翼型尾緣低頻大功率合成射流的動態載荷特性研究
——A：實驗方案設計

劉小波，張偉偉，翟 建，葉正寅

（1.西北工業大學 翼型葉柵空氣動力學國防科技重點實驗室，西安 710072；2.上海機電工程研究所，上海 201109）

0 引 言

顫振是結構在氣動力、慣性力和彈性回復力的耦合作用下而產生的一種氣動彈性不穩定現象。隨著現代飛行器向高速、高機動的方向發展，飛行器翼面或全機的顫振問題就顯得更加突出。在傳統的方法當中，進行顫振的主動抑制是利用操縱面的主動偏轉產生附加的氣動力來進行顫振的主動抑制的。然而，傳統的操縱面偏轉通常由液壓作動器作動，液壓作動器可以提供較大的控制力，但其對控制能量的要求較高，能量轉換環節和效率不夠理想，使用時受帶寬限制較為嚴重［1］。為克服上述不足，Hall和Prechtl［2］利用壓電材料研制了一種彎曲作動器，用以驅動直升機旋翼的小副翼。Ardelean［3］等則利用壓電材料開發了一種V-Stack作動器，并進行了風洞實驗研究。文獻［4］提出了一種用超聲電機來取代液壓系統的方法，數值仿真和風洞實驗都取得了較好的效果。

基于流動主動控制改變氣動力進行顫振主動抑制的方法，一方面在于改進傳統操縱面作動機構能量轉換和效率方面的不足，另一方面則在于發展出新的氣動力控制方式。格尼襟翼［5］是在機翼尾緣伸出的一塊短板，文獻［6］和［7］的研究已顯示出格尼襟翼應用于氣動力和力矩控制的效果。受格尼襟翼啟發，Bieniawski和Kroo［8］等人設計了微型尾緣控制器（Mi TEs），大量的風洞實驗和數值仿真結果都證實了該微型尾緣控制器的效果：相比于傳統襟翼，MiTEs能夠提供有效的控制力和力矩，且控制十分靈活。Li和Kroo［9］等將MiTEs應用于顫振主動抑制的研究，風洞實驗成功地證實了Mi TEs進行顫振主動抑制的能力。

噴流襟翼是進行氣動力控制的另一種方式，噴流襟翼是在機翼尾緣處以一定的方向和動量系數噴出的一股氣流。噴流襟翼在20 世紀中期前后就有研究［10］，而在近來的研究中，Tranb，Lund［11］等將噴流襟翼應用于飛行器的無鉸式控制以取代傳統操縱面，模型試飛的結果顯示該方法可用于飛行器的飛行控制。進一步的研究［12］將噴流襟翼和格尼襟翼的組合與10%弦長的傳統操縱面進行了比較，研究結果表明對于噴流／格尼襟翼的組合，當給定適當的噴流動量系數，就可以產生足夠的滾轉控制力矩。然而，從已有的文獻來看，目前對噴流襟翼的研究多集中在定常噴流上，而對非定常噴／吸的研究卻較為少見。

作為氣動力的控制方式，合成射流［13-17］在近來的研究中獲得了廣泛的關注。合成射流因結構簡單、質量輕，響應迅速，無需外在氣源等優點，在工程上具有潛在的應用價值。合成射流應用于氣動彈性的控制在于合成射流與橫流的相互作用可以改變局部流場，并誘導產生“虛擬氣動外形”，這一“虛擬氣動外形”可以比合成射流的特征尺寸大出1～2個數量級，從而改變升力面上的載荷分布。合成射流周期性的吹／吸氣則會導致升力面上載荷周期性的變化（如果頻率可控，這個應該可以抑制顫振）。利用合成射流取代傳統操縱面，并以此進行飛行器的無鉸式控制［18-19］以及翼面的氣動彈性控制［20-25］是一個嶄新的研究領域。其中Donnel［21］，Schober［22］等則將合成射流應用于顫振的主動抑制研究，研究針對合成射流在翼型上的位置、噴口尺寸、噴流頻率、噴流動量系數進行了細致地分析，閉環控制將顫振臨界速度提高了15%。

進行這樣一類控制的關鍵在于設計出具有較高動量系數的合成射流致動器。由于傳統的合成射流致動器受空腔體積及振動膜片振幅的限制，即使膜片工作在共振頻率附近，合成射流噴口也難以形成較高動量的噴流。為此，Traub 等人［18］在進行飛行器無鉸式控制的研究時，設計了一種緊湊大功率合成射流致動器，合成射流器由活塞作動，噴口峰值速度可達100m／s量級。而對于翼面的氣動彈性控制，進行合成射流控制的最佳位置在尾緣附近［23］，且出現氣動彈性不穩定的頻率一般集中在較低頻率處。因此，進行這樣一類控制時有必要設計出一種尾緣處的低頻大功率合成射流致動器。文獻［26］針對這一問題提出了一種低頻大功率合成射流器的設計方案，并對其開展了初步的數值研究。

