翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究——A：实验方案设计

刘小波，张伟伟，翟 建，叶正寅

（1.西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室，西安 710072；2.上海机电工程研究所，上海 201109）

0 引 言

颤振是结构在气动力、惯性力和弹性回复力的耦合作用下而产生的一种气动弹性不稳定现象。随着现代飞行器向高速、高机动的方向发展，飞行器翼面或全机的颤振问题就显得更加突出。在传统的方法当中，进行颤振的主动抑制是利用操纵面的主动偏转产生附加的气动力来进行颤振的主动抑制的。然而，传统的操纵面偏转通常由液压作动器作动，液压作动器可以提供较大的控制力，但其对控制能量的要求较高，能量转换环节和效率不够理想，使用时受带宽限制较为严重［1］。为克服上述不足，Hall和Prechtl［2］利用压电材料研制了一种弯曲作动器，用以驱动直升机旋翼的小副翼。Ardelean［3］等则利用压电材料开发了一种V-Stack作动器，并进行了风洞实验研究。文献［4］提出了一种用超声电机来取代液压系统的方法，数值仿真和风洞实验都取得了较好的效果。

基于流动主动控制改变气动力进行颤振主动抑制的方法，一方面在于改进传统操纵面作动机构能量转换和效率方面的不足，另一方面则在于发展出新的气动力控制方式。格尼襟翼［5］是在机翼尾缘伸出的一块短板，文献［6］和［7］的研究已显示出格尼襟翼应用于气动力和力矩控制的效果。受格尼襟翼启发，Bieniawski和Kroo［8］等人设计了微型尾缘控制器（Mi TEs），大量的风洞实验和数值仿真结果都证实了该微型尾缘控制器的效果：相比于传统襟翼，MiTEs能够提供有效的控制力和力矩，且控制十分灵活。Li和Kroo［9］等将MiTEs应用于颤振主动抑制的研究，风洞实验成功地证实了Mi TEs进行颤振主动抑制的能力。

喷流襟翼是进行气动力控制的另一种方式，喷流襟翼是在机翼尾缘处以一定的方向和动量系数喷出的一股气流。喷流襟翼在20 世纪中期前后就有研究［10］，而在近来的研究中，Tranb，Lund［11］等将喷流襟翼应用于飞行器的无铰式控制以取代传统操纵面，模型试飞的结果显示该方法可用于飞行器的飞行控制。进一步的研究［12］将喷流襟翼和格尼襟翼的组合与10%弦长的传统操纵面进行了比较，研究结果表明对于喷流／格尼襟翼的组合，当给定适当的喷流动量系数，就可以产生足够的滚转控制力矩。然而，从已有的文献来看，目前对喷流襟翼的研究多集中在定常喷流上，而对非定常喷／吸的研究却较为少见。

作为气动力的控制方式，合成射流［13-17］在近来的研究中获得了广泛的关注。合成射流因结构简单、质量轻，响应迅速，无需外在气源等优点，在工程上具有潜在的应用价值。合成射流应用于气动弹性的控制在于合成射流与横流的相互作用可以改变局部流场，并诱导产生“虚拟气动外形”，这一“虚拟气动外形”可以比合成射流的特征尺寸大出1～2个数量级，从而改变升力面上的载荷分布。合成射流周期性的吹／吸气则会导致升力面上载荷周期性的变化（如果频率可控，这个应该可以抑制颤振）。利用合成射流取代传统操纵面，并以此进行飞行器的无铰式控制［18-19］以及翼面的气动弹性控制［20-25］是一个崭新的研究领域。其中Donnel［21］，Schober［22］等则将合成射流应用于颤振的主动抑制研究，研究针对合成射流在翼型上的位置、喷口尺寸、喷流频率、喷流动量系数进行了细致地分析，闭环控制将颤振临界速度提高了15%。

