合成射流是一种全新的流动控制技术,其基于旋涡运动产生质量流量为零、动量流量不为零的射流,合成射流本质是将机械振动能量转换成射流流体能量。20世纪90年代中期,以合成射流为主导的零质量射流技术成为流动控制技术研究的一个热点^{[1, 2]}。美国空军科学研究局、波音公司和NASA研究中心等一批科研机构和院校,对该技术都进行了深入细致的研究^{[3, 4]}。国内一些院校也开展了该技术的研究工作^{[5, 6]}。该技术主要用于流动分离控制^{[7, 8]}、气动力控制^{[9, 10]}、增强掺混^{[11, 12]}以及推力矢量控制^{[13, 14]}等。随着学科交叉融合进一步推进以及微电子/机械行业的快速发展,预计不久后的将来,合成射流技术很可能在工程实际中得到应用。目前,大多数合成射流激励器出口速度都比较低,从而在很大程度上影响了其流动控制效果。北京航空航天大学冯立好、王晋军等人采用活塞式合成射流控制圆柱流动分离进行了研究^[15],取得了显著的效果。

本文设计可产生较高射流速度的活塞式合成射流激励器，研究激励频率、活塞行程以及射流出口参数等对射流速度的影响规律，介绍其应用于空腔进行气动噪声抑制的效果。 1 实验模型及设备 1.1 射流器模型

射流器模型主要由驱动装置、控制装置、联轴器、连杆、活塞和汽缸等部件组成，其中驱动装置用于提供运动所需的能量，联轴器的作用是将旋转运动转化为往复直线运动，连杆用于推拉活塞做往复运动，通过改变连杆的长度实现活塞振幅的变化，活塞运动时，气体会通过射流出口吸入或排出汽缸，从而实现零净质量流率的合成射流。射流出口位于空腔前缘，合成射流可对来流产生扰流，使空腔流动特性发生变化。射流器模型示意图如图 1所示。

图 1 射流器模型示意图 Fig. 1 Sketch of synthetic jet model

图选项

选取串激式电机作为射流组件的动力装置，其功率为400W，额定转速为8000r/min，采用直流输入，通过变频器改变电压值实现对电机转速的控制。气缸内径为40mm，活塞运动的频率f通过检测开关和数字式脉冲计数器进行检测和显示，本文给出了f= 10~50Hz的试验结果。通过改变联轴器上的偏心飞轮实现活塞行程(l)的变化，本文研究的活塞行程有2种，即l=5和10mm。图 1中汽缸下方为射流堵块，通过更换射流堵块可实现射流出口参数变化，表 1给出了射流堵块编号及参数，其中1~4号堵块均为狭缝型射流出口，5号射流堵块为排孔型射流出口。

空腔位于射流堵块后方(见图 1)，空腔宽度W为60mm，深度D为10mm，其长度L可以通过在模型后部增减堵块的方式进行变化，沿空腔底部中轴线上分布有7个脉动压力测点。本文给出了L/D=6时的部分试验结果。 1.3 测试设备

地面调试时，利用Endevco公司生产的 8514型号动态压力传感器测量射流器出口处的压力，其量程为±10PSI，频响为200kHz，名义灵敏度为4.35×10^-3mV/Pa。将该传感器安装于外径为2.8mm的金属圆管中，装有传感器的一端连接有一个细金属管，其内径为0.2mm，外径为0.34mm，长度为10mm。利用三自由度坐标仪测量位置的变化，该坐标仪的定位精度为0.02mm。地面调试图片如图 2所示。射流出口垂直向上为Z轴正方向，定义射流速度Z轴正方向为正，反之为负，沿射流出口边缘指向其中心为Y轴正方向 (见图 2)。

