并列雙圓柱尾流切向噴射控制研究

袁方洋, 曹 陽, 凃程旭, 鄒 衡

(1.江南大學 江蘇省食品先進制造裝備技術重點實驗室, 江蘇 無錫 214122; 2.中國計量大學 計量測試工程學院, 杭州 310018; 3.浙江省安全生產協會, 杭州 310018)

0 引 言

鈍體繞流及其渦激振蕩問題廣泛存在于橋梁、建筑、航空航天等工程領域。例如，橋梁拉索和橋墩、高空及海底電纜、海底石油管線、遠洋鉆井平臺臺柱、城市高層建筑和換熱器管束等[1-3]。特別是在工程應用中，鈍體結構常以成對圓柱、圓柱陣列出現，容易引發繞多圓柱流動的渦激振蕩現象。當流體以一定的速度繞過鈍體時，交替脫落的渦旋使鈍體受到橫向的交變荷載，一旦荷載的頻率與結構固有頻率一致，將導致結構發生共振，使結構振幅劇增造成結構破壞。因此，深入研究繞多圓柱流動的尾流控制方法及其機理具有重要的學術價值和現實意義。

與流體繞單圓柱流動相比，雙圓柱尾流的流型、流場分布及流體動力特性等都有其自身特點[4]，它除了受雷諾數Re的影響外，對兩圓柱的中心距比T/D也非常敏感。根據來流方向的不同，均勻來流中的雙圓柱分布可以分成串列、并列和錯列3種形式。并列布置的雙圓柱繞流會出現鄰近干擾。根據T/D的大小，可以將尾流流型分為單鈍體流型(1

根據有無額外能量的輸入，鈍體尾流的控制方法可分為主動控制和被動控制2大類。被動控制主要通過調整鈍體的幾何外形，譬如，改變圓柱體的表面粗糙度、安裝螺旋箍線等[6]來迫使剪切邊界層在分離前轉捩為湍流而引入主流區的動量，從而增強其抵抗逆壓梯度的能力；或通過在鈍體下游布置隔離板或小尺度控制件，直接控制尾流。張鵬飛等[7]利用后置的隔離板，對Re=200、T/D=1.5的并列雙圓柱尾流進行了數值研究，結果表明合適位置的隔離板能在一定程度上抑制偏流，但并不能很好地控制渦旋脫落。Oru?等[8]則將寬度小于5D的隔離板安裝在并列雙圓柱流向中心面上，也得到類似的結論。可見，這類被動控制方法并不能有效抑制并列雙圓柱尾流。陳文禮等[9-10]研究了在圓柱前駐點附近開孔吸氣并在后駐點附近開孔噴射氣流的繞流控制方法，實驗表明開更多孔可有效減少模型的阻力,并抑制風載荷的脈動振幅，能使周期性的渦結構消失。受射流的作用，尾渦脫落從反對稱模式轉換為對稱模式。

常見的主動控制有采用圓柱繞其中心軸旋轉的方法。Yoon等[11]首次對雷諾數為100的并列旋轉雙圓柱進行了數值仿真，隨后他們又發現存在一個臨界相對轉速使尾流的控制效果最好[12]。課題組利用PIV實驗技術和浸沒式格子玻爾茲曼方法對中等雷諾數(Re=425～1130)并列旋轉雙圓柱繞流問題進行實驗研究和數值仿真，發現并列旋轉雙圓柱的尾渦控制機理與單旋轉圓柱繞流有很大不同。當雙圓柱反向旋轉,即對稱軸線附近圓柱表面與流向相反時，圓柱旋轉對尾流的控制最有效[13-15]。孫姣等[16]采用PIV對Re=1000、不同圓柱轉速比下的圓柱尾流場進行實驗研究，發現轉速比在2～5之間時，尾跡流場的周期性減弱，渦脫落現象得到抑制。

