2. 南京航空航天大学 工程训练中心, 南京 210016
2. Engineering Training Center, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Nanjing 210016 China
大型飞机在起降过程中出于对高升力的需求,常需使机翼处于大迎角状态,此时翼面出现流动分离难以避免。而流动分离会导致阻力增加、舵效降低、机身振动及升力下降,甚至失速等一系列问题,严重影响到飞行器在飞行过程中的安全性和操纵性。因此,研究者们一直在寻求各种高效简便的手段对机翼分离流进行控制。被动控制手段无外界能量消耗,便于安装、性能可靠,如旋涡发生器,已在飞行器上广泛使用。主动控制手段则凭借其可以对运动流体进行精确相位控制及可根据实际工况进行调节的优势得到人们越来越多的重视，如波音公司正在研究并已应用到B787-9的混合层流控制技术。
合成射流作为一种新型主动流动控制技术，具有无需气源、 结构紧凑、成本低等诸多优点，因此迅速成为流动控制领域的热门问题。其发展可以追溯到20世纪中后期声学整流效应的发现[1]，随后Lebedeva[2]采 用高幅振荡的声波获得了最大速度约10m/s的射流；上世纪90年代初，南京航空航天大学明晓[3]在用声波控制分离流动的过程中观察到了这一声学整流效应。随后国内外通过软件数值模拟、实验及理论分析对合成射流技术的机理展开了大量的研究[4, 5, 6, 7, 8, 9]。在机理研究的基础上，人们对以合成射流技术为基础进行了大量的实验探索，开发其工程应用潜力。合成射流技术的应用范围十分广泛：可以有效地推迟分离、延缓失速[10, 11]，从而达到大幅度提高升力、降低阻力，提高飞行性能；可以实现推力矢量的控制[12]；可以增强掺混及提高微型飞行器的操纵力[13]；也可以对前体涡及直升机旋翼动态失速进行控制等，这些实验研究为进一步的探究打下良好的基础。
顾蕴松[14]对合成射流倾斜出口流场PIV结果分析后指出斜出口激励器能将周围气体进行有方向的能量和质量输送控制，对流场表现为沿壁面的横向流动输运特性；王林[15]、张攀峰[16]、Kandil[17]等亦对射流出口倾斜角度对流动控制效果影响进行过相关研究；李斌斌[18]则将斜出口激励器应用到S形进气道分离流控制中，取得良好控制效果。本文在前人的研究基础上，利用倾斜出口合成射流对机翼表面的流动分离进行控制，着重于借助PIV对射流与主流相互作用后翼面流场的测量，同时结合射流控制前后翼面压力分布及边界层速度型的变化，对斜出口激励器控制流动分离的机制进行初步探究。 1 实验模型及测试设备 1.1 机翼模型
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。在距离机翼前缘0.3c处，沿展向均布6个独立激励器，间距为80mm。激励器采用声激励式振动膜片，功率4W；射流出口与翼面切向夹角30°，缝长lS=15mm，宽b=1.0mm。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。
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| 图 1 NACA633-421机翼模型 Fig. 1 NACA633-421 Airfoil model |
合成射流激励器出口速度主要由外部激励频率f和功放驱动电压U控制。本实验中先采用总压探针对射流的速度特性进行了标定，发现固定电压U下，在共振频率f=250Hz下，出口速度最大；特定频率f下，出口速度随电压U增加而增加。参考Smith[19]提出的射流对主流动量比的概念将激励器出口速度无量纲化：
上式中n为激励器数目，vSJ为射流出口速度，lS和b分别为出口狭缝的长和宽。 1.2 测力系统及测压系统
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∞=11m/s风速下进行，迎角α变化范围为-6°~32°。基于翼型弦长的雷诺数为Re=1.85×105。
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。
翼型表面压力测试系统由64通道差压式压力传感器、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。
边界层探针扫描系统为南京航空航天大学自行研制，主要由边界层探针、光学坐标架、压力传感器、采集板卡及采集处理软件等几部分组成，可实现探针位置在三维空间内任意、精确、细微的改变。探针尺寸细小(厚度小于0.3mm)，形状扁平，可近距离贴近机翼表面，对流场干扰小。
