合成射流激勵位置對控制翼型大攻角分離流動影響的數(shù)值研究

蘭艾青,王志恒,于洪石,席光

(西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院,710049,西安)

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合成射流激勵位置對控制翼型大攻角分離流動影響的數(shù)值研究

蘭艾青,王志恒,于洪石,席光

(西安交通大學(xué)能源與動力工程學(xué)院,710049,西安)

針對合成射流的激勵位置這一因素,以NACA0015翼型為研究對象,對大攻角(α=20°)下基于弦長的Re為8.96×105、單個合成射流激勵位于翼型吸力面不同位置時的流場進(jìn)行了二維非定常計算,并利用本征正交分解(POD)方法對計算結(jié)果進(jìn)行了分析,闡釋了相關(guān)控制機理。研究表明,合成射流的激勵位置對翼型流動分離的控制效果有顯著影響。當(dāng)激勵位置位于0.12至0.4倍弦長之間時,合成射流激勵能有效抑制翼型流動分離,提升升力系數(shù),降低阻力系數(shù),升阻比最高提升293%,其中最優(yōu)激勵位置并不在普遍認(rèn)為的控制前時均分離點附近,而在離分離點下游一定距離的分離區(qū)內(nèi)部。對計算結(jié)果的POD分析表明,合成射流的引入改變了流場不同模態(tài)間的能量分配,能量由代表平均流動的一階模態(tài)向代表流場中湍流大尺度結(jié)構(gòu)的二階及更高階模態(tài)轉(zhuǎn)移。合成射流的最佳激勵位置與控制前流場二階模態(tài)翼型吸力面附近的特征渦結(jié)構(gòu)有關(guān),要達(dá)到最佳的控制效果,合成射流激勵應(yīng)放置在特征渦結(jié)構(gòu)的位置,若布置在下游或者較遠(yuǎn)的上游位置,則無控制效果。

合成射流;翼型流動分離;激勵位置;本征正交分解

在大攻角流動下翼型表面會出現(xiàn)明顯的流動分離現(xiàn)象,使得翼型升力迅速降低,阻力陡然升高,同時非定常的流場波動也會引起噪聲和振動。合成射流是一種新型的主動流動控制技術(shù),相對襟翼[1]、渦流發(fā)生器[2]等被動控制技術(shù),其能更加靈活地應(yīng)對變化的來流條件,具有無需外部氣源、結(jié)構(gòu)緊湊、能耗低、響應(yīng)快等優(yōu)勢[3-5],Glezer等[6]將其應(yīng)用到流動控制領(lǐng)域后受到了眾多研究者的關(guān)注。

合成射流又稱為零質(zhì)量射流,它能夠通過體積壓縮或者變溫的方式改變激勵器腔體壓力,在激勵器出口處形成周期性的吹吸氣。合成射流與邊界層的相互作用可以改變邊界層的速度分布,加強邊界層與主流的摻混,從而實現(xiàn)對翼型繞流的控制。合成射流激勵位置代表了控制的空間特性,如果該位置布置不當(dāng),很難取得良好的控制效果,更無法進(jìn)一步優(yōu)化頻率、速度等參數(shù)。在以往的研究中合成射流布置位置不盡相同,部分將合成射流放置在翼型尾緣[7-9],多數(shù)將合成射流布置在翼型中前部。Seifert等實驗研究表明,翼型的激勵器最佳位置與翼型無控制時的分離點重合[10]。He等研究表明,當(dāng)合成射流被放置在分離點附近時有最好的控制效果[11]。Raju等指出,將合成射流布置在分離區(qū)內(nèi)部無法提高升阻比[12]。李玉杰等的研究表明,合成雙射流激勵器越靠近分離點,其對邊界層分離的控制效果越好[13]。Chapin等研究對最優(yōu)控制位置有不同的結(jié)論[14],他們發(fā)現(xiàn)分離區(qū)內(nèi)部某位置對分離有更顯著的影響。Duraisamy等對旋轉(zhuǎn)的NACA0015翼型的分離控制研究發(fā)現(xiàn),攻角從14.7°到19°變化時,合成射流位于距時均分離點較遠(yuǎn)的下游某位置也能緩解分離并實現(xiàn)分離流動再附[15]。