在實驗方面，目前開展尾緣低頻大功率合成射流的研究尚不多見。由于開展這一方面的研究需要耗費較大的人力和物力，在文獻［26］的基礎上設計了一套適用于風洞研究的實驗方案，并應用實驗結果對所設計的方案進行了驗證。

1 實驗設備設計原理

如前所述，傳統的操縱面偏轉受復雜的液壓作動機構的限制，格尼襟翼因機翼尾緣處空間狹小而出現收放困難，噴流襟翼要么引發動機的高溫氣體、要么在飛行器上安裝沉重的氣罐導致設計的復雜和飛行器重量的增加。本實驗方案基于傳統操縱面進行顫振主動抑制的原理，結合格尼襟翼與噴流襟翼進行氣動力控制的方式，將目前流動控制領域廣泛研究的合成射流技術引入到非定常氣動力的控制，考慮到機翼的特定形狀，利用合成射流簡單、方便、響應迅速、無需外在氣源的特點，提出圖1 所示的尾緣合成射流器：合成射流器噴口位于翼型后緣，噴流方向垂直于翼型弦線。

按圖1設計的合成射流致動器具有較大的空腔體積，即使驅動器在較低的頻率下進行驅動，也能產生較高速度的合成射流，然后再將合成射流的噴口置于機翼尾緣處，讓合成射流垂直于翼弦方向噴出，就可以提供較大的控制力和力矩。當合成射流的工作頻率涵蓋結構低頻模態頻率時，就能夠獲得良好的顫振抑制效果。因此，圖1的設計正好符合了這一規律。

進行尾緣低頻大功率合成射流實驗的技術關鍵在于設計出具有較高動量系數的合成射流致動器。考慮到風洞實驗段的尺寸限制，很難在有限的空間內加工如圖1所示的實驗模型，我們提出了如圖2所示的替代實驗方案。

合成射流器由兩只對稱安裝的氣缸組成，氣缸活塞桿通過連桿與轉盤連接。在伺服電機的驅動下，轉盤作勻速圓周運動，活塞通過連桿帶動而在氣缸內作周期性的往復運動，活塞在運動的過程中就形成了對缸內空間的壓縮和擴張，從而形成了氣缸出口處周期性的吹／吸氣。

圖1 尾緣合成射流器的創新思路Fig.1 The design of synthetic jet at trailing edge

圖2 實驗設備設計原理Fig.2 The sketch of experimental equipments

由于氣缸的對稱安裝，在一側氣缸吹氣的同時另一側氣缸則以同樣大小的速度吸氣，二者之間正好相差180°。在氣缸的出口處，通過管道將氣流引入到機翼尾緣的上下噴口，氣缸周期性的吹／吸氣便形成了機翼尾緣處的合成射流。通過調節電機的轉速以及連桿端頭在轉盤上的位置，可以調節噴流的頻率及噴口速度的大小。

2 實驗模型

實驗模型為采用NACA0015翼型制作的矩形翼段，按西北工業大學低湍流度風洞（LTWT）二元實驗段的尺寸設計，模型弦長500mm，展長398mm。如圖3所示，模型內部為金屬制作的空腔體，外部為紅松木制作的外殼。噴縫位于模型0.95弦長站位的上下翼面，縫長300mm，縫寬1.0mm。進氣口位于模型的兩側，進氣口與模型內部空腔體相通，空腔體又與尾緣處噴縫相通。

在設計時，模型內部的空腔體設計成上下兩個獨立的氣室，如圖4所示，上氣室與左側進氣口和上噴縫相通，下氣室與右側進氣口和下噴縫相通。這樣，由合成射流致動器產生的交變氣流通過進氣口進入模型內部，然后再由噴縫噴／吸，在橫流的作用下，便產生了尾緣處的合成射流。

圖3 機翼模型Fig.3 The model of the wing

圖4 空腔體結構圖Fig.4 The configuration of the cavum

3 低頻大功率合成射流致動器的制備

低頻大功率合成射流致動器由電機、齒輪、轉盤、鉸軸、連桿和氣缸等部件組成，其相對位置關系如圖5所示。兩只大小相同的氣缸對稱安裝于轉盤的兩側，氣缸活塞通過連桿與轉盤上的鉸軸相連，轉盤則通過橫軸與齒輪系的大齒輪相連，齒輪系的小齒輪則固定安裝在伺服電機的輸出軸上。這樣在電機的帶動下，轉盤作勻速圓周運動，轉盤的勻速圓周運動通過連桿機構轉化為氣缸活塞的往復運動，從而形成對氣缸內空間的擴張和壓縮。通過管道將氣缸的出氣口與機翼模型的進氣口相接，便形成了模型尾緣處周期性的吹／吸氣。

