影響振蕩射流分離控制效果的關(guān)鍵因素

孫啟翔，王萬(wàn)波，*，黃 勇，王勛年，潘家鑫

(1. 空天飛行空氣動(dòng)力科學(xué)與技術(shù)全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000；2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000；3. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000)

0 引言

振蕩射流激勵(lì)器沒(méi)有任何運(yùn)動(dòng)部件，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、魯棒性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，已在流動(dòng)分離控制[1-2]、燃燒控制[3]等問(wèn)題上得到了廣泛應(yīng)用。典型振蕩射流激勵(lì)器由射流入口、反饋通道、混合段和擴(kuò)張段組成，射流流入混合段后，康達(dá)效應(yīng)（Coanda effect）會(huì)使其附著于混合段的一側(cè)壁面，同時(shí)部分流體會(huì)流經(jīng)反饋通道，并在出口處撞擊射流使其偏向另一側(cè)，從而使射流振蕩。

按照振蕩形式可以將振蕩射流分為掃掠式和脈沖式。關(guān)于掃掠式激勵(lì)器的應(yīng)用研究有：在NASA ERA項(xiàng)目支持下，加州理工學(xué)院[4]完成了14% 縮比垂尾模型的振蕩射流風(fēng)洞試驗(yàn)，Boeing[5-6]完成了B-757全尺寸垂尾模型風(fēng)洞試驗(yàn)，并完成了裝有31個(gè)激勵(lì)器的B-757 ecoDemonstrator飛行試驗(yàn)，最終實(shí)現(xiàn)16% 的垂尾側(cè)力增量；在NASA AATT項(xiàng)目的支持下，NASA Langley研究中心[7-10]在10% 縮比的NASA CRM標(biāo)模上，采用施加振蕩射流控制的簡(jiǎn)單襟翼，以可接受的供入流量和壓比使其達(dá)到傳統(tǒng)增升裝置的增升效果；此外還有其他學(xué)者采用掃掠式激勵(lì)器開(kāi)展了抑制翼型[11-12]、機(jī)翼[13-14]簡(jiǎn)單襟翼分離的研究。

脈沖式激勵(lì)器也有廣泛應(yīng)用。在歐盟AFLoNext項(xiàng)目的支持下，Schloesser等[15]完成了1∶8.4縮比的大涵道比短艙-機(jī)翼模型振蕩射流風(fēng)洞試驗(yàn)，使翼段増升2%。在此基礎(chǔ)上，Shay等[16]在INAFLOWT項(xiàng)目的支持下完成了基于吸氣-振蕩射流的短艙-機(jī)翼模型流動(dòng)分離控制風(fēng)洞試驗(yàn)，使翼段増升3%。此外，Wilson等[17]研究了吸氣-振蕩射流參數(shù)對(duì)鈍體減阻效果的影響。Bauer等[18-19]設(shè)計(jì)了一種脈沖式激勵(lì)器，實(shí)現(xiàn)了翼型和機(jī)翼翼尖前緣流動(dòng)分離控制。Dolgopyat等[20]在IAI AR2翼型上實(shí)現(xiàn)了基于吸氣-振蕩射流的虛擬格尼襟翼和虛擬減速板。

在激勵(lì)器幾何參數(shù)對(duì)射流振蕩特性的影響研究方面，Bobusch等[21]研究了無(wú)來(lái)流時(shí)激勵(lì)器幾何參數(shù)對(duì)射流的影響，結(jié)果表明反饋通道和擴(kuò)張段的影響很小，而喉道高度對(duì)射流偏角有較大影響。孫啟翔等[22]的研究指出，反饋段越長(zhǎng)，激勵(lì)器越易啟動(dòng)；減小擴(kuò)張段長(zhǎng)度可以減少內(nèi)流損失與射流停滯時(shí)間；射流振蕩頻率主要由反饋流速和混合段容積決定。周鑾良等[23]研究了激勵(lì)器出口分流裝置對(duì)流場(chǎng)的影響，發(fā)現(xiàn)該類(lèi)激勵(lì)器的出口速度分布具有三峰值特性。此外還有學(xué)者研究了激勵(lì)器內(nèi)外流動(dòng)結(jié)構(gòu)[24-25]。在激勵(lì)器外形對(duì)分離控制效果的影響研究方面，Melton等[26]設(shè)計(jì)了三種激勵(lì)器，并根據(jù)翼型分離控制效果選出最優(yōu)外形。Koklu[27]比較了擴(kuò)張段長(zhǎng)短對(duì)逆壓梯度斜坡分離控制效果的影響，結(jié)果表明增加擴(kuò)張段長(zhǎng)度可以改善控制效果。

