八字形出口合成射流激勵(lì)器機(jī)翼分離流控制

張冬雨，顧蘊(yùn)松，程克明，鄭發(fā)明

（南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系，江蘇南京 210016）

八字形出口合成射流激勵(lì)器機(jī)翼分離流控制

張冬雨，顧蘊(yùn)松，程克明，鄭發(fā)明

（南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系，江蘇南京 210016）

設(shè)計(jì)研制了一種適于機(jī)翼分離流動(dòng)控制的八字形出口合成射流激勵(lì)器，對(duì)其出口射流與主流的相互作用特性進(jìn)行了研究，粒子圖像測(cè)速儀（PIV）流場(chǎng)測(cè)試和邊界層速度型測(cè)試結(jié)果揭示了其控制機(jī)制為促進(jìn)邊界層與主流的誘導(dǎo)摻混，提升邊界層底層能量。利用該激勵(lì)器陣列對(duì)NACA633-421三維直機(jī)翼模型開(kāi)展了針對(duì)射流能量比Cμ和陣列位置兩個(gè)參數(shù)的分離流控制研究，天平測(cè)力及翼型表面測(cè)壓結(jié)果顯示該激勵(lì)器可有效抑制翼面流動(dòng)分離、推遲失速迎角。在設(shè)計(jì)范圍內(nèi)，射流能量比Cμ值越大，控制效果越好，當(dāng)Cμ＝0.00168時(shí)，機(jī)翼最大升力系數(shù)提升了5.92%，失速迎角推遲了2.5°（激勵(lì)器陣列位于0.3c處）。激勵(lì)器陣列的弦向布置位置是一個(gè)重要控制參數(shù)，陣列位于0.3c處時(shí)最大升力系數(shù)提升量大于位于0.55c時(shí)。

八字形出口；合成射流；邊界層；陣列位置；三維機(jī)翼；流動(dòng)控制

0 引 言

機(jī)翼是飛機(jī)的重要?dú)鈩?dòng)升力來(lái)源，其在較大迎角下出現(xiàn)的翼面流動(dòng)分離現(xiàn)象會(huì)直接導(dǎo)致飛行器升力不足，甚至發(fā)生失速；同時(shí)還會(huì)帶來(lái)阻力增大、機(jī)身振動(dòng)、舵效下降等一系列問(wèn)題。因此長(zhǎng)期以來(lái)，人們一直在積極尋求有效控制機(jī)翼流動(dòng)分離的方法。以旋渦發(fā)生器為代表的被動(dòng)控制手段雖能在設(shè)計(jì)工況下起到有利效果，但當(dāng)工況改變時(shí)，其控制效率下降，甚至產(chǎn)生負(fù)效果；此外，被動(dòng)式旋渦發(fā)生器在巡航狀態(tài)下產(chǎn)生的廢阻也是一個(gè)難以避免的問(wèn)題。而主動(dòng)控制手段通過(guò)“主動(dòng)”的能量注入和調(diào)節(jié)，可針對(duì)飛行器不同飛行狀態(tài)進(jìn)行最優(yōu)化控制，達(dá)到推遲分離，增升減阻的目的，因此越來(lái)越受到業(yè)內(nèi)的重視。

合成射流（Synthetic jet）又稱(chēng)零質(zhì)量射流，是一種新型主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，具有無(wú)需氣源、能量可控、結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點(diǎn)，因此上世紀(jì)80年代末一經(jīng)提出［1］，便引起了業(yè)內(nèi)的廣泛關(guān)注。為了得到合成射流的出口流場(chǎng)特性以及控制機(jī)理，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已進(jìn)行了大量基礎(chǔ)研究工作［2-7］，在探索合成射流流動(dòng)特性的同時(shí)，又對(duì)其在控制流動(dòng)分離、增升減阻、矢量射流、改善摻混、抑制噪聲等方面開(kāi)展了諸多研究。國(guó)內(nèi)王晉軍、張攀峰和羅振兵等對(duì)此整理了一些具有指導(dǎo)性的綜述文獻(xiàn)［8-9］。

