斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

李斌斌，程克明，顾蕴松

（南京航空航天大学 航空航天学院，江苏 南京 210016）

0 引 言

现代战斗机为了获取良好的高机动性和隐身性，对推进系统性能提出了更高的要求［1－2］。S进气道由于其良好的迎角和侧滑角性能，能够降低推进系统的迎风阻力，减小雷达散射截面和增强隐身等优点，在现代战斗机的研制设计中得到了广泛应用。但由于S弯进气道本身形状的限制和进气特点，其内部流场结构相当复杂［3－4］，涉及到边界层分离流动、二次旋流，且轴径向存在较大压力梯度，致使S形进气道出口总压损失和流场畸变增大，效率降低。

自上个世纪中叶，各国在S弯进气道内流控制方面进行了大量研究，积累了许多经验并发展了许多有效的流场控制方法［5－12］，这些控制方法可分为两大类：无源（被动）控制和有源（主动）控制。被动控制即在进气道入口布置导流板或导流叶片、使用翼型旋涡发生器和旋流缩涡器等，使得内流充分混合，增加边界层底层能量，克服逆压压力区域，从而延迟边界层分离。但是当流场状态发生变化时，流动控制参数基本保持定值，导致多工况下的控制效果有限。主动控制包括附面层抽吸或吹除、微射流、定常吹／吸气和射流式旋涡发生器等，特点是应用广泛、效果好、能适应不同工况。

合成射流作为一项新颖的主动流动控制技术，由于具有结构简单紧凑，无需气源管道、成本低、工作频带宽等独特的优势，国内外在激励器设计、流动特性及其在流动分离［13］、气动力控制［14］、增强掺混［15］、射流矢量偏转控制［16］等领域进行了大量数值模拟和实验研究，但在S进气道内流流动控制方面研究较少。笔者成功将合成射流应用于S进气道内流流动控制，特别加工设计了可用于高速流动控制的单膜双腔斜出口合成射流激励器，采用PSI公司的DTC Initium测压系统对其S进气道分离流动控制特性进行了测试。结果表明，采用单膜双腔斜出口合成射流激励器主动流动控制方式可有效抑制S进气道内的分离流动，提高出口截面总压恢复和降低流场畸变。

1 设备与方法

1.1 单膜双腔斜出口激励器设计

由于S进气道受控内外流场间存在较大压差，采用现有常规合成射流激励器直接进行控制时，扬声器振动膜将承受较大压载，过大的压载将限制振动膜无法起振，甚至会压穿振动膜。为了解决受控内外流场压差引起的振动膜工作失效问题，设计加工了单膜双腔合成射流激励器。

图1给出了单膜双腔激励器设计方案，主体结构由左右射流出口和两个腔体共用一个振动膜组成。合成射流激励器固定于S进气道上壁板，并采用玻璃胶进行了密封处理。在S进气道上壁板左右并排各开有3个射流出口，尺寸均为31mm×4mm，相邻出口间距为6mm，与当地壁面夹角为30°。在激励器侧板开有8个Φ2mm的圆孔，作为腔体内部S进气道壁面测压孔的引出端口，用于实现对激励器腔体内部S进气道壁面静压的测量。

图1 单膜双腔式合成射流激励器Fig.1 Single membrane and dual chamber type of synthetic jet actuator

1.2 S进气道实验测试系统

合成射流S进气道分离流动控制实验借助南京航空航天大学NHW高超声速风洞的真空气源来完成，进气道模型固定安装于风洞旁路段入口管道，实验中通过调节真空罐旁路中的控制阀门，可以实现对S进气道入口风速的控制，合成射流S进气道实验测试装置示意图见图2。

图2 S进气道实验装置Fig.2 S－shaped inlet experimental setup

设计的S进气道形式为二元矩形，合成射流激励器控制端壁板采用10mm铝板进行加工，其余采用10mm有机玻璃板加工，相邻隔段间采用橡皮垫进行密封。S进气道入口截面尺寸为100mm×80mm，出口尺寸为100mm×150mm。

为了实现对S弯段上下壁面静压和出口截面总压的测试。在S进气道上下中心对称面各开有28个静压孔，相邻测压孔间距为20mm，用于测量S进气道沿程壁面静压分布；在S进气道出口截面位置并排安装有5根总压耙，用于测量出口截面总压。每根测压耙由14根直径Φ1.2mm的总压探针组成，相邻测压孔间距为10mm，共计70个测点，相邻总压耙间距为20mm。为了对S进气道入口和出口端速度进行监测，在进气道入口和出口稳定段的周向位置各开有6通1的静压孔。

2 结果分析与讨论

2.1 斜出口激励器设计与流场特性研究

首先采用PIV流场测试技术对斜出口合成射流激励器静态流场特性进行了研究，图3给出了斜出口合成射流时均流场测试结果。

图3 斜出口合成射流激励器时均流场PIV结果Fig.3 Averaged PIV results showing velocity fields and vorticity contours of BSJA

由图可知，斜出口合成射流激励器可以将周围气体进行有控制的能量和质量输送，从而实现对外部流场的控制。在与主流相互作用时，左侧出口由于射流的卷吸引射作用，可将出口左侧主流中的高动量流体引入到近壁区，右侧出口由于射流沿壁面切向的动量注入，可显著增加边界层底层能量，起到控制流动分离的目的。

