左 偉，顧蘊(yùn)松，程克明，劉 源

（1.南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系，南京 210016；2.南京航空航天大學(xué)工程訓(xùn)練中心，南京 210016）

斜出口合成射流控制機(jī)翼分離流實(shí)驗(yàn)研究

左 偉1，顧蘊(yùn)松1，程克明1，劉 源2

（1.南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系，南京 210016；2.南京航空航天大學(xué)工程訓(xùn)練中心，南京 210016）

采用傾斜出口合成射流激勵(lì)器對NACA633-421三維直機(jī)翼進(jìn)行分離流主動(dòng)流動(dòng)控制，天平測力結(jié)果表明合成射流可以有效地控制機(jī)翼流動(dòng)分離，提升最大升力系數(shù)10.4%，推遲失速迎角4°。運(yùn)用邊界層測試技術(shù)及粒子圖像測速系統(tǒng)（PIV）對合成射流分離流控制機(jī)制進(jìn)行研究分析，結(jié)果表明，控制后邊界層速度型變得“飽滿”，形狀因子減小，其底層能量增加，抵抗逆壓梯度能力增強(qiáng)。瞬態(tài)及時(shí)均化PIV測試流場圖進(jìn)一步證明合成射流向主流進(jìn)行動(dòng)量注入及摻混后，主流附著機(jī)翼表面，翼面附近流體湍流動(dòng)能和雷諾剪切應(yīng)力增加，分離點(diǎn)向下游推遲，流動(dòng)分離得到抑制。

傾斜出口；合成射流；機(jī)翼分離流；邊界層；粒子圖像測速

0 引 言

大型飛機(jī)在起降過程中出于對高升力的需求，常需使機(jī)翼處于大迎角狀態(tài)，此時(shí)翼面出現(xiàn)流動(dòng)分離難以避免。而流動(dòng)分離會導(dǎo)致阻力增加、舵效降低、機(jī)身振動(dòng)及升力下降，甚至失速等一系列問題，嚴(yán)重影響到飛行器在飛行過程中的安全性和操縱性。因此，研究者們一直在尋求各種高效簡便的手段對機(jī)翼分離流進(jìn)行控制。被動(dòng)控制手段無外界能量消耗，便于安裝、性能可靠，如旋渦發(fā)生器，已在飛行器上廣泛使用。主動(dòng)控制手段則憑借其可以對運(yùn)動(dòng)流體進(jìn)行精確相位控制及可根據(jù)實(shí)際工況進(jìn)行調(diào)節(jié)的優(yōu)勢得到人們越來越多的重視，如波音公司正在研究并已應(yīng)用到B787-9的混合層流控制技術(shù)。

合成射流作為一種新型主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，具有無需氣源、結(jié)構(gòu)緊湊、成本低等諸多優(yōu)點(diǎn)，因此迅速成為流動(dòng)控制領(lǐng)域的熱門問題。其發(fā)展可以追溯到20世紀(jì)中后期聲學(xué)整流效應(yīng)的發(fā)現(xiàn)［1］，隨后Lebedeva［2］采用高幅振蕩的聲波獲得了最大速度約10m／s的射流；上世紀(jì)90年代初，南京航空航天大學(xué)明曉［3］在用聲波控制分離流動(dòng)的過程中觀察到了這一聲學(xué)整流效應(yīng)。隨后國內(nèi)外通過軟件數(shù)值模擬、實(shí)驗(yàn)及理論分析對合成射流技術(shù)的機(jī)理展開了大量的研究［4-9］。在機(jī)理研究的基礎(chǔ)上，人們對以合成射流技術(shù)為基礎(chǔ)進(jìn)行了大量的實(shí)驗(yàn)探索，開發(fā)其工程應(yīng)用潛力。合成射流技術(shù)的應(yīng)用范圍十分廣泛：可以有效地推遲分離、延緩失速［10-11］，從而達(dá)到大幅度提高升力、降低阻力，提高飛行性能；可以實(shí)現(xiàn)推力矢量的控制［12］；可以增強(qiáng)摻混及提高微型飛行器的操縱力［13］；也可以對前體渦及直升機(jī)旋翼動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行控制等，這些實(shí)驗(yàn)研究為進(jìn)一步的探究打下良好的基礎(chǔ)。

