馬 濤，吳素珍

(河南工程學(xué)院 機(jī)械工程學(xué)院，河南 鄭州451191)

增升減阻是風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)一個(gè)重要的研究課題，而流動(dòng)控制技術(shù)是解決增升減阻問題的有效方法.合成射流控制技術(shù)由于其能耗低、響應(yīng)快、不需要外界氣源的特點(diǎn)，已成為當(dāng)前最有發(fā)展前景的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù).從20世紀(jì)初開始，國內(nèi)外研究人員進(jìn)行了大量的流動(dòng)控制研究［1-4］.You等［5］對(duì)NACA0015翼型進(jìn)行了大渦三維模擬研究，結(jié)果表明射流能夠延遲分離、提高升力且與實(shí)驗(yàn)值很接近.張攀峰等［6］通過對(duì)翼型氣動(dòng)特性、射流孔口附近流動(dòng)結(jié)構(gòu)的分析，揭示了合成射流處于分離區(qū)時(shí)對(duì)邊界層控制的機(jī)理.羅振兵等［7］利用數(shù)值模擬方法分析了合成射流在不同工作狀態(tài)下對(duì)低速流射流矢量的影響，初步研究了其控制機(jī)理.但對(duì)于主動(dòng)流動(dòng)控制射流參數(shù)與翼型氣動(dòng)特性的關(guān)系沒有進(jìn)行具體的分析.

在上述研究的基礎(chǔ)上，利用數(shù)值模擬的方法，綜合分析射流偏角、動(dòng)量系數(shù)及無量綱頻率對(duì)流動(dòng)控制效果的影響，旨在探討合成射流參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，為不同工作狀況下合成射流器的設(shè)計(jì)和使用提供了參考.

1 控制方程

在翼型上設(shè)置合成射流器，在噴口處形成交替吹吸氣的方式，對(duì)翼型上空氣流動(dòng)進(jìn)行擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)翼型表面流動(dòng)的分離控制，從而達(dá)到增升減阻的目的.釆用在合成射流器噴口處附加非定常吹、吸氣邊界條件的方法以模擬合成射流對(duì)主流的干擾作用.噴口處速度定義為u(t)=umsin(2πft+?0)djet，um為合成射流速度幅值，f為合成射流入射頻率，?0為合成射流初始相位角，djet代表沿射流出射方向的單位矢量.定義合成射流入射方向與翼型表面切向的夾角為射流偏角θjet，噴口寬度為H，并定義有效寬度h=sinθjet·H，如圖1所示.

圖1 翼型表面合成射流示意圖Fig.1 Synthetic jet on the airfoil surface

由圖1可見，射流偏角越小，在噴口寬度和射流速度均相同的情況下射流注入主流的有效動(dòng)量通量也就越小.定義合成射流無量綱化頻率，c為翼型弦長，U∞為自由來流速度.為了描述射流能量，定義射流吹氣動(dòng)量系數(shù)，定義無量綱化時(shí)間在笛卡爾坐標(biāo)系下，對(duì)空間任意控制面積S，積分形式的時(shí)均化的二維非定常N-S方程可以寫為式中，?S為控制面積的邊界，n為邊界的單位外法向向量，且

2 模擬參數(shù)的設(shè)定

以NACA0015翼型為研究對(duì)象，研究合成射流在低雷諾數(shù)下控制翼型流動(dòng)分離的機(jī)理，計(jì)算網(wǎng)格采用分塊生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法產(chǎn)生.為了更好地模擬合成射流的非定常湍流流場(chǎng)，在射流噴口處進(jìn)行了網(wǎng)格的局部加密處理，以便更好地獲得流場(chǎng)參數(shù)，來流條件為馬赫數(shù)為0.2，Re=3.6×105.

在來流前方選擇半圓形邊界，以前緣為圓心，半徑為15c，定義為來流速度邊界條件，上下邊界距離前緣點(diǎn)15c，定義為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，后場(chǎng)邊界距后緣點(diǎn)為10c，采用流動(dòng)出口邊界條件，在翼型屋面采用無滑移壁面邊界條件.通過Fluent程序提供的自定義函數(shù)(UDF)來定義射流器出口邊界條件.

3 分析與驗(yàn)證

計(jì)算采用商用軟件Fluent，控制方程為二維非定常Reynolds平均N-S方程，采用二階迎風(fēng)格式用于方程的空間離散、時(shí)間離散采用一階顯示格式、湍流模型采用S-A方程模型，圖2和圖3分別為翼型升力和阻力系數(shù)隨攻角變化的計(jì)算曲線.

首先，計(jì)算了F+=0.1，Cμ=0.01，β=20°的合成射流控制效果.不同攻角的翼型升力和阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果如圖4所示.

