低雷諾數自由翼斜出口合成射流分離流流動控制

孫圣舒, 顧蘊松, 陳勇亮, 趙 雄

(南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

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低雷諾數自由翼斜出口合成射流分離流流動控制

孫圣舒, 顧蘊松*, 陳勇亮, 趙 雄

(南京航空航天大學 航空宇航學院, 江蘇 南京 210016)

采用斜出口合成射流對低雷諾數自由翼進行分離流主動流動控制，通過可視化機翼表面壓力測試技術和粒子圖像測速技術的同步測量，探究了合成射流對自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突躍的物理機制。實驗結果表明：在低雷諾數來流條件下(Re=1.24×105)，自由翼的最大平衡迎角僅為5°；合成射流控制下，最大平衡迎角增至16.8°。無控制狀態下，當自由翼平衡迎角達到5°時，上翼面流動分離，處于分離區內的操縱舵面舵效降低。斜出口合成射流激勵器在邊界層內的能量注入，使自由翼上翼面分離流再附，提高了操縱舵效，促使自由翼迎角突躍，在較大的迎角下保持穩定。在斜出口合成射流激勵器的作用下，自由翼可以配平在大迎角飛行狀態，對于實現短距起降具有重要的意義。

自由翼；低雷諾數；合成射流；流動控制；PIV；平衡迎角；分離流

0 引 言

自由翼的設計理念是由Zuck[1]在1945年首次提出的，它不同于常規的固定翼，可以繞一根展向的轉軸自由轉動，運動形態類似于風向標。自由翼尾部有操縱舵面，用于調整自由翼相對于自由來流的平衡迎角。19世紀70年代，Porter[2-3]對自由翼飛行器開展了理論和試驗研究，證明了自由翼具有良好的突風

緩和特性，驗證了自由翼技術在低翼載的輕型飛行器上應用的可行性。1977年，Gee[4]通過自由翼飛行試驗，證明了前置自由鴨翼的自由翼飛行器能夠在15節的速度下穩定飛行，且飛行操控特性良好。1986年，美國自由翼飛行器公司的Schmittle[5]制作的“Scorpion”號自由翼飛行器首次引入了傾轉機身的概念，有效地減小了飛行器的起飛距離。1992年，馬里蘭大學的Chen[6-8]對自由翼飛行器的一系列數值模擬和風洞試驗，為提升自由翼低速飛行能力和改善短距起降特性提供了支撐。21世紀初，南京航空航天大學的何小亮[9]、周欲曉[10]對自由翼機翼本身的氣動特性優化進行了研究，并給出了翼型優化設計方法。2013年，西密歇根大學的Brandt[11]對自由翼的轉軸和重心位置進行了試驗研究，給出了設計原則和優化方案。在其試驗狀態下，自由翼的重心位于轉軸之后，當操縱舵面上偏11°時，自由翼上翼面流動分離，誘發自由翼輕微的俯仰振蕩，這一現象對自由翼的操縱特性具有不利的影響。因此，有必要使用合適的流動控制手段來抑制分離流動，改善自由翼的操控特性。

對固定翼分離流的流動控制手段主要分為被動流動控制和主動流動控制兩類。被動流動控制是在機翼上翼面合適的位置安裝渦發生器等裝置，增加邊界層能量，抑制流動分離。被動流動控制同時存在顯著的缺點，控制裝置無法隨著機翼上翼面流動狀態自適應調整，在巡航狀態下反而帶來額外的阻力。主動流動控制方法允許多參數的人工調控，可以通過微小的擾動能量激發宏觀流場的變化。主要的主動流動控制手段包括吹氣式、吸氣式、合成射流、等離子體和微機電系統(MEMS)等。

零質量射流(又名合成射流)作為主動流動控制的典型代表，20世紀80年代末由南京航空航天大學的明曉[12]提出，并應用于圓柱繞流的分離流控制。Amitay[13]和郝禮書[14]都將合成射流流動控制技術應用于固定翼分離流控制，有效地控制了流動分離。羅振兵[15]提出了合成雙射流激勵器的概念，避免了受控流場和環境流場間壓差引起的振動膜壓載失效問題。張攀峰[16-17]將合成射流出口安置于機翼分離點后，通過數值模擬的方法驗證了分離點后的合成射流仍然可以有效地控制上翼面的分離剪切層，此外還對斜出口合成射流孔口傾斜角優化設計進行了研究，指出30°的孔口傾斜角對機翼升阻特性具有良好的控制效果。顧蘊松[18]對斜出口合成射流激勵器出口流場特性進行了試驗研究，指出斜出口合成射流的出口流場具有沿壁面的橫向流動運輸特性。左偉[19]將斜出口合成射流應用于低雷諾數下的固定翼分離流控制，機翼的最大升力系數提升了10.4%，失速迎角推遲了4°。