进行这样一类控制的关键在于设计出具有较高动量系数的合成射流致动器。由于传统的合成射流致动器受空腔体积及振动膜片振幅的限制，即使膜片工作在共振频率附近，合成射流喷口也难以形成较高动量的喷流。为此，Traub 等人［18］在进行飞行器无铰式控制的研究时，设计了一种紧凑大功率合成射流致动器，合成射流器由活塞作动，喷口峰值速度可达100m／s量级。而对于翼面的气动弹性控制，进行合成射流控制的最佳位置在尾缘附近［23］，且出现气动弹性不稳定的频率一般集中在较低频率处。因此，进行这样一类控制时有必要设计出一种尾缘处的低频大功率合成射流致动器。文献［26］针对这一问题提出了一种低频大功率合成射流器的设计方案，并对其开展了初步的数值研究。

在实验方面，目前开展尾缘低频大功率合成射流的研究尚不多见。由于开展这一方面的研究需要耗费较大的人力和物力，在文献［26］的基础上设计了一套适用于风洞研究的实验方案，并应用实验结果对所设计的方案进行了验证。

1 实验设备设计原理

如前所述，传统的操纵面偏转受复杂的液压作动机构的限制，格尼襟翼因机翼尾缘处空间狭小而出现收放困难，喷流襟翼要么引发动机的高温气体、要么在飞行器上安装沉重的气罐导致设计的复杂和飞行器重量的增加。本实验方案基于传统操纵面进行颤振主动抑制的原理，结合格尼襟翼与喷流襟翼进行气动力控制的方式，将目前流动控制领域广泛研究的合成射流技术引入到非定常气动力的控制，考虑到机翼的特定形状，利用合成射流简单、方便、响应迅速、无需外在气源的特点，提出图1 所示的尾缘合成射流器：合成射流器喷口位于翼型后缘，喷流方向垂直于翼型弦线。

按图1设计的合成射流致动器具有较大的空腔体积，即使驱动器在较低的频率下进行驱动，也能产生较高速度的合成射流，然后再将合成射流的喷口置于机翼尾缘处，让合成射流垂直于翼弦方向喷出，就可以提供较大的控制力和力矩。当合成射流的工作频率涵盖结构低频模态频率时，就能够获得良好的颤振抑制效果。因此，图1的设计正好符合了这一规律。

进行尾缘低频大功率合成射流实验的技术关键在于设计出具有较高动量系数的合成射流致动器。考虑到风洞实验段的尺寸限制，很难在有限的空间内加工如图1所示的实验模型，我们提出了如图2所示的替代实验方案。

合成射流器由两只对称安装的气缸组成，气缸活塞杆通过连杆与转盘连接。在伺服电机的驱动下，转盘作匀速圆周运动，活塞通过连杆带动而在气缸内作周期性的往复运动，活塞在运动的过程中就形成了对缸内空间的压缩和扩张，从而形成了气缸出口处周期性的吹／吸气。

图1 尾缘合成射流器的创新思路Fig.1 The design of synthetic jet at trailing edge

图2 实验设备设计原理Fig.2 The sketch of experimental equipments

由于气缸的对称安装，在一侧气缸吹气的同时另一侧气缸则以同样大小的速度吸气，二者之间正好相差180°。在气缸的出口处，通过管道将气流引入到机翼尾缘的上下喷口，气缸周期性的吹／吸气便形成了机翼尾缘处的合成射流。通过调节电机的转速以及连杆端头在转盘上的位置，可以调节喷流的频率及喷口速度的大小。

2 实验模型

实验模型为采用NACA0015翼型制作的矩形翼段，按西北工业大学低湍流度风洞（LTWT）二元实验段的尺寸设计，模型弦长500mm，展长398mm。如图3所示，模型内部为金属制作的空腔体，外部为红松木制作的外壳。喷缝位于模型0.95弦长站位的上下翼面，缝长300mm，缝宽1.0mm。进气口位于模型的两侧，进气口与模型内部空腔体相通，空腔体又与尾缘处喷缝相通。

在设计时，模型内部的空腔体设计成上下两个独立的气室，如图4所示，上气室与左侧进气口和上喷缝相通，下气室与右侧进气口和下喷缝相通。这样，由合成射流致动器产生的交变气流通过进气口进入模型内部，然后再由喷缝喷／吸，在横流的作用下，便产生了尾缘处的合成射流。

