八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

张冬雨，顾蕴松，程克明，郑发明

（南京航空航天大学空气动力学系，江苏南京 210016）

八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制

张冬雨，顾蕴松，程克明，郑发明

（南京航空航天大学空气动力学系，江苏南京 210016）

设计研制了一种适于机翼分离流动控制的八字形出口合成射流激励器，对其出口射流与主流的相互作用特性进行了研究，粒子图像测速仪（PIV）流场测试和边界层速度型测试结果揭示了其控制机制为促进边界层与主流的诱导掺混，提升边界层底层能量。利用该激励器阵列对NACA633-421三维直机翼模型开展了针对射流能量比Cμ和阵列位置两个参数的分离流控制研究，天平测力及翼型表面测压结果显示该激励器可有效抑制翼面流动分离、推迟失速迎角。在设计范围内，射流能量比Cμ值越大，控制效果越好，当Cμ＝0.00168时，机翼最大升力系数提升了5.92%，失速迎角推迟了2.5°（激励器阵列位于0.3c处）。激励器阵列的弦向布置位置是一个重要控制参数，阵列位于0.3c处时最大升力系数提升量大于位于0.55c时。

八字形出口；合成射流；边界层；阵列位置；三维机翼；流动控制

0 引 言

机翼是飞机的重要气动升力来源，其在较大迎角下出现的翼面流动分离现象会直接导致飞行器升力不足，甚至发生失速；同时还会带来阻力增大、机身振动、舵效下降等一系列问题。因此长期以来，人们一直在积极寻求有效控制机翼流动分离的方法。以旋涡发生器为代表的被动控制手段虽能在设计工况下起到有利效果，但当工况改变时，其控制效率下降，甚至产生负效果；此外，被动式旋涡发生器在巡航状态下产生的废阻也是一个难以避免的问题。而主动控制手段通过“主动”的能量注入和调节，可针对飞行器不同飞行状态进行最优化控制，达到推迟分离，增升减阻的目的，因此越来越受到业内的重视。

合成射流（Synthetic jet）又称零质量射流，是一种新型主动流动控制技术，具有无需气源、能量可控、结构紧凑等优点，因此上世纪80年代末一经提出［1］，便引起了业内的广泛关注。为了得到合成射流的出口流场特性以及控制机理，国内外学者已进行了大量基础研究工作［2-7］，在探索合成射流流动特性的同时，又对其在控制流动分离、增升减阻、矢量射流、改善掺混、抑制噪声等方面开展了诸多研究。国内王晋军、张攀峰和罗振兵等对此整理了一些具有指导性的综述文献［8-9］。

合成射流对边界层分离流控制的研究起始于明晓等人［1］的工作，他们首次将合成射流应用于圆柱表面流动分离控制中，使得圆柱分离尾流及涡街被抑制。随后Smith等［10］对机翼分离流开展了合成射流流动控制研究，结果显示了合成射流在控制机翼流动分离、推迟失速方面的巨大潜力。Amitay、Glezer［11］、Ravindran［12］和Duvigneau等［13］又分别针对合成射流的激励频率、射流能量比、出口倾斜角等参数对机翼分离流的控制特性进行了研究。近年来，国外研究者又开始将该技术向工程实用方向发展，如Lee等［14］针对翼型分离流开展了闭环式的合成射流流动控制；Jabbal等［15］对微型激励器阵列在真实飞机薄蒙皮下的安装及损伤报警等进行了设计。国内方面，南京航空航天大学、北京航空航天大学［16］、西北工业大学［17］、国防科技大学［18］等高校也进行了不同程度的探索。

然而，尽管合成射流技术已得到了充分重视及广泛研究，但就目前国内外公开发表的研究结果来看，尚有一些问题未能得到足够的关注，本文将研究重点放在以下两个方面：（1）早期SJ激励器多采用垂直于来流的平直狭缝出口，具有一定的控制效果，那么其他出口形式的激励器能否更高效地控制机翼分离流？（2）以往的研究中，激励器的安装方式多是固定在机翼的某个特定弦向位置上，那么在不同弦向处的激励器其控制效果有何差异？