本文針對大攻角(α=20°)下NACA0015翼型的分離流動,計算了單個合成射流施加在不同位置時的翼型流場,研究了激勵位置對合成射流控制效果的影響,運用本征正交分解(POD)方法對計算得到的非定常流場進(jìn)行了分析,闡釋了合成射流激勵位置影響控制效果的流動機理。

1 計算模型和參數(shù)設(shè)置

1.1 數(shù)值方法

采用Fluent軟件,通過求解二維、不可壓縮、非定常時均Navier-Stokes方程模擬了繞翼型流動。空間離散采用二階格式,時間離散采用一階隱式格式。為了保證足夠的時間分辨率,時間步長Δt=4×10-5s。求解器采用PISO方法對壓力、速度進(jìn)行耦合。

湍流模型采用SSTk-ω模型,以模擬逆壓梯度和流動分離。Rehman等對NACA0015的數(shù)值模擬結(jié)果表明,分離較大時,相對于k-ε模型和S-A模型,SSTk-ω模型具有更好的精度和算法穩(wěn)定性[16]。

1.2 計算模型

研究對象為NACA0015翼型,來流攻角α=20°,計算域為圖1所示的C型區(qū)域,C型區(qū)域中心為NACA0015翼型,遠(yuǎn)場距離為15倍弦長。參照Gilarranz等的實驗設(shè)置[17],數(shù)值模擬中取翼型的弦長c為0.375 m,來流速度U∞為35 m/s,基于弦長的雷諾數(shù)Re=8.96×105的合成射流出口寬度h=2 mm。

圖1 計算模型

除合成射流出口之外的翼型壁面采用無滑移絕熱邊界條件,遠(yuǎn)場進(jìn)口采用速度入口邊界條件,出口采用壓力出口邊界條件。在翼型表面Sjet處的合成射流出口采用周期性速度入口邊界條件[18],如圖2所示。合成射流出口速度

(1)

圖2 周期性速度入口邊界條件示意圖

1.3 網(wǎng)格

計算時采用的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格如圖3所示。為保證邊界層內(nèi)的法向節(jié)點數(shù)不低于20,對翼型表面流動邊界層區(qū)域進(jìn)行了加密;為保證單個合成射流激勵位于不同位置時計算的網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)一致,對本文翼型從前緣到尾緣的11個不同的合成射流位置進(jìn)行了局部加密。壁面第一層網(wǎng)格的長度為10-5c,絕大部分壁面區(qū)域的Y+<1,總網(wǎng)格數(shù)為104 664。

圖3 計算網(wǎng)格

1.4 數(shù)值模型檢驗

本文計算了α=19.4°時的無控制流場,并將計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)[12]進(jìn)行了對比。α=19.4°時翼型表面壓力系數(shù)分布的對比如圖4所示?？梢钥闯?除翼型的吸力面分離區(qū)外,其他部分計算結(jié)果和實驗基本吻合。翼型吸力面區(qū)域出現(xiàn)差異說明數(shù)值模型預(yù)測的流動分離與實際有一定偏差,這是由湍流模型的局限性造成的?？傮w而言,本數(shù)值計算模型可以較準(zhǔn)確地模擬攻角臨近20°時的翼型繞流。

圖4 α=19.4°時翼型表面壓力系數(shù)分布

2 合成射流位置對氣動性能的影響

在上述數(shù)值模型的基礎(chǔ)上,針對α=20°分別計算了無控制時和合成射流布置在翼型上表面Sjet/c=0.05～0.95之間的11個不同位置時的翼型流場。

單個合成射流布置在不同位置時的時均升阻比如圖5所示。Sjet/c=0.12～0.4為有效控制區(qū),升阻比明顯提升,其中Sjet/c=0.3～0.4時提升最大,為最優(yōu)控制區(qū)?？拷熬壍腟jet/c=0.05,以及從翼型中部Sjet/c=0.5直至尾緣附近的Sjet/c=0.95均為無效控制區(qū),升阻比相比控制前幾乎無提升,甚至在靠近尾緣處翼型性能下降。在翼型中部Sjet/c為0.4～0.5之間出現(xiàn)了升阻比的驟然下降。雖然在原流場分離點附近的合成射流激勵能夠有效減小分離,但是最優(yōu)的控制位置卻位于分離區(qū)內(nèi)部。