1.3 PIV流场测试系统实验所采用的PIV流场测试系统为美国TSI公司的二维PIV，主要包括双脉冲Nd:YAG激光器，互相关CCD相机，同步器，示踪粒子，操作系统等。其中激光器最大输出功率为200mJ/pulse，脉冲持续时间为10ns；脉冲间隔可调，双脉冲激光重复频率为15Hz。激光扫描平面为机翼上翼面距离翼根0.57倍展长处的截面，弦向位置范围为x=0.22c至x=0.65c，如图 3所示。
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| 图 2 实验整体布置Fig. 2 Experimental setup |
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| 图 3 PIV流场测试布置图Fig. 3 Experimental setup for the PIV measurements |
图 4给出了升阻力系数随迎角的变化曲线，可以看出，NACA633-421直机翼具有较好的缓失速特性。未加控制状态(SJ-OFF)下，α=16°时，升力线斜率开始下降；α=18°时，升力系数达到最大值；随后升力开始缓慢下降，直至α=25°时，升力出现陡降，结合图 5所示压力分布曲线可知流动完全分离。
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| 图 4 有无控制下机翼气动力特性(Re=1.85×105)Fig. 4 Aerodynamic characteristics of NACA633-421 with and without control(Re=1.85×105) |
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| 图 5 空机翼表面压力分布Fig. 5 Pressure coefficient distributions of NACA633-421 |
合成射流进行控制后，从升力曲线图 4(a)可看出最大升力系数得到提升，对应的迎角(失速迎角)增加。对阻力而言，未控制状态下迎角α=25°时由于流动完全分离，压差阻力大幅增加使得整个机翼阻力出现陡增；控制后流动分离得到有效控制，阻力陡增点得以推迟。其控制效果随射流能量比Cμ增加而增加，Cμ=0.0044时，CLmax由1.056增大到1.166，增加10.4%，失速迎角由18°推迟至22°。
2.2 边界层速度型测试结果分析在取得有效控制的基础上，进一步探究合成射流的控制机制，首先对上翼面近壁流场进行测量分析。在α=16°状态下，分别在机翼表面x=0.48c及0.60c处对有无合成射流控制边界层速度型进行测量，结果如图 6所示。表 1则给出了不同状态下边界层速度型的形状参数，其中：
此处ρδ、vδ近似认为为边界层外边界上的密度和速度。
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| 图 6 控制前后边界层速度型测试结果(α=16°)Fig. 6 Boundary layer velocity type with and without control |
| 弦向位置 | x=0.48c | x=0.60c |
| 控制状态 | OFF | ON | OFF | ON |
| 位移厚度δ*/mm | 2.32 | 0.68 | 2.37 | 1.43 |
| 动量损失厚度θ/mm | 1.11 | 0.50 | 1.27 | 0.92 |
| 形状因子H | 2.09 | 1.37 | 1.86 | 1.56 |
从机翼上翼面边界层速度型测试结果可看出，激励器开启(Cμ=0.0025)后，下游一段距离内，速度型形状变得饱满，形状因子变小。边界层底层能量得到提升，克服逆压梯度能力增强。这也是2.1节测力结果中合成射流控制后机翼失速迎角推迟，升力系数增加的主要原因。 2.3 PIV流场测试结果
为进一步探究激励器合成射流与主流相互作用的过程，在典型迎角α=24°下利用PIV流场测试系统对机翼上翼面距离翼根0.57l处的截面弦向截面x=0.22c~0.65c二维流场流动状态进行测量，实验风速v∞=11m/s。图 7给出了α=24°时，有无合成射流控制机翼上翼面时均化流场速度云图。
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| 图 7 机翼上翼面流场PIV时均化结果流场图Fig. 7 Ensemble-averaged PIV measurement results |