本文针对上述两个问题，首先设计制作了一种“八字形”出口的SJ激励器，将其应用于NACA633-421直机翼分离流控制中，取得了较好的控制效果；采用PIV技术对激励器出口流场与主流间的相互作用特性进行了研究，结合边界层速度型测试结果，得到了其有效控制分离流的机理。另一方面，在机翼模型两个不同弦向位置处各布有一排沿展向分布的激励器阵列，每个阵列由6个独立的激励器组成，获得了不同的控制效果，并尝试对控制效果的差异进行分析。

1 实验装置及测试技术

1.1 模 型

机翼模型选用NACA633-421翼型全金属直机翼，机翼弦长c＝250mm，展长l＝550mm，展弦比λ＝2.2。机翼半展长位置处沿弦向一周共开有58个测压孔，用以测量翼型表面压力分布。

在距离机翼前缘0.3c和0.55c处，分别沿展向布置两排激励器，定义为Row1和Row2，每排有6个独立激励器；激励器采用声激励式振动膜片，功率4W；射流出口形式为八字形，出口缝长ls＝15mm，宽b＝1.0mm，与来流方向角为15°。

图1 埋入激励器阵列的机翼模型Fig.1 Airfoil model embedded by SSSJA

1.2 实验风洞及测试系统

实验在南京航空航天大学空气动力学系开口式低速回流风洞进行。该风洞具有低湍流度，低噪声等特点，实验段尺寸为1.5m×1m，湍流度0.05%。风洞最低稳定风速0.5m／s，最大风速30m／s。本实验在v∞＝16m／s风速下进行，基于翼型弦长的雷诺数为Re＝2.7×105。

采用南航自行研制的天平测力和翼型表面测压两套测试系统对合成射流激励器控制特性进行分析。

测力系统由6分量盒式气动力天平、信号放大器、16位数据采集卡、采集控制计算机及专用的测试软件组成。经过风／体轴系转化，最终得到模型各分量的气动力及力矩。表1给出了天平测力系统的静态测试指标。

表1 测力系统静态指标Table 1 Static index of balance system

翼型表面压力测试系统由64通道差压式压力变送器、16位数据采集卡、采集控制计算机及专用的处理软件组成。传感器量程为0.3PSI，测试系统综合测试精度为0.05%FS。

NACA633-421三维直机翼分离流控制实验整体布置如图2所示。机翼模型与盒式天平固连在电动转台上，计算机按指令驱动电动转台旋转，实现对机翼迎角的调节。机翼表面的58个测压点按序接入64通道压力传感器对应通道上。为避免相互干扰，计算机对气动力和翼型表面压力的采集并不同时进行。

图2 实验整体布置Fig.2 Experimental setup

1.3 合成射流激励器及其射流速度特性

合成射流激励器采用扬声器膜振动式，具有结构简单、能耗低等优点。6个单独的激励器组成一个激励器阵列，所有激励器的激励源均相同。

激励频率f和功放驱动电压U是扬声器式合成射流的两个主要控制参数。采用总压探针对本实验中使用的八字出口合成射流出口平均速度特性进行标定。

图3（a）给出了射流速度vSJ随激励频率f的变化。从图中可知，曲线呈现出典型的双峰现象，最大出口速度位于f＝280Hz附近，第二峰值点位于f＝500Hz处；不同工作电压下速度峰值对应的激励频率基本没有发生偏移。图3（b）给出了射流出口速度随工作电压的变化（保持f＝300Hz），从图中可见，射流速度随工作电压值的增大而单调增加。