圖5 時均升阻比隨合成射流激勵位置的變化

不同合成射流激勵位置的時均升力系數(shù)和阻力系數(shù)分別如圖6和圖7所示。從圖6看出:當(dāng)激勵位置靠近前緣的Sjet/c=0.05時,升力系數(shù)略有增加;隨著激勵位置的后移,升力系數(shù)逐漸增大,在Sjet/c=0.4達(dá)到最優(yōu);從Sjet/c=0.4到Sjet/c=0.5,升力系數(shù)顯著下降;當(dāng)Sjet/c=0.5～0.8,升力系數(shù)隨著位置的后移略有下降,并在靠近尾緣的Sjet/c=0.95處有所回升。從圖7看出:當(dāng)Sjet/c=0.05～0.3,阻力系數(shù)逐漸下降;Sjet/c=0.4相對Sjet/c=0.3阻力系數(shù)略有提升,但仍優(yōu)于其他位置;當(dāng)激勵位置從Sjet/c=0.4變化到Sjet/c=0.5時,阻力系數(shù)顯著上升,此后一直到尾緣,阻力系數(shù)隨著位置的后移逐步上升。這是因為控制點越靠近尾緣,對分離區(qū)產(chǎn)生影響的能力越低,對壓差阻力的影響越小,甚至?xí)驗橛绊懳槽E區(qū)的摻混使得阻力系數(shù)相比控制前上升。

圖6 時均升力系數(shù)隨合成射流激勵位置的變化

Sjet/c=0.4作為最優(yōu)控制點之一的翼型流場及控制點位于Sjet/c=0.12時翼型流場如圖8所示。在未施加控制時,原始流場分離從吸力面前緣開始,分離區(qū)域很大;在Sjet/c=0.12,即在分離點附近施加合成射流控制之后,分離區(qū)的面積明顯減小;在分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.4處施加控制后,分離區(qū)減小更加明顯。三者氣動性能的定量對比如表1所示。當(dāng)合成射流布置在分離點附近時,翼型性能相對控制前大幅提升,升阻比增加了126.2%,分離點由x/c=0.132推遲到x/c=0.313。但是,當(dāng)合成射流布置在Sjet/c=0.4處,分離控制的效果相比控制點在分離點附近時更好,升阻比相比控制前提升293%,分離點推遲到x/c=0.591。

(a)無控制

(b)Sjet/c=0.12

(c)Sjet/c=0.40圖8 翼型附近的時均流線圖

控制點位于Sjet/c=0.12、Sjet/c=0.4時翼型表面時均壓力系數(shù)分布如圖9所示?？梢钥闯?合成射流控制對翼型繞流的影響是全局性的。相對控制前,Sjet/c=0.12時翼型吸力面的壓力系數(shù)峰值的絕對值大幅增加,該值平臺區(qū)縮短,壓力面絕大部分區(qū)域的壓力系數(shù)也有所增加。翼型前緣下游處尖鋒突起對應(yīng)著合成射流的作用位置。Sjet/c=0.4時吸力面壓力系數(shù)峰值的絕對值繼續(xù)增加,在控制點之前的壓力系數(shù)小于控制前,在控制點之后的壓力系數(shù)大于控制前,在壓力面的壓力系數(shù)大于Sjet/c=0.12時的壓力系數(shù)。壓力系數(shù)分布的不同也導(dǎo)致了這2種控制的升力系數(shù)出現(xiàn)差異。

表1 控制前、Sjet/c=0.12和Sjet/c=0.40時的氣動性能對比

綜合來看,在大攻角下,翼型原始流場分離點位于靠近前緣的位置,在分離點附近至分離點中部一定位置均可以有效控制分離,提升翼型的氣動性能,其中位于分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.3～0.4的控制效果最優(yōu)。雖然已有研究表明尾緣控制對于小攻角情況有一定的作用[9],但對大攻角情況并非如此。