此外，在鈍體尾部開縫或開孔,進行噴射或抽吸也是一種有效的主動控制方法[17-21]。合成射流(Synthetic jet)技術是一種射流速度周期性變化，總質量流量為0的噴射/抽吸主動控制方法。馮立好等[17-19]發現將合成射流置于圓柱后駐點位置時，尾渦脫落模式會發生相應的變化，如呈對稱渦脫落模式。他們采用本征正交分解方法(POD)比較變化激勵頻率對流場信息的影響后，發現合成射流在某一范圍內對前四階模態的影響隨著激勵頻率的增大而逐漸明顯。隨后，該課題組又在圓柱前駐點施加某一基于標準正弦波形式修正后的合成射流，發現通過增大吸氣占空比系數可提高合成射流對尾渦的控制[20]。Wang等[21]基于格子玻爾茲曼方法研究了低雷諾數時，對單圓柱背風側四分之一弧處施加對稱的合成射流以控制尾渦渦激振蕩的方法，發現當射流動量系數(Jet momentum coefficient)足夠高、且頻率接近渦脫落的自然頻率時，卡門渦街可以被有效控制。

目前，采用噴射方法控制圓柱尾流引起的渦激振蕩的研究已有一些，但針對并列雙圓柱尾流控制作用及機理的研究尚不充分，特別是在圓柱切向位置開孔并施加噴射射流的主動控制尾渦的方法較少見于文獻。邵傳平等[2]比較了噴射與吸入式控制方法的效果，發現噴射方法抑制渦脫落的效果好。因此，本文選擇連續噴射式控制方法，考察在并列雙圓柱表面切向開孔并施加一對恒定噴射氣流的方法，以抑制并列雙圓柱渦致振蕩現象，并著重討論不同噴射角度及噴射動量系數的影響，以確定雙圓柱尾流切向噴射的有效控制方法，為后續的主動閉環控制提供理論依據。

1 實驗裝置及方法

實驗在中國計量大學的回流式循環風洞中開展。風洞由實驗段、風機、擴壓段、整流段和收縮段組成。實驗段長2 m，截面(由透明有機玻璃鑲嵌于鋼框架封閉而成)尺寸為600 mm×600 mm，見圖1。實驗段風速范圍為0.5～30 m/s，湍流度小于0.5%。圓柱模型為2根有機玻璃管，直徑為30 mm，長度為590 mm；圓柱壁厚為2 mm，其兩端通過軸承支座水平支撐于風洞側壁。圓柱水平打孔沿展向跨度為400 mm，相鄰2個孔間間距為5 mm，孔徑為1 mm。圓柱一端封閉，另一端配一個鋁合金金屬連接器，方便與高壓氣源連接，實現并列雙圓柱的氣源穩定供應，如圖2所示。

圖1 風洞整體結構示意圖

圖2 控制實驗裝置示意圖

實驗采用德國Lavision公司的PIV系統捕捉并列雙圓柱體尾流的瞬態速度矢量場，系統布置如圖3所示。該系統由雙脈沖Nd:YAG激光器、CCD相機、同步控制器及計算機組成。其中激光器產生532 nm的綠色片光，額定脈沖能量為125 mJ，激光重復率為15 Hz。CCD相機分辨率為1600 pixel×1200 pixel。示蹤粒子由壓力噴嘴(Laskin 噴嘴)式煙霧發生器霧化產生，并在實驗段撒播，經歷一定時間的充分循環后粒子濃度可達到測量要求。所有流動測量都位于柱體展向中間截面。實驗使用ME公司K3D40型號的三分力傳感器采集圓柱在x/y/z等3個方向上的動態受力情況。傳感器的精度等級為0.5%，線性誤差SN為0.2%，輸出信號為0.5 mV，量程范圍為-2～2 N。動態信號測試分析系統選擇東華測試的8通道DH5921。

圖3 PIV系統安裝圖

風洞來流速度U∞為1.9 m/s，實驗氣溫為20℃，此時Re約為4000。將并列雙圓柱中心距比T/D固定為1.1(T為兩圓柱中心距，D為圓柱直徑)，阻塞率為10%。圖4給出了噴射尾流控制截面示意圖，其中噴射角為θ，范圍為0°～45°。噴射壓強為p，范圍為43～276 kPa，對應切向噴射速度為Ue，切向噴射的射流強度可由射流動量系數表征[22]：