合成射流對(duì)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(yīng)用于圓柱表面流動(dòng)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(duì)機(jī)翼分離流開(kāi)展了合成射流流動(dòng)控制研究，結(jié)果顯示了合成射流在控制機(jī)翼流動(dòng)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(duì)合成射流的激勵(lì)頻率、射流能量比、出口傾斜角等參數(shù)對(duì)機(jī)翼分離流的控制特性進(jìn)行了研究。近年來(lái)，國(guó)外研究者又開(kāi)始將該技術(shù)向工程實(shí)用方向發(fā)展，如Lee等［14］針對(duì)翼型分離流開(kāi)展了閉環(huán)式的合成射流流動(dòng)控制；Jabbal等［15］對(duì)微型激勵(lì)器陣列在真實(shí)飛機(jī)薄蒙皮下的安裝及損傷報(bào)警等進(jìn)行了設(shè)計(jì)。國(guó)內(nèi)方面，南京航空航天大學(xué)、北京航空航天大學(xué)［16］、西北工業(yè)大學(xué)［17］、國(guó)防科技大學(xué)［18］等高校也進(jìn)行了不同程度的探索。

然而，盡管合成射流技術(shù)已得到了充分重視及廣泛研究，但就目前國(guó)內(nèi)外公開(kāi)發(fā)表的研究結(jié)果來(lái)看，尚有一些問(wèn)題未能得到足夠的關(guān)注，本文將研究重點(diǎn)放在以下兩個(gè)方面：（1）早期SJ激勵(lì)器多采用垂直于來(lái)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(lì)器能否更高效地控制機(jī)翼分離流？（2）以往的研究中，激勵(lì)器的安裝方式多是固定在機(jī)翼的某個(gè)特定弦向位置上，那么在不同弦向處的激勵(lì)器其控制效果有何差異？

本文針對(duì)上述兩個(gè)問(wèn)題，首先設(shè)計(jì)制作了一種“八字形”出口的SJ激勵(lì)器，將其應(yīng)用于NACA633-421直機(jī)翼分離流控制中，取得了較好的控制效果；采用PIV技術(shù)對(duì)激勵(lì)器出口流場(chǎng)與主流間的相互作用特性進(jìn)行了研究，結(jié)合邊界層速度型測(cè)試結(jié)果，得到了其有效控制分離流的機(jī)理。另一方面，在機(jī)翼模型兩個(gè)不同弦向位置處各布有一排沿展向分布的激勵(lì)器陣列，每個(gè)陣列由6個(gè)獨(dú)立的激勵(lì)器組成，獲得了不同的控制效果，并嘗試對(duì)控制效果的差異進(jìn)行分析。

1 實(shí)驗(yàn)裝置及測(cè)試技術(shù)

1.1 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(zhǎng)c＝250mm，展長(zhǎng)l＝550mm，展弦比λ＝2.2。機(jī)翼半展長(zhǎng)位置處沿弦向一周共開(kāi)有58個(gè)測(cè)壓孔，用以測(cè)量翼型表面壓力分布。

在距離機(jī)翼前緣0.3c和0.55c處，分別沿展向布置兩排激勵(lì)器，定義為Row1和Row2，每排有6個(gè)獨(dú)立激勵(lì)器；激勵(lì)器采用聲激勵(lì)式振動(dòng)膜片，功率4W；射流出口形式為八字形，出口縫長(zhǎng)ls＝15mm，寬b＝1.0mm，與來(lái)流方向角為15°。

圖1 埋入激勵(lì)器陣列的機(jī)翼模型Fig.1 Airfoil model embedded by SSSJA

1.2 實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞及測(cè)試系統(tǒng)

實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)空氣動(dòng)力學(xué)系開(kāi)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∞＝16m／s風(fēng)速下進(jìn)行，基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為Re＝2.7×105。

采用南航自行研制的天平測(cè)力和翼型表面測(cè)壓兩套測(cè)試系統(tǒng)對(duì)合成射流激勵(lì)器控制特性進(jìn)行分析。

測(cè)力系統(tǒng)由6分量盒式氣動(dòng)力天平、信號(hào)放大器、16位數(shù)據(jù)采集卡、采集控制計(jì)算機(jī)及專(zhuān)用的測(cè)試軟件組成。經(jīng)過(guò)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。表1給出了天平測(cè)力系統(tǒng)的靜態(tài)測(cè)試指標(biāo)。

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

翼型表面壓力測(cè)試系統(tǒng)由64通道差壓式壓力變送器、16位數(shù)據(jù)采集卡、采集控制計(jì)算機(jī)及專(zhuān)用的處理軟件組成。傳感器量程為0.3PSI，測(cè)試系統(tǒng)綜合測(cè)試精度為0.05%FS。

