張冬雨，顧蘊松，程克明，鄭發(fā)明

（南京航空航天大學空氣動力學系，江蘇南京 210016）

八字形出口合成射流激勵器機翼分離流控制

張冬雨，顧蘊松，程克明，鄭發(fā)明

（南京航空航天大學空氣動力學系，江蘇南京 210016）

設計研制了一種適于機翼分離流動控制的八字形出口合成射流激勵器，對其出口射流與主流的相互作用特性進行了研究，粒子圖像測速儀（PIV）流場測試和邊界層速度型測試結果揭示了其控制機制為促進邊界層與主流的誘導摻混，提升邊界層底層能量。利用該激勵器陣列對NACA633-421三維直機翼模型開展了針對射流能量比Cμ和陣列位置兩個參數的分離流控制研究，天平測力及翼型表面測壓結果顯示該激勵器可有效抑制翼面流動分離、推遲失速迎角。在設計范圍內，射流能量比Cμ值越大，控制效果越好，當Cμ＝0.00168時，機翼最大升力系數提升了5.92%，失速迎角推遲了2.5°（激勵器陣列位于0.3c處）。激勵器陣列的弦向布置位置是一個重要控制參數，陣列位于0.3c處時最大升力系數提升量大于位于0.55c時。

八字形出口；合成射流；邊界層；陣列位置；三維機翼；流動控制

0 引 言

機翼是飛機的重要氣動升力來源，其在較大迎角下出現的翼面流動分離現象會直接導致飛行器升力不足，甚至發(fā)生失速；同時還會帶來阻力增大、機身振動、舵效下降等一系列問題。因此長期以來，人們一直在積極尋求有效控制機翼流動分離的方法。以旋渦發(fā)生器為代表的被動控制手段雖能在設計工況下起到有利效果，但當工況改變時，其控制效率下降，甚至產生負效果；此外，被動式旋渦發(fā)生器在巡航狀態(tài)下產生的廢阻也是一個難以避免的問題。而主動控制手段通過“主動”的能量注入和調節(jié)，可針對飛行器不同飛行狀態(tài)進行最優(yōu)化控制，達到推遲分離，增升減阻的目的，因此越來越受到業(yè)內的重視。

合成射流（Synthetic jet）又稱零質量射流，是一種新型主動流動控制技術，具有無需氣源、能量可控、結構緊湊等優(yōu)點，因此上世紀80年代末一經提出［1］，便引起了業(yè)內的廣泛關注。為了得到合成射流的出口流場特性以及控制機理，國內外學者已進行了大量基礎研究工作［2-7］，在探索合成射流流動特性的同時，又對其在控制流動分離、增升減阻、矢量射流、改善摻混、抑制噪聲等方面開展了諸多研究。國內王晉軍、張攀峰和羅振兵等對此整理了一些具有指導性的綜述文獻［8-9］。

合成射流對邊界層分離流控制的研究起始于明曉等人［1］的工作，他們首次將合成射流應用于圓柱表面流動分離控制中，使得圓柱分離尾流及渦街被抑制。隨后Smith等［10］對機翼分離流開展了合成射流流動控制研究，結果顯示了合成射流在控制機翼流動分離、推遲失速方面的巨大潛力。Amitay、Glezer［11］、Ravindran［12］和Duvigneau等［13］又分別針對合成射流的激勵頻率、射流能量比、出口傾斜角等參數對機翼分離流的控制特性進行了研究。近年來，國外研究者又開始將該技術向工程實用方向發(fā)展，如Lee等［14］針對翼型分離流開展了閉環(huán)式的合成射流流動控制；Jabbal等［15］對微型激勵器陣列在真實飛機薄蒙皮下的安裝及損傷報警等進行了設計。國內方面，南京航空航天大學、北京航空航天大學［16］、西北工業(yè)大學［17］、國防科技大學［18］等高校也進行了不同程度的探索。

然而，盡管合成射流技術已得到了充分重視及廣泛研究，但就目前國內外公開發(fā)表的研究結果來看，尚有一些問題未能得到足夠的關注，本文將研究重點放在以下兩個方面：（1）早期SJ激勵器多采用垂直于來流的平直狹縫出口，具有一定的控制效果，那么其他出口形式的激勵器能否更高效地控制機翼分離流？（2）以往的研究中，激勵器的安裝方式多是固定在機翼的某個特定弦向位置上，那么在不同弦向處的激勵器其控制效果有何差異？