图3 机翼模型Fig.3 The model of the wing

图4 空腔体结构图Fig.4 The configuration of the cavum

3 低频大功率合成射流致动器的制备

低频大功率合成射流致动器由电机、齿轮、转盘、铰轴、连杆和气缸等部件组成，其相对位置关系如图5所示。两只大小相同的气缸对称安装于转盘的两侧，气缸活塞通过连杆与转盘上的铰轴相连，转盘则通过横轴与齿轮系的大齿轮相连，齿轮系的小齿轮则固定安装在伺服电机的输出轴上。这样在电机的带动下，转盘作匀速圆周运动，转盘的匀速圆周运动通过连杆机构转化为气缸活塞的往复运动，从而形成对气缸内空间的扩张和压缩。通过管道将气缸的出气口与机翼模型的进气口相接，便形成了模型尾缘处周期性的吹／吸气。

由于两只气缸的对称安装，在一只气缸压气时另一只气缸则以同样的活塞速度吸气，二者刚好相差180°。这表现在机翼模型上则为：一侧喷口在喷气时另一侧的喷口则在吸气，二者也刚好相差180°。

图5 合成射流器总装图Fig.5 The picture of synthetic jet actuator

图6 转盘机构Fig.6 The configuration of the turn plate

实验时，为便于进行实验参数的研究，在进行转盘的设计时，可以形成活塞半行程的调节。转盘为一圆盘状钢件，在盘面上按设计半行程开有一系列的螺纹孔，螺纹孔3个为一组，可通过螺栓与铰轴的安装孔进行配合，如图6所示。在设计时，为减少螺纹孔的数量，不同的半行程间有公用的螺纹孔。在本实验中，一共设计了12种不同的可调活塞半行程，如表1所示：

表1 活塞可调半行程Table 1 Half routes of the piston

4 模型的支撑

考虑到LTWT 风洞二元实验段仅能进行测压试验，因此我们设计了如图7所示的模型支撑机构，模型与外部支撑架连接的横梁部分设计成测力元件。

图7 模型的支撑Fig.7 The brace of the model

如图7所示，两只支撑架通过螺栓咬合在风洞两侧壁外侧的木框上，一对横梁（天平）一端与模型两侧的组装板用螺纹紧固连接，另一端则搭接在支撑架的上平台上，调好水平度后用螺栓紧固连接。在安装时，两天平的轴线重合，位于模型弦平面距前缘0.216c的地方。模型以0°迎角水平安装于LTWT 风洞二元实验段内，实验过程中不改变迎角。在模型安装好之后，模型的任何一部分均不与风洞洞壁及转窗接触。

5 天平设计方案

由于支撑方式的特殊性，决定以测力的方式开展风洞实验研究。利用矩形截面梁作为测力元件测量模型上的升力和力矩。根据材料力学，矩形截面梁的弯曲主应力方向沿梁中轴方向，扭转主应力方向与中轴线呈45°夹角。据此，可将应变片按图8所示的方式粘贴，并组成图9所示的桥路。

实验中，为有效地进行升力和力矩的测量，将模型左右两侧的应变片组成了两套相同的桥路：分别为左侧升力桥路（R1，R2）、右侧升力桥路（R3，R4）左侧力矩桥路（R5，R6，R7，R8），右侧力矩桥路（R9，R10，R11，R12）。其中升力桥路组是1／2桥路，力矩桥路组是全桥桥路。这样做的好处是若某一个桥路出现问题，另一个桥路还能进行有效地测量。

图8 应变片在矩形截面梁上的粘贴Fig.8 The sketch of strain gauges fixed on rectangular beam

图9 气动力和力矩测量桥路Fig.9 The bridge circuit of lift and moment measurement

实验时，三轴45°应变花粘贴在矩形截面梁靠近支撑根部的上下表面，如图10所示。矩形截面梁材料为硬铝（YL12），长为120mm，宽为20mm，厚为10mm。应变片单片阻值为：120±0.3Ω，灵敏度系数为：2.21±1%。