本文將斜出口合成射流激勵器主動流動控制技術應用于自由翼分離流控制，借助可視化機翼表面壓力測試技術和粒子圖像測試技術的同步測量，探究了合成射流對自由翼平衡迎角的提升效果及合成射流作用后自由翼迎角突躍的物理機制。

1 設備與方法

1.1 自由翼模型設計

自由翼模型如圖1(a)所示，自由翼選取的翼型為GOE741反彎翼型，弦長c=300 mm，展長l=400 mm。轉軸距離前緣的距離lP=0.2c，操縱舵面弦長cd=0.25c。自由翼的操縱舵面通過支桿連接到內埋于下翼面的舵機，通過地面站精確控制舵面偏轉，角度控制精度為0.1°。試驗模型的舵偏角范圍為-20°～+26°，定義舵面上偏為正。

(a) Free-wing model

(b) Beveled synthetic jet

(c) Pressure taps

在30%c位置，沿展向均布8個合成射流激勵器斜出口，激勵器采用1.25寸釹磁鋁盆揚聲器，工作參數為2 W/6 Ω。每個斜出口狹縫的縫寬為1 mm，長度為15 mm，出口方向與此處翼面的弦向切線夾角為30°。揚聲器共用的驅動信號是由函數信號發生器產生，經功率放大器放大后的正弦波信號。揚聲器振動膜的周期性振動改變腔體體積，在斜出口處產生同樣頻率的吹吸氣流。在自由翼展向對稱面位置，沿上下翼面弦向分布共41個表面測壓孔，其中，在操縱舵面的上下表面各分布2個測壓孔。所有的表面測壓孔與當地翼面切面垂直，對機翼表面壓力進行積分可以計算得到自由翼的升力特性和操縱舵面的氣動力特性。測壓孔位置分布見圖1(c)。

1.2 試驗測試系統

自由翼風洞試驗在南京航空航天大學低湍流低噪聲回流式開口風洞進行，試驗段截面尺寸為1.5 m×1 m，模型核心區湍流度ε=0.08%。測試系統主要包括粒子圖像測速系統、可視化壓力測試系統和平衡迎角測試系統。

PIV系統由丹麥Dantec公司研發，主要由CCD相機、雙脈沖激光器Vlite-500、片光光學組件、DEHS粒子發生器、同步器和數據處理工作站等組成。相機分辨率為2048pixel×2048pixel，內觸發最大全幅拍攝頻率為10 Hz；激光器最大輸出功率為500 mJ/Pulse，脈沖激光的波長為532 nm，脈沖時間為15 ns，束腰厚度為1 mm；DEHS粒子粒徑不大于5 μm；同步器的時鐘分辨率不大于1 ns。PIV對流場速度的測量精度約為2%。

圖2 試驗測試系統圖Fig.2 Experimental setup

可視化壓力測試系統由南京航空航天大學飛行測控創新實驗室自主研發，主要包含64通道壓力變送器、NI(National Instruments)數據采集系統和可視化軟件。以SM-5652差壓傳感器芯片為核心，傳感器的滿量程為0.15psi，壓力測試精度為0.05%FS。傳感器的輸出為模擬量，NI計算機通過兩塊16位NI-6218采集卡采集模擬電壓，在基于LabVIEW?可視化編程語言編寫的程序中實時顯示機翼表面壓力系數分布曲線。系統的采樣率可達1 kHz。

(a) 64 channels pressure transducer

(b) LabVIEW? program

自由翼迎角測試系統主要由軸編碼器和NI數據采集系統組成。自由翼和展向轉軸同步轉動，軸編碼器測量轉軸轉動的角度值，并在可視化的程序中實時顯示，作為自由翼的平衡迎角。迎角測試系統的角度測量精度為0.1°。

2 試驗結果分析與討論

2.1 自由翼靜態氣動特性及控制結果分析

在恒定的來流條件下，自由翼的平衡迎角可由操縱舵面控制。當操縱舵面上偏，自由翼受到抬頭力矩，導致自由翼迎角增加到新的平衡迎角，平衡后自由翼的合外力對轉軸的俯仰力矩為0。