本文針對上述兩個問題，首先設計制作了一種“八字形”出口的SJ激勵器，將其應用于NACA633-421直機翼分離流控制中，取得了較好的控制效果；采用PIV技術對激勵器出口流場與主流間的相互作用特性進行了研究，結合邊界層速度型測試結果，得到了其有效控制分離流的機理。另一方面，在機翼模型兩個不同弦向位置處各布有一排沿展向分布的激勵器陣列，每個陣列由6個獨立的激勵器組成，獲得了不同的控制效果，并嘗試對控制效果的差異進行分析。

1 實驗裝置及測試技術

1.1 模 型

機翼模型選用NACA633-421翼型全金屬直機翼，機翼弦長c＝250mm，展長l＝550mm，展弦比λ＝2.2。機翼半展長位置處沿弦向一周共開有58個測壓孔，用以測量翼型表面壓力分布。

在距離機翼前緣0.3c和0.55c處，分別沿展向布置兩排激勵器，定義為Row1和Row2，每排有6個獨立激勵器；激勵器采用聲激勵式振動膜片，功率4W；射流出口形式為八字形，出口縫長ls＝15mm，寬b＝1.0mm，與來流方向角為15°。

圖1 埋入激勵器陣列的機翼模型Fig.1 Airfoil model embedded by SSSJA

1.2 實驗風洞及測試系統(tǒng)

實驗在南京航空航天大學空氣動力學系開口式低速回流風洞進行。該風洞具有低湍流度，低噪聲等特點，實驗段尺寸為1.5m×1m，湍流度0.05%。風洞最低穩(wěn)定風速0.5m／s，最大風速30m／s。本實驗在v∞＝16m／s風速下進行，基于翼型弦長的雷諾數為Re＝2.7×105。

采用南航自行研制的天平測力和翼型表面測壓兩套測試系統(tǒng)對合成射流激勵器控制特性進行分析。

測力系統(tǒng)由6分量盒式氣動力天平、信號放大器、16位數據采集卡、采集控制計算機及專用的測試軟件組成。經過風／體軸系轉化，最終得到模型各分量的氣動力及力矩。表1給出了天平測力系統(tǒng)的靜態(tài)測試指標。

表1 測力系統(tǒng)靜態(tài)指標Table 1 Static index of balance system

翼型表面壓力測試系統(tǒng)由64通道差壓式壓力變送器、16位數據采集卡、采集控制計算機及專用的處理軟件組成。傳感器量程為0.3PSI，測試系統(tǒng)綜合測試精度為0.05%FS。

NACA633-421三維直機翼分離流控制實驗整體布置如圖2所示。機翼模型與盒式天平固連在電動轉臺上，計算機按指令驅動電動轉臺旋轉，實現對機翼迎角的調節(jié)。機翼表面的58個測壓點按序接入64通道壓力傳感器對應通道上。為避免相互干擾，計算機對氣動力和翼型表面壓力的采集并不同時進行。

圖2 實驗整體布置Fig.2 Experimental setup

1.3 合成射流激勵器及其射流速度特性

合成射流激勵器采用揚聲器膜振動式，具有結構簡單、能耗低等優(yōu)點。6個單獨的激勵器組成一個激勵器陣列，所有激勵器的激勵源均相同。

激勵頻率f和功放驅動電壓U是揚聲器式合成射流的兩個主要控制參數。采用總壓探針對本實驗中使用的八字出口合成射流出口平均速度特性進行標定。

圖3（a）給出了射流速度vSJ隨激勵頻率f的變化。從圖中可知，曲線呈現出典型的雙峰現象，最大出口速度位于f＝280Hz附近，第二峰值點位于f＝500Hz處；不同工作電壓下速度峰值對應的激勵頻率基本沒有發(fā)生偏移。圖3（b）給出了射流出口速度隨工作電壓的變化（保持f＝300Hz），從圖中可見，射流速度隨工作電壓值的增大而單調增加。

圖3 八字形出口合成射流速度標定Fig.3 Calibration of jet speed of SSSJA

2 結果與分析

2.1 機翼升阻力特性

首先對不加控制時的機翼模型氣動特性進行測試分析。測試迎角范圍為-6°≤α≤32°。

圖4為盒式天平測出的機翼升、阻力系數曲線。從升力系數曲線可以看到，該機翼具有較好的緩失速特性，α≤16°時，升力線斜率保持不變；在18°≤α≤27°范圍內，由于氣流的局部分離，升力線斜率減小，升力曲線緩慢下降；當α≥28°時，機翼上表面完全分離，出現失速，曲線發(fā)生陡降。阻力系數在失速迎角前后由于壓差阻力的陡增而出現突躍。