NACA633-421三維直機(jī)翼分離流控制實(shí)驗(yàn)整體布置如圖2所示。機(jī)翼模型與盒式天平固連在電動(dòng)轉(zhuǎn)臺(tái)上，計(jì)算機(jī)按指令驅(qū)動(dòng)電動(dòng)轉(zhuǎn)臺(tái)旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)翼迎角的調(diào)節(jié)。機(jī)翼表面的58個(gè)測(cè)壓點(diǎn)按序接入64通道壓力傳感器對(duì)應(yīng)通道上。為避免相互干擾，計(jì)算機(jī)對(duì)氣動(dòng)力和翼型表面壓力的采集并不同時(shí)進(jìn)行。

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

1.3 合成射流激勵(lì)器及其射流速度特性

合成射流激勵(lì)器采用揚(yáng)聲器膜振動(dòng)式，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、能耗低等優(yōu)點(diǎn)。6個(gè)單獨(dú)的激勵(lì)器組成一個(gè)激勵(lì)器陣列，所有激勵(lì)器的激勵(lì)源均相同。

激勵(lì)頻率f和功放驅(qū)動(dòng)電壓U是揚(yáng)聲器式合成射流的兩個(gè)主要控制參數(shù)。采用總壓探針對(duì)本實(shí)驗(yàn)中使用的八字出口合成射流出口平均速度特性進(jìn)行標(biāo)定。

圖3（a）給出了射流速度vSJ隨激勵(lì)頻率f的變化。從圖中可知，曲線呈現(xiàn)出典型的雙峰現(xiàn)象，最大出口速度位于f＝280Hz附近，第二峰值點(diǎn)位于f＝500Hz處；不同工作電壓下速度峰值對(duì)應(yīng)的激勵(lì)頻率基本沒(méi)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(jiàn)，射流速度隨工作電壓值的增大而單調(diào)增加。

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

2 結(jié)果與分析

2.1 機(jī)翼升阻力特性

首先對(duì)不加控制時(shí)的機(jī)翼模型氣動(dòng)特性進(jìn)行測(cè)試分析。測(cè)試迎角范圍為-6°≤α≤32°。

圖4為盒式天平測(cè)出的機(jī)翼升、阻力系數(shù)曲線。從升力系數(shù)曲線可以看到，該機(jī)翼具有較好的緩失速特性，α≤16°時(shí)，升力線斜率保持不變；在18°≤α≤27°范圍內(nèi)，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(dāng)α≥28°時(shí)，機(jī)翼上表面完全分離，出現(xiàn)失速，曲線發(fā)生陡降。阻力系數(shù)在失速迎角前后由于壓差阻力的陡增而出現(xiàn)突躍。

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

圖5給出了流動(dòng)從未分離到完全失速過(guò)程中幾個(gè)典型迎角下的機(jī)翼表面壓力分布曲線。從圖中可知，當(dāng)機(jī)翼迎角為16°時(shí)，機(jī)翼表面的壓力曲線過(guò)渡平滑，上表面此時(shí)還未發(fā)生分離；當(dāng)α≥20°時(shí)，上翼面壓力曲線后端出現(xiàn)明顯的壓力“平臺(tái)”，表明局部的流動(dòng)分離從后緣開(kāi)始，隨著機(jī)翼迎角的增大，分離點(diǎn)逐漸前移，α＝28°時(shí)，機(jī)翼上表面完全分離，前緣吸力峰消失，上翼面壓力系數(shù)幾乎處處相等。根據(jù)表面壓力測(cè)量結(jié)果可知：α＝20°、22°、24°和26°對(duì)應(yīng)的分離點(diǎn)位置分別為0.65c、0.54c、0.42c和0.36c。

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

2.2 射流能量比對(duì)控制效果的影響

根據(jù)2.1節(jié)空機(jī)翼模型測(cè)試結(jié)果知，當(dāng)機(jī)翼迎角α＞18°時(shí)，上翼面從后緣開(kāi)始發(fā)生流動(dòng)分離，分離點(diǎn)逐漸前移直至完全失速。下面針對(duì)機(jī)翼翼面的這一分離特性，研究八字出口激勵(lì)器對(duì)其控制效果。

Smith等［1］指出：射流能量大小是影響流動(dòng)控制效果的一個(gè)重要指標(biāo)。參考文獻(xiàn)［1］中定義的激勵(lì)器射流對(duì)來(lái)流能量的無(wú)量綱參數(shù)，給出適合于三維機(jī)翼分離流控制的射流／主流能量比Cμ：

