活塞式合成射流技術(shù)及其應(yīng)用研究

吳繼飛，羅新福，徐來武，范召林

(1.空氣動力學(xué)國家重點實驗室，四川綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

活塞式合成射流技術(shù)及其應(yīng)用研究

吳繼飛1，2，羅新福2，徐來武2，范召林2

(1.空氣動力學(xué)國家重點實驗室，四川綿陽 621000;2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000)

設(shè)計了活塞式合成射流激勵器，研究了合成射流特性及其影響因素，并在高速風(fēng)洞中開展了合成射流應(yīng)用于空腔流場氣動噪聲抑制的試驗研究。研究結(jié)果表明:合成射流激勵器設(shè)計合理，能夠得到較高速度的射流，正向射流速度極值約160m/s;合成射流頻率與激勵器激勵頻率一致;激勵器頻率、活塞行程以及射流出口形狀等參數(shù)會對合成射流速度極值產(chǎn)生明顯影響;合成射流速度對射流出口厚度變化不敏感;該方法對空腔流場氣動噪聲的抑制效果與馬赫數(shù)關(guān)系密切，跨聲速條件下，采用該方法進行流動控制能夠改善空腔流場的氣動聲學(xué)環(huán)境，而超聲速時該流動控制方法基本失效。

合成射流;流動控制;空腔;氣動聲學(xué)

1 實驗?zāi)Ｐ图霸O(shè)備

1.1 射流器模型

射流器模型主要由驅(qū)動裝置、控制裝置、聯(lián)軸器、連桿、活塞和汽缸等部件組成，其中驅(qū)動裝置用于提供運動所需的能量，聯(lián)軸器的作用是將旋轉(zhuǎn)運動轉(zhuǎn)化為往復(fù)直線運動，連桿用于推拉活塞做往復(fù)運動，通過改變連桿的長度實現(xiàn)活塞振幅的變化，活塞運動時，氣體會通過射流出口吸入或排出汽缸，從而實現(xiàn)零凈質(zhì)量流率的合成射流。射流出口位于空腔前緣，合成射流可對來流產(chǎn)生擾流，使空腔流動特性發(fā)生變化。射流器模型示意圖如圖1所示。

圖1 射流器模型示意圖Fig.1 Sketch of synthetic jet model

選取串激式電機作為射流組件的動力裝置，其功率為400W，額定轉(zhuǎn)速為8000r／min，采用直流輸入，通過變頻器改變電壓值實現(xiàn)對電機轉(zhuǎn)速的控制。氣缸內(nèi)徑為40mm，活塞運動的頻率f通過檢測開關(guān)和數(shù)字式脈沖計數(shù)器進行檢測和顯示，本文給出了f= 10～50Hz的試驗結(jié)果。通過改變聯(lián)軸器上的偏心飛輪實現(xiàn)活塞行程（l）的變化，本文研究的活塞行程有2種，即l=5和10mm。圖1中汽缸下方為射流堵塊，通過更換射流堵塊可實現(xiàn)射流出口參數(shù)變化，表1給出了射流堵塊編號及參數(shù)，其中1～4號堵塊均為狹縫型射流出口，5號射流堵塊為排孔型射流出口。

表1 射流堵塊參數(shù)Table 1 Parameters of the jet blocks

1.2 空腔模型

空腔位于射流堵塊后方（見圖1），空腔寬度W為60mm，深度D為10mm，其長度L可以通過在模型后部增減堵塊的方式進行變化，沿空腔底部中軸線上分布有7個脈動壓力測點。本文給出了L／D=6時的部分試驗結(jié)果。

1.3 測試設(shè)備

地面調(diào)試時，利用Endevco公司生產(chǎn)的8514型號動態(tài)壓力傳感器測量射流器出口處的壓力，其量程為±10PSI，頻響為200k Hz，名義靈敏度為4.35× 10-3m V／Pa。將該傳感器安裝于外徑為2.8mm的金屬圓管中，裝有傳感器的一端連接有一個細(xì)金屬管，其內(nèi)徑為0.2mm，外徑為0.34mm，長度為10mm。利用三自由度坐標(biāo)儀測量位置的變化，該坐標(biāo)儀的定位精度為0.02mm。地面調(diào)試圖片如圖2所示。射流出口垂直向上為Z軸正方向，定義射流速度Z軸正方向為正，反之為負(fù)，沿射流出口邊緣指向其中心為Y軸正方向（見圖2）。

圖2 地面調(diào)試圖片F(xiàn)ig.2 Photo of ground test

風(fēng)洞試驗時，同樣利用上述壓力傳感器測量空腔底部的脈動壓力。

1.4 風(fēng) 洞

在中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所的FL-21風(fēng)洞中進行，該風(fēng)洞試驗段橫截面尺寸為0.6m× 0.6m，試驗馬赫數(shù)范圍為0.4～3.0。研究模型安裝于風(fēng)洞試驗段側(cè)壁，射流激勵器位于試驗段駐室內(nèi)，模型安裝于風(fēng)洞中的圖片如圖3所示。