圖9 時均壓力系數(shù)分布對比

3 基于POD的流場分析

3.1 POD原理

POD由Lumley提出[19],是一種針對非定常流場實驗或者計算結(jié)果的一種流場分析方法,其通過對非定常流場的時空解耦,提取出湍流大尺度結(jié)構(gòu)。在Lumley方法的基礎(chǔ)上,Sirovich提出了目前廣泛使用的POD snapshots(快照)方法[20]。

(2)

(3)

3.2 控制前流場的POD分析

在大于3倍流場周期的時間范圍內(nèi),等時間間距取150個瞬時速度場快照作為基本數(shù)據(jù),分別對無控流場和在不同點處施加合成射流的流場進(jìn)行POD分析。

無控流場的POD分析提取出的前五階模態(tài)所占能量比例如表2所示。前五階模態(tài)已經(jīng)包含了幾乎全部的模態(tài)能量,更高階模態(tài)對應(yīng)的能量趨于0。一階模態(tài)在翼型附近的流線如圖10a所示,該形態(tài)與圖8a中時均流線非常相近,代表非定常流動的平均流動成分,占據(jù)了整個非定常流場的絕大部分能量。二階模態(tài)和更高階模態(tài)對應(yīng)流場中相應(yīng)能量的湍流大尺度結(jié)構(gòu)分布,它們所占能量的相對比例較小且呈遞減變化。二階模態(tài)的流線如圖10b所示,其中翼型上表面附近和翼型后部尾跡區(qū)內(nèi)的渦系代表了相應(yīng)位置的湍流大尺度結(jié)構(gòu)。

表2 無控制時的流場前五階模態(tài)及其能量比例

(a)一階模態(tài) (b)二階模態(tài)圖10 無控制時速度場一階和二階模態(tài)

3.3 無控流場和控制后流場的對比分析

從計算中選取有代表性的Sjet/c=0.12～0.60之間的位置,將其POD分析結(jié)果與無控流場進(jìn)行了比較。Sjet/c=0.12～0.4為有效控制區(qū),Sjet/c為0.3和0.4的控制效果最好,Sjet/c為0.5和0.6時為無效控制。

3.3.1 模態(tài)時間系數(shù)的對比 模態(tài)時間系數(shù)反映了各模態(tài)的時間特性。一階和二階模態(tài)時間系數(shù)隨時間的變化如圖11所示?？梢钥闯?合成射流的引入明顯增強了流場各階模態(tài)的非定常波動幅度。當(dāng)Sjet/c=0.12時,一階模態(tài)的波動幅度最大,這是因為合成射流激勵施加在分離點附近時,流場的不穩(wěn)定性更顯著。相對位于Sjet/c=0.5～0.6的無效控制,在Sjet/c=0.12～0.4的有效控制后一階模態(tài)波動的均值顯著下降。

(a)一階模態(tài)

(b)二階模態(tài)T:合成射流周期圖11 無控流場及一階和二階模態(tài)時間系數(shù)隨時間的變化

3.3.2 各階模態(tài)能量分配的對比 合成射流控制后流場各階模態(tài)能量分配與控制前的對比如圖12和表3所示。施加合成射流后二階以上模態(tài)能量比例大幅提升,一階模態(tài)所占能量比例下降?？梢?合成射流的引入使能量在各階模態(tài)間的分配發(fā)生了變化,能量從代表平均流的一階模態(tài)轉(zhuǎn)移到代表流場內(nèi)大尺度擬序結(jié)構(gòu)的二階以上模態(tài)。四階以上模態(tài)能量比例極小,二、三階模態(tài)是代表大尺度擬序結(jié)構(gòu)的主要模態(tài)?？刂魄岸A模態(tài)所占能量比例與三階模態(tài)近似,控制后二階模態(tài)所占能量比例提升了一個數(shù)量級,其相對三階模態(tài)對合成射流激勵的響應(yīng)程度更大。