由于目前尚無(wú)文獻(xiàn)系統(tǒng)地給出射流振蕩特性對(duì)流動(dòng)分離控制效果的影響規(guī)律，起主要作用的控制參數(shù)也有待進(jìn)一步明確，因此本文選取ERA[4]、AATT[26]和INAFLOWT[16]項(xiàng)目中使用的激勵(lì)器，基于偏轉(zhuǎn)襟翼具體分析不同射流激勵(lì)器的流場(chǎng)特性和分離控制效果，找尋影響控制效果的關(guān)鍵因素。

1 模型與研究方法

1.1 研究模型

振蕩射流激勵(lì)器的主要幾何參數(shù)有入口高度b、混合段擴(kuò)張角θm、混合段高度hm、喉道高度ht、擴(kuò)張段擴(kuò)張角θe、出口高度he，如圖1所示，本文b= 6 mm。選取文獻(xiàn)中的激勵(lì)器SJ1[4]、SJ2[26]和PJ[16]，將SJ2的擴(kuò)張段截短生成SJ2-1，移除PJ內(nèi)的尖劈生成PJ-1，上述激勵(lì)器即為本文研究對(duì)象，其中PJ為脈沖式激勵(lì)器，其他為掃掠式激勵(lì)器，其外形和主要幾何尺寸如圖2和表1所示。偏轉(zhuǎn)襟翼主要幾何參數(shù)為：平板長(zhǎng)度lp= 600 mm、射流縫高度hd= 0.5b、轉(zhuǎn)軸半徑ra= 7.5b、襟翼偏角θf(wàn)= 30°、襟翼弦長(zhǎng)cf= 120 mm、襟翼展長(zhǎng)為16b，參考面積為襟翼面積，偏轉(zhuǎn)襟翼外形和激勵(lì)器布置方式如圖3所示。

表1 激勵(lì)器主要幾何尺寸Table 1 Actuator geometric parameters

圖1 激勵(lì)器幾何參數(shù)Fig. 1 Actuator geometric parameters

圖2 文獻(xiàn)[4, 16, 26]中的激勵(lì)器及其改型Fig. 2 Typical actuators[4, 16, 26] and their variations

圖3 偏轉(zhuǎn)襟翼示意圖Fig. 3 Sketch of the deflection flap

1.2 研究方法

通過(guò)求解三維可壓縮雷諾平均Navier-Stokes方程對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行非定常數(shù)值模擬，離散化方法為有限體積法，空間離散格式采用二階精度迎風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)采用下上對(duì)稱(chēng)高斯-賽德?tīng)枺╨ower-upper symmetric Gauss Seidel, LU-SGS）隱式時(shí)間推進(jìn)算法，湍流模型采用SSTk-?湍流模型。

以zx平面作為激勵(lì)器內(nèi)流監(jiān)測(cè)面，該面與激勵(lì)器出口截面的交線為監(jiān)測(cè)線。計(jì)算域及邊界條件如圖4所示，z向的兩個(gè)側(cè)面采用周期性邊界條件。遠(yuǎn)場(chǎng)大氣參數(shù)取海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣參數(shù)，來(lái)流流速取34 m/s，激勵(lì)器入口處總壓與遠(yuǎn)場(chǎng)靜壓之比np取1.5，參考文獻(xiàn)[24-25]取時(shí)間步長(zhǎng)為1×10-5s，計(jì)算時(shí)長(zhǎng)為0.2 s，取0.1 s后的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。

