李斌斌，姚 勇，顧蘊(yùn)松，程克明

合成射流后臺(tái)階分離流動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)研究

李斌斌1，＊，姚 勇1，顧蘊(yùn)松2，程克明2

（1.西南科技大學(xué)土木工程與建筑學(xué)院，四川綿陽 621010；2.南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院，南京 210016）

具有邊界層分離和再附的后臺(tái)階流動(dòng)是工程中常見的一種復(fù)雜現(xiàn)象，研究后臺(tái)階繞流具有重要的理論意義和應(yīng)用價(jià)值。后臺(tái)階流動(dòng)包含了多種復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，如流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩、分離、再附和非定常等流體力學(xué)基本問題。應(yīng)用表面測(cè)壓和粒子圖像測(cè)速（PIV）對(duì)合成射流后臺(tái)階湍流分離流動(dòng)控制進(jìn)行了研究，通過分析后臺(tái)階壁面壓力系數(shù)分布、瞬態(tài)旋渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)以及時(shí)均流動(dòng)結(jié)構(gòu)，揭示了合成射流對(duì)后臺(tái)階再附點(diǎn)長(zhǎng)度和回流區(qū)的分離流動(dòng)控制機(jī)理。結(jié)果表明：在臺(tái)階前緣施加合成射流可有效減小回流區(qū)范圍，回流區(qū)渦結(jié)構(gòu)被施加的合成射流擾動(dòng)“鎖定”。在實(shí)驗(yàn)狀態(tài)下，合成射流的動(dòng)量系數(shù)越大，控制效果越好。從時(shí)均效果看，當(dāng)合成射流的動(dòng)量系數(shù)為0.771%時(shí)，可使再附點(diǎn)長(zhǎng)度減小50%。

合成射流；后臺(tái)階；流動(dòng)控制；流動(dòng)分離；回流區(qū)；再附點(diǎn)長(zhǎng)度

0 引 言

具有邊界層分離和再附的后臺(tái)階（Backward Fa－cing Step）流動(dòng)是流體力學(xué)中一類經(jīng)典的研究課題［1－2］。由于其幾何結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、分離點(diǎn)固定、流場(chǎng)性質(zhì)穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)堅(jiān)固，流場(chǎng)內(nèi)流體的混合效率極佳，故常被應(yīng)用于駐焰器、燃燒室、擴(kuò)張器、機(jī)翼與建筑物周圍風(fēng)場(chǎng)等工程領(lǐng)域［3－4］。

流體繞后臺(tái)階的流動(dòng)包含了多種復(fù)雜的物理現(xiàn)象，如旋渦的生成和脫落、旋渦之間以及旋渦與固壁的相互作用，以及流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩、分離、再附和非定常等流體力學(xué)基本問題［5－6］，具有流體力學(xué)研究的理論意義和應(yīng)用價(jià)值。同時(shí)分離再附流動(dòng)將顯著改變與之相互作用的結(jié)構(gòu)物體的受力特性，嚴(yán)重影響其工作性能［7－8］。因此，研究這一流動(dòng)現(xiàn)象的流動(dòng)機(jī)理并加以有效的流動(dòng)控制，對(duì)工程應(yīng)用特別是航空航天等工程領(lǐng)域具有非常重要的現(xiàn)實(shí)意義。

對(duì)后臺(tái)階的流動(dòng)分離控制可分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制。被動(dòng)控制是指無外部能量的注入，如在流場(chǎng)中加入各種形狀的擾流片或渦發(fā)生器等［9－10］。利用渦發(fā)生器在流場(chǎng)下游形成的流向渦，提高流場(chǎng)的混合效率，從而降低分離區(qū)范圍。該控制方法簡(jiǎn)單易行，但存在無法根據(jù)實(shí)際工況進(jìn)行調(diào)節(jié)的缺陷。Park［11］等利用三角形擾流片形成的流向渦，使分離區(qū)減小20%以上。但其僅增加了流場(chǎng)部分區(qū)域的動(dòng)量交換，流場(chǎng)中大多數(shù)區(qū)域的動(dòng)量交換反而降低。