圖2 升力系數(shù)對(duì)比Fig.2 Comparison of lift coefficient

圖3 阻力系數(shù)對(duì)比Fig.3 Comparison of drag coefficient

圖4 控制前后升阻力系數(shù)Fig.4 Lift and drag coefficient with and without control

從圖4中可以看出，在攻角較小時(shí)，合成射流控制前后翼型的升阻力系數(shù)都沒有較明顯的變化，主要原因是在攻角較小時(shí)，翼型表面的流動(dòng)是附著流，沒有發(fā)生流動(dòng)分離，所以此時(shí)合成射流對(duì)改變翼型升阻力特性是不起作用的.隨著攻角的增大，翼型表面流動(dòng)發(fā)生轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，使得氣流在小范圍分離，此時(shí)通過施加合成射流可以提升翼型的升力系數(shù)，但同時(shí)阻力系數(shù)也有所增加.當(dāng)攻角達(dá)到失速攻角以后，實(shí)施合成射流控制后翼型失速攻角增大，最大升力系數(shù)也明顯增加，阻力也明顯減少，其中在迎角為17°時(shí)升阻特性改善最為顯著.由上可知，在攻角達(dá)到失速攻角以后實(shí)施合成射流主動(dòng)控制，可以推遲翼型失速與增升減阻，明顯提高了翼型氣動(dòng)特性.

射流偏角與升阻力系數(shù)增量如圖5所示.ΔCL和ΔCD分別為升力和阻力系數(shù)增量，由圖5可以看出，不同的射流角對(duì)翼型的升阻力系數(shù)都有改善作用，尤其在射流角為5°～30°時(shí)，增升減阻效果較好.但是，隨著射流偏角的增大，增升作用變小;當(dāng)射流偏角增大到一定值時(shí)，其作用已經(jīng)很小了，甚至?xí)邢喾吹淖饔?因此，近切向貼體射流優(yōu)于法向射流的控制效果.為了獲得較好的流動(dòng)控制效果，射流偏角應(yīng)當(dāng)控制在25°以內(nèi).圖6所示為射流偏角為20°時(shí)射流動(dòng)量系數(shù)與翼型升阻力系數(shù)的關(guān)系.從圖6中可以看出，當(dāng)動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，增升減阻作用較小，但隨著射流動(dòng)量系數(shù)的增大，翼型的升力明顯增加，阻力也明顯變小，而且隨著動(dòng)量系數(shù)的增加，對(duì)翼型的影響也愈加明顯.圖7給出了翼型升阻力隨射流器無量綱頻率變化，可以看出當(dāng)射流器工作頻率為0～3時(shí)，翼型升阻比有較大改善，隨著無量綱頻率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

圖5 射流偏角與升阻力系數(shù)增量Fig.5 Lift and drag coefficient with change of jet angel

圖6 動(dòng)量系數(shù)與升阻力系數(shù)增量Fig.6 Lift and drag coefficient with change ofmomentum coefficient

圖7 無量綱頻率與升阻力系數(shù)增量Fig.7 Lift and drag coefficient with change of dimensionless frequency

4 結(jié)論

(1)射流偏角對(duì)翼型失速控制效果有顯著影響.小偏角近切向貼體射流比法向射流具有更佳的失速控制效果，為了獲得較好的流動(dòng)控制效果.射流偏角應(yīng)當(dāng)控制在25°以內(nèi).

(2)射流動(dòng)量系數(shù)對(duì)翼型控制效果有重要影響.當(dāng)動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，其影響有限，只能在某些特定狀態(tài)才能有控制效果;隨著動(dòng)量系數(shù)的增大，升力增量增大，同時(shí)射流對(duì)吸力面的影響區(qū)域也擴(kuò)大.

(3)射流無量綱頻率較小時(shí)，控制效果較好.當(dāng)射流器工作頻率為0～3時(shí)，翼型升阻比有較大改善.隨著無量綱頻率的增大，翼型的升阻比降低，即射流控制效果降低、翼型阻力增大.

［1］洪俊武，陳曉東，張玉倫，等.主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的初步數(shù)值研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2005，23(4):402-407.

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［3］張威，林永峰，陳平劍.基于零質(zhì)量射流技術(shù)的旋翼翼型流場(chǎng)主動(dòng)控制研究［J］.直升機(jī)技術(shù)，2010，161(1):15-20.

［4］肖中云，牟斌，陳作斌，等.零質(zhì)量射流與分離控制的數(shù)值模擬［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，24(1):46-50.

［5］You D，Moin P.Active control of flow separation over an airfoil using synthetic jets［J］.Journal of Fluids and Structures，2008，24(8):1349-1357.

［6］張攀峰，王晉軍.合成射流控制NACA0015翼型大攻角流動(dòng)分離［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào):自然科學(xué)版，2008，34(4):443-446.

［7］羅振兵，夏智勛，胡建新.相鄰激勵(lì)器合成射流流場(chǎng)數(shù)值模擬及機(jī)理研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2004，22(1):52-59.