., Starikovskii A.Yu., et.al., Boundary Layer Separation Control by Nanosecond Plasma Actuators, AIAA Paper 2007-4530.

60. Sidorenko A.A., Zanin B.Y., Starikovskii A.Yu., et.al., Pulsed Discharge Actuators for Rectangular Wing Separation Control, AIAA Paper 2007-941.

61. Roupassov D.V., Zavialov I.N., Starikovskii A.Yu., et.al., SAliding DBD for Airflow Control: Structure and Dynamics, AIAA Paper 2008-1367.

62. C. H. K. Williamson Mechanical and Aerospace Engineering, Upson Hall, Cornell University, Ithaca, New York 14853, 1996.

63. Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Control of unsteady flow separation over a circular cylinder using dielectric-barrier-discharge surface plasma, PHYSICS OF FLUIDS 21, 094106,2009.

64. Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Flow control around a circular cylinder using pulsed dielectric barrier discharge surface plasma, PHYSICS OF FLUIDS 21, 084103,2009.

65. Timothy N. Jukes, Kwing-So Choi, Long Lasting Modifications to Vortex Shedding Using a Short Plasma Excitation, PHYSICAL REVIEW LETTERS, PRL 102, 254501,2009.

66. Richard Whalley, Kwing-So Choi, Turbulent Boundary Layer Control by Spanwise Travelling Waves Created by DBD Plasma Actuators, WASMPA, 2010.

67. G. I. Font, C. L. Enloe, J. Y. Newcomb, A. L. Teague, A. R. Vasso, T. E. McLaughlin, Effects of Oxygen Content on the Behavior of the Dielectric Barrier Discharge Aerodynamic Plasma Actuator, 48th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition 4-7 January 2010, Orlando, Florida.

68. Sergey B. Leonov, Dmitry Opaits, Richard Miles, Victor Soloviev, Time-Resolved Measurements of Plasma-Induced Momentum of Air and N2 under DBD Actuation, 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition 4-7 January 2011, Orlando, Florida.

69. Flow Control of a NACA0015 Airfoil in a Turbulent Wake Using Plasma Actuators // Rasool Erfani, Craig Haleyand Konstantinos Kontisz // The University of Manchester, Aero-Physics and Advance Measurement Technology Laboratory, Sackville Street, Manchester, M60 1QD, United Kingdom, AIAA 2012-0187

70. Impact of Spanwise Arrays of Plasma Discharges on Aerodynamic Performance // N. Yurchenko, N. Rozumnyuk, Yu. Paramonov, V. Tsymbal, A. Zhdanov // Institute of Hydromechanics, National Academy of Sciences of Ukraine, Kiev 03680, Ukraine, AIAA 2012-1029

71. Active Flow Separation Control on a NACA 4418 using DBD Vortex Generators and FBG Sensors // Timothy N. Jukes, Takehiko Segawa and Hirohide Furutani // National Institute of Advanced Industrial Science and Technology (AIST), Tsukuba, Ibaraki 305-8564, Japan, AIAA 2012-1139

72. В. Stier, М.М. Koochesfahani: Molecular tagging velocimetry (MTV) measurements in gas phase flows, Exp. Fluids 26(4), 297-304 (1999)

73. Паспорт. Датчик весоизмерительный тензорезисторный Тип Т24А-0.01-СЗ

74. В. Stier, М.М. Koochesfahani: Molecular tagging velocimetry (MTV) measurements in gas phase flows, Exp. Fluids 26(4), 297-304 (1999)

75. А.Ю. Вараксин. Турбулентные течения газа с твердыми частицами. Москва. Физматлит. 2003

76. В.Е. Фортов, А.Г. Храпак, И.Т. Якубов. Физика неидеальной плазмы. Москва. Физматлит. 2004