圖12 各階模態(tài)所占比例對比

3.3.3 主要模態(tài)的形態(tài)分析 一階模態(tài)代表平均流動,而分離點是一階模態(tài)在翼型上表面的流場特征位置。從計算結(jié)果已知,代表平均流的時均分離點并非合成射流激勵的最優(yōu)位置,合成射流的最優(yōu)作用位置應(yīng)由代表流場中大尺度湍流結(jié)構(gòu)的二階及以上模態(tài)的特征位置決定,見圖12。在這些模態(tài)中,二、三階模態(tài)占據(jù)了絕大部分的能量,其中二階模態(tài)對合成射流激勵有相對最強的響應(yīng)。合成射流激勵的最佳位置應(yīng)與二階模態(tài)的特征位置有關(guān)。

無控制時翼型附近流場二階模態(tài)的流線如圖13所示?？梢钥闯?該翼型表面存在一個顯著的渦團。該渦結(jié)構(gòu)所在的位置為x/c=0.282～0.443,效果最好的控制點位于該范圍之內(nèi)。

圖13 無控時流場二階模態(tài)流線圖

合成射流位置Sjet/c=0.12～0.6時控制后流場的二階模態(tài)流線如圖14所示。前文中提到控制效果從Sjet/c=0.4到Sjet/c=0.5驟然下降,相應(yīng)地控制后流場二階模態(tài)結(jié)構(gòu)也明顯不同。Sjet/c=0.12～0.4(對應(yīng)有效控制區(qū))時,從合成射流激勵位置到尾緣之間有一系列連續(xù)分布的渦團,合成射流與邊界層相互作用的影響向下游傳遞,并對翼型流場產(chǎn)生了全局性影響。Sjet/c=0.5～0.6(對應(yīng)無效控制區(qū))時,控制后的翼型表面僅在合成射流激勵位置附近有一個渦結(jié)構(gòu),其與尾緣之間并未出現(xiàn)與Sjet/c=0.4類似的連續(xù)分布的渦,這反映了合成射流對翼型上表面分離區(qū)的影響局限在射流激勵位置附近,無法對整個分離流動產(chǎn)生顯著影響。

以上的現(xiàn)象可以由控制前流場二階模態(tài)位于翼型上表面x/c=0.282～0.443之間的特征渦結(jié)構(gòu)(見圖13)來解釋,該渦結(jié)構(gòu)所在位置為分離區(qū)的特征位置。當(dāng)合成射流布置在Sjet/c=0.12～0.4之間時,控制點位于該特征渦團位置或者距渦團較近的上游,合成射流激勵可以在下游影響該特征渦團,從而對分離區(qū)產(chǎn)生顯著影響,達(dá)到好的控制效果。當(dāng)激勵位置在Sjet/c=0.3和0.4時,控制點恰好位于特征渦團范圍內(nèi),可對分離區(qū)產(chǎn)生更大的影響,于是這2個位置的激勵表現(xiàn)出了優(yōu)于其他位置的控制效果。當(dāng)控制點位于Sjet/c=0.5及下游時,射流無法影響到位于上游的特征渦團結(jié)構(gòu),亦無法有效控制分離,故升阻比逐漸減小。但是,合成射流激勵改變了模態(tài)結(jié)構(gòu),使得最終二階模態(tài)流線圖中只出現(xiàn)了在激勵位置附近的渦結(jié)構(gòu)。此外,Sjet/c=0.05雖然位于該特征渦團的上游,但是因為距離較遠(yuǎn),無法產(chǎn)生足夠的影響,故靠近前緣的Sjet/c=0.05處無控制效果。

綜上所述,在大攻角下,合成射流控制的最佳位置并不是代表平均流動的一階模態(tài)的特征位置時均分離點,而與代表湍流大尺度結(jié)構(gòu)的二階模態(tài)的特征渦團所在位置有關(guān),在該位置及距其較近的上游區(qū)域可以獲得較好的控制效果,在該位置可以獲得相對最好的控制效果,在該位置下游則幾乎無效果。