由于兩只氣缸的對稱安裝，在一只氣缸壓氣時另一只氣缸則以同樣的活塞速度吸氣，二者剛好相差180°。這表現在機翼模型上則為：一側噴口在噴氣時另一側的噴口則在吸氣，二者也剛好相差180°。

圖5 合成射流器總裝圖Fig.5 The picture of synthetic jet actuator

圖6 轉盤機構Fig.6 The configuration of the turn plate

實驗時，為便于進行實驗參數的研究，在進行轉盤的設計時，可以形成活塞半行程的調節。轉盤為一圓盤狀鋼件，在盤面上按設計半行程開有一系列的螺紋孔，螺紋孔3個為一組，可通過螺栓與鉸軸的安裝孔進行配合，如圖6所示。在設計時，為減少螺紋孔的數量，不同的半行程間有公用的螺紋孔。在本實驗中，一共設計了12種不同的可調活塞半行程，如表1所示：

表1 活塞可調半行程Table 1 Half routes of the piston

4 模型的支撐

考慮到LTWT 風洞二元實驗段僅能進行測壓試驗，因此我們設計了如圖7所示的模型支撐機構，模型與外部支撐架連接的橫梁部分設計成測力元件。

圖7 模型的支撐Fig.7 The brace of the model

如圖7所示，兩只支撐架通過螺栓咬合在風洞兩側壁外側的木框上，一對橫梁（天平）一端與模型兩側的組裝板用螺紋緊固連接，另一端則搭接在支撐架的上平臺上，調好水平度后用螺栓緊固連接。在安裝時，兩天平的軸線重合，位于模型弦平面距前緣0.216c的地方。模型以0°迎角水平安裝于LTWT 風洞二元實驗段內，實驗過程中不改變迎角。在模型安裝好之后，模型的任何一部分均不與風洞洞壁及轉窗接觸。

5 天平設計方案

由于支撐方式的特殊性，決定以測力的方式開展風洞實驗研究。利用矩形截面梁作為測力元件測量模型上的升力和力矩。根據材料力學，矩形截面梁的彎曲主應力方向沿梁中軸方向，扭轉主應力方向與中軸線呈45°夾角。據此，可將應變片按圖8所示的方式粘貼，并組成圖9所示的橋路。

實驗中，為有效地進行升力和力矩的測量，將模型左右兩側的應變片組成了兩套相同的橋路：分別為左側升力橋路（R1，R2）、右側升力橋路（R3，R4）左側力矩橋路（R5，R6，R7，R8），右側力矩橋路（R9，R10，R11，R12）。其中升力橋路組是1／2橋路，力矩橋路組是全橋橋路。這樣做的好處是若某一個橋路出現問題，另一個橋路還能進行有效地測量。

圖8 應變片在矩形截面梁上的粘貼Fig.8 The sketch of strain gauges fixed on rectangular beam

圖9 氣動力和力矩測量橋路Fig.9 The bridge circuit of lift and moment measurement

實驗時，三軸45°應變花粘貼在矩形截面梁靠近支撐根部的上下表面，如圖10所示。矩形截面梁材料為硬鋁（YL12），長為120mm，寬為20mm，厚為10mm。應變片單片阻值為：120±0.3Ω，靈敏度系數為：2.21±1%。

實驗前，采用標準砝碼對上述測量橋路進行了風洞內標定，在實驗測量載荷范圍內天平線性度很好。標定的結果為：升力橋路為：kL=5.56N／m V，力矩橋路為：km=0.125Nm／m V。

圖10 應變片在天平上的粘貼Fig.10 The picture of strain gauges fixed on the balance

6 實驗測試設備

測試設備包括DH-3846 應變放大器一臺，LMS動態數據采集分析儀一臺，電腦，顯示器。動態數據采集設備如圖11所示。

圖11 動態數據采集設備Fig.11 The picture of equipments for processing dynamic data

動態數據采集的過程為：由模型產生的動態應變信號首先傳輸至DH-3846，進行信號放大，放大后的信號再傳輸至LMS譜采集系統，由LMS、電腦主機、顯示器組成的系統對信號進行采集、顯示、分析和記錄。