圖4 NACA633-421空機翼升阻力特性Fig.4 Lift and drag coefficients（uncontrolled）

圖5給出了流動從未分離到完全失速過程中幾個典型迎角下的機翼表面壓力分布曲線。從圖中可知，當機翼迎角為16°時，機翼表面的壓力曲線過渡平滑，上表面此時還未發(fā)生分離；當α≥20°時，上翼面壓力曲線后端出現明顯的壓力“平臺”，表明局部的流動分離從后緣開始，隨著機翼迎角的增大，分離點逐漸前移，α＝28°時，機翼上表面完全分離，前緣吸力峰消失，上翼面壓力系數幾乎處處相等。根據表面壓力測量結果可知：α＝20°、22°、24°和26°對應的分離點位置分別為0.65c、0.54c、0.42c和0.36c。

圖5 不同迎角下機翼表面壓力分布Fig.5 Pressure coefficient distributions at different angles

2.2 射流能量比對控制效果的影響

根據2.1節(jié)空機翼模型測試結果知，當機翼迎角α＞18°時，上翼面從后緣開始發(fā)生流動分離，分離點逐漸前移直至完全失速。下面針對機翼翼面的這一分離特性，研究八字出口激勵器對其控制效果。

Smith等［1］指出：射流能量大小是影響流動控制效果的一個重要指標。參考文獻［1］中定義的激勵器射流對來流能量的無量綱參數，給出適合于三維機翼分離流控制的射流／主流能量比Cμ：

根據上式以及圖3中的射流速度vSJ標定曲線可知，在固定的射流出口數量n及來流風速v∞下，可通過改變激勵器電壓值U獲得不同的射流能量比Cμ，進而得到Cμ對機翼分離流控制效果的影響。實驗中，激勵器頻率保持f＝300Hz不變，電壓改變范圍為U＝1～6V（ΔU＝1V），在此范圍內射流能量比Cμ單調上升。采用氣動天平對不同控制狀態(tài)下的機翼模型進行氣動力測試。實驗中，令Row1激勵器陣列工作。

從圖6（a）的升力系數曲線可以明顯看出，八字形出口合成射流對機翼分離流起到了良好的控制效果，機翼最大升力系數值增大、失速迎角得以推遲。同時可以看出，激勵器控制效果隨射流能量比Cμ的增大而提高：隨著Cμ的逐漸提高，失速迎角推遲角度αD逐漸增大，因壓差阻力的陡增（由失速引起）而出現的阻力突躍點也得以推遲出現（見圖6（b））；在18°≤α≤26°范圍內，機翼升力系數逐漸提高（該角度范圍內翼型后緣發(fā)生局部分離，升力系數的提高得益于分離流的有效控制）。但在流動未發(fā)生分離的迎角范圍內，即α＜18°時，激勵器未能顯著提高升力系數或升力線斜率。

圖6 射流能量比Cμ對分離控制效果的影響曲線Fig.6 Lift and drag coefficients（controlled at differentCμ）

表2匯總了連續(xù)變化激勵器Cμ進行控制時對應的機翼最大升力系數提升率η以及失速迎角的推遲度數αD。從表中可以看出，隨著Cμ的增大，激勵器對機翼分離流控制效果也逐漸增強，當Cμ＝0.00168時，η提升了5.92%，αD增大到2.5°。

表2 射流出口能量對分離控制效果的影響列表Table 2 Separation control effect along withCμ

2.3 八字出口合成射流流場特性及控制機制分析

2.2 節(jié)的測試結果證明了八字出口SJ的控制效果，且效果隨Cμ的增大而提高，那么其有效控制分離流的機制為何？本節(jié)將對此進行研究。

首先采用PIV測試技術，對八字形出口SJ與主流作用后的展向流動區(qū)域流場結構進行測試，獲得渦量與速度的時均云圖，如圖7所示。

圖7 八字出口合成射流與主流作用后展向區(qū)域流場結構Fig.7 Downstream morphology of spanwise flow field of the interaction between SSSJA and main flow

由圖7可知，八字出口SJ與主流作用下會在背風區(qū)產生一對方向相反的流向渦對，在流向渦的誘導作用下，主流中的高能量流體與邊界層中的低能量流體相互摻混，使邊界層速度增加，能量增強，這一機理有利于推遲流動分離。此外，合成射流與主流作用產生的流向渦對具有較好的附壁性，圖7（b）時均速度云圖清晰顯示了近壁位置出現的高能量氣流，這一附壁特性有助于增強流動控制效果。