图3 八字形出口合成射流速度标定Fig.3 Calibration of jet speed of SSSJA

2 结果与分析

2.1 机翼升阻力特性

首先对不加控制时的机翼模型气动特性进行测试分析。测试迎角范围为-6°≤α≤32°。

图4为盒式天平测出的机翼升、阻力系数曲线。从升力系数曲线可以看到，该机翼具有较好的缓失速特性，α≤16°时，升力线斜率保持不变；在18°≤α≤27°范围内，由于气流的局部分离，升力线斜率减小，升力曲线缓慢下降；当α≥28°时，机翼上表面完全分离，出现失速，曲线发生陡降。阻力系数在失速迎角前后由于压差阻力的陡增而出现突跃。

图4 NACA633-421空机翼升阻力特性Fig.4 Lift and drag coefficients（uncontrolled）

图5给出了流动从未分离到完全失速过程中几个典型迎角下的机翼表面压力分布曲线。从图中可知，当机翼迎角为16°时，机翼表面的压力曲线过渡平滑，上表面此时还未发生分离；当α≥20°时，上翼面压力曲线后端出现明显的压力“平台”，表明局部的流动分离从后缘开始，随着机翼迎角的增大，分离点逐渐前移，α＝28°时，机翼上表面完全分离，前缘吸力峰消失，上翼面压力系数几乎处处相等。根据表面压力测量结果可知：α＝20°、22°、24°和26°对应的分离点位置分别为0.65c、0.54c、0.42c和0.36c。

图5 不同迎角下机翼表面压力分布Fig.5 Pressure coefficient distributions at different angles

2.2 射流能量比对控制效果的影响

根据2.1节空机翼模型测试结果知，当机翼迎角α＞18°时，上翼面从后缘开始发生流动分离，分离点逐渐前移直至完全失速。下面针对机翼翼面的这一分离特性，研究八字出口激励器对其控制效果。

Smith等［1］指出：射流能量大小是影响流动控制效果的一个重要指标。参考文献［1］中定义的激励器射流对来流能量的无量纲参数，给出适合于三维机翼分离流控制的射流／主流能量比Cμ：

根据上式以及图3中的射流速度vSJ标定曲线可知，在固定的射流出口数量n及来流风速v∞下，可通过改变激励器电压值U获得不同的射流能量比Cμ，进而得到Cμ对机翼分离流控制效果的影响。实验中，激励器频率保持f＝300Hz不变，电压改变范围为U＝1～6V（ΔU＝1V），在此范围内射流能量比Cμ单调上升。采用气动天平对不同控制状态下的机翼模型进行气动力测试。实验中，令Row1激励器阵列工作。

从图6（a）的升力系数曲线可以明显看出，八字形出口合成射流对机翼分离流起到了良好的控制效果，机翼最大升力系数值增大、失速迎角得以推迟。同时可以看出，激励器控制效果随射流能量比Cμ的增大而提高：随着Cμ的逐渐提高，失速迎角推迟角度αD逐渐增大，因压差阻力的陡增（由失速引起）而出现的阻力突跃点也得以推迟出现（见图6（b））；在18°≤α≤26°范围内，机翼升力系数逐渐提高（该角度范围内翼型后缘发生局部分离，升力系数的提高得益于分离流的有效控制）。但在流动未发生分离的迎角范围内，即α＜18°时，激励器未能显著提高升力系数或升力线斜率。

图6 射流能量比Cμ对分离控制效果的影响曲线Fig.6 Lift and drag coefficients（controlled at differentCμ）

表2汇总了连续变化激励器Cμ进行控制时对应的机翼最大升力系数提升率η以及失速迎角的推迟度数αD。从表中可以看出，随着Cμ的增大，激励器对机翼分离流控制效果也逐渐增强，当Cμ＝0.00168时，η提升了5.92%，αD增大到2.5°。