实验前，采用标准砝码对上述测量桥路进行了风洞内标定，在实验测量载荷范围内天平线性度很好。标定的结果为：升力桥路为：kL=5.56N／m V，力矩桥路为：km=0.125Nm／m V。

图10 应变片在天平上的粘贴Fig.10 The picture of strain gauges fixed on the balance

6 实验测试设备

测试设备包括DH-3846 应变放大器一台，LMS动态数据采集分析仪一台，电脑，显示器。动态数据采集设备如图11所示。

图11 动态数据采集设备Fig.11 The picture of equipments for processing dynamic data

动态数据采集的过程为：由模型产生的动态应变信号首先传输至DH-3846，进行信号放大，放大后的信号再传输至LMS谱采集系统，由LMS、电脑主机、显示器组成的系统对信号进行采集、显示、分析和记录。

实验时，为能监测喷口的流动，还在上下喷缝边缘粘贴了应变片，应变片粘贴位置为：应变片敏感轴线距喷口边缘6mm，应变片敏感轴线与喷缝展向垂直。喷口气流在抵达应变片时会产生滞止，因而应变片的应变响应可以反映空腔内的总压变化情况。

7 实验结果及分析

图12和13给出了L100＿U20＿N120、L10＿U20＿N1800状态下作用在模型上的气动力系数、绕1／4弦长处的力矩系数和下喷口应变的时间响应。其中，L100表示活塞半行程为100mm，U20表示来流风速为20m／s，N120表示电机的转速为120r／min，余者类推。喷口应变为负时喷口喷气，为正时喷口吸气。

对比图12和13可知，尾缘处周期性的吹／吸气会导致作用在模型上的气动力周期性地变化，在喷口气流向下喷出时，在模型上会产生一个向上的升力和一个低头的力矩，且随着喷流速度的增加，升力和力矩的大小都会增大。在图12中，合成射流频率为f=1.0Hz，图12 中升力和力矩响应的频率恰好为1.0 Hz，图13中也是如此，这说明合成射流频率控制是较为精确的。

图12 L100＿U20＿N120响应曲线Fig.12 The response of L100＿U20＿N120

图13 L10＿U20＿N1800响应曲线Fig.13 The response of L10＿U20＿N1800

另外，图12中的响应曲线呈锯齿状，曲线上有的小峰值点，而图13中的响应曲线类似正弦，且曲线较为光滑。图12中的状态为低频大功率状态，转盘转速较低且不够均匀，活塞运动在最大点之后出现急行程状态，在运动方向相反时压缩气流出现了一个小的波动。而在电机转速较高时，转盘的转速较高，转盘的转动惯性平衡了活塞在压／吸气时所产生的不均匀力，因而喷口应变响应、升力和力矩的响应都比较光滑。 图12和13给出的是两个比较极端的状态，在这两个实验状态下，实验都采集到了比较好的数据（图12看出叠加有倍频的，这个也许很有用）。作为示例，图14给出本实验中比较一般的状态，其状态为：L85＿U35＿N540，对应的合成射流频率为f=3.0 Hz。从图13和14可知，在电机转速相对较高和活塞半行程不是太大时，实验均能采集到较好的数据。由此可见，实验设计可以有效地进行尾缘低频大功率合成射流的研究。

图14 L85＿U35＿N540响应曲线Fig.14 The response of L85＿U35＿N540

此外，从图14中力和力矩响应的幅值来看，升力系数的幅值约为0.16，力矩系数的幅值约为0.045，按升力的幅值计算，这一幅值相当于NACA0015翼型在约1.5°迎角时的定常升力系数值。由此可见，尾缘低频大功率合成射流可以使翼型获得较大的控制力和力矩，这一力和力矩可以用于气动弹性的控制。