試驗首先對自由翼的平衡迎角隨舵偏角的變化關系進行了研究。來流風速為6 m/s、7 m/s、8 m/s和9 m/s，對應的平均雷諾數Re分別為1.24×105、1.45×105、1.65×105和1.86×105。在四種來流條件下，測量自由翼迎角和舵偏角的對應關系，同時得到所有平衡迎角下的機翼表面壓力分布。

圖4給出了不同平均雷諾數下自由翼迎角與舵偏角的關系曲線。圖5給出了自由翼在不同雷諾數下的升力系數曲線，升力系數是由機翼表面壓力積分后無量綱化得到。當來流平均雷諾數為1.86×105時，在可調的舵偏角范圍內，隨著舵偏角的增大，自由翼平衡迎角隨之單調增加，操縱舵面一直有效；當來流平均雷諾數降低為1.65×105和1.45×105時出現流動分離現象，自由翼的最大平衡迎角分別為18.7°和9.1°；當來流平均雷諾數為1.24×105時，最大平衡迎角為5°，上翼面流動分離，升力損失。

圖4 不同雷諾數下自由翼平衡迎角與舵偏角關系曲線Fig.4 Plots of balanced α vs. δ without BSSJ control in different Reynolds numbers

圖5 不同雷諾數下自由翼升力系數曲線Fig.5 Lift coefficients of free-wing without BSSJ control in different Reynolds numbers

針對自由翼在低雷諾數下的氣動特性惡化問題，將采用斜出口合成射流激勵器的主動流動控制手段來改善自由翼氣動特性。

在合成射流控制下，研究自由翼平衡迎角和舵偏角的關系。根據前期的研究結果，選取激勵器工作頻率f=340 Hz，工作電壓U=1 V、2 V，Re=1.24×105的試驗狀態。如圖6、圖7所示，無合成射流控制時，自由翼最大平衡迎角僅為5°，最大升力系數CLmax為0.1；當工作電壓U=1 V、2 V時，自由翼的最大平衡迎角分別可以達到13.6°、16.8°，最大升力系數CLmax分別為0.45、0.57。

圖6 合成射流控制后自由翼迎角和舵偏角關系Fig.6 Plots of balanced α vs. δ with BSSJ control

圖7 合成射流控制后升力系數曲線Fig.7 Lift coefficients of free-wing with BSSJ control

2.2 合成射流對失速自由翼的控制效果分析

2.1節主要研究了合成射流控制對靜態自由翼的控制效果，在激勵器持續控制下，低雷諾數自由翼不再出現分離現象。本節將針對已經處于分離狀態的自由翼，研究自由翼表面壓力分布和上翼面空間流場在合成射流控制后的變化情況。

在低雷諾數條件下(Re=1.24×105)，舵面上偏28°，自由翼的平衡迎角在5°時上翼面失速。此時，施加合成射流控制，工作頻率f=340Hz，工作電壓U=1V。在合成射流的作用下，自由翼迎角突躍，達到新的平衡迎角21.2°。從合成射流開始控制到自由翼達到新的平衡狀態的過程，歷時1.3 s。

圖8給出了合成射流控制前后自由翼迎角突躍過程中上翼面的瞬態流場結構，PIV測量范圍約為距離機翼前緣的0.25c～0.75c。圖8(a)為合成射流控制前的上翼面流動分離狀態，此時α=5.3°。圖8(b)為合成射流控制后，自由翼上翼面分離流再附的流動結構。隨著自由翼迎角的增加，上翼面的后緣逐漸出現流動分離；大迎角α=21.2°狀態下，自由翼上翼面前緣繞流依然再附，在距前緣0.7c位置附近出現流動分離，這是由自由翼的舵面上偏，與主機翼形成的三角區造成的。

圖8 斜出口合成射流控制后的上翼面流場速度云圖Fig.8 Velocity distributions of free-wing during the transients following the onset of BSSJ

圖9給出了自由翼迎角突躍過程機翼的表面壓力分布變化情況。t=0 s時，自由翼處于分離狀態，其流場結構對應圖8(a)；在施加合成射流控制后，t=0.2 s時上翼面流場再附(圖8(b))，從壓力分布曲線可以看出上翼面形成了穩定的分離泡，同時舵面產生的抬頭力矩增加，自由翼迎角開始逐漸增加；t=0.4～1.2 s的過程中自由翼迎角增加，分離泡結構穩定，位置逐漸前移；t=1.4 s時到達最大平衡迎角，機翼有很強的前緣吸力峰，前緣層流分離泡穩定存在，使得自由翼在大迎角狀態α=21.2°保持穩定。表面壓力分布的分析結果同PIV流場的分析結果是一致的。圖10給出了自由翼迎角突躍過程的操縱舵面瞬態流場的PIV結果。