顧蘊(yùn)松［14］對合成射流傾斜出口流場PIV結(jié)果分析后指出斜出口激勵(lì)器能將周圍氣體進(jìn)行有方向的能量和質(zhì)量輸送控制，對流場表現(xiàn)為沿壁面的橫向流動(dòng)輸運(yùn)特性；王林［15］、張攀峰［16］、Kandil［17］等亦對射流出口傾斜角度對流動(dòng)控制效果影響進(jìn)行過相關(guān)研究；李斌斌［18］則將斜出口激勵(lì)器應(yīng)用到S形進(jìn)氣道分離流控制中，取得良好控制效果。本文在前人的研究基礎(chǔ)上，利用傾斜出口合成射流對機(jī)翼表面的流動(dòng)分離進(jìn)行控制，著重于借助PIV對射流與主流相互作用后翼面流場的測量，同時(shí)結(jié)合射流控制前后翼面壓力分布及邊界層速度型的變化，對斜出口激勵(lì)器控制流動(dòng)分離的機(jī)制進(jìn)行初步探究。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ图皽y試設(shè)備

1.1 機(jī)翼模型

機(jī)翼模型選用NACA633-421翼型全金屬直機(jī)翼，機(jī)翼弦長c=250mm，展長l=550mm，展弦比λ=2.2。在距離機(jī)翼前緣0.3c處，沿展向均布6個(gè)獨(dú)立激勵(lì)器，間距為80mm。激勵(lì)器采用聲激勵(lì)式振動(dòng)膜片，功率4W；射流出口與翼面切向夾角30°，縫長lS=15mm，寬b=1.0mm。機(jī)翼半展長位置處沿弦向一周共開有58個(gè)測壓孔，用以測量翼型表面壓力分布。

圖1 NACA633-421機(jī)翼模型Fig.1 NACA633-421Airfoil model

合成射流激勵(lì)器出口速度主要由外部激勵(lì)頻率f和功放驅(qū)動(dòng)電壓U控制。本實(shí)驗(yàn)中先采用總壓探針對射流的速度特性進(jìn)行了標(biāo)定，發(fā)現(xiàn)固定電壓U下，在共振頻率f=250Hz下，出口速度最大；特定頻率f下，出口速度隨電壓U增加而增加。參考Smith［19］提出的射流對主流動(dòng)量比的概念將激勵(lì)器出口速度無量綱化：

上式中n為激勵(lì)器數(shù)目，vSJ為射流出口速度，lS和b分別為出口狹縫的長和寬。

1.2 測力系統(tǒng)及測壓系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系開口式低速回流風(fēng)洞進(jìn)行。該風(fēng)洞具有低湍流度，低噪聲等特點(diǎn)，實(shí)驗(yàn)段尺寸為1.5m×1m，湍流度0.05%。風(fēng)洞最低穩(wěn)定風(fēng)速0.5m／s，最大風(fēng)速30m／s。本實(shí)驗(yàn)在v∞=11m／s風(fēng)速下進(jìn)行，迎角α變化范圍為-6°～32°?；谝硇拖议L的雷諾數(shù)為Re=1.85×105。

測力系統(tǒng)由6分量盒式氣動(dòng)力天平、信號放大器、16位數(shù)據(jù)采集卡、采集控制計(jì)算機(jī)及專用的測試軟件組成。經(jīng)過風(fēng)／體軸系轉(zhuǎn)化，最終得到模型各分量的氣動(dòng)力及力矩。

翼型表面壓力測試系統(tǒng)由64通道差壓式壓力傳感器、16位數(shù)據(jù)采集卡、采集控制計(jì)算機(jī)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。

邊界層探針掃描系統(tǒng)為南京航空航天大學(xué)自行研制，主要由邊界層探針、光學(xué)坐標(biāo)架、壓力傳感器、采集板卡及采集處理軟件等幾部分組成，可實(shí)現(xiàn)探針位置在三維空間內(nèi)任意、精確、細(xì)微的改變。探針尺寸細(xì)?。ê穸刃∮?.3mm），形狀扁平，可近距離貼近機(jī)翼表面，對流場干擾小。