圖4 計(jì)算域尺寸Fig. 4 Sketch of the computational domain

1.3 研究方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證研究方法的合理性，以文獻(xiàn)[28]和[24]中的振蕩射流激勵(lì)器為驗(yàn)證模型進(jìn)行數(shù)值模擬，并與文中試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證模型如圖5所示。文獻(xiàn)[28]給出了不同射流馬赫數(shù)Ma與射流振蕩頻率f的關(guān)系，文獻(xiàn)[24]給出了出口流速voutlet= 11 m/s時(shí)不同相位?對(duì)應(yīng)的激勵(lì)器內(nèi)流場(chǎng)。圖6給出了數(shù)值模擬與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，可知兩者一致性較好。

圖5 激勵(lì)器模型Fig. 5 Two actuator models

為保證計(jì)算結(jié)果的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性，對(duì)振蕩射流激勵(lì)器和偏轉(zhuǎn)襟翼分別劃分三套網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬，如圖7所示，激勵(lì)器監(jiān)測(cè)線上的最大速度值vmax和偏轉(zhuǎn)襟翼的阻力系數(shù)CD如表2所示，結(jié)果表明中等網(wǎng)格的預(yù)測(cè)結(jié)果已經(jīng)滿足要求，故在后續(xù)計(jì)算中采用中等網(wǎng)格。

表2 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Table 2 Grid independence verification

圖7 中等計(jì)算網(wǎng)格Fig. 7 Sketch of computational mesh

2 掃掠式振蕩射流分離控制效果影響因素分析

由于文獻(xiàn)[1,4-6,11-13,25,27]中的激勵(lì)器均采用了SJ1，故本節(jié)也采用SJ1施加振蕩射流，分析控制后的偏轉(zhuǎn)襟翼流場(chǎng)特性，以及射流在兩側(cè)停滯對(duì)分離控制效果的影響和造成停滯的原因；SJ2擴(kuò)張段較大，但文獻(xiàn)[26-27]均未說(shuō)明擴(kuò)張段大小的影響，故本節(jié)比較SJ2與SJ2-1的內(nèi)外流場(chǎng)，分析擴(kuò)張段大小對(duì)激勵(lì)器出口流場(chǎng)特性和分離控制效果的影響規(guī)律。

2.1 掃掠式振蕩射流分離控制特點(diǎn)

圖8為有無(wú)SJ1控制的偏轉(zhuǎn)襟翼CD隨時(shí)間的變化。從圖中可見(jiàn)，時(shí)均阻力系數(shù)CD,mean為0.1084，無(wú)控制時(shí)CD,mean為0.1441。以一周期內(nèi)監(jiān)測(cè)線上最大流速vmax的時(shí)均值vmax,mean衡量?jī)?nèi)流損失，SJ1中射流vmax,mean為215 m/s，射流振蕩頻率f為371 Hz。激勵(lì)器內(nèi)時(shí)均流場(chǎng)如圖9所示，由圖9（b）可知監(jiān)測(cè)線上的時(shí)均速度vmean分布存在兩個(gè)峰值，表明射流向vmean峰值所在位置傳遞動(dòng)量較多，且該位置的速度方向代表了射流動(dòng)量的主要傳遞方向，故定義兩峰值的間距為時(shí)均偏移量zj，兩峰值處vmean方向與x軸的夾角為時(shí)均偏角θj，則SJ1中射流的zj為±2.6 mm，θj為±17.4°。需要注意的是，圖9（b）中vmean分布在z=±10 mm處存在兩個(gè)小峰值，結(jié)合監(jiān)測(cè)線上x(chóng)向時(shí)均速度vx,mean分布可知，該峰值處的vx,mean為負(fù)，即其方向?yàn)閤軸反向，表明出現(xiàn)了回流。

圖8 有無(wú)SJ1控制的偏轉(zhuǎn)襟翼CD隨時(shí)間的變化對(duì)比Fig. 8 Comparison of CD of deflection flaps with and without SJ1 control over time

圖9 SJ1激勵(lì)器內(nèi)時(shí)均流場(chǎng)Fig. 9 Time averaged flow field in SJ1 actuator