根據(jù)上式以及圖3中的射流速度vSJ標(biāo)定曲線可知，在固定的射流出口數(shù)量n及來(lái)流風(fēng)速v∞下，可通過(guò)改變激勵(lì)器電壓值U獲得不同的射流能量比Cμ，進(jìn)而得到Cμ對(duì)機(jī)翼分離流控制效果的影響。實(shí)驗(yàn)中，激勵(lì)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(nèi)射流能量比Cμ單調(diào)上升。采用氣動(dòng)天平對(duì)不同控制狀態(tài)下的機(jī)翼模型進(jìn)行氣動(dòng)力測(cè)試。實(shí)驗(yàn)中，令Row1激勵(lì)器陣列工作。

從圖6（a）的升力系數(shù)曲線可以明顯看出，八字形出口合成射流對(duì)機(jī)翼分離流起到了良好的控制效果，機(jī)翼最大升力系數(shù)值增大、失速迎角得以推遲。同時(shí)可以看出，激勵(lì)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(xiàn)的阻力突躍點(diǎn)也得以推遲出現(xiàn)（見(jiàn)圖6（b））；在18°≤α≤26°范圍內(nèi)，機(jī)翼升力系數(shù)逐漸提高（該角度范圍內(nèi)翼型后緣發(fā)生局部分離，升力系數(shù)的提高得益于分離流的有效控制）。但在流動(dòng)未發(fā)生分離的迎角范圍內(nèi)，即α＜18°時(shí)，激勵(lì)器未能顯著提高升力系數(shù)或升力線斜率。

圖6 射流能量比Cμ對(duì)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(lì)器Cμ進(jìn)行控制時(shí)對(duì)應(yīng)的機(jī)翼最大升力系數(shù)提升率η以及失速迎角的推遲度數(shù)αD。從表中可以看出，隨著Cμ的增大，激勵(lì)器對(duì)機(jī)翼分離流控制效果也逐漸增強(qiáng)，當(dāng)Cμ＝0.00168時(shí)，η提升了5.92%，αD增大到2.5°。

表2 射流出口能量對(duì)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(chǎng)特性及控制機(jī)制分析

2.2 節(jié)的測(cè)試結(jié)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(jī)制為何？本節(jié)將對(duì)此進(jìn)行研究。

首先采用PIV測(cè)試技術(shù)，對(duì)八字形出口SJ與主流作用后的展向流動(dòng)區(qū)域流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行測(cè)試，獲得渦量與速度的時(shí)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(chǎng)結(jié)構(gòu)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(huì)在背風(fēng)區(qū)產(chǎn)生一對(duì)方向相反的流向渦對(duì)，在流向渦的誘導(dǎo)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(qiáng)，這一機(jī)理有利于推遲流動(dòng)分離。此外，合成射流與主流作用產(chǎn)生的流向渦對(duì)具有較好的附壁性，圖7（b）時(shí)均速度云圖清晰顯示了近壁位置出現(xiàn)的高能量氣流，這一附壁特性有助于增強(qiáng)流動(dòng)控制效果。

八字出口SJ與主流作用產(chǎn)生的這一反向渦對(duì)結(jié)構(gòu)與被動(dòng)式旋渦發(fā)生器相似，但文獻(xiàn)［19］的流場(chǎng)測(cè)試結(jié)果表明：雖然被動(dòng)旋渦發(fā)生器可以產(chǎn)生比八字出口SJ更強(qiáng)的旋渦，但后者對(duì)主流邊界層的摻混效應(yīng)要優(yōu)于被動(dòng)旋渦發(fā)生器，可對(duì)下游邊界層產(chǎn)生更廣的影響區(qū)，因此更加有利于進(jìn)行流動(dòng)控制。

在機(jī)翼迎角α＝16°下，對(duì)激勵(lì)器下游的3個(gè)不同弦向位置進(jìn)行邊界層速度型測(cè)試，x＝0.30c處的Row1陣列開(kāi)啟，Cμ＝0.00128，三個(gè)測(cè)試點(diǎn)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(duì)比。從速度型測(cè)試結(jié)果可知，在激勵(lì)器下游一段距離內(nèi)，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(cè)試結(jié)果Fig.8 Boundary layer velocity type with and without control

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

圖9給出了機(jī)翼迎角α＝28°時(shí)，無(wú)控制與合成射流控制（Cμ＝0.00168）后的機(jī)翼表面壓力分布曲線對(duì)比。從圖中可知，若無(wú)SJ控制，α＝28°時(shí)機(jī)翼上表面氣流將完全分離，發(fā)生失速；而SJ打開(kāi)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6中機(jī)翼最大升力系數(shù)的提高和失速迎角的推遲。