(a)Sjet/c=0.12 (b)Sjet/c=0.20

(c)Sjet/c=0.30 (d)Sjet/c=0.40

(e)Sjet/c=0.50 (f)Sjet/c=0.60圖14 控制后流場的二階模態(tài)流線圖

4 結(jié) 論

本文以NACA0015翼型為研究對象,研究了大攻角(α=20°)下合成射流激勵位置對分離流動控制效果的影響,并通過POD方法對計算結(jié)果進(jìn)行了分析和解釋。

研究表明,當(dāng)攻角為20°時,翼型表面流動分離嚴(yán)重,單個合成射流激勵的控制效果隨位置的不同而變化,合成射流的最優(yōu)控制位置并不是分離點,而是位于分離區(qū)內(nèi)部Sjet/c=0.3～0.4范圍。當(dāng)合成射流激勵位于Sjet/c=0.12～0.4時,分離得到有效控制,分離點大大后移,增升減阻的效果顯著。Sjet/c=0.3～0.4時控制效果相對最好,較控制前的升阻比提升了293%。Sjet/c=0.05或Sjet/c=0.5～0.95時,合成射流控制幾乎無效果。

通過POD分析表明,合成射流控制增加了流場的非定常波動幅度,改變了流場各主要模態(tài)之間的能量分配,使得一階模態(tài)所占能量減少,二階及以上模態(tài)所占能量增加。合成射流的最佳控制位置與一階模態(tài)的特征位置分離點不對應(yīng),而與二階模態(tài)中翼型上表面的特征渦結(jié)構(gòu)有關(guān),它代表了二階模態(tài)的特征位置。有效的控制必須位于二階模態(tài)中的特征渦區(qū)域或者距離渦較近的上游位置。

[1] VAN DEN BERG B, OSKAM B. Boundary layer measurements on a two-dimensional wing with flap and a comparison with calculations [R]. Amsterdam, Netherlands: National Aerospace Lab. , 1980.

[2] JIRASEK A. A modified vortex generator model and its application to complex aerodynamic flows [R/OL]. [2015-12-25]. http: ∥www. foi. se/RepovtFiles/foir_1204. pdf.

[3] GLEZER A, AMITAY M. Synthetic jets [J]. Annual Review of Fluid Mechanics, 2002, 34(1): 503-529.

[4] 張攀峰, 王晉軍, 馮立好. 零質(zhì)量射流技術(shù)及其應(yīng)用研究進(jìn)展 [J]. 中國科學(xué): E 輯, 2008, 38(3): 321-349. ZHANG Panfeng, WANG Jinjun, FENG Lihao. Zero-net-mass-flux jet techniques and its research progress [J]. Science in China: E, 2008, 38(3): 321-349.

[5] 李斌斌. 合成射流及在主動流動控制中的應(yīng)用 [D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2012.

[6] WILTSE J M, GLEZER A. Manipulation of free shear flows using piezoelectric actuators [J]. Journal of Fluid Mechanics, 1993, 249: 261-285.

[7] ZEIGERM M. Distributed hingeless flow control and rotary synthetic jet actuation [C]∥42nd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, USA: AIAA, 2004: 224.

[8] WHITEHEAD J, GURSUL I. Interaction of synthetic jet propulsion with airfoil aerodynamics at low Reynolds numbers [J]. AIAA Journal, 2006, 44(8): 1753-1766.

[9] 劉小波, 張偉偉, 蔣躍文, 等. 尾緣合成射流影響翼型非定常氣動特性的數(shù)值研究 [J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2012, 30(5): 606-612. LIU Xiaobo, ZHANG Weiwei, JIANG Yuewen, et al. Numerical study on unsteady aerodynamic characteristics of an airfoil with a synthetic jet set in trailing edge [J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(5): 606-612.

[10]SEIFERT A, DARABI A, WYGANSKI I. Delay of airfoil stall by periodic excitation [J]. Journal of Aircraft, 1996, 33(4): 691-698.

[11]HE Y, CARY A W, PETERS D A. Parametric and dynamic modeling for synthetic jet control of a post-stall airfoil [C]∥39th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, USA: AIAA, 2001: 733.

[12]RAJU R, MITTAL R, CATTAFESTA L N. Towards physics based strategies for separation control over an airfoil using synthetic jets[R]. Reno, NV, USA: AIAA, 2007: 1421.