圖3 模型安裝于風(fēng)洞圖片F(xiàn)ig.3 Photo of testing model installed in wind tunnel

2 射流器調(diào)試結(jié)果

2.1 合成射流速度基本特性

圖4給出了采用1號射流堵塊進行地面調(diào)試的結(jié)果，射流器活塞行程10mm，測量位置位于射流出口中心（Z=0mm，Y=20mm）。

圖4 射流速度隨時間變化Fig.4 Changes of jet velocity with time

上圖表明，射流速度呈周期性變化，其頻率與射流器激勵頻率一致，正向射流速度極值）遠(yuǎn)大于負(fù)向速度極值。f≤40Hz時，隨激勵頻率增加顯著增大，f＞40Hz后，增幅明顯減小，這表明氣體壓縮性開始顯現(xiàn)。

圖5給出了對應(yīng)1號射流堵塊，f=30 Hz、l= 10mm時，射流速度極值在Z向及Y向的分布。

圖5 射流速度隨位置變化Fig.5 Spatial distributions of jet velocity

2.2 射流出口參數(shù)變化影響

圖6給出了射流器活塞行程（振幅）變化對正向射流速度極值的影響曲線。

圖6 活塞行程變化對影響Fig.6 Effect of piston throw on

上圖表明，振幅變化對型式射流堵塊（狹縫型出口與排孔型出口）影響規(guī)律一致，與振幅（l）呈正比關(guān)系，相同激勵頻率下，振幅越大，射流出口產(chǎn)生的極值速度越大。這可從能量守恒的觀點出發(fā)進行解釋：合成射流的能量源自激勵器的機械能，在其它條件不變的情況下，隨振幅增大射流器產(chǎn)生的機械能增大，合成射流動能增大，極值速度增加。

圖7給出了射流出口寬度變化對中心正向射流速度極值的影響曲線。

圖7 射流出口寬度變化對影響Fig.7 Effect of jet exit width on

上圖表明：l=5mm時，對應(yīng)射流出口狹縫寬度為1.0mm時，曲線線性較好，當(dāng)狹縫寬度減小為0.5mm時，對應(yīng)相同頻率下均增大1倍以上，曲線仍保持較好的線性度，射流出口寬度較小時其曲線斜率較大，這表明其能量轉(zhuǎn)換效率較高，由于此時最大射流速度不高，氣體壓縮性尚未體現(xiàn)，故曲線均保持了較好的線性。l=10mm時，狹縫寬度減小為0.5mm，雖然對應(yīng)相同頻率下有明顯增大，但曲線線性度較差，f從40Hz增大至50Hz時，變化較小，對應(yīng)該狀態(tài)下，氣體的壓縮性開始體現(xiàn)，這導(dǎo)致激勵器轉(zhuǎn)換效率降低；f＜30Hz時，對應(yīng)狹縫寬度0.5mm時激勵器轉(zhuǎn)化效率較高，但f≥30 Hz時，該條件下激勵器轉(zhuǎn)化效率反而比狹縫寬度1.0時低。

圖8給出了射流出口厚度變化對正向射流速度極值的影響曲線。理論上講，增大出口厚度一方面會使氣流粘性耗散加劇，另一方面，由于射流傳遞路徑增大，將使射流孔外部空氣對壓縮的感受性降低，這兩種作用均導(dǎo)致最大正向射流速度減小，但本文研究結(jié)果表明，在一定范圍內(nèi)，射流出口厚度變化對影響較小。

圖8 射流出口厚度變化對影響Fig.8 Effect of jet exit depth on

圖9給出了射流出口形狀變化對正向射流速度極值的影響曲線。

圖9 射流出口形狀變化對影響Fig.9 Effect of jet exit shape on

上圖表明，激勵器活塞行程不同時，射流出口形狀變化產(chǎn)生影響規(guī)律一致：對應(yīng)相同激勵頻率下，排孔型射流出口產(chǎn)生的比狹縫型射流出口產(chǎn)生的高出近一倍。l=10mm時，排孔型射流出口產(chǎn)生的高達(dá)近160m／s。上述差異主要源自射流出口面積的變化，盡管排孔的孔徑與狹縫寬度一致，但排孔總面積與狹縫面積相比要小，從能量轉(zhuǎn)換或連續(xù)性方程進行考慮，面積較小的出口必然產(chǎn)生較高的射流速度。