以偏轉(zhuǎn)襟翼阻力、流動(dòng)附著狀況和表面壓力分布判斷控制效果。施加控制前后偏轉(zhuǎn)襟翼表面附近流線如圖10所示，由圖可知施加控制后分離區(qū)明顯減小。偏轉(zhuǎn)襟翼上的x向時(shí)均摩擦阻力系數(shù)Cf,x和時(shí)均表面壓力系數(shù)Cp如圖11所示，Cf,x為正表示流動(dòng)附著，為負(fù)則表示流動(dòng)分離；來(lái)流流經(jīng)偏轉(zhuǎn)襟翼后會(huì)減速增壓，因此下游Cp越高則控制效果越好。由圖可知施加控制后偏轉(zhuǎn)襟翼上附著區(qū)面積較大、壓力恢復(fù)較明顯，表明控制效果較好。但應(yīng)注意偏轉(zhuǎn)襟翼兩側(cè)的附著區(qū)可以延伸至襟翼尾緣，而中部的附著區(qū)僅延伸至襟翼中部，這表明中部控制效果差。接下來(lái)從動(dòng)量傳遞和流動(dòng)摻混兩方面分析造成該現(xiàn)象的原因。

圖10 偏轉(zhuǎn)襟翼表面附近流線Fig. 10 Streamlines around the deflection flap

圖11 偏轉(zhuǎn)襟翼x向時(shí)均摩阻系數(shù)Cf,x和時(shí)均壓力系數(shù)CpFig. 11 Time averaged friction coefficient in the x direction and pressure coefficient of the deflection flap

從動(dòng)量傳遞的角度分析，由圖9可知射流向兩側(cè)傳遞的動(dòng)量較多，而向中部傳遞的動(dòng)量較少，這導(dǎo)致中部控制效果差。為了分析射流向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量不均勻的原因，圖12給出了一周期內(nèi)監(jiān)測(cè)線上vmax值隨其位置的變化，圖中兩點(diǎn)間對(duì)應(yīng)的時(shí)間間隔Δt為6×10-5s。由圖可知：從z= 0 mm起，vmax點(diǎn)向z軸正向偏移（沿箭頭指向），經(jīng)過(guò)5Δt到達(dá)最大偏移位置，后經(jīng)1Δt回偏至z= 3 mm附近，并在z= 2.5 mm附近停滯16Δt，在此期間vmax值逐漸增大，因此射流在兩側(cè)停滯和停滯時(shí)流速增加是其向兩側(cè)傳遞動(dòng)量較多的原因。

圖12 監(jiān)測(cè)線上vmax值隨其位置的變化Fig. 12 Variation of vmax magnitude on the monitor line with its position

從流動(dòng)摻混的角度分析，圖13給出了監(jiān)測(cè)線上vmax點(diǎn)在由負(fù)向運(yùn)動(dòng)到正向最大偏移位置的過(guò)程中（t= 0～T/2，T= 1/f）對(duì)應(yīng)的Q= 540等值面。由圖可知：在射流偏角較大時(shí)，射流與來(lái)流相互作用會(huì)誘導(dǎo)出較強(qiáng)的沿流向螺旋線形渦，這會(huì)促進(jìn)射流與來(lái)流的摻混，且射流停滯會(huì)延長(zhǎng)流向渦作用時(shí)間，使得射流動(dòng)量更充分地傳遞至剪切層；而射流偏轉(zhuǎn)至中部時(shí)會(huì)誘導(dǎo)出較弱的反向渦對(duì)，且其作用時(shí)間短，故摻混效果相比于射流在大偏角時(shí)弱。

圖13 偏轉(zhuǎn)襟翼上Q = 540等值面Fig. 13 Vortical structures illustrated by Q = 540 around the deflection flap