圖9 斜出口合成射流控制后的表面壓力分布Fig.9 Surface pressure distributions of free-wing during the transients following the onset of BSSJ

圖10 斜出口合成射流控制后的操縱舵面流場速度云圖和機翼表面壓力分布曲線Fig.10 Velocity distributions of control surface and surface pressure distributions of free-wing during the transients following the onset of BSSJ

為了確定在合成射流控制后自由翼獲得的抬頭力矩是否來源于操縱舵面，對操縱舵面流場進行PIV試驗研究。在合成射流控制前，自由翼上翼面流動分離，并在操縱舵面三角區內形成較強的分離區，操縱舵面完全處于分離區內，操縱舵效很低；當合成射流控制后，上翼面流場再附，在操縱舵面位置形成附著流動，舵效顯著增加。結合機翼舵面位置附近的壓力分布數據分析，可以看出，在合成射流控制后，自由翼后緣上下翼面的壓力差顯著增加，抬頭力矩增大，促使自由翼平衡迎角增大。

3 結 論

對自由翼機翼施加斜出口合成射流激勵器控制分離流，結合機翼表面壓力測試技術和粒子圖像測速技術，研究了斜出口合成射流的出口流場特性和特定控制參數下合成射流激勵器對自由翼最大平衡迎角的控制效果。試驗結果表明：

1) 斜出口合成射流的邊界層能量注入使得自由翼上翼面分離剪切層再附，對于自由翼分離流控制起到良好的控制效果；

2) 在低雷諾數下，通過合成射流激勵器控制手段，僅需消耗微弱的能量，可以顯著提升自由翼的最大平衡迎角，增大升力系數；

3) 在無合成射流控制狀態，自由翼上翼面流動分離，合成射流控制后上翼面流場再附，原本處于分離區內的操縱舵面重新恢復舵效，抬頭力矩增加，從而產生了自由翼迎角突躍現象，顯著提升了自由翼的最大平衡迎角及最大升力系數。

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Separation flow control on free-wing with beveled-slit-synthetic-jet at low Reynolds numbers

Sun Shengshu, Gu Yunsong*, Chen Yongliang, Zhao Xiong

(CollegeofAerospaceEngineering,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)

Active flow control on a free-wing at low Reynolds number has been investigated experimentally by using beveled-slit-synthetic-jet(BSSJ). Synchronous measurement of visual pressure transducer system and PIV(Particle Image Velocimetry) has been used to investigate the mechanism of free-wing during the transients of AOA(angle of attack) following the onset of BSSJ. Results reveal that the maximal balanced AOA is only 5° in low Reynolds number(Re=1.24×105), whereas it is 16.8° with BSSJ control. Due to the influence of flow separation at upper surface at balanced AOA up to 5°, the efficiency of control surface of free-wing is reduced remarkably. Energy injection in the boundary layer prompts the attachment of separation flow at upper surface and improves the efficiency of control surface. Upward force moment leads free-wing to increase the AOA and reaches to a new balanced AOA. Trimming at high balanced AOA has an important significance, with the control of BSSJ, upon SLOT(Short Take Off and Landing).

free-wing; low Reynolds number; synthetic jet; flow control; PIV; balanced angle of attack; separation flow

0258-1825(2017)02-0277-06

2016-12-20;

2017-02-13

江蘇高校優勢學科建設工程資助項目(PAPD)

孫圣舒(1993-)，男，碩士研究生, 研究方向：自由翼、流動控制. E-mail：sunshengshunuaa@qq.com

顧蘊松*(1971-)，男，教授, 研究方向：實驗空氣動力學、流動控制. E-mail：yunsongg@nuaa.edu.cn

孫圣舒, 顧蘊松, 陳勇亮, 等. 低雷諾數自由翼斜出口合成射流分離流流動控制[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(2): 277-282.

10.7638/kqdlxxb-2016.0165 Sun S S, Gu Y S, Chen Y L, et al. Separation flow control on free-wing with beveled-slit-synthetic-jet at low Reynolds numbers[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(2): 277-282.

V211.7

A doi: 10.7638/kqdlxxb-2016.0165