主動(dòng)流動(dòng)控制是在流場(chǎng)中直接施加適當(dāng)?shù)臄_動(dòng)模式并與流動(dòng)的內(nèi)在模式相耦合來實(shí)現(xiàn)對(duì)流動(dòng)的控制。主動(dòng)流動(dòng)控制的優(yōu)勢(shì)在于它能在需要的時(shí)間和部位出現(xiàn)，通過局部能量輸入，獲得局部或全局的有效流動(dòng)改變［12－13］。在以往的研究中，吹吸氣控制被廣泛應(yīng)用于后臺(tái)階的分離流動(dòng)控制。Sano等［14］對(duì)臺(tái)階階腳處平行主流和臺(tái)階處垂直主流的后臺(tái)階分離流動(dòng)控制進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，分析了吸氣流量系數(shù)對(duì)再附長(zhǎng)度和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。明曉等［15］對(duì)不同吹吸氣位置后臺(tái)階分離流控制進(jìn)行了研究，結(jié)果表明，該方法能夠有效減小再附長(zhǎng)度，控制再附區(qū)附近的摩擦應(yīng)力分布。鄭朝榮等［16］對(duì)均勻吸氣下三維后臺(tái)階分離流控制進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果表明，該方法能夠吸除回流區(qū)中低速流體，控制流動(dòng)分離，減小再附長(zhǎng)度，隨吸氣量的增加控制效果越顯著。Chun等［17］發(fā)現(xiàn)利用振蕩射流產(chǎn)生的周期性尾渦可以控制后臺(tái)階分離再附流動(dòng)，當(dāng)上游尾渦脫落頻率St為0.2時(shí)，可使再附長(zhǎng)度減小10%。Dejoan等［18］利用周期性振蕩射流對(duì)后臺(tái)階分離流動(dòng)進(jìn)行了控制研究，分析了射流幅值和頻率對(duì)后臺(tái)階流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。

20世紀(jì)90年代中期起，以合成射流為主導(dǎo)的零質(zhì)量射流成為主動(dòng)流動(dòng)控制研究的熱點(diǎn)［19－20］。與常規(guī)的定常射流相比，具有無需氣源供應(yīng)系統(tǒng)，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、響應(yīng)快和零質(zhì)量流率等特點(diǎn)［21］，在分離流控制、推力矢量控制、前體渦控制、有效氣動(dòng)面控制以及無人機(jī)流動(dòng)控制等方面具有廣泛的應(yīng)用［22－26］。本文利用在臺(tái)階前緣形成的合成射流對(duì)后臺(tái)階分離流動(dòng)控制進(jìn)行研究，結(jié)合表面測(cè)壓和PIV測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)研究合成射流對(duì)后臺(tái)階再附長(zhǎng)度和回流區(qū)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律。

1 模型與試驗(yàn)裝置

1.1射流風(fēng)洞和后臺(tái)階模型

合成射流后臺(tái)階分離流動(dòng)控制試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)的二元直流式低速射流風(fēng)洞中進(jìn)行，該射流風(fēng)洞試驗(yàn)段為開口形式，出口截面為二元矩形，展向與橫向?qū)挾鹊某叽鐬?50mm×50mm。實(shí)驗(yàn)中主射流速度U∞＝15m／s，以臺(tái)階高度為參考的試驗(yàn)雷諾數(shù)Reh＝20 548，測(cè)得射流出口中心湍流度約為3‰，距臺(tái)階前緣1mm位置的附面層厚度為4mm，射流風(fēng)洞和后臺(tái)階模型試驗(yàn)裝置如圖1所示。

圖1 射流風(fēng)洞和后臺(tái)階模型Fig.1 Wind tunnel and model of backward facing step

試驗(yàn)所用后臺(tái)階模型為背向二維階梯結(jié)構(gòu)，為方便PIV流場(chǎng)測(cè)試，模型采用透明有機(jī)玻璃材料加工。模型入口截面尺寸為250mm×50mm，高度H1為50mm，與二元射流風(fēng)洞試驗(yàn)段出口尺寸一致。后臺(tái)階突張室高度H2為70mm，出口截面尺寸為250mm×70mm。臺(tái)階位置的高度h為20mm，模型的寬高比AR為12.5，突張比ER為1.4。

1.2合成射流激勵(lì)器

圖2為實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)的用于后臺(tái)階分離流動(dòng)控制的合成射流激勵(lì)器。主體結(jié)構(gòu)主要由激勵(lì)器振動(dòng)腔、射流出口和揚(yáng)聲器振動(dòng)膜組成。激勵(lì)器腔體尺寸為200mm×200mm×80mm，射流出口為矩形，出口長(zhǎng)度L和寬度H為100mm×3mm，出口位置位于臺(tái)階前緣0.5h，低音揚(yáng)聲器最大輸出功率為40W。