图 2 地面调试图片 Fig. 2 Photo of ground test

图选项

风洞试验时，同样利用上述压力传感器测量空腔底部的脉动压力。 1.4 风 洞

在中国空气动力研究与发展中心高速所的FL-21风洞中进行，该风洞试验段横截面尺寸为0.6m×0.6m，试验马赫数范围为0.4~3.0。研究模型安装于风洞试验段侧壁，射流激励器位于试验段驻室内，模型安装于风洞中的图片如图 3所示。

图 3 模型安装于风洞图片 Fig. 3 Photo of testing model installed in wind tunnel

图选项

图 4给出了采用1号射流堵块进行地面调试的结果，射流器活塞行程10mm，测量位置位于射流出口中心(Z=0mm,Y=20mm)。

图 4 射流速度随时间变化 Fig. 4 Changes of jet velocity with timeinstalled in wind tunnel

图选项

上图表明，射流速度呈周期性变化，其频率与射流器激励频率一致，正向射流速度极值(V⁺_max)远大于负向速度极值(V^-_max)。f≤40Hz时，V⁺_max随激励频率增加显著增大，f＞40Hz后，V⁺_max增幅明显减小，这表明气体压缩性开始显现。

图 5给出了对应1号射流堵块，f＝30Hz、l＝10mm时，射流速度极值在Z向及Y向的分布。

图 5 射流速度随位置变化 Fig. 5 Spatial distributions of jet velocity

图选项

上图表明：V⁺_max以及V^-_max均沿Z轴正方向单调减小，这主要是由以下原因造成的：合成射流沿Z轴方向存在射流辐射区和射流核心区，射流的能量主要集中在射流出口附近的射流核心区内，当Z＞2mm(对应4倍射流出口宽度)时，随Z增大V⁺_max急剧减小。随Y增大V⁺_max以及V^-_max均增加，在0mm≤Y≤0.4mm范围内射流速度极值变化幅度较大，这是因为射流出口的端面处(Y＝0mm)为壁面绕流，存在一个边界层流动区域，离壁面越近，速度越小，且该区域速度梯度较大，当Y＞0.4mm时进入射流核心区，速度变化幅度较小，这与Glezer的分析结果^[11]相似。研究结果同时表明，在Z向变化范围内，射流速度随时间均呈周期性变化。正向射流速度极值是用来评价射流器性能的一个重要参数，因此，下节在研究射流出口参数变化影响时，仅针对V⁺_max进行分析。

图 6给出了射流器活塞行程(振幅)变化对正向射流速度极值的影响曲线。

图 6 活塞行程变化对V+max影响 Fig. 6 Effect of piston throw on V+max

图选项

上图表明，振幅变化对型式射流堵块(狭缝型出口与排孔型出口)影响规律一致，V⁺_max与振幅(l)呈正比关系，相同激励频率下，振幅越大，射流出口产生的极值速度越大。这可从能量守恒的观点出发进行解释：合成射流的能量源自激励器的机械能，在其它条件不变的情况下，随振幅增大射流器产生的机械能增大，合成射流动能增大，极值速度增加。

图 7给出了射流出口宽度变化对中心正向射流速度极值的影响曲线。

图 7 射流出口宽度变化对V+max影响Fig. 7 Effect of jet exit width on V+max

图选项

上图表明：l=5mm时，对应射流出口狭缝宽度为1.0mm时，V⁺_max -f曲线线性较好，当狭缝宽度减小为0.5mm时，对应相同频率下V⁺_max均增大1倍以上，曲线仍保持较好的线性度，射流出口宽度较小时其曲线斜率较大，这表明其能量转换效率较高，由于此时最大射流速度不高，气体压缩性尚未体现，故曲线均保持了较好的线性。l=10mm时，狭缝宽度减小为0.5mm，虽然对应相同频率下V⁺_max有明显增大，但曲线线性度较差，f从40Hz增大至50Hz时，V⁺_max变化较小，对应该状态下，气体的压缩性开始体现，这导致激励器转换效率降低； f＜30Hz时，对应狭缝宽度0.5mm时激励器转化效率较高，但f≥30Hz时，该条件下激励器转化效率反而比狭缝宽度1.0时低。