8 结 论

为了在风洞实验中验证尾缘合成射流所产生的动态载荷特性，开展了如下几点工作：

（1）设计了低频大功率的合成射流器。运用洞体外的大口径气缸来产生足够大动量系数的低频合成射流。并通过合适的空腔结构设计和使用抗压管，尽量减少射流通道的弹性变形。在模型部件联接部位都采用了密封方式。这些措施极大减少了射流的动量损失；

（2）设计了频率和动量系数的调节机构。通过设计合适的转盘机构，不仅实现了尾缘喷流的速度调节，而且提高了合成射流的谐波特性。通过步进电机的工作转速调节，可实现射流无级调频。通过协调活塞行程、电机转速以及来流风速，进而实现了合成射流的动量系数、无因次频率等参数对动态气动载荷的影响研究；

（3）开展了初步的风洞实验研究。风洞实验表明当伺服电机工作在适当的转速以上以及活塞半行程不是太大时，合成射流致动器能够获得较好的实验效果，喷口响应，升力和力矩的响应都能获得较为光滑的响应曲线。在合成射流器作周期性的吹／吸气时，翼型的气动载荷也呈现出周期性的变化。尾缘处低频大功率的合成射流能够使翼型获得较大的气动力和力矩，这一控制力和力矩可以用于相关动力学问题的控制。

致谢：本研究中模型设计得到西北工业大学李斌老师、郝礼书老师和李志广技师的帮助，天平设计得到谢亚军老师的帮助，在此表示衷心感谢！

［1］ 李敏，陈伟民，贾丽杰.压电驱动器的气动弹性应用［J］.航空学报，2009，30（12）：2301-2310.

［2］ HALL S R，PRECHTL E F.Development of a piezoelectric servo flap for helicopter rotor control［J］.Journal of Smart Materials and Structures，1996，5（1）：26-34.

［3］ ARDELEAN E V，MCEVER Mark A，COLE Daniel G.Flutter suppression using V-stack piezoelectric actuator［R］.AIAA 2003-1796，2003.

［4］ 于明礼.基于超声电机作动器的二维翼段颤振主动抑制［D］.［博士学位论文］.南京航空航天大学，2006.

［5］ LIEBECK R H.Design of subsonic airfoils for high lift［J］.Journal of Aircraft，1978，15（9）：47-561.

［6］ JEFFREY D，ZHANG X，HURST D W.Aerodynamics of gurney flaps on a single-element hight-lift wing［J］.Journal of Aircraft，2000，37（2）：295-301.

［7］ ZERIHAN J，ZHANG X.Aerodynamics of gurney flaps on a wing in ground effect［J］.AIAA Journal，2001，39（5）：772-780.

［8］ BIENIAWSKI S，KROO I M.Flutter suppression using micro-trailing edge effectors［R］.AIAA 2003-1914，2003.

［9］ HAK-Tae Lee，ILAN M Kroo，STEFAN Bieniawski.Flutter suppression for high aspect ratio flexible wings using microflaps［R］.AIAA 2002-1717，2002.

［10］WILLIAMS J，BUTLER S F J，WOOD M N.The aerodynamics of jet flaps［R］.R.&M.No.3304，1961.

［11］TRAUB L W，LUND D，REEDER Z，et al.Preliminary flight test of a hing-less roll control effecter［J］.Journal of Aircraft，2006，43（4）：1244-1246.

［12］TRAUB L W，AGARWAL G.Aerodynamic characteristic of a furney／jet flap at low reynolds numbers［J］.Journal of Aircraft，2008，45（2）：425-429.

［13］罗振兵，夏智勋.合成射流技术及其在流动控制中的应用进展［J］.力学进展，2005，35（2）：221-234.

［14］SMITH D R，AMITAY M，KIBENS V，et al.Modification of lifting body aerodynamic using synthetic jet actuators［R］.AIAA 98-0209，1998.

［15］ROELAND De Breuker，MOSTAFA Abdalla.Aeroelastic control and load alleviation using optimally distributed synthetic jet actuators［R］.AIAA 2007-2134，2007.

［16］李斌斌，程克明，顾蕴松.斜出口合成射流激励器非定常流场