由上述分析可知，施加控制后偏轉(zhuǎn)襟翼兩側(cè)控制效果好于中部。原因是射流在兩側(cè)停滯，停滯時(shí)射流流速逐漸升高，向兩側(cè)傳遞動(dòng)量較多；而射流在兩側(cè)會(huì)誘導(dǎo)出有利于促進(jìn)流動(dòng)摻混的流向渦，射流停滯會(huì)延長(zhǎng)流向渦的作用時(shí)間，使得該處動(dòng)量傳遞充分。由于射流停滯導(dǎo)致了偏轉(zhuǎn)襟翼兩側(cè)與中部控制效果的差異，因此其可能是影響控制效果的關(guān)鍵因素。

接下來(lái)結(jié)合激勵(lì)器內(nèi)瞬時(shí)流場(chǎng)分析射流停滯的原因，監(jiān)測(cè)線上vmax在由z= 0 mm運(yùn)動(dòng)到正向最大偏移位置的過(guò)程中（t=T/4～T/2），對(duì)應(yīng)的激勵(lì)器內(nèi)瞬時(shí)流場(chǎng)如圖14所示。由圖可知在t=T/3～T/2之間，混合段內(nèi)的分離渦在向下游運(yùn)動(dòng)時(shí)擠壓射流使之附著于收縮部分壁面，這會(huì)使射流以更大的偏角射出，但由于喉道限制了射流偏轉(zhuǎn)，擴(kuò)張段內(nèi)的射流偏角增加不多。為了便于說(shuō)明喉道對(duì)射流偏轉(zhuǎn)的影響，假設(shè)射流寬度不變，則射流以θ角從喉道射出時(shí)允許其通過(guò)的寬度為htcosθ，可知θ越大則htcosθ越小，當(dāng)htcosθ減小到射流寬度后射流偏轉(zhuǎn)會(huì)被限制，而混合段內(nèi)射流仍會(huì)繼續(xù)偏移，直至其到達(dá)混合段上下壁面，從而表現(xiàn)為射流在該處停滯。盡管實(shí)際上射流流經(jīng)小喉道時(shí)其寬度會(huì)有所減小，偏角也隨之增大，但上述分析可以定性說(shuō)明ht較小會(huì)限制射流偏角增大，從而延長(zhǎng)射流在大偏角處的停滯時(shí)間，使得其向兩側(cè)傳遞的動(dòng)量較多。

圖14 激勵(lì)器內(nèi)瞬時(shí)速度云圖Fig. 14 Instantaneous velocity contours inside the actuator

2.2 激勵(lì)器擴(kuò)張段大小的影響

采用SJ2與SJ2-1施加控制后，偏轉(zhuǎn)襟翼上的Cf,x和Cp分布如圖15所示，CD,mean分別為0.1153和0.1384，可知采用SJ2時(shí)偏轉(zhuǎn)襟翼附著區(qū)面積更大、壓力恢復(fù)更明顯、阻力更小，控制效果更好。

圖15 偏轉(zhuǎn)襟翼上Cf,x和Cp分布Fig. 15 Cf,x and Cp of the deflection flap

由圖16可知SJ2中射流zj更大，但SJ2-1監(jiān)測(cè)線上的vmean分布受喉道附近三角形高速區(qū)域的影響較大，無(wú)法準(zhǔn)確測(cè)得θj，因此通過(guò)比較SJ2擴(kuò)張段截短位置（圖16（a））和SJ2-1監(jiān)測(cè)線上的時(shí)均回流區(qū)（vx,mean為負(fù)的區(qū)域）長(zhǎng)度來(lái)比較兩者的射流θj大小。由圖16（b）可知兩者時(shí)均回流區(qū)長(zhǎng)度基本一致，分別為5.1 mm和4.6 mm，這表明兩者θj基本一致，因此增大擴(kuò)張段對(duì)射流θj的影響較小。一周期內(nèi)兩者監(jiān)測(cè)線上vmax的時(shí)均值vmax,mean分別為204 m/s和224 m/s，表明增大擴(kuò)張段會(huì)增大激勵(lì)器內(nèi)流損失。

圖16 激勵(lì)器內(nèi)時(shí)均流場(chǎng)Fig. 16 Time averaged flow field inside the actuator