[13]李玉杰, 羅振兵, 鄧雄, 等. 合成雙射流控制NACA0015翼型大攻角流動分離試驗研究 [J]. 航空學(xué)報, 2016, 37(3): 817-825. LI Yujie, LUO Zhenbing, DENG Xiong, et al. Experimental investigation on flow separation control of stalled NACA0015 airfoil using dual synthetic jet actuator [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(3): 817-825.

[14]CHAPIN V G, BENARD E. Active control of a stalled airfoil through steady or unsteady actuation jets [J]. Journal of Fluid Engineering, 2015, 37: 091103.

[15]DURAISAMY K, BAEDER J D. Active flow control concepts for rotor airfoils using synthetic jets [C]∥1st Flow Control Conference. Reno, NV, USA: AIAA, 2002: 2835.

[16]REHMAN A, KONTIS K. Synthetic jet control effectiveness on stationary and pitching airfoils [J]. Journal of Aircraft, 2006, 43(6): 1782-1789.

[17]GILARRANZ J L, TRAUB L W, REDINIOTIS O K. A new class of synthetic jet actuators: part II Application to flow separation control [J]. Journal of Fluids Engineering, 2005, 127(2): 377-387.

[18]DONOVAN J F, KRAL L D, CARY A W. Active flow control applied to an airfoil [C]∥36th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reno, NV, USA: AIAA, 1998: 210.

[19]LUMLEY J L. Stochastic tools in turbulence [M/OL]. [2016-01-10]. http:∥www.overdrive.com/1749883/stochastic-tools-in-turbulence.

[20]SIROVICH L. Turbulence and the dynamics of coherent structures: part I Coherent structures [J]. Quarterly of Applied Mathematics, 1987, 45(3): 561-571.

[21]CHEN H, REUSS D L, HUNG D L S, et al. A practical guide for using proper orthogonal decomposition in engine research [J]. International Journal of Engine Research, 2013, 14(4): 307-319.

(編輯 苗凌)

Numerical Investigation for Influence of Synthetic Jet Actuation Location on Airfoil Flow Separation Control at Large Attack Angle

LAN Aiqing,WANG Zhiheng,YU Hongshi,XI Guang

(School of Energy and Power Engineering, Xi’an Jiaotong University, Xi’an 710049, China)

For a NACA0015 airfoil, 2-D unsteady flow fields are calculated when a synthetic jet is put at different locations on the suction surface at a large attack angle (α=20°) and Reynolds number of 8.96×105based on chord length. POD (proper orthogonal decomposition) method is utilized to analyze the computation results, and relevant control mechanisms are explained. The results show that actuation location of a synthetic jet exerts significant influence on effects of flow separation control. When the actuator is located between 0.12 and 0.40 of chord length, flow separation on the airfoil is effectively suppressed, enhancing lift coefficient and reducing drag coefficient with lift to drag ratio increasing by 293%. The optimal location is not near the time-averaged separation point as widely suggested but at some downstream locations inside the separation zone. POD analysis on computation results indicates that the introduction of synthetic jets would change the energy distribution among different modes, and that energy is transferred from 1st-order mode representing mean flow to 2nd-order mode or higher modes which represent large scale coherent structures. The best location for synthetic jet actuation is closely related to the site of a characteristic vortex on the suction side of the airfoil in 2nd-order mode. In order to reach optimal control effects, synthetic actuation should be located within the covering range of the characteristic vortex. It is ineffective to put a synthetic jet at downstream or far upstream of the location of that vortex.

synthetic jet; airfoil flow separation; actuation location; proper orthogonal decomposition

2016-02-04。 作者簡介:蘭艾青(1990—),男,碩士生;席光(通信作者),男,教授,博士生導(dǎo)師。 基金項目:國家自然科學(xué)基金資助項目(51236006,51576153)。

時間:2016-05-10

10.7652/xjtuxb201607017

V211.3

A

0253-987X(2016)07-0110-08

網(wǎng)絡(luò)出版地址:http:∥www.cnki.net/kcms/detail/61.1069.T.20160510.1517.004.html