實驗時，為能監測噴口的流動，還在上下噴縫邊緣粘貼了應變片，應變片粘貼位置為：應變片敏感軸線距噴口邊緣6mm，應變片敏感軸線與噴縫展向垂直。噴口氣流在抵達應變片時會產生滯止，因而應變片的應變響應可以反映空腔內的總壓變化情況。

7 實驗結果及分析

圖12和13給出了L100＿U20＿N120、L10＿U20＿N1800狀態下作用在模型上的氣動力系數、繞1／4弦長處的力矩系數和下噴口應變的時間響應。其中，L100表示活塞半行程為100mm，U20表示來流風速為20m／s，N120表示電機的轉速為120r／min，余者類推。噴口應變為負時噴口噴氣，為正時噴口吸氣。

對比圖12和13可知，尾緣處周期性的吹／吸氣會導致作用在模型上的氣動力周期性地變化，在噴口氣流向下噴出時，在模型上會產生一個向上的升力和一個低頭的力矩，且隨著噴流速度的增加，升力和力矩的大小都會增大。在圖12中，合成射流頻率為f=1.0Hz，圖12 中升力和力矩響應的頻率恰好為1.0 Hz，圖13中也是如此，這說明合成射流頻率控制是較為精確的。

圖12 L100＿U20＿N120響應曲線Fig.12 The response of L100＿U20＿N120

圖13 L10＿U20＿N1800響應曲線Fig.13 The response of L10＿U20＿N1800

另外，圖12中的響應曲線呈鋸齒狀，曲線上有的小峰值點，而圖13中的響應曲線類似正弦，且曲線較為光滑。圖12中的狀態為低頻大功率狀態，轉盤轉速較低且不夠均勻，活塞運動在最大點之后出現急行程狀態，在運動方向相反時壓縮氣流出現了一個小的波動。而在電機轉速較高時，轉盤的轉速較高，轉盤的轉動慣性平衡了活塞在壓／吸氣時所產生的不均勻力，因而噴口應變響應、升力和力矩的響應都比較光滑。 圖12和13給出的是兩個比較極端的狀態，在這兩個實驗狀態下，實驗都采集到了比較好的數據（圖12看出疊加有倍頻的，這個也許很有用）。作為示例，圖14給出本實驗中比較一般的狀態，其狀態為：L85＿U35＿N540，對應的合成射流頻率為f=3.0 Hz。從圖13和14可知，在電機轉速相對較高和活塞半行程不是太大時，實驗均能采集到較好的數據。由此可見，實驗設計可以有效地進行尾緣低頻大功率合成射流的研究。

圖14 L85＿U35＿N540響應曲線Fig.14 The response of L85＿U35＿N540

此外，從圖14中力和力矩響應的幅值來看，升力系數的幅值約為0.16，力矩系數的幅值約為0.045，按升力的幅值計算，這一幅值相當于NACA0015翼型在約1.5°迎角時的定常升力系數值。由此可見，尾緣低頻大功率合成射流可以使翼型獲得較大的控制力和力矩，這一力和力矩可以用于氣動彈性的控制。

8 結 論

為了在風洞實驗中驗證尾緣合成射流所產生的動態載荷特性，開展了如下幾點工作：

（1）設計了低頻大功率的合成射流器。運用洞體外的大口徑氣缸來產生足夠大動量系數的低頻合成射流。并通過合適的空腔結構設計和使用抗壓管，盡量減少射流通道的彈性變形。在模型部件聯接部位都采用了密封方式。這些措施極大減少了射流的動量損失；

（2）設計了頻率和動量系數的調節機構。通過設計合適的轉盤機構，不僅實現了尾緣噴流的速度調節，而且提高了合成射流的諧波特性。通過步進電機的工作轉速調節，可實現射流無級調頻。通過協調活塞行程、電機轉速以及來流風速，進而實現了合成射流的動量系數、無因次頻率等參數對動態氣動載荷的影響研究；

（3）開展了初步的風洞實驗研究。風洞實驗表明當伺服電機工作在適當的轉速以上以及活塞半行程不是太大時，合成射流致動器能夠獲得較好的實驗效果，噴口響應，升力和力矩的響應都能獲得較為光滑的響應曲線。在合成射流器作周期性的吹／吸氣時，翼型的氣動載荷也呈現出周期性的變化。尾緣處低頻大功率的合成射流能夠使翼型獲得較大的氣動力和力矩，這一控制力和力矩可以用于相關動力學問題的控制。

致謝：本研究中模型設計得到西北工業大學李斌老師、郝禮書老師和李志廣技師的幫助，天平設計得到謝亞軍老師的幫助，在此表示衷心感謝！

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