由上述分析可知，增大擴(kuò)張段會(huì)增大射流掃掠范圍（增大zj），從而改善控制效果，因此射流掃掠范圍可能是影響控制效果的關(guān)鍵因素。但增大擴(kuò)張段也會(huì)增大內(nèi)流損失，內(nèi)流損失也是影響因素之一，各因素的影響大小將在第4章進(jìn)行定量分析。

3 脈沖式與掃掠式振蕩射流控制特點(diǎn)對(duì)比

PJ為脈沖式激勵(lì)器，PJ-1為PJ移除尖劈后的掃掠式激勵(lì)器，通過(guò)分析兩者施加控制后的流場(chǎng)，可以得到施加脈沖式和掃掠式振蕩射流后的流場(chǎng)特點(diǎn)和兩種射流形式的控制效果，找到適用于偏轉(zhuǎn)襟翼分離控制的射流形式及原因，并以控制效果更好的掃掠式激勵(lì)器PJ-1為研究對(duì)象，分析改善其射流停滯特性的可行性。

3.1 脈沖式與掃掠式振蕩射流流場(chǎng)特點(diǎn)

采用PJ和PJ-1施加控制后，偏轉(zhuǎn)襟翼上的Cf,x和Cp分布如圖17所示，相應(yīng)的CD,mean分別為0.1338和0.0590，可知采用PJ-1時(shí)偏轉(zhuǎn)襟翼附著區(qū)面積更大、壓力恢復(fù)更明顯、阻力更小，控制效果更好，表明掃掠式振蕩射流更適用于該情形。

圖17 偏轉(zhuǎn)襟翼上Cf,x和Cp分布Fig. 17 Cf,x and Cp of the deflection flap

圖18表明在尖劈之后存在低速區(qū)，這是由于尖劈阻擋了射流向其后方傳遞動(dòng)量，且射流會(huì)沿尖劈壁面以一定偏角出射，導(dǎo)致尖劈后方出現(xiàn)很大的分離區(qū)。圖17（a）表明尖劈后方仍有流動(dòng)附著，這是由于射流附著于尖劈壁面時(shí)（對(duì)應(yīng)圖18（b）中z= ±2.5 mm附近的vmean峰值），會(huì)在流場(chǎng)中誘導(dǎo)出一個(gè)渦環(huán)，如圖19所示，其會(huì)將部分射流動(dòng)量傳遞至尖劈后方。

圖18 激勵(lì)器內(nèi)時(shí)均流場(chǎng)Fig. 18 Time averaged flow field inside the actuator

圖19 采用PJ時(shí)Q = 540等值面Fig. 19 Vortical structures illustrated by Q = 540 with PJ

而PJ-1中沒(méi)有尖劈阻礙射流掃掠，其zj和θj分別達(dá)到±12 mm和±31°。監(jiān)測(cè)線上vmax點(diǎn)在由負(fù)向運(yùn)動(dòng)到正向最大偏移位置的過(guò)程中（t= 0～T/2）對(duì)應(yīng)的Q= 540等值面如圖20所示，射流在大偏角處誘導(dǎo)出了螺旋線形渦，并在掃掠過(guò)程中誘導(dǎo)出了反向渦對(duì)。相比于SJ1中的射流，PJ-1中射流誘導(dǎo)出的反向渦對(duì)更加明顯，這是由于SJ1與PJ-1中射流的f很接近，分別為371 Hz和362 Hz，但后者的zj更大，這意味著其偏移速度更快，誘導(dǎo)出的渦對(duì)渦強(qiáng)更強(qiáng)。

圖20 采用PJ-1時(shí)Q = 540等值面Fig. 20 Vortical structures illustrated by Q = 540 with PJ-1

由上述分析可知，脈沖式振蕩射流難以將射流動(dòng)量傳遞到更廣闊的區(qū)域，導(dǎo)致其控制效果不如掃掠式振蕩射流，這再次表明射流掃掠范圍可能是影響控制效果的關(guān)鍵因素。值得注意的是，本文研究對(duì)象是存在大面積分離的偏轉(zhuǎn)襟翼，而脈沖式振蕩射流僅向兩個(gè)特定方向傳遞動(dòng)量，其更適用于特定方向上的分離控制。