圖2 合成射流激勵(lì)器Fig.2 Synthetic jet actuator

合成射流激勵(lì)器工作時(shí)，由DG1022信號(hào)發(fā)生器產(chǎn)生正弦波信號(hào)，經(jīng)B＆K Type2706功率放大器對(duì)輸出的正弦波信號(hào)進(jìn)行放大后，驅(qū)動(dòng)揚(yáng)聲器振動(dòng)膜進(jìn)行往復(fù)振動(dòng)。合成射流出口速度與主流方向垂直，控制時(shí)通過調(diào)節(jié)功率放大器的增益控制旋鈕可以實(shí)現(xiàn)對(duì)合成射流工作電壓幅值的控制。調(diào)節(jié)信號(hào)發(fā)生器的頻率旋鈕可以改變合成射流激勵(lì)器的工作頻率。

1.3試驗(yàn)測(cè)試技術(shù)和方法

（1）表面測(cè)壓技術(shù)

臺(tái)階下壁面表面壓力測(cè)量采用的是美國(guó)NI公司基于Labview軟件開發(fā)的動(dòng)態(tài)測(cè)壓系統(tǒng)，單通道分辨率為18位。在沿臺(tái)階中心位置下游0.5h，每隔0.5h臺(tái)階高度依次布置有40個(gè)直徑l.2mm的靜壓孔，測(cè)壓傳感器量程為0.15PSI，測(cè)試精度為0.05%FS。

（2）PIV流場(chǎng)測(cè)試技術(shù)

實(shí)驗(yàn)所用PIV測(cè)試系統(tǒng)為美國(guó)TSI公司所生產(chǎn)，主要由：雙脈沖Nd：YAG激光器、互相關(guān)CCD數(shù)字相機(jī)、同步器、Insight分析軟件和示蹤粒子組成。雙脈沖激光頻率為15Hz，測(cè)試精度為2%。圖3給出了后臺(tái)階PIV流場(chǎng)測(cè)試裝置布局圖。

圖3 PIV試驗(yàn)裝置Fig.3 PIV test device

PIV測(cè)試時(shí)激光片光正對(duì)射流風(fēng)洞出口中心截面，且與合成射流激勵(lì)器射流出口中心對(duì)稱。試驗(yàn)選用了香燃燒產(chǎn)生的煙粒子作為示蹤粒子，預(yù)先在風(fēng)洞動(dòng)力段外的空腔容器中充滿煙粒子，待風(fēng)速穩(wěn)定后打開容器蓋，煙粒子在流經(jīng)動(dòng)力段到試驗(yàn)段后會(huì)與主流充分摻混，經(jīng)測(cè)試煙粒子濃度滿足測(cè)量要求。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1后臺(tái)階流動(dòng)特性研究

依照Bradshaw［27］等人的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，當(dāng)臺(tái)階的寬高比AR大于10時(shí)，則可將其流場(chǎng)視為二維流動(dòng)特性流場(chǎng)，本試驗(yàn)中臺(tái)階模型的寬高比AR為12.5（大于10），為了對(duì)其二維流場(chǎng)進(jìn)行進(jìn)一步驗(yàn)證，利用七孔探針對(duì)主流沿臺(tái)階不同占位的x－y截面速度場(chǎng)分布進(jìn)行了測(cè)試，試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果如圖4所示。

圖4 主流速度沿x－y截面的分布Fig.4 Distribution of the mainstream velocity on the x－y cross section

從圖4中可以看出，七孔探針時(shí)均速度場(chǎng)測(cè)試結(jié)果表明，對(duì)于本文設(shè)計(jì)的后臺(tái)階模型，主流沿x－y剖面的速度分布具有一致性，說明臺(tái)階內(nèi)部流場(chǎng)是滿足二維流動(dòng)特性的，對(duì)利用合成射流進(jìn)行后臺(tái)階的分離流動(dòng)控制研究、分析流動(dòng)控制機(jī)理是有利的。