(1)

其中，Qm為噴口處的質量流量，A為小孔面積。噴射壓強43、129、172、207、241和276 kPa分別對應0.029、0.135、0.218、0.304、0.405和0.583的射流動量系數。

圖4 噴射尾流控制截面示意圖

2 結論與分析

2.1 噴射角對并列雙圓柱尾流的影響

圖5和6分別給出了射流動量系數較低(Cμ= 0.029和0.218)時，不同切向噴射角θ下，并列雙圓柱尾流場的流線圖及時均速度矢量圖。當θ=0°時，即切向噴射位置為雙圓柱截面上下側端點，噴射方向與來流方向平行，圓柱尾流脫落的大尺度渦旋結構依然存在，流場呈現為明顯的偏流流型(Biased flow)，噴射氣流對渦旋結構幾乎沒有控制作用，尾渦依然是寬尾流形態(圖5(e))。實驗表明，當θ=0°～20°時，控制效果都不明顯。

當θ增加到25°～35°時，噴射勢流與雙圓柱繞流的流場結構相耦合，呈現出上、下成對的切向射流對尾流寬度及長度的抑制。由于所施加的成對切向射流會在雙圓柱對稱軸線處匯合，因此在圓柱尾部，射流流動的動量高于尾流的渦旋動量時，即可控制住該區域內的流場發展。在y方向，尾渦的影響區域被限制在兩圓柱范圍內(Δy≤D+T)，呈現窄尾流形態[23]。來流方向，在上下兩股射流相遇處，尾流不再發展成大的渦系結構，且無法向下游(x≥3D)發展，大大降低了其對下游流場的影響。此時，在切向噴射射流所誘導的強剪切層的作用下，尾流控制效果明顯，近圓柱的尾渦被限制在一個很小的近尾流區域內，此時流動主體結構逐漸接近臨界雷諾數以下的單圓柱繞流的尾流。當θ達到45°時，氣流流經圓柱脫落的尾渦依然存在，但被進一步抑制在一個更小的近圓柱三角形區域 (x≤1.5D)。由于本研究雷諾數比較大，在此圓柱間距下，并列雙圓柱的間隙處有著較強的間隙流[4-5]，如圖5(a)所示。實驗結果顯示，間隙流并不平行于兩圓柱對稱軸，而是向上(或向下)偏，呈現偏向間隙流形態。這也導致圓柱后尾渦強度不同，產生一窄一寬的近尾流，流態呈現不對稱，為雙穩態偏向流。不施加切向噴射時的實驗結果與經典的研究相符[4-5]。圖5(e)～(h)給出Cμ= 0.029時不同噴射角度下的時均速度矢量場，可以看到遠場速度矢量基本對稱。

圖5 Cμ=0.029時尾流場流線圖與時均速度矢量圖

當切向射流動量系數達到Cμ=0.405時，噴射角θ分別為35°、42°和45°時并列雙圓柱尾流場的流線圖如圖7所示。由于此時射流強度更高，且射流方向趨于兩圓柱對稱軸線，射流勢流區在圓柱背部的主導作用更為明顯，切向噴射附近的流線更為密集。在35°的噴射角下(圖6(c)與圖7(a))，氣流噴射對尾渦的控制作用更強。當θ增加到42°時，近圓柱處小尺度渦旋結構逐漸消失，流體回流不再發生。當θ=45°時，圓柱尾渦完全消失，此時控制效果最佳。從圖5(d)、圖6(e)和圖7(c)可以看到，當噴射角度在45°時，下游尾流的流動方向稍向一側傾斜。

圖6 Cμ=0.218時尾流場流線圖與時均速度矢量圖

圖7 Cμ=0.405時尾流場流線圖

2.2 噴射壓強對并列雙圓柱尾流的影響

圖8和9分別給出了θ=25°、35°時，不同噴射動量系數下并列雙圓柱尾流場流線圖。比較3張圖可知，近圓柱尾流基本被控制在x≤2.5D、Δy≤D+T的三角形區域內，但是噴射壓強的增加對進一步控制尾流沒有明顯效果。