3.2 擴(kuò)張混合段激勵(lì)器射流停滯特性

上述研究表明采用PJ-1時(shí)CD,mean最小，但PJ-1中射流向流場(chǎng)傳遞動(dòng)量并不均勻，需改善其停滯特性。而第2節(jié)僅研究了擴(kuò)張-收縮混合段激勵(lì)器的射流停滯特性，因此本節(jié)還需對(duì)該種擴(kuò)張混合段激勵(lì)器進(jìn)行研究。

一周期內(nèi)監(jiān)測(cè)線上vmax點(diǎn)的速度方向角隨其位置的變化如圖21所示（沿箭頭指向看圖），以z= 0 mm為起點(diǎn)，vmax點(diǎn)首先向z軸正方向偏移，并在最大偏移位置附近停滯，而后射流開(kāi)始回偏，在回偏過(guò)程中vmax點(diǎn)的速度方向角先增大后減小，且其在速度方向角最大時(shí)停滯時(shí)間短。由于射流停滯會(huì)導(dǎo)致其向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量不均勻，在速度方向角最大時(shí)停滯時(shí)間短會(huì)減少射流掃掠范圍，因此需研究造成該現(xiàn)象的原因。

圖21 vmax點(diǎn)速度方向角隨其位置的變化Fig. 21 Variation of the velocity direction angle of vmax with its position

激勵(lì)器內(nèi)瞬時(shí)流場(chǎng)如圖22所示。由圖可知：vmax點(diǎn)達(dá)到最大偏移位置時(shí)射流附著于擴(kuò)張段壁面，阻礙了混合段內(nèi)分離渦的脫落，延長(zhǎng)了射流在該處的停滯時(shí)間；而隨著分離渦向下游運(yùn)動(dòng)，射流會(huì)逐漸脫離壁面并繼續(xù)偏轉(zhuǎn)，因此射流vmax點(diǎn)會(huì)內(nèi)移，其速度方向角也會(huì)增加，且在分離渦脫落前達(dá)到最大。由于此時(shí)射流已基本脫離壁面，分離渦會(huì)迅速脫落，故射流也會(huì)迅速回偏。

圖22 擴(kuò)張混合段激勵(lì)器內(nèi)瞬時(shí)速度云圖Fig. 22 Instantaneous velocity contours inside the actuator

因此PJ-1中射流在兩側(cè)停滯的原因是射流附著于擴(kuò)張段，阻礙了混合段內(nèi)分離渦的脫落；vmax點(diǎn)速度方向角達(dá)到最大時(shí)，射流停滯時(shí)間短的原因是射流脫離壁面后分離渦迅速脫落，射流也隨即回偏。

對(duì)于無(wú)擴(kuò)張段的情形（可視為θm=θe），文獻(xiàn)[26]已經(jīng)進(jìn)行了研究，其射流也會(huì)附著于出口附近壁面，從而發(fā)生停滯，分離渦脫落后射流也會(huì)迅速回偏。由于擴(kuò)張混合段激勵(lì)器中射流總會(huì)附著于出口附近壁面，因此難以通過(guò)改變激勵(lì)器幾何參數(shù)來(lái)調(diào)節(jié)其射流停滯特性，而擴(kuò)張-收縮混合段激勵(lì)器中射流的停滯是由于喉道過(guò)小阻礙了射流偏轉(zhuǎn)，有望通過(guò)增大喉道高度來(lái)縮短停滯時(shí)間，因此后續(xù)將研究擴(kuò)張-收縮混合段激勵(lì)器。

4 影響控制效果的關(guān)鍵因素

由上述分析可知，射流停滯特性和掃掠范圍對(duì)控制效果影響較大，但影響控制效果的因素眾多，為了定量分析各因素的影響大小，通過(guò)求解能反映各因素特點(diǎn)的流場(chǎng)參數(shù)與CD,mean的相關(guān)系數(shù)，由此總結(jié)出影響控制效果的關(guān)鍵因素。