圖5給出了沿臺(tái)階下壁面表面壓力系數(shù)Cps隨試驗(yàn)雷諾數(shù)Reh的變化特性。

從圖中可看出，隨雷諾數(shù)Reh的變化，下壁面壓力系數(shù)Cps呈現(xiàn)如下3個(gè)典型的分布特征：（1）在0＜x／h＜3.0區(qū)域，表面壓力系數(shù)Cps呈現(xiàn)降低的趨勢(shì)，在x／h＝3.0位置，壓力系數(shù)達(dá)到最低Cps≈－0.55。（2）繼續(xù)向下游發(fā)展，在3.0＜x／h＜10.0區(qū)域，下壁面表面壓力系數(shù)Cps逐漸恢復(fù)，圖中曲線顯示該區(qū)域內(nèi)壓力系數(shù)受雷諾數(shù)Reh的影響變化較顯著。（3）在x／h＞10.0區(qū)域，表面壓力系數(shù)隨雷諾數(shù)基本無變化，Cps恒為定值0，說明在該區(qū)域流動(dòng)沿臺(tái)階下壁面呈現(xiàn)為再附流動(dòng)。

圖5 下壁面壓力系數(shù)分布Fig.5 Distribution of the lower wall surface pressure coefficients

結(jié)合圖6的PIV時(shí)均速度和渦量流線圖可以看出：（1）在Ⅰ區(qū)0＜x／h＜3.0范圍內(nèi)，主流流動(dòng)與臺(tái)階平面相平行，呈現(xiàn)類平面自由剪切層的渦結(jié)構(gòu)。由于受臺(tái)階下游狹長(zhǎng)回流區(qū)流動(dòng)的影響，下壁面表面壓力系數(shù)Cps略有降低，在x／h＝3.0位置達(dá)到最低，與狹長(zhǎng)回流區(qū)的渦核位置相對(duì)應(yīng)。（2）在Ⅱ區(qū)3.0＜x／h＜8.0范圍內(nèi)，主流流線向下壁面發(fā)生急劇彎曲，該區(qū)域內(nèi)表面壓力系數(shù)受雷諾數(shù)的影響較顯著。（3）在Ⅲ區(qū)x／h＞8.0范圍內(nèi)，流動(dòng)發(fā)生再附，主流流動(dòng)貼附于臺(tái)階下壁面，該區(qū)域內(nèi)表面壓力系數(shù)基本無變化。

圖6 PIV時(shí)均流場(chǎng)測(cè)試結(jié)果Fig.6 The test results of PIV time－averaged flow field

2.2合成射流后臺(tái)階分離流動(dòng)控制研究

回流區(qū)是后臺(tái)階流動(dòng)的一個(gè)重要特征，再附點(diǎn)長(zhǎng)度是衡量這一特征的重要參數(shù)。本文以合成射流激勵(lì)器控制電壓U＝5V為例，重點(diǎn)研究了合成射流控制時(shí)再附點(diǎn)長(zhǎng)度隨激勵(lì)頻率的變化特性。

圖7給出了利用自制的壓力監(jiān)測(cè)探針測(cè)得的無量綱再附長(zhǎng)度XL／h隨激勵(lì)頻率的變化曲線。從圖中可以看出，無量綱再附長(zhǎng)度XL／h隨激勵(lì)頻率的變化呈現(xiàn)先逐漸減小后增加的變化趨勢(shì)，在頻率f＝ 70Hz附近達(dá)到最小，與圖中合成射流激勵(lì)器頻率曲線的峰值點(diǎn)相對(duì)應(yīng)。即在激勵(lì)器的共振頻率下，合成射流注入的射流動(dòng)量越強(qiáng)，控制效果越顯著。再附點(diǎn)長(zhǎng)度的變化強(qiáng)烈依賴于合成射流的射流能量。

圖7 再附點(diǎn)長(zhǎng)度隨激勵(lì)頻率的變化Fig.7 Changes of reattachment length with forcing frequency

自制的壓力監(jiān)測(cè)探針是由一對(duì)直徑Φ1.2mm的不銹鋼探針管設(shè)計(jì)加工成L型，頭部采用焊錫密封成橢球形，在L型頭部正對(duì)主流前后位置開設(shè)有一個(gè)直徑Φ0.5mm的前后總壓孔，構(gòu)成對(duì)臺(tái)階下壁面底層進(jìn)行監(jiān)測(cè)的壓差傳感器。根據(jù)監(jiān)測(cè)探針沿臺(tái)階底層位置向下游移測(cè)的壓差曲線零點(diǎn)位置，可以確定再附點(diǎn)長(zhǎng)度的位置。