八字出口SJ與主流作用產生的這一反向渦對結構與被動式旋渦發(fā)生器相似，但文獻［19］的流場測試結果表明：雖然被動旋渦發(fā)生器可以產生比八字出口SJ更強的旋渦，但后者對主流邊界層的摻混效應要優(yōu)于被動旋渦發(fā)生器，可對下游邊界層產生更廣的影響區(qū)，因此更加有利于進行流動控制。

在機翼迎角α＝16°下，對激勵器下游的3個不同弦向位置進行邊界層速度型測試，x＝0.30c處的Row1陣列開啟，Cμ＝0.00128，三個測試點分別位于x＝0.36c，0.48c和0.60c處，圖8給出了SJ控制前后的邊界層速度型對比。從速度型測試結果可知，在激勵器下游一段距離內，上翼面邊界層底層能量提升、速度增大，形狀更加“飽滿”，這有助于克服逆壓梯度的作用，從而延緩分離。

圖8 SJ控制前后邊界層速度型測試結果Fig.8 Boundary layer velocity type with and without control

射流與主流的摻混誘導，使得翼面邊界層底層能量提升，克服逆壓梯度能力增強，是八字出口SJ有效控制機翼分離流的機制。而常規(guī)出口SJ主要依靠射流對邊界層的直接動量注入，能量消耗較快，當射流能量比Cμ較小時射流能量更易“淹沒”在主流中。

圖9給出了機翼迎角α＝28°時，無控制與合成射流控制（Cμ＝0.00168）后的機翼表面壓力分布曲線對比。從圖中可知，若無SJ控制，α＝28°時機翼上表面氣流將完全分離，發(fā)生失速；而SJ打開后，邊界層能量增強，分離情況得到有效改善，機翼前緣本已消失的吸力峰又重新出現。翼面表面壓力分布的變化導致了機翼宏觀氣動力的改變，具體表現為圖6中機翼最大升力系數的提高和失速迎角的推遲。

圖9 SJ控制前后機翼表面壓力分布對比（α＝28°）Fig.9 Pressure coefficient distributions with and without control（α＝28°）

2.4 激勵器陣列位置對控制效果的影響分析

為研究陣列式合成射流激勵器不同弦向工作位置對機翼分離流的控制特性，將控制方式分為3類：僅打開Row1、僅打開Row2以及同時打開Row1和Row2。三種方案中激勵器射流速度均保持vSJ＝15.8m／s，但顯然同時打開Row1＋Row2情況下射流能量比Cμ只開單一陣列時大一倍。圖10給出了盒式天平的測力結果，其中Row1單獨控制與Row1＋Row2同時控制后的升力曲線幾乎完全重合。表3匯總了三種控制方案對應的Cμ值及控制效果，其中α|CLmax代表機翼達最大升力系數時對應的迎角。

圖10 激勵器控制陣列位置對控制效果的影響曲線Fig.10 Lift coefficients with different actuator array control

表3 三種激勵器陣列開啟方案控制效果對比Table 3 The behavior of the SSSJA with different actuator array control

結合圖10升力曲線對比和表3的匯總數據可知，在相同的射流速度下，三種方案在推遲失速迎角方面效果相同，αD均為2°；Row1激勵器陣列在18°≤α≤29°范圍內都能起到抑制分離的效果，機翼最大升力系數也提升了4.6%；而Row2陣列僅在迎角18°≤α≤23°時起到正的控制效果，機翼最大升力系數也僅提高了2.3%，而當α＞24°時升力系數較無控制時不升反降，但值得指出的是：在18°≤α≤21°之間，Row2陣列在升力系數的提升上要略高于Row1陣列。

為解釋上述現象，根據機翼表面壓力測量的結果（無控制時），在機翼剖面圖上標出幾個分離迎角下（20°、22°、24°和26°）分離點出現的位置，如圖11所示。

圖11 隨迎角增大分離點在上翼面上的位置變化Fig.11 Locations of separation point vs.angle of attack

大量實驗研究表明，分離流控制的最佳控制位置一般位于分離點上游附近。根據機翼表面壓力測試結果繪出如圖11的分離點位置變化情況：隨迎角的增大，上翼面分離點逐漸前移。當α≤22°時，分離點處于Row2陣列下游，而當迎角α＞22°之后，分離點已前移到Row2之前，Row2陣列射流完全處于分離流中，因此失去了有效控制；機翼迎角繼續(xù)增大，直到失速迎角出現前的α＝26°時，分離點前移到0.36c處，仍處于Row1陣列下游，這也是Row1激勵器陣列可在更大的迎角范圍內都能有效抑制分離流的原因。