表2 射流出口能量对分离控制效果的影响列表Table 2 Separation control effect along withCμ

2.3 八字出口合成射流流场特性及控制机制分析

2.2 节的测试结果证明了八字出口SJ的控制效果，且效果随Cμ的增大而提高，那么其有效控制分离流的机制为何？本节将对此进行研究。

首先采用PIV测试技术，对八字形出口SJ与主流作用后的展向流动区域流场结构进行测试，获得涡量与速度的时均云图，如图7所示。

图7 八字出口合成射流与主流作用后展向区域流场结构Fig.7 Downstream morphology of spanwise flow field of the interaction between SSSJA and main flow

由图7可知，八字出口SJ与主流作用下会在背风区产生一对方向相反的流向涡对，在流向涡的诱导作用下，主流中的高能量流体与边界层中的低能量流体相互掺混，使边界层速度增加，能量增强，这一机理有利于推迟流动分离。此外，合成射流与主流作用产生的流向涡对具有较好的附壁性，图7（b）时均速度云图清晰显示了近壁位置出现的高能量气流，这一附壁特性有助于增强流动控制效果。

八字出口SJ与主流作用产生的这一反向涡对结构与被动式旋涡发生器相似，但文献［19］的流场测试结果表明：虽然被动旋涡发生器可以产生比八字出口SJ更强的旋涡，但后者对主流边界层的掺混效应要优于被动旋涡发生器，可对下游边界层产生更广的影响区，因此更加有利于进行流动控制。

在机翼迎角α＝16°下，对激励器下游的3个不同弦向位置进行边界层速度型测试，x＝0.30c处的Row1阵列开启，Cμ＝0.00128，三个测试点分别位于x＝0.36c，0.48c和0.60c处，图8给出了SJ控制前后的边界层速度型对比。从速度型测试结果可知，在激励器下游一段距离内，上翼面边界层底层能量提升、速度增大，形状更加“饱满”，这有助于克服逆压梯度的作用，从而延缓分离。

图8 SJ控制前后边界层速度型测试结果Fig.8 Boundary layer velocity type with and without control

射流与主流的掺混诱导，使得翼面边界层底层能量提升，克服逆压梯度能力增强，是八字出口SJ有效控制机翼分离流的机制。而常规出口SJ主要依靠射流对边界层的直接动量注入，能量消耗较快，当射流能量比Cμ较小时射流能量更易“淹没”在主流中。

图9给出了机翼迎角α＝28°时，无控制与合成射流控制（Cμ＝0.00168）后的机翼表面压力分布曲线对比。从图中可知，若无SJ控制，α＝28°时机翼上表面气流将完全分离，发生失速；而SJ打开后，边界层能量增强，分离情况得到有效改善，机翼前缘本已消失的吸力峰又重新出现。翼面表面压力分布的变化导致了机翼宏观气动力的改变，具体表现为图6中机翼最大升力系数的提高和失速迎角的推迟。

图9 SJ控制前后机翼表面压力分布对比（α＝28°）Fig.9 Pressure coefficient distributions with and without control（α＝28°）

2.4 激励器阵列位置对控制效果的影响分析

为研究阵列式合成射流激励器不同弦向工作位置对机翼分离流的控制特性，将控制方式分为3类：仅打开Row1、仅打开Row2以及同时打开Row1和Row2。三种方案中激励器射流速度均保持vSJ＝15.8m／s，但显然同时打开Row1＋Row2情况下射流能量比Cμ只开单一阵列时大一倍。图10给出了盒式天平的测力结果，其中Row1单独控制与Row1＋Row2同时控制后的升力曲线几乎完全重合。表3汇总了三种控制方案对应的Cμ值及控制效果，其中α|CLmax代表机翼达最大升力系数时对应的迎角。

图10 激励器控制阵列位置对控制效果的影响曲线Fig.10 Lift coefficients with different actuator array control

表3 三种激励器阵列开启方案控制效果对比Table 3 The behavior of the SSSJA with different actuator array control