試驗(yàn)中由于合成射流激勵(lì)器的出口位置和尺寸固定，合成射流的控制效果主要取決于激勵(lì)頻率和射流動(dòng)量。圖8和9分別給出了利用表面測(cè)壓技術(shù)測(cè)得的施加合成射流前后，臺(tái)階下壁面表面壓力系數(shù)隨激勵(lì)頻率和射流動(dòng)量的變化特性。

圖8 表面壓力系數(shù)隨激勵(lì)頻率的變化Fig.8 Changes of surface pressure coefficient with forcing frequency

從圖8中可以看出，施加合成射流控制后，位于回流區(qū)的壓力系數(shù)均有所恢復(fù)。當(dāng)激勵(lì)頻率f＜70Hz時(shí)，隨頻率的增加壓力曲線向臺(tái)階位置發(fā)生平移，壓力系數(shù)最低點(diǎn)由x／h＝3.0移至x／h＝1.5位置，體現(xiàn)了臺(tái)階下游回流區(qū)渦核位置的變化，該范圍內(nèi)的激勵(lì)頻率對(duì)后臺(tái)階回流區(qū)流動(dòng)的影響較顯著。當(dāng)激勵(lì)頻率f＞70Hz時(shí)，隨頻率的增加壓力系數(shù)最低點(diǎn)位置維持在x／h＝1.5位置，此時(shí)回流區(qū)旋渦渦核位置被施加的合成射流擾動(dòng)“鎖定”，回流區(qū)范圍減小50%。

圖9給出了控制頻率為共振頻率f＝70Hz時(shí)，改變合成射流激勵(lì)器的控制電壓來研究合成射流動(dòng)量系數(shù)變化對(duì)控制效果的影響。從圖中可以看出，當(dāng)合成射流的動(dòng)量系數(shù)大于0.01%時(shí)，合成射流才對(duì)后臺(tái)階流場(chǎng)有控制效果。隨合成射流動(dòng)量系數(shù)的增加，合成射流的控制效果逐漸增強(qiáng)。當(dāng)合成射流的動(dòng)量系數(shù)為0.771%時(shí)，后臺(tái)階回流區(qū)的旋渦渦核位置由x／h＝3.0移至x／h＝1.5位置，回流區(qū)范圍減小50%。

圖9 表面壓力系數(shù)隨射流動(dòng)量的變化Fig.9 Changes of surface pressure coefficient with jet momentum

圖10 給出了控制電壓U＝5V，激勵(lì)頻率f＝70Hz時(shí)，利用PIV測(cè)得的合成射流控制沿臺(tái)階下游流場(chǎng)的速度圖、渦量圖、湍動(dòng)能和雷諾應(yīng)力的分布云圖。從圖10（a）速度流線圖中可以看出，合成射流控制后沿臺(tái)階下游的分離區(qū)范圍減小，位于臺(tái)階下游的狹長(zhǎng)回流區(qū)變成集中的大尺度渦結(jié)構(gòu)，回流區(qū)渦核位置由x／h＝3.0移至x／h＝1.5，再附點(diǎn)位置由x／h＝8.0移至x／h＝4.0，再附點(diǎn)長(zhǎng)度減小50%。同時(shí)在位于x／h＞4.0的主流區(qū)內(nèi)，可以看到主流存在速度損失，這部分能量補(bǔ)充了回流區(qū)的低能量區(qū)，從而使得再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低。圖10（b）渦量圖顯示，沿臺(tái)階位置自由剪切層中的集中小渦變成控制后的大尺度渦結(jié)構(gòu)，最大渦強(qiáng)仍集中在剪切層中，越靠近臺(tái)階前緣位置旋渦強(qiáng)度越強(qiáng)。從圖10（c）湍動(dòng)能分布可看出，合成射流控制后湍動(dòng)能分布變得集中，與圖10（a）速度圖中的回流區(qū)結(jié)構(gòu)相一致，湍動(dòng)能集中位于回流區(qū)渦核中心位置。圖10（d）雷諾應(yīng)力分布表明，合成射流控制使得沿臺(tái)階下游流場(chǎng)的雷諾應(yīng)力顯著增強(qiáng)，提高了沿臺(tái)階下游流場(chǎng)區(qū)域的動(dòng)量摻混，使得分離區(qū)范圍減小，再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低。