從圖10中還可看出，Row1＋Row2控制雖然能量比Cμ達0.00256，但其控制下的升力曲線幾乎完全與Row1陣列單獨工作重合，這可以解釋為何Row1為主控陣列，位置偏后的Row2陣列未能提供明顯可見的額外控制效果，流向方向上的相鄰激勵器之間未能形成效果的“加和”作用。

以上分析結果充分說明了主動流動控制中控制位置的重要性。

3 結 論

設計研制了一種八字出口合成射流激勵器，可對NACA633-421直機翼模型分離流進行有效控制；對八字出口合成射流與主流的作用特性進行了PIV流場測試及邊界層掃描，分析了其流動控制機理。將該型激勵器陣列布置在機翼模型的兩個不同弦向位置上，對其分離流控制效果的差異進行了研究。得到以下結論：

（1）設計的八字出口激勵器陣列可有效控制機翼表面流動分離。在實驗Re范圍內，射流能量比Cμ越大，控制效果越好；當Cμ＝0.00168時，機翼最大升力系數提升了5.92%，失速迎角推遲了2.5°；

（2）八字形出口合成射流的有效控制機理為射流與主流形相互誘導形成一對流向對渦，可有效促進主流和邊界層之間的流動摻混，增強邊界層底層能量，從而延緩分離；

（3）Row1陣列比Row2陣列有效控制迎角范圍更大，激勵器陣列和分離點的相對位置是造成這一控制效果差異的原因。

需要指出的是，受限于激勵器能量不高的問題，合成射流技術離實際應用還有一定距離，但這也正是其應用潛力所在。下一步工作將主要集中在激勵器硬件能力的提升上，力爭做到高能量、小型化和實用化，從而在更高雷諾數甚至是真實飛行狀態(tài)下對機翼進行有效的分離流控制。

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Separation control of an airfoil by splayed-slit-synthetic-jet-actuator

Zhang Dongyu，Gu Yunsong，Cheng Keming，Zheng Faming
（Department of Aerodynamics，Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics，Nanjing 210016，China）

A new type of splayed-slit-synthetic-jet-actuator（SSSJA）which is useful for separation flow control was designed.The core component of the acoustic excitation type actuator was a powerful loudspeaker（4W）.The jet velocity depends on two parameters of excitation frequency and voltage.Particle image velocimetry（PIV）and boundary layer probe was used to study the interaction between the jet flow and the main flow.Results revealed that the promotion of both flow dilution and the power of the boundary layer are responsible for the control effect.Flow control on a three-dimensional NACA633-421 airfoil was then conducted to investigate the effect of two parameters of dimensionless energy ratioCμand the location of the actuator array.Both pressure and force measurements data show the ability of SSSJA to reattach the separation flow and to delay the stall at high angles of attack.The control effect gets better along with the larger value ofCμ.AtCμ＝0.00168，maximum of the lift coefficient and the stall angle were increased by 5.92%and 2.5°，respectively.Chordwise location of the actuator array was proved to be a vital parameter in separation flow control.The behavior of the array located at 0.3c is better than the one located at 0.55c.The difference in the control effect is determined by the relative position of the actuator array and the separation point.Experiments were conducted at the wind speed of v∞＝16m／s and the chord-based Reynolds number ofRe＝2.7×105.

splayed-slit；synthetic jet；boundary layer；array location；three-dimensional airfoil；flow control

O358

：A

1672-9897（2014）03-0032-07doi：10.11729／syltlx20130061

（編輯：楊 娟）

2013-07-20；

：2013-09-27

顧蘊松，E-mail：yunsonggu＠nuaa.edu.cn

ZhangDY，GuYS，ChengKM，etal.Separationcontrolofanairfoilbysplayed-slit-synthetic-jet-actuator.JournalofExperimentsin FluidMechanics，2014，28（3）：32-38.張冬雨，顧蘊松，程克明，等.八字形出口合成射流激勵器機翼分離流控制.實驗流體力學，2014，28（3）：32-38.

張冬雨（1989-），男，江蘇南京人，碩士研究生。研究方向：實驗空氣動力學。通信地址：南京航空航天大學航空宇航學院空氣動力學系（210016）。E-mail：dongyuzhang＠126.com