结合图10升力曲线对比和表3的汇总数据可知，在相同的射流速度下，三种方案在推迟失速迎角方面效果相同，αD均为2°；Row1激励器阵列在18°≤α≤29°范围内都能起到抑制分离的效果，机翼最大升力系数也提升了4.6%；而Row2阵列仅在迎角18°≤α≤23°时起到正的控制效果，机翼最大升力系数也仅提高了2.3%，而当α＞24°时升力系数较无控制时不升反降，但值得指出的是：在18°≤α≤21°之间，Row2阵列在升力系数的提升上要略高于Row1阵列。

为解释上述现象，根据机翼表面压力测量的结果（无控制时），在机翼剖面图上标出几个分离迎角下（20°、22°、24°和26°）分离点出现的位置，如图11所示。

图11 随迎角增大分离点在上翼面上的位置变化Fig.11 Locations of separation point vs.angle of attack

大量实验研究表明，分离流控制的最佳控制位置一般位于分离点上游附近。根据机翼表面压力测试结果绘出如图11的分离点位置变化情况：随迎角的增大，上翼面分离点逐渐前移。当α≤22°时，分离点处于Row2阵列下游，而当迎角α＞22°之后，分离点已前移到Row2之前，Row2阵列射流完全处于分离流中，因此失去了有效控制；机翼迎角继续增大，直到失速迎角出现前的α＝26°时，分离点前移到0.36c处，仍处于Row1阵列下游，这也是Row1激励器阵列可在更大的迎角范围内都能有效抑制分离流的原因。

从图10中还可看出，Row1＋Row2控制虽然能量比Cμ达0.00256，但其控制下的升力曲线几乎完全与Row1阵列单独工作重合，这可以解释为何Row1为主控阵列，位置偏后的Row2阵列未能提供明显可见的额外控制效果，流向方向上的相邻激励器之间未能形成效果的“加和”作用。

以上分析结果充分说明了主动流动控制中控制位置的重要性。

3 结 论

设计研制了一种八字出口合成射流激励器，可对NACA633-421直机翼模型分离流进行有效控制；对八字出口合成射流与主流的作用特性进行了PIV流场测试及边界层扫描，分析了其流动控制机理。将该型激励器阵列布置在机翼模型的两个不同弦向位置上，对其分离流控制效果的差异进行了研究。得到以下结论：

（1）设计的八字出口激励器阵列可有效控制机翼表面流动分离。在实验Re范围内，射流能量比Cμ越大，控制效果越好；当Cμ＝0.00168时，机翼最大升力系数提升了5.92%，失速迎角推迟了2.5°；

（2）八字形出口合成射流的有效控制机理为射流与主流形相互诱导形成一对流向对涡，可有效促进主流和边界层之间的流动掺混，增强边界层底层能量，从而延缓分离；

（3）Row1阵列比Row2阵列有效控制迎角范围更大，激励器阵列和分离点的相对位置是造成这一控制效果差异的原因。

需要指出的是，受限于激励器能量不高的问题，合成射流技术离实际应用还有一定距离，但这也正是其应用潜力所在。下一步工作将主要集中在激励器硬件能力的提升上，力争做到高能量、小型化和实用化，从而在更高雷诺数甚至是真实飞行状态下对机翼进行有效的分离流控制。

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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

（编辑：杨 娟）

2013-07-20；

：2013-09-27

顾蕴松，E-mail：yunsonggu＠nuaa.edu.cn

ZhangDY，GuYS，ChengKM，etal.Separationcontrolofanairfoilbysplayed-slit-synthetic-jet-actuator.JournalofExperimentsin FluidMechanics，2014，28（3）：32-38.张冬雨，顾蕴松，程克明，等.八字形出口合成射流激励器机翼分离流控制.实验流体力学，2014，28（3）：32-38.

张冬雨（1989-），男，江苏南京人，硕士研究生。研究方向：实验空气动力学。通信地址：南京航空航天大学航空宇航学院空气动力学系（210016）。E-mail：dongyuzhang＠126.com