3 合成射流降噪試驗

高速氣流流經(jīng)具有開式流動特性的空腔時，將產(chǎn)生強烈的氣動噪聲［16］，強氣動噪聲可導(dǎo)致結(jié)構(gòu)振動或疲勞破壞，為改善空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境，學(xué)者開展了大量流動控制方法研究［17］。本文將所建立的合成射流技術(shù)應(yīng)用于空腔流場氣動噪聲抑制，并取得一定的效果。

文中給出了射流器采用1號堵塊且活塞行程為10mm時的部分試驗結(jié)果。

圖10為Ma=0.9時的試驗結(jié)果?？偮晧杭壏植记€表明：采用該方法進行流動控制后，空腔底部所有位置總聲壓級強度均有不同程度降低，隨X／L增大，流動控制效果減弱，空腔前壁附近總聲壓級強度降低最為明顯，量值約3d B，空腔后壁附近總聲壓級強度降低約1dB。典型測點聲壓頻譜曲線表明，流動控制后，第1、2峰值單調(diào)聲均有所降低，但第3峰值單調(diào)聲基本無變化，St＞1.5時，聲壓能量均有所降低。造成上述現(xiàn)象的原因主要是：一方面合成射流產(chǎn)生的旋渦與空腔流場自持振蕩發(fā)生耦合，抑制了空腔流場氣動噪聲回路的形成；另一方面，合成射流與來流發(fā)生干擾，改變了氣流方向，從而使氣流在空腔后壁上的撞擊點抬升，撞擊強度減弱，氣動噪聲強度亦隨之降低。

圖10 空腔流場特征曲線（Ma=0.9）Fig.10 Curves of cavity flow characteristic（Ma=0.9）

圖11給出了Ma=1.5時的試驗結(jié)果。圖示結(jié)果表明，采用該方法進行流動控制后，空腔底部總聲壓級分布曲線以及典型測點聲壓頻譜曲線均基本無變化。造成上述現(xiàn)象的原因是：超聲速條件下，空腔流場自持振蕩機制較穩(wěn)定，合成射流能量較小，不能破壞氣動聲學(xué)回路，另外，合成射流的轉(zhuǎn)化效率與無風(fēng)狀態(tài)相比可能有所降低。

圖11 空腔流場特征曲線（Ma=1.5）Fig.11 Curves of cavity flow characteristic（Ma=1.5）

4 結(jié) 論

該項研究表明：所研制的合成射流激勵器設(shè)計合理，射流出口能產(chǎn)生較大的射流速度，正向射流速度極值約160m／s，射流速度呈周期性變化，其頻率與射流器激勵頻率一致；射流出口隨激勵器振幅（l）和頻率（f）增大而增加，與射流出口寬度呈反比，射流出口厚度對影響較小?？缏曀贄l件下（Ma=0.9）該合成射流技術(shù)能夠改善空腔流場氣動聲學(xué)環(huán)境，但超聲速時（Ma=1.5）該方法基本無效。

［1］Michael J M.Progress and prospect for active flow contro-l using micro-fabricated electro-mechanical systems（MEMS）［R］.AIAA 96-0306.

［2］Kral L D.Active flow control technology.ASME Paper No.FEDSM 2001-18196.

［3］Rizzetta D P.Numerical investigation of synthetic jet flow-field［R］.AIAA 98-2910.

［4］Chen F J.Development of synthetic jet actuators for active flow control at NASA Langley［R］.AIAA 2000-2405.

［5］王德全，夏智勛，羅振兵.相鄰合成射流激勵器低速射流矢量控制研究［J］.固體火箭技術(shù)，2006，29（5）：325-328.Wang Dequan，Xia Zhixun，Luo Zhenbin.Investigation on lowspeed vector control of adjacent synthetic jet actuators［J］.Journal of Solid Rocket Technology，2006，29（5）：325-328.

［6］郝禮書，喬志德.合成射流用于翼型分離流動控制的研究［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2006，24（4）：528-531.Hao Lishu，Qiao Zhide.Maximizing the effect of synthetic jet on airfoil separation flow control［J］.Journal of Northwestern Polytechnical University，2006，24（4）：528-531.

［7］Rediniotis O K，Ko J，Yue X.Synthetic jets，their reduced order modeling and applications to flow control［R］.AIAA 99-1000.

［8］Ryan H，Quentin G，Bruce C.Interaction of adjacent synthetic jet in an airfoil separation control application［J］.AIAA J，2002，40（2）：209-216.

［9］Hassam A A，Ram D.Effects of zero-mass“synthetic”jets on the NACA-0012 airfoil［R］.AIAA 97-2326.

［10］Chen F J，Yao C，Beeler G B.Virtual shaping of a two-dimensional NACA 0015 airfoil using synthetic jet actuator［R］.AIAA 2002-3273.

［11］Smith B L，Glezer A.Vectoring and small-scale motions affected in free shear layer flows using synthetic jet actuators［R］.AIAA 97-0213.