1.3 PIV流場測試系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)所采用的PIV流場測試系統(tǒng)為美國TSI公司的二維PIV，主要包括雙脈沖Nd：YAG激光器，互相關(guān)CCD相機(jī)，同步器，示蹤粒子，操作系統(tǒng)等。其中激光器最大輸出功率為200mJ／pulse，脈沖持續(xù)時(shí)間為10ns；脈沖間隔可調(diào)，雙脈沖激光重復(fù)頻率為15 Hz。激光掃描平面為機(jī)翼上翼面距離翼根0.57倍展長處的截面，弦向位置范圍為x=0.22c至x= 0.65c，如圖3所示。

圖2 實(shí)驗(yàn)整體布置Fig.2 Experimental setup

圖3 PIV流場測試布置圖Fig.3 Experimental setup for the PIV measurements

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析與討論

2.1 機(jī)翼氣動(dòng)力特性討論

圖4給出了升阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線，可以看出，NACA633-421直機(jī)翼具有較好的緩失速特性。未加控制狀態(tài)（SJ-OFF）下，α=16°時(shí)，升力線斜率開始下降；α=18°時(shí)，升力系數(shù)達(dá)到最大值；隨后升力開始緩慢下降，直至α=25°時(shí)，升力出現(xiàn)陡降，結(jié)合圖5所示壓力分布曲線可知流動(dòng)完全分離。

合成射流進(jìn)行控制后，從升力曲線圖4（a）可看出最大升力系數(shù)得到提升，對應(yīng)的迎角（失速迎角）增加。對阻力而言，未控制狀態(tài)下迎角α=25°時(shí)由于流動(dòng)完全分離，壓差阻力大幅增加使得整個(gè)機(jī)翼阻力出現(xiàn)陡增；控制后流動(dòng)分離得到有效控制，阻力陡增點(diǎn)得以推遲。其控制效果隨射流能量比Cμ增加而增加，Cμ=0.0044時(shí)，CLmax由1.056增大到1.166，增加10.4%，失速迎角由18°推遲至22°。

圖4 有無控制下機(jī)翼氣動(dòng)力特性（Re=1.85×105）Fig.4 Aerodynamic characteristics of NACA633-421 with and without control（Re=1.85×105）

圖5 空機(jī)翼表面壓力分布Fig.5 Pressure coefficient distributions of NACA633-421

2.2 邊界層速度型測試結(jié)果分析

在取得有效控制的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步探究合成射流的控制機(jī)制，首先對上翼面近壁流場進(jìn)行測量分析。在α=16°狀態(tài)下，分別在機(jī)翼表面x=0.48c及0.60c處對有無合成射流控制邊界層速度型進(jìn)行測量，結(jié)果如圖6所示。表1則給出了不同狀態(tài)下邊界層速度型的形狀參數(shù)，其中：

此處ρδ、vδ近似認(rèn)為為邊界層外邊界上的密度和速度。

圖6 控制前后邊界層速度型測試結(jié)果（α=16°）Fig.6 Boundary layer velocity type with and without control

表1 控制前后邊界層速度型形狀參數(shù)Table 1 Shape parameter of Boundary layer velocity profile

從機(jī)翼上翼面邊界層速度型測試結(jié)果可看出，激勵(lì)器開啟（Cμ=0.0025）后，下游一段距離內(nèi)，速度型形狀變得飽滿，形狀因子變小。邊界層底層能量得到提升，克服逆壓梯度能力增強(qiáng)。這也是2.1節(jié)測力結(jié)果中合成射流控制后機(jī)翼失速迎角推遲，升力系數(shù)增加的主要原因。

2.3 PIV流場測試結(jié)果

為進(jìn)一步探究激勵(lì)器合成射流與主流相互作用的過程，在典型迎角α=24°下利用PIV流場測試系統(tǒng)對機(jī)翼上翼面距離翼根0.57l處的截面弦向截面x=0.22c～0.65c二維流場流動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行測量，實(shí)驗(yàn)風(fēng)速v∞=11m／s。圖7給出了α=24°時(shí)，有無合成射流控制機(jī)翼上翼面時(shí)均化流場速度云圖。