可以看出控制前机翼壁面气流沿流向速度逐渐减小，约至0.45c处表面气流速度变为零，甚至出现反流向速度，边界层与机翼表面分离，参考图 9(a)；控制后，机翼表面相同弦长位置处气流速度增加。在该测试视场范围内，主流重新附着壁面，分离区推迟至x=0.65c后(由于PIV仪器实验条件限制，未能对x=0.65c后的流场进行测量)。
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| 图 8 机翼上翼面流场PIV瞬态流场图Fig. 8 Instantaneous PIV measurement results |
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| 图 9 上翼面局部区域速度矢量图(0.42c~0.60c)Fig. 9 Velocity vector results of upper surface(0.42c~0.60c) |
图 9为局部放大的PIV速度矢量图。未控制状态下，α=24°时，0.42c≤x≤0.60c机翼表面气流速度方向紊乱、速度值小，出现回流区域，呈现典型流动分离状态。多幅瞬态速度矢量图对比还可发现，分离点 位置并不固定，约在0.42c≤x≤0.48c范围内来回振荡，参见图 8(a)和9(a)。鉴于文章篇幅限制，其它时刻PIV测试结果在此不一一列举。合成射流激励器开启后，在0.42c≤x≤0.48c视场范围内，气流稳定附着壁面，分离点推迟至视场范围外，见图 9(b)。PIV瞬态及时均化测试结果反映了控制后机翼表面全局流场的有利变化，表面气流分离点推迟，分离区减小，进一步证实其对机翼分离流动的有效控制。
多张瞬态图片进行平均后计算出翼面流场控制前后湍流动能TKE(turbulent kinetic energy)，及雷诺剪切应力τ，定义如下：
无控制状态下(参考图 9(a)和10(a))，上翼面约在距前缘0.4c下游出现强湍流动能带，如图中虚线区域，同时该区域的雷诺剪切应力也较大，参照图 8(a)可知该区域出现流动分离，说明分离区气流紊乱，速度脉动大，流动不稳定，对飞机气动性能产生不利影响。合成射流控制后(参考图 10(b)和11(b))，原本强分离剪切层消失，取而代之的是壁面附近湍流动能增加，剪切应力增大。射流出口附近由于射流与主流进行掺混过程中发生强烈剪切，故湍流动能及雷诺剪切应力增加；射流出口下游到分离点之前的区域控制前后基本没有变化；x=0.4c下游，形成湍流边界层，底层能量增加，抵抗逆压梯度能力提升，这与2.2节边界层速度型测量结果一致。原本的分离气流形成再附，分离点向后推迟。
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| 图 10 机翼上翼面流场湍流动能分布Fig. 10 Normalized turbulent kinetic energy contours |
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| 图 11 机翼上翼面流场雷诺应力-u′v′/u∞Fig. 11 Normalized Reynolds stress -u′v′/u∞ |
图 12给出了机翼迎角α=25°时，无控制与合成射流控制(Cμ=0.0044)后的机翼表面压力分布曲线对比。从图中知，若无控制，α=25°时机翼上表面气流将完全分离，发生失速；而合成射流控制后，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 4中机翼最大升力系数的提高和失速迎角的推迟。
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| 图 12 控制前后机翼表面压力分布对比(α=25°)Fig. 12 Pressure coefficient distributions with and without control (α=25°) |
设计研制了一种倾斜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。得到以下结论：
(1) 斜出口合成射流激励器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=0.0044时，机翼最大升力系数提升了10.4%，失速迎角推迟了4°；
(2) 斜出口合成射流通过横向动量输运向主流注入能量，增强边界层底层剪切应力，提升壁面附近湍流动能，底层边界层能量增加，抵抗逆压梯度能力增加；分离点向后推迟，分离气流重新再附，分离区湍流动能下降。
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