2.2 合成射流S进气道主动流动控制

图4给出了主流速度V＝80m／s，合成射流变电压控制时S进气道壁面静压变化特性。

图4 激励器工作电压变化时壁面静压系数分布Fig.4 Actuator voltage changes the distribution of wall static pressure coefficient

由图可知，随工作电压的逐渐增加，上壁面（控制段）壁面静压逐渐得到恢复。原因在于：工作电压增加，合成射流出口速度增加，射流沿壁面切向的动量注入效应增强，使当地边界层底层速度型更饱满，克服逆压梯度的能力增强。尽管合成射流控制位置位于S进气道上壁面，但对下壁面静压恢复也具有可控作用。

图5给出了合成射流控制时S进气道出口截面总压分布特性。由图可知，由于S进气道内分离流动得到控制，进气道出口截面总压得到恢复，体现为出口截面核心区总压系数的逐渐增加和出口截面分离区内总压的改善恢复。表1给出了合成射流激励器工作电压变化时，进气道出口平均总压恢复系数σ和畸变指数DC90变化特性。

由表1可知，出口截面平均总压恢复系数随工作电压的增加而增加，说明合成射流对S进气道分离流动效果增强。当工作电压U＝24V时，出口截面平均总压恢复系数可增加0.37%，此时所消耗合成射流能量仅为来流的0.24%，且采用合成射流控制也可有效降低进气道流场畸变指标。

表1 σ和DC90随激励器工作电压变化特性Table1 Variation of pressure recoveryσand pressure distortion DC90with the actuator voltage

图6给出了来流速度V＝50m／s，工作电压U＝24V，S弯段分离控制区内上下壁面＃13孔静压系数随激励器工作频率的变化特性。

由图可知，在激励器共振频率附近，合成射流激励器S进气道分离流动控制效果最佳，体现为上下壁面静压系数的幅值增加量最大。原因在于：在激励器共振频率下，合成射流出口速度较大，对当地边界层底层的动量注入效应最强，控制效果最佳。

图6 激励器工作频率变化对壁面静压系数的影响Fig.6 Effects of actuator frequency on the wall static pressure coefficient

3 结 论

设计加工了可用于高速流动控制的单膜双腔式斜出口合成射流激励器，成功将合成射流技术应用于S进气道分离流主动控制，结合测压技术对斜出口合成射流S进气道分离流动控制特性进行了研究。结果表明：

（1）采用合成射流可有效抑制S进气道分离流动，提高出口总压恢复和降低流场畸变；

（2）合成射流与主流间的动量比是进行S进气道分离流控制的重要参数，当工作电压U＝24V时，出口截面平均总压恢复系数可增加0.37%，此时所消耗合成射流能量仅为来流的0.24%；

（3）斜出口合成射流激励器S进气道分离流动的控制机理在于：斜出口合成射流沿壁面切向的动量注入，增加了当地边界层底层能量，有利于克服逆压梯度，控制边界层分离。

［1］ FULGHUM D A.Stealth engine advances revealed in JSF designs［J］.Aviation Week ＆Space Technology，2001（19）：90－93.

［2］ GRIDLEY M C，WALKER S H.Inlet and nozzle technology for 21st century fighter aircraft［J］.ASME96－GT－244，1996.

［3］ HAMED A，NUMBERS K.Inlet distortion considerations for high cycle fatigue in gas turbine engine［R］.AIAA 1997－3364.

［4］ 陈文，杨应凯.未来战斗机／发动机一体化技术的探讨［J］.国际航空，2002（8）：63－65.

［5］ HUNTER L G，HAWKINS J E.F－16variable geometry inlet design and performance［R］.AIAA1981－1394.

［6］ ALLAN B G，OWENS L R，LIN J C.Optimal design of passive flow control for a boundary layer ingesting offset inlet using design of experiments［R］.AIAA 2006－1049.

［7］ TOURNIER S E，PADUANO J D，PAGAN D.Flow control in a transonic inlet［R］.AIAA 2006－3883.

［8］ 郭荣伟，梁德旺，陈贻忠.进口导流叶片对S弯进气道出口旋流的抑制研究［J］.空气动力学学报，1996，14（2）：141－147.

［9］ 李大伟，马东立.背负式S形进气道流场控制技术［J］.北京航空航天大学学报，2008，34（2）：1456－1459.

［10］ PRADEEP A M，SULLEREY R K.Secondary flow control in a circular s－duct diffuser using vortex generator jets［R］.AIAA 2004－2615.

［11］ DEBIASI M，HERBERG M R，ZENG Y，et al.Control of flow separation in s－ducts via flow injection and suction［R］.AIAA 2008－0074.

［12］ 万斌，刘振侠，张丽芬.S弯扩压管主动流动控制研究［J］.科学技术与工程，2009，9（7）：1807－1811.

［13］ DAGGETT D L，KAWAI R，FRIEDMAN D.Blended wing body systems studies：boundary layer ingesting inlets with active flow control［J］.NASA CR 2003－212670.

［14］ AMITAY M，SMITH D R，KIBENS V，et al.Aerodynamic flow control over an unconventional airfoil using synthetic jet actuators［J］.AIAA Journal，2002，39（3）：361－370.

［15］ 赵宏，杨治国，娄慧娟.合成射流流动特性试验研究及在燃烧中的应用探讨［J］.航空动力学报，2004，19（4）：512－519.

［16］ SMITH B L，GLEZER A.Jet vectoring using synthetic jets［J］.J.Fluid Mech.，2002，458（0）：1－34.