图 8给出了射流出口厚度变化对正向射流速度极值的影响曲线。理论上讲，增大出口厚度一方面会使气流粘性耗散加剧，另一方面，由于射流传递路径增大，将使射流孔外部空气对压缩的感受性降低，这两种作用均导致最大正向射流速度减小，但本文研究结果表明，在一定范围内，射流出口厚度变化对V⁺_max影响较小。

图 8 射流出口厚度变化对V+max影响Fig. 8 Effect of jet exit depth on V+max

图选项

图 9给出了射流出口形状变化对正向射流速度极值的影响曲线。

图 9 射流出口形状变化对V+max影响Fig. 9 Effect of jet exit shape on V+max

图选项

上图表明，激励器活塞行程不同时，射流出口形状变化产生影响规律一致：对应相同激励频率下，排孔型射流出口产生的V⁺_max比狭缝型射流出口产生的V⁺_max高出近一倍。l＝10mm时，排孔型射流出口产生的V⁺_max高达近160m/s。上述差异主要源自射流出口面积的变化，尽管排孔的孔径与狭缝宽度一致，但排孔总面积与狭缝面积相比要小，从能量转换或连续性方程进行考虑，面积较小的出口必然产生较高的射流速度。

高速气流流经具有开式流动特性的空腔时，将产生强烈的气动噪声^[16]，强气动噪声可导致结构振动或疲劳破坏，为改善空腔流场气动声学环境，学者开展了大量流动控制方法研究^[17]。本文将所建立的合成射流技术应用于空腔流场气动噪声抑制，并取得一定的效果。

文中给出了射流器采用1号堵块且活塞行程为10mm时的部分试验结果。

图 10为Ma=0.9时的试验结果。总声压级分布曲线表明：采用该方法进行流动控制后，空腔底部所有位置总声压级强度均有不同程度降低，随X/L增大，流动控制效果减弱，空腔前壁附近总声压级强度降低最为明显，量值约3dB，空腔后壁附近总声压级强度降低约1dB。典型测点声压频谱曲线表明，流动控制后，第1、2峰值单调声均有所降低，但第3峰值单调声基本无变化，St>1.5时，声压能量均有所降低。造成上述现象的原因主要是：一方面合成射流产生的旋涡与空腔流场自持振荡发生耦合，抑制了空腔流场气动噪声回路的形成；另一方面，合成射流与来流发生干扰，改变了气流方向，从而使气流在空腔后壁上的撞击点抬升，撞击强度减弱，气动噪声强度亦随之降低。

图 10 空腔流场特征曲线(Ma=0.9)Fig. 10 Curves of cavity flow characteristic(Ma=0.9)

图选项

图 11给出了Ma=1.5时的试验结果。图示结果表明，采用该方法进行流动控制后，空腔底部总声压级分布曲线以及典型测点声压频谱曲线均基本无变化。造成上述现象的原因是：超声速条件下，空腔流场自持振荡机制较稳定，合成射流能量较小，不能破坏气动声学回路，另外，合成射流的转化效率与无风状态相比可能有所降低。

图 11 空腔流场特征曲线(Ma=1.5)Fig. 11 Curves of cavity flow characteristic(Ma=1.5)

图选项

该项研究表明：所研制的合成射流激励器设计合理，射流出口能产生较大的射流速度，正向射流速度极值约160m/s，射流速度呈周期性变化，其频率与射流器激励频率一致；射流出口V⁺_max随激励器振幅(l)和频率(f)增大而增加，V⁺_max与射流出口宽度呈反比，射流出口厚度对V⁺_max影响较小。跨声速条件下(Ma=0.9)该合成射流技术能够改善空腔流场气动声学环境，但超声速时(Ma=1.5)该方法基本无效。