斜出口合成射流控制機翼分離流實驗研究

左 偉，顧蘊松，程克明，劉 源

（1.南京航空航天大學空氣動力學系，南京 210016；2.南京航空航天大學工程訓練中心，南京 210016）

斜出口合成射流控制機翼分離流實驗研究

左 偉1，顧蘊松1，程克明1，劉 源2

（1.南京航空航天大學空氣動力學系，南京 210016；2.南京航空航天大學工程訓練中心，南京 210016）

采用傾斜出口合成射流激勵器對NACA633-421三維直機翼進行分離流主動流動控制，天平測力結果表明合成射流可以有效地控制機翼流動分離，提升最大升力系數(shù)10.4%，推遲失速迎角4°。運用邊界層測試技術及粒子圖像測速系統(tǒng)（PIV）對合成射流分離流控制機制進行研究分析，結果表明，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。瞬態(tài)及時均化PIV測試流場圖進一步證明合成射流向主流進行動量注入及摻混后，主流附著機翼表面，翼面附近流體湍流動能和雷諾剪切應力增加，分離點向下游推遲，流動分離得到抑制。

傾斜出口；合成射流；機翼分離流；邊界層；粒子圖像測速

0 引 言

大型飛機在起降過程中出于對高升力的需求，常需使機翼處于大迎角狀態(tài)，此時翼面出現(xiàn)流動分離難以避免。而流動分離會導致阻力增加、舵效降低、機身振動及升力下降，甚至失速等一系列問題，嚴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翼分離流進行控制。被動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。主動控制手段則憑借其可以對運動流體進行精確相位控制及可根據實際工況進行調節(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用到B787-9的混合層流控制技術。

合成射流作為一種新型主動流動控制技術，具有無需氣源、結構緊湊、成本低等諸多優(yōu)點，因此迅速成為流動控制領域的熱門問題。其發(fā)展可以追溯到20世紀中后期聲學整流效應的發(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90年代初，南京航空航天大學明曉［3］在用聲波控制分離流動的過程中觀察到了這一聲學整流效應。隨后國內外通過軟件數(shù)值模擬、實驗及理論分析對合成射流技術的機理展開了大量的研究［4-9］。在機理研究的基礎上，人們對以合成射流技術為基礎進行了大量的實驗探索，開發(fā)其工程應用潛力。合成射流技術的應用范圍十分廣泛：可以有效地推遲分離、延緩失速［10-11］，從而達到大幅度提高升力、降低阻力，提高飛行性能；可以實現(xiàn)推力矢量的控制［12］；可以增強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旋翼動態(tài)失速進行控制等，這些實驗研究為進一步的探究打下良好的基礎。

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

1 實驗模型及測試設備

1.1 機翼模型

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。在距離機翼前緣0.3c處，沿展向均布6個獨立激勵器，間距為80mm。激勵器采用聲激勵式振動膜片，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。

圖1 NACA633-421機翼模型Fig.1 NACA633-421Airfoil model

合成射流激勵器出口速度主要由外部激勵頻率f和功放驅動電壓U控制。本實驗中先采用總壓探針對射流的速度特性進行了標定，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量比的概念將激勵器出口速度無量綱化：

上式中n為激勵器數(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∞=11m／s風速下進行，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分量盒式氣動力天平、信號放大器、16位數(shù)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。

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。

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

1.3 PIV流場測試系統(tǒng)

實驗所采用的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CCD相機，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)時間為10ns；脈沖間隔可調，雙脈沖激光重復頻率為15 Hz。激光掃描平面為機翼上翼面距離翼根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 實驗整體布置Fig.2 Experimental setup

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

2 實驗結果分析與討論

2.1 機翼氣動力特性討論

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直機翼具有較好的緩失速特性。未加控制狀態(tài)（SJ-OFF）下，α=16°時，升力線斜率開始下降；α=18°時，升力系數(shù)達到最大值；隨后升力開始緩慢下降，直至α=25°時，升力出現(xiàn)陡降，結合圖5所示壓力分布曲線可知流動完全分離。

合成射流進行控制后，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°時由于流動完全分離，壓差阻力大幅增加使得整個機翼阻力出現(xiàn)陡增；控制后流動分離得到有效控制，阻力陡增點得以推遲。其控制效果隨射流能量比Cμ增加而增加，Cμ=0.0044時，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 有無控制下機翼氣動力特性（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果分析