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

2.4 激勵(lì)器陣列位置對(duì)控制效果的影響分析

為研究陣列式合成射流激勵(lì)器不同弦向工作位置對(duì)機(jī)翼分離流的控制特性，將控制方式分為3類(lèi)：僅打開(kāi)Row1、僅打開(kāi)Row2以及同時(shí)打開(kāi)Row1和Row2。三種方案中激勵(lì)器射流速度均保持vSJ＝15.8m／s，但顯然同時(shí)打開(kāi)Row1＋Row2情況下射流能量比Cμ只開(kāi)單一陣列時(shí)大一倍。圖10給出了盒式天平的測(cè)力結(jié)果，其中Row1單獨(dú)控制與Row1＋Row2同時(shí)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(duì)應(yīng)的Cμ值及控制效果，其中α|CLmax代表機(jī)翼達(dá)最大升力系數(shù)時(shí)對(duì)應(yīng)的迎角。

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

表3 三種激勵(lì)器陣列開(kāi)啟方案控制效果對(duì)比Table 3 The behavior of the SSSJA with different actuator array control

結(jié)合圖10升力曲線對(duì)比和表3的匯總數(shù)據(jù)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(lì)器陣列在18°≤α≤29°范圍內(nèi)都能起到抑制分離的效果，機(jī)翼最大升力系數(shù)也提升了4.6%；而Row2陣列僅在迎角18°≤α≤23°時(shí)起到正的控制效果，機(jī)翼最大升力系數(shù)也僅提高了2.3%，而當(dāng)α＞24°時(shí)升力系數(shù)較無(wú)控制時(shí)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(shù)的提升上要略高于Row1陣列。

為解釋上述現(xiàn)象，根據(jù)機(jī)翼表面壓力測(cè)量的結(jié)果（無(wú)控制時(shí)），在機(jī)翼剖面圖上標(biāo)出幾個(gè)分離迎角下（20°、22°、24°和26°）分離點(diǎn)出現(xiàn)的位置，如圖11所示。

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

大量實(shí)驗(yàn)研究表明，分離流控制的最佳控制位置一般位于分離點(diǎn)上游附近。根據(jù)機(jī)翼表面壓力測(cè)試結(jié)果繪出如圖11的分離點(diǎn)位置變化情況：隨迎角的增大，上翼面分離點(diǎn)逐漸前移。當(dāng)α≤22°時(shí)，分離點(diǎn)處于Row2陣列下游，而當(dāng)迎角α＞22°之后，分離點(diǎn)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(jī)翼迎角繼續(xù)增大，直到失速迎角出現(xiàn)前的α＝26°時(shí)，分離點(diǎn)前移到0.36c處，仍處于Row1陣列下游，這也是Row1激勵(lì)器陣列可在更大的迎角范圍內(nèi)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(dá)0.00256，但其控制下的升力曲線幾乎完全與Row1陣列單獨(dú)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(jiàn)的額外控制效果，流向方向上的相鄰激勵(lì)器之間未能形成效果的“加和”作用。

以上分析結(jié)果充分說(shuō)明了主動(dòng)流動(dòng)控制中控制位置的重要性。

3 結(jié) 論

設(shè)計(jì)研制了一種八字出口合成射流激勵(lì)器，可對(duì)NACA633-421直機(jī)翼模型分離流進(jìn)行有效控制；對(duì)八字出口合成射流與主流的作用特性進(jìn)行了PIV流場(chǎng)測(cè)試及邊界層掃描，分析了其流動(dòng)控制機(jī)理。將該型激勵(lì)器陣列布置在機(jī)翼模型的兩個(gè)不同弦向位置上，對(duì)其分離流控制效果的差異進(jìn)行了研究。得到以下結(jié)論：

（1）設(shè)計(jì)的八字出口激勵(lì)器陣列可有效控制機(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＝0.00168時(shí)，機(jī)翼最大升力系數(shù)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(jī)理為射流與主流形相互誘導(dǎo)形成一對(duì)流向?qū)u，可有效促進(jìn)主流和邊界層之間的流動(dòng)摻混，增強(qiáng)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(lì)器陣列和分離點(diǎn)的相對(duì)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(lì)器能量不高的問(wèn)題，合成射流技術(shù)離實(shí)際應(yīng)用還有一定距離，但這也正是其應(yīng)用潛力所在。下一步工作將主要集中在激勵(lì)器硬件能力的提升上，力爭(zhēng)做到高能量、小型化和實(shí)用化，從而在更高雷諾數(shù)甚至是真實(shí)飛行狀態(tài)下對(duì)機(jī)翼進(jìn)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(yùn)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(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.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，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(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)。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：dongyuzhang＠126.com