圖8 θ=25°時尾流場流線圖

圖10為θ=45°時，不同噴射動量系數時并列雙圓柱尾流場的流線圖。在噴射動量系數較小時(Cμ=0.135)，即便噴射角度較大，渦旋仍然會從圓柱尾部脫落形成。在噴射氣流的強剪切作用下，渦旋迅速被抑制，不向下游發展。切向射流動量系數達到0.304時，圓柱尾渦的渦旋結構完全消失，尾流得到充分的控制。

圖9 θ=35°時尾流場流線圖

綜上所述，在不同切向噴射角θ和射流動量系數Cμ時，并列雙圓柱尾流被控制的效果可以分為3個區域，如圖11所示。當θ=0°～20°時，幾乎沒有控制效果，圓柱尾流得不到任何控制，此處稱為“無效區”；當θ=25°～42°時，有一定的控制效果，與不加控制相比，能把渦旋控制在一個相對較小的區域內，并且噴射壓強p越大，尾流越容易控制，此處稱為“非完全控制區”；當θ≥45°時，控制效果最優，只要施加一定強度的射流，就基本能消除大尺度渦旋結構，此處稱為“完全控制區”。

2.3 不同控制區的升力頻譜分析

將風洞天平測得的圓柱受力數據經快速傅里葉變換(FFT)獲取功率譜圖(見圖12)，用以表征圓柱繞流場渦致振動的抑制效果。橫坐標為斯特勞哈爾數St，縱坐標P為升力功率譜值。

圖10 θ=45°時尾流場流線圖

圖11 Re=4000切向噴射尾流控制效果分區

在雷諾數為4000時，St保持在0.21左右，與經典結果相符[24]，此時可觀察到較為規則的卡門渦街。在并列雙圓柱尾流引入切向噴射后，調整噴射角為10°時，可以看到雙圓柱尾流渦量并未受到較為明顯的抑制。并且渦量狀況并不會隨著動量系數的增加而受到抑制，此時處于“無效區”(見圖12(a)～(b))。當噴射角增大到20°時，隨著噴射壓強p的逐漸增大，升力功率峰值有所降低，出現了一定的控制效果；并且，隨著噴射角θ的進一步增大，圓柱所受升力的峰值功率進一步降低，表明切向噴射對尾流的抑制作用在進一步加強，此時處于“不完全控制區”(見圖12(c)～(d))。在噴射角達到45°時，更大的射流動量系數對渦街抑制效果更為顯著。當噴射壓強升到0.1 MPa時，升力功率峰值已降至不加控制時的10%左右，且隨著噴射壓強的增加，控制效果更加明顯，該噴射角度下射流動量系數對尾流渦街的控制效率也得到增強(見圖12(e))。

圖12 圓柱升力功率頻譜分析

3 結 論

本文采用PIV測速系統和三分力測力系統研究了切向噴射方法對并列雙圓柱尾流的主動控制。針對雷諾數為4000、圓柱中心距比為1.1的并列雙圓柱繞流，研究了噴射角度及噴射動量系數對尾流的抑制特性。風洞天平與PIV測得的數據基本吻合。得出結論如下：

(1) 雷諾數為4000、圓柱中心距比為1.1的并列雙圓柱繞流流場呈現雙穩態偏流流型，偏向間隙流的存在將導致圓柱附近時均尾流場沿雙圓柱中心軸線不對稱。

(2) 根據圓柱尾流渦旋的分布情況和升力頻譜分析，發現可以將切向噴射尾流的控制效果分為無效區(θ≤20°或Cμ<0.135)、非完全控制區(θ>20°且Cμ>0.135)和完全控制區(θ>35°且Cμ>0.304)。

(3) 在非完全控制區，切向噴射誘導的射流勢流區將并列雙圓柱寬尾流抑制為窄尾流，渦系分布范圍控制收縮在近尾流的一個三角形區域內。隨著噴射角的增大或是噴射動量系數的增大，圓柱所受升力的頻譜峰值逐漸降低。在完全控制區，并列雙圓柱尾流完全被消除，從時均場上看已無明顯的渦旋存在，此時控制效果最優。