2.3合成射流后臺(tái)階控制的瞬態(tài)特性

圖11給出了合成射流控制時(shí)，沿臺(tái)階下游區(qū)域的PIV瞬態(tài)流場(chǎng)速度流線圖分布結(jié)果。由圖可知，施加合成射流控制分離脫落的渦頻率等同于激勵(lì)器頻率，合成射流的控制頻率“鎖定”剪切層的旋渦脫落。在激勵(lì)器的一個(gè)工作周期內(nèi)，在噴出過程中（t／T＝0.25），由于合成射流高強(qiáng)度流向渦的作用，回流區(qū)內(nèi)大尺度的渦結(jié)構(gòu)開始減小。隨著合成射流強(qiáng)度的逐漸增加，回流區(qū)的渦結(jié)構(gòu)繼續(xù)減小，并沿臺(tái)階向下游發(fā)生遷移。在t／T＝0.58時(shí)刻，可以清晰地看到在臺(tái)階下游流場(chǎng)中存在2個(gè)尺度相當(dāng)?shù)臏u結(jié)構(gòu)。

在吸氣過程中，新生成的合成射流流向渦結(jié)構(gòu)的尺度不斷增加，位于圖11（a）中的初始渦結(jié)構(gòu)的尺度逐漸減小，并沿臺(tái)階下壁面繼續(xù)向下游運(yùn)動(dòng)。在t／T＝0.92時(shí)刻，可以看到位于臺(tái)階位置新生成的大尺度旋渦結(jié)構(gòu)，初始位置的旋渦結(jié)構(gòu)基本消失。由于合成射流周期性流向渦的不斷注入，促進(jìn)了流場(chǎng)中的動(dòng)量交換，使得沿臺(tái)階下游區(qū)域的雷諾應(yīng)力增強(qiáng)，再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低。

圖11 合成射流控制PIV瞬態(tài)流場(chǎng)結(jié)果Fig.11 PIV transient flow field under the control of synthetic jet

圖12 給出了合成射流控制時(shí)，利用動(dòng)態(tài)壓力傳感器測(cè)得的沿下壁面不同測(cè)壓點(diǎn)位置的功率譜分布。從圖中可以看出，合成射流的擾動(dòng)對(duì)臺(tái)階下游流場(chǎng)起到主控作用。在x／h＜4.5區(qū)域內(nèi)，合成射流對(duì)臺(tái)階下壁面的擾動(dòng)作用最強(qiáng)，體現(xiàn)為圖中合成射流控制時(shí)的功率譜能量變化最顯著。在x／h＝4.5位置，功率譜能量呈現(xiàn)多峰值的分布特征，且能量峰值也較低。

圖12 不同測(cè)壓點(diǎn)位置的功率譜分布Fig.12 Power spectrum distribution at different positions of pressure measurement points

結(jié)合圖10（a）中的PIV時(shí)均速度場(chǎng)測(cè)試結(jié)果可知，x／h＝4.5位置恰好為再附點(diǎn)位置。在x／h＞6.0區(qū)域內(nèi)，盡管主流流動(dòng)已經(jīng)發(fā)生再附，但合成射流對(duì)該區(qū)域內(nèi)的流動(dòng)仍具有擾動(dòng)作用，且隨著流動(dòng)沿臺(tái)階下壁面向下游的發(fā)展，合成射流的擾動(dòng)作用逐漸減弱。

3 結(jié) 論

通過試驗(yàn)研究，研究了在臺(tái)階前緣形成的合成射流對(duì)后臺(tái)階分離流的控制特性，結(jié)合表面測(cè)壓和PIV流場(chǎng)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)分析了合成射流對(duì)再附點(diǎn)長(zhǎng)度和回流區(qū)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，研究結(jié)果表明：

（1）利用在臺(tái)階前緣施加的合成射流激勵(lì)可有效控制后臺(tái)階的分離流動(dòng)，使得流動(dòng)分離區(qū)的范圍減小，再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低。當(dāng)合成射流的動(dòng)量系數(shù)為0.771%時(shí)，可使再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低50%。

（2）低頻和高頻的激勵(lì)使得后臺(tái)階流場(chǎng)呈現(xiàn)為2種不同的流動(dòng)特性。低頻激勵(lì)時(shí)后臺(tái)階回流區(qū)流動(dòng)受頻率的影響較顯著，再附點(diǎn)長(zhǎng)度隨頻率的增加逐漸減小。合成射流的動(dòng)量系數(shù)越大，控制效果越好。高頻激勵(lì)時(shí)后臺(tái)階回流區(qū)流動(dòng)被施加的合成射流激勵(lì)“鎖定”，渦脫落的頻率等于合成射流的激勵(lì)頻率。

（3）由于合成射流產(chǎn)生的高強(qiáng)度流向渦的作用，提高了沿臺(tái)階下游流場(chǎng)的動(dòng)量交換，使得流場(chǎng)中的雷諾應(yīng)力增強(qiáng)，分離區(qū)范圍減小，再附點(diǎn)長(zhǎng)度降低。

［1］Eaton J K，Johnston J P.A review of research on subsonic turbulent flow reattachment［J］.AIAA Journal，1981，19（9）：1093－1099.