可以看出控制前機(jī)翼壁面氣流沿流向速度逐漸減小，約至0.45c處表面氣流速度變?yōu)榱?，甚至出現(xiàn)反流向速度，邊界層與機(jī)翼表面分離，參考圖9（a）；控制后，機(jī)翼表面相同弦長位置處氣流速度增加。在該測試視場范圍內(nèi)，主流重新附著壁面，分離區(qū)推遲至x=0.65c后（由于PIV儀器實(shí)驗(yàn)條件限制，未能對x=0.65c后的流場進(jìn)行測量）。

圖9為局部放大的PIV速度矢量圖。未控制狀態(tài)下，α=24°時(shí)，0.42c≤x≤0.60c機(jī)翼表面氣流速度方向紊亂、速度值小，出現(xiàn)回流區(qū)域，呈現(xiàn)典型流動(dòng)分離狀態(tài)。多幅瞬態(tài)速度矢量圖對比還可發(fā)現(xiàn)，分離點(diǎn)位置并不固定，約在0.42c≤x≤0.48c范圍內(nèi)來回振蕩，參見圖8（a）和9（a）。鑒于文章篇幅限制，其它時(shí)刻PIV測試結(jié)果在此不一一列舉。合成射流激勵(lì)器開啟后，在0.42c≤x≤0.48c視場范圍內(nèi)，氣流穩(wěn)定附著壁面，分離點(diǎn)推遲至視場范圍外，見圖9（b）。PIV瞬態(tài)及時(shí)均化測試結(jié)果反映了控制后機(jī)翼表面全局流場的有利變化，表面氣流分離點(diǎn)推遲，分離區(qū)減小，進(jìn)一步證實(shí)其對機(jī)翼分離流動(dòng)的有效控制。

圖7 機(jī)翼上翼面流場PIV時(shí)均化結(jié)果流場圖Fig.7 Ensemble-averaged PIV measurement results

圖8 機(jī)翼上翼面流場PIV瞬態(tài)流場圖Fig.8 Instantaneous PIV measurement results

圖9 上翼面局部區(qū)域速度矢量圖（0.42c～0.60c）Fig.9 Velocity vector results of upper surface（0.42c～0.60c）

多張瞬態(tài)圖片進(jìn)行平均后計(jì)算出翼面流場控制前后湍流動(dòng)能TKE（turbulent kinetic energy），及雷諾剪切應(yīng)力τ，定義如下：

無控制狀態(tài)下（參考圖9（a）和10（a）），上翼面約在距前緣0.4c下游出現(xiàn)強(qiáng)湍流動(dòng)能帶，如圖中虛線區(qū)域，同時(shí)該區(qū)域的雷諾剪切應(yīng)力也較大，參照圖8（a）可知該區(qū)域出現(xiàn)流動(dòng)分離，說明分離區(qū)氣流紊亂，速度脈動(dòng)大，流動(dòng)不穩(wěn)定，對飛機(jī)氣動(dòng)性能產(chǎn)生不利影響。合成射流控制后（參考圖10（b）和11（b）），原本強(qiáng)分離剪切層消失，取而代之的是壁面附近湍流動(dòng)能增加，剪切應(yīng)力增大。射流出口附近由于射流與主流進(jìn)行摻混過程中發(fā)生強(qiáng)烈剪切，故湍流動(dòng)能及雷諾剪切應(yīng)力增加；射流出口下游到分離點(diǎn)之前的區(qū)域控制前后基本沒有變化；x=0.4c下游，形成湍流邊界層，底層能量增加，抵抗逆壓梯度能力提升，這與2.2節(jié)邊界層速度型測量結(jié)果一致。原本的分離氣流形成再附，分離點(diǎn)向后推遲。

圖10 機(jī)翼上翼面流場湍流動(dòng)能分布Fig.10 Normalized turbulent kinetic energy contours

圖11 機(jī)翼上翼面流場雷諾應(yīng)力-u′v′／u∞Fig.11 Normalized Reynolds stress-u′v′／u∞

圖12 控制前后機(jī)翼表面壓力分布對比（α=25°）Fig.12 Pressure coefficient distributions with and without control（α=25°）