［12］羅振兵，朱伯鵬，夏智勛，等.合成射流激勵器對射流矢量的影響［J］.推進技術(shù)，2004，25（5）：405-410.Luo Zhenbin，Zhu bopeng，Xia Zhixun，et al.Jet vectoring using synthetic jet actuators［J］.Journal of Propulsion Technology，2004，25（5）：405-410.

［13］Ritchie B，Seitzman J.Mixing control of fuel jets using synthetic jet technology：scalar field measurements［R］.AIAA 99-0448.

［14］Guo D.Vectoring control of a primary jet with synthetic jets［R］.AIAA 2001-0738.

［15］馮立好，王晉軍，徐超軍.高效合成射流激勵信號的實驗驗證［J］.實驗流體力學(xué)，2008，21（1）：6-10.Feng Lihao，Wang Jinjun，Xu Chaojun.Experimental verification of a novel actuator signal for efficient synthetic jet［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2008，21（1）：6-10.

［16］Rockwell D，Naudascher E.Review—self-sustaining oscillations of flow past cavities［J］.Journal of Fluid Engineering，1978，100（2）：152-165.

［17］Cattafesta L，Williams D，Rowley C，et al.Review of active control of flow induced cavity resonance［R］.AIAA 2003-3567.

吳繼飛（1980-），男，安徽亳州人，助理研究員。研究方向：試驗空氣動力學(xué)。通信地址：四川北川101信箱202室（622661）。E-mail：kkwjf＠126.com

（編輯：楊 娟）

Investigation on piston-typed synthetic jet technology and its application

Wu Jifei1，2，Luo Xinfu2，Xu Laiwu2，F(xiàn)an Zhaolin2
(1.State Key Laboratory of Aerodynamics，Mianyang Sichuan 621000，China;2.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

A piston-typed actuator system is designed to study the characteristics and influence factors of synthetic jet.An experiment is conducted in the high speed wind tunnel to investigate the effect of synthetic jeton aero-acoustic noise suppression of the cavity flow field.Results indicate that the synthetic jet actuator is reliable and reasonable，which can produce very high speed jetwith themaximum of plus velocity reaching about160m/s.The frequency of the generated synthetic jet is consistentwith the actuator excitation frequency.Some factors，such as the frequency of the actuator，the distance of the piston stroke and the shape of the jet exit，may exert great influence on the synthetic jet velocity.Synthetic jet characteristics are insensitive to the thickness of the jet exit.The aero-acoustic noise suppression effect of this flow controlmethod on the cavity flow field depends strongly on the Mach number.Aero-acoustic environment of the cavity can be improved by using synthetic jet as a flow control method at transonic speed.But it is basically ineffective at supersonic speed.

synthetic jet;flow control;cavity;aero-acoustic

V211.7

:A

1672-9897(2014)06-0061-05

10.11729/syltlx20130076

0 引言

2013-09-02;

:2014-09-16

Wu JF，Luo X F，Xu LW，etal.Investigation on p iston-typed synthetic jet technology and its app lication.Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2014，28(6):61-65.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.實驗流體力學(xué)，2014，28(6):61-65.流激勵器，研究激勵頻率、活塞行程以及射流出口參數(shù)等對射流速度的影響規(guī)律，介紹其應(yīng)用于空腔進行氣動噪聲抑制的效果。

合成射流是一種全新的流動控制技術(shù)，其基于旋渦運動產(chǎn)生質(zhì)量流量為零、動量流量不為零的射流，合成射流本質(zhì)是將機械振動能量轉(zhuǎn)換成射流流體能量。20世紀(jì)90年代中期，以合成射流為主導(dǎo)的零質(zhì)量射流技術(shù)成為流動控制技術(shù)研究的一個熱點［1-2］。美國空軍科學(xué)研究局、波音公司和NASA研究中心等一批科研機構(gòu)和院校，對該技術(shù)都進行了深入細(xì)致的研究［3-4］。國內(nèi)一些院校也開展了該技術(shù)的研究工作［5-6］。該技術(shù)主要用于流動分離控制［7-8］、氣動力控制［9-10］、增強摻混［11-12］以及推力矢量控制［13-14］等。隨著學(xué)科交叉融合進一步推進以及微電子/機械行業(yè)的快速發(fā)展，預(yù)計不久后的將來，合成射流技術(shù)很可能在工程實際中得到應(yīng)用。目前，大多數(shù)合成射流激勵器出口速度都比較低，從而在很大程度上影響了其流動控制效果。北京航空航天大學(xué)馮立好、王晉軍等人采用活塞式合成射流控制圓柱流動分離進行了研究［15］，取得了顯著的效果。

本文設(shè)計可產(chǎn)生較高射流速度的活塞式合成射