［2］Yoshioka S，Obi S，Masuda S.Turbulence statistics of periodically perturbed separated flow over backward facing step［J］.International Journal of Heat and Fluid Flow，2001，22（4）：393－401.

［3］周寧，潘翀，王晉軍.后向臺(tái)階分離剪切層轉(zhuǎn)捩特性的實(shí)驗(yàn)研究［C］.第八屆海峽兩岸航空航天學(xué)術(shù)研討會(huì)，2012：134－141.Zhou N，Pan C，Wang J J.Experimental study on transition characteristics of free shear layer in backward facing step［C］.The 8th Cross Straits Conference on Aeronautics and Astronautics，2012：134－141.

［4］肖隱利，宋文艷，樂嘉陵，等.超聲速燃燒室凹槽動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2010，24（5）：7－12.Xiao Y L，Song W Y，Le J L，et al.Experimental study of cavity flow oscillations in a scramjet combustor［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，24（5）：7－12.

［5］Spazzini P G，Iuso G，Onorato M，et al.Unsteady behavior of back facing step flow［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2001，30（5）：551－561.

［6］Gupta A D，Zhao P F，Roy S.Plasma assisted turbulent flow separation control over a backward facing step［R］.AIAA－2016－0454，2016.

［7］Chun S，Liu Y Z，Sung H J.Wall pressure fluctuations of a turbulent separated and reattaching flow affected by an unsteady wake［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2004，37（4）：531－546.

［8］Healey J V.Control of turbulent flow on a backward－facing step［R］.AIAA－1992－0066，1992.

［9］王漢封，張運(yùn)平，鄒超.導(dǎo)流板對(duì)25°傾角Ahmed類車體尾流與氣動(dòng)阻力的影響［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（1）：31－37.

Wang H F，Zhang Y P，Zou C.Effects of deflectors on the wake and aerodynamic drag of a 25°slant angle Ahmed model［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（1）：31－37.

［10］Tian Q Q，Corson D，Baker J P.Application of vortex generators to wind turbine blades［R］.AIAA－2016－0518，2016.

［11］Park H，Jeon W P，Choi H，et al.Mixing enhancement behind a backward facing step using tabs［J］.Physics of Fluids，2007，19（10）：103－105.

［12］Anderson K V，Knight D D.Plasma jet for flight control［J］.AIAA Journal，2012，59（9）：1855－1872.

［13］李峰，高超，鄭博睿，等.高速風(fēng)洞等離子體流動(dòng)控制實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（2）：27－31.Li F，Gao C，Zheng B R，et al.Research on the experimental technology of plasma active flow control in high speed wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（2）：27－31.

［14］Sano M，F(xiàn)ukazawa K，Sakuraba K.Control of turbulent channel flow over a backward facing step by suction or injection［J］.Heat Transfer Asian Research，2004，33（8）：490－504.

［15］陳國(guó)定，明曉.后臺(tái)階流動(dòng)控制［C］／／第十四屆研究生學(xué)術(shù)會(huì)議論文集，南京：南京航空航天大學(xué)，2012.

Chen G D，Ming X.Research on the backward facing step flow control［C］／／The 14th graduate academic conference proceedings，Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2012.

［16］鄭朝榮，張耀春，張建勝，等.均勻吸氣控制下后臺(tái)階流動(dòng)的數(shù)值模擬［J］.哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2012，44（4）：23－27.

Zheng C R，Zhang Y C，Zhang J S，et al.Numerical simulation of a backward facing step flow controlled by steady suction［J］.Journal of Harbin Institute of Technology，2012，44（4）：23－27.

［17］Chun K B，Sung H J.Control of turbulent separated flow over a backward facing step by local forcing［J］.Experiments in Fluids，1996，21（6）：417－426.

［18］Dejoan A，Leschziner M A.Large eddy simulation of periodically perturbed separated flow over a backward facing step［J］.International Journal of Heat and Fluid Flow，2004，25（4）：581－592.