在取得有效控制的基礎上，進一步探究合成射流的控制機制，首先對上翼面近壁流場進行測量分析。在α=16°狀態(tài)下，分別在機翼表面x=0.48c及0.60c處對有無合成射流控制邊界層速度型進行測量，結果如圖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

從機翼上翼面邊界層速度型測試結果可看出，激勵器開啟（Cμ=0.0025）后，下游一段距離內，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。這也是2.1節(jié)測力結果中合成射流控制后機翼失速迎角推遲，升力系數(shù)增加的主要原因。

2.3 PIV流場測試結果

為進一步探究激勵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二維流場流動狀態(tài)進行測量，實驗風速v∞=11m／s。圖7給出了α=24°時，有無合成射流控制機翼上翼面時均化流場速度云圖。

可以看出控制前機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，邊界層與機翼表面分離，參考圖9（a）；控制后，機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，主流重新附著壁面，分離區(qū)推遲至x=0.65c后（由于PIV儀器實驗條件限制，未能對x=0.65c后的流場進行測量）。

圖9為局部放大的PIV速度矢量圖。未控制狀態(tài)下，α=24°時，0.42c≤x≤0.60c機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)，分離點位置并不固定，約在0.42c≤x≤0.48c范圍內來回振蕩，參見圖8（a）和9（a）。鑒于文章篇幅限制，其它時刻PIV測試結果在此不一一列舉。合成射流激勵器開啟后，在0.42c≤x≤0.48c視場范圍內，氣流穩(wěn)定附著壁面，分離點推遲至視場范圍外，見圖9（b）。PIV瞬態(tài)及時均化測試結果反映了控制后機翼表面全局流場的有利變化，表面氣流分離點推遲，分離區(qū)減小，進一步證實其對機翼分離流動的有效控制。

圖7 機翼上翼面流場PIV時均化結果流場圖Fig.7 Ensemble-averaged PIV measurement results

圖8 機翼上翼面流場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)圖片進行平均后計算出翼面流場控制前后湍流動能TKE（turbulent kinetic energy），及雷諾剪切應力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)強湍流動能帶，如圖中虛線區(qū)域，同時該區(qū)域的雷諾剪切應力也較大，參照圖8（a）可知該區(qū)域出現(xiàn)流動分離，說明分離區(qū)氣流紊亂，速度脈動大，流動不穩(wěn)定，對飛機氣動性能產生不利影響。合成射流控制后（參考圖10（b）和11（b）），原本強分離剪切層消失，取而代之的是壁面附近湍流動能增加，剪切應力增大。射流出口附近由于射流與主流進行摻混過程中發(fā)生強烈剪切，故湍流動能及雷諾剪切應力增加；射流出口下游到分離點之前的區(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果一致。原本的分離氣流形成再附，分離點向后推遲。

圖10 機翼上翼面流場湍流動能分布Fig.10 Normalized turbulent kinetic energy contours

圖11 機翼上翼面流場雷諾應力-u′v′／u∞Fig.11 Normalized Reynolds stress-u′v′／u∞

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

圖12給出了機翼迎角α=25°時，無控制與合成射流控制（Cμ=0.0044）后的機翼表面壓力分布曲線對比。從圖中知，若無控制，α=25°時機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，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(xiàn)。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(xiàn)為圖4中機翼最大升力系數(shù)的提高和失速迎角的推遲。

3 結 論

設計研制了一種傾斜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。得到以下結論：

（1）斜出口合成射流激勵器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=0.0044時，機翼最大升力系數(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量輸運向主流注入能量，增強邊界層底層剪切應力，提升壁面附近湍流動能，底層邊界層能量增加，抵抗逆壓梯度能力增加；分離點向后推遲，分離氣流重新再附，分離區(qū)湍流動能下降。

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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，顧蘊松，程克明，等.斜出口合成射流控制機翼分離流實驗研究.實驗流體力學，2014，28（6）：45-50.

左 偉（1991-），江蘇揚州人，碩士研究生。研究方向：流體流動測量與控制、機翼流動分離與控制。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：zuoweistu＠aliyun.com