圖12給出了機(jī)翼迎角α=25°時(shí)，無控制與合成射流控制（Cμ=0.0044）后的機(jī)翼表面壓力分布曲線對比。從圖中知，若無控制，α=25°時(shí)機(jī)翼上表面氣流將完全分離，發(fā)生失速；而合成射流控制后，邊界層能量增強(qiáng)，分離情況得到有效改善，機(jī)翼前緣本已消失的吸力峰又重新出現(xiàn)。翼面表面壓力分布的變化導(dǎo)致了機(jī)翼宏觀氣動(dòng)力的改變，具體表現(xiàn)為圖4中機(jī)翼最大升力系數(shù)的提高和失速迎角的推遲。

3 結(jié) 論

設(shè)計(jì)研制了一種傾斜出口合成射流激勵(lì)器，可對NACA633-421直機(jī)翼模型分離流進(jìn)行有效控制；對合成射流與主流的作用特性進(jìn)行了PIV流場測試及邊界層掃描，分析了其流動(dòng)控制機(jī)理。得到以下結(jié)論：

（1）斜出口合成射流激勵(lì)器可有效控制機(jī)翼表面流動(dòng)分離。在實(shí)驗(yàn)Re范圍內(nèi)，射流能量比Cμ越大，控制效果越好；當(dāng)Cμ=0.0044時(shí)，機(jī)翼最大升力系數(shù)提升了10.4%，失速迎角推遲了4°；

（2）斜出口合成射流通過橫向動(dòng)量輸運(yùn)向主流注入能量，增強(qiáng)邊界層底層剪切應(yīng)力，提升壁面附近湍流動(dòng)能，底層邊界層能量增加，抵抗逆壓梯度能力增加；分離點(diǎn)向后推遲，分離氣流重新再附，分離區(qū)湍流動(dòng)能下降。

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An experimental investigation on separation control of an airfoil by beveled-slit-synthetic-jet-actuator

Zuo Wei1，Gu Yunsong1，Cheng Keming1，Liu Yuan2
（1.Department of Aerodynamics，Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics，Nanjing 210016 China；2.Engineering Training Center，Nanjing University of Aeronautics＆Astronautics，Nanjing 210016 China）

Active flow control on a three-dimensional NACA633-421 airfoil has been investigated experimentally using beveled-slit-synthetic-jet-actuator（BSSJA）.Balance force measurement results show that the synthetic jet can control the flow separation effectively，improve the maximum lift coefficient by 10.4%and increase the stall angle of attack by 4°.Both boundary layer velocity measurement and particle image velocimetry（PIV）technology have been performed under selected experimental conditions to investigate the mechanism of synthetic jet flow control.Results reveal that the shape factor of boundary layer velocity profile decreases with BSSJA control and the promotion of the power of the boundary layer is responsible for the control effect.The instantaneous flow maps and ensemble-averaged PIV results reveal that synthetic jet tends to enhance the flow dilution and transfer the mass flux so that the separated flow could attach to the wall of NACA633-421 airfoil again.In addition，the turbulent kinetic energy（TKE）and Reynolds stress are increased near the wall compared to the situation without control.

beveled-slit；synthetic jet；flow separation；boundary layer；PIV

O358

：A

1672-9897（2014）06-0045-06doi：10.11729／syltlx20140063

（編輯：李金勇）

2014-06-05；

：2014-07-30

顧蘊(yùn)松，E-mail：yunsonggu＠nuaa.edu.cn

ZuoW，GuYS，ChengKM，etal.Anexperimentalinvestigationonseparationcontrolofanairfoilbybeveled-slit-synthetic-jet-actuator.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2014，28（6）：45-50.左 偉，顧蘊(yùn)松，程克明，等.斜出口合成射流控制機(jī)翼分離流實(shí)驗(yàn)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（6）：45-50.

左 偉（1991-），江蘇揚(yáng)州人，碩士研究生。研究方向：流體流動(dòng)測量與控制、機(jī)翼流動(dòng)分離與控制。通信地址：南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院空氣動(dòng)力學(xué)系（210016）。E-mail：zuoweistu＠aliyun.com