［19］Norman W S，Timothy E H，Gregory S J，et al.Overview of active flow control actuator development at NASA Langley research center［R］.AIAA－2002－3159，2002.

［20］吳繼飛，羅新福，徐來武，等.活塞式合成射流技術(shù)及其應(yīng)用研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（6）：61－65.

Wu J F，Luo X F，Xu L W，et al.Investigation on piston－typed synthetic jet technology and its application［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（6）：61－65.

［21］Smith B L，Glezer A.The formation and evolution of synthetic jets［J］.Phys Fluids，1998，10（9）：2281－2297.

［22］張冬雨，顧蘊(yùn)松，程克明，等.八字形出口合成射流激勵(lì)器機(jī)翼分離流控制［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（3）：32－38.

Zhang D Y，Gu Y S，Cheng K M，et al.Separation control of an airfoil by splayed－slit synthetic jet actuator［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（3）：32－38.

［23］Wu C F，Ahmed N.Vectoring of a wall bounded planar jet using synthetic jet actuator［R］.AIAA－2013－2515，2013.

［24］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［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2014，28（6）：45－50.

Zuo W，Gu Y S，Cheng K M，et al.An experimental investigation on separation control of an airfoil by beveled slit synthetic jet actuator［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2014，28（6）：45－50.

［25］李斌斌，姜裕標(biāo)，顧蘊(yùn)松.合成射流大攻角非對(duì)稱渦控制的試驗(yàn)研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2015，36（3）：764－771.

Li B B，Jiang Y B，Gu Y S.Experimental study of asymmetric vortex control at high angle of attack with synthetic jet［J］.Journal of Aeronautics，2015，36（3）：764－771.

［26］Bhatt S，Golubev V V，Tang Y.Design，modeling and testing of synthetic jet actuators for MAV flight control［R］.AIAA－2014－1144，2014.

［27］Bradshaw P，Wong F Y F.The reattachment and relaxation of turbulent shear layer［J］.Journal of Fluid Mechanics，1972，52（1）：113－135.

Experimental investigation on separation flow control of backward facing step with synthetic jet

Li Binbin1，＊，Yao Yong1，Gu Yunsong2，Cheng Keming2
（1.School of Civil Engineering and Architechture，Southwest University of Science and Technology，Mianyang Sichuan 621010，China；2.College of Aeronautics and Astronautics，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China）

Backward facing step flow with boundary layer separation and reattachment is a common phenomenon in engineering.The research of backward facing step flow has important theoretical significance and practical value.Backward facing step flow contains a variety of complex fluid mechanics，such as flow transition，flow separation，reattachment and unsteady flow.It has important academic significance in the field of fluid mechanics.The test techniques of surface pressure and particle image velocimetry have been applied to investigate the backward facing step turbulent separated flow control with synthetic jet.Through analysis of the pressure coefficient distributions of the step wall surface，transient vortex flow structure and time－averaged flow structure，it reveals the separation flow control mechanism of synthetic jet on the backward facing step reattachment length and recirculation zone.The results show that the synthetic jet imposed on the leading edge can effectively reduce the range of the recirculation zone，the vortex structure of which is locked by the synthetic jet perturbation.In this experiment，the greater the momentum coefficient of the synthetic jet is，the better the control effect becomes.The time－averaged effect is：when the momentum coefficient of the synthetic jet is 0.771%，the reattachment length can be decreased by 50%.

synthetic jet；backward facing step；flow control；flow separation；recirculation zone；reattachment length

（編輯：張巧蕓）

1672－9897（2016）03－0053－08

10.11729／syltlx20150137

2015－11－16；

2016－01－17

空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金（JBKY14010201）

＊通信作者E－mail：libinbin－8＠163.com

Li B B，Yao Y，Gu Y S，et al.Experimental investigation on separation flow control of backward facing step with synthetic jet.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（3）：53－60.李斌斌，姚 勇，顧蘊(yùn)松，等.合成射流后臺(tái)階分離流動(dòng)控制的實(shí)驗(yàn)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（3）：53－60.

：V211.7

：A

李斌斌（1980－），男，河北河間人，講師，博士。研究方向：流體流動(dòng)控制與流動(dòng)測(cè)試技術(shù)。通信地址：四川省綿陽市涪城區(qū)青龍大道中段59號(hào)，西南科技大學(xué)土木工程與建筑學(xué)院力學(xué)教研室（621010）。E－mail：libin bin－8＠163.com