采用上述激勵(lì)器施加控制后的流場(chǎng)參數(shù)如表3所示，其中vmax,mean與激勵(lì)器內(nèi)流損失相關(guān)，zj和θj代表了射流掃掠范圍，f與流動(dòng)非定常性相關(guān)。為方便分析，需補(bǔ)全SJ2-1中的射流θj（僅分析掃掠式振蕩射流），由2.2節(jié)可知擴(kuò)張段對(duì)θj的影響較小，故取其θj為±15°，則可由式（1）計(jì)算vmax,mean、zj、θj、f和CD,mean的相關(guān)系數(shù)r，式中Cov(X,Y)為X與Y的協(xié)方差，Var[X]為X的方差，Var[Y]為Y的方差，求得r分別為-0.41、-0.96、-0.93、-0.54，可知zj和θj與CD,mean的相關(guān)性最強(qiáng)，這表明射流掃掠范圍對(duì)控制效果的影響最大，激勵(lì)器內(nèi)流損失和射流振蕩頻率的影響較小。上述激勵(lì)器中射流振蕩頻率均明顯高于偏轉(zhuǎn)襟翼上分離渦脫落的頻率（45 Hz），其縮減頻率f+均大于6，可以不考慮頻率的影響。

表3 施加控制后的流場(chǎng)參數(shù)Table 3 Flow field parameters after control

由于上述激勵(lì)器中射流均在兩側(cè)停滯，無(wú)法比較射流停滯特性對(duì)控制效果的影響，但射流在兩側(cè)停滯會(huì)導(dǎo)致偏轉(zhuǎn)襟翼中部控制效果差，從而降低控制效率，因此應(yīng)縮短其停滯時(shí)間，改善射流向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量的均勻程度（停滯時(shí)間和摻混程度難以準(zhǔn)確定義并測(cè)量，且其最終體現(xiàn)為流場(chǎng)獲得的動(dòng)量大小）。綜上所述，影響控制效果的關(guān)鍵因素是射流掃掠范圍大小和向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量的均勻程度，射流掃掠范圍越大，傳遞動(dòng)量越均勻，控制效果越好。

5 結(jié)論

本文以找出影響振蕩射流分離控制效果的關(guān)鍵因素為目標(biāo)，以偏轉(zhuǎn)襟翼為控制對(duì)象，分析了采用典型激勵(lì)器施加控制后的偏轉(zhuǎn)襟翼流場(chǎng)，并對(duì)比了掃掠式和脈沖式振蕩射流的控制特點(diǎn)，總結(jié)出影響控制效果的關(guān)鍵因素。得出如下結(jié)論：

1） 影響分離控制的關(guān)鍵因素是射流向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量的均勻程度和掃掠范圍，射流向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量越均勻，掃掠范圍越大，控制效果越好；

2） 激勵(lì)器喉道高度主要影響射流掃掠均勻程度，其過(guò)小會(huì)導(dǎo)致射流在兩側(cè)停滯，使得射流向中部傳遞動(dòng)量較少，導(dǎo)致偏轉(zhuǎn)襟翼中部分離控制效果較差；

3） 擴(kuò)張段主要影響射流掃掠范圍，增大擴(kuò)張段可以增大射流偏移量，但擴(kuò)張段過(guò)大時(shí)射流會(huì)附著于出口部分壁面，使得射流在兩側(cè)停滯時(shí)間長(zhǎng)，導(dǎo)致其向流場(chǎng)中傳遞動(dòng)量不均勻；

4） 由于脈沖式激勵(lì)器內(nèi)的尖劈會(huì)阻擋射流向尖劈后方傳遞動(dòng)量，故其掃掠范圍小于掃掠式振蕩射流，導(dǎo)致偏轉(zhuǎn)襟翼減阻量較小。

后續(xù)將圍繞影響振蕩射流分離控制效果的關(guān)鍵因素開(kāi)展激勵(lì)器設(shè)計(jì)，分析各幾何參數(shù)對(duì)控制效果的影響并進(jìn)行優(yōu)選，設(shè)計(jì)出有利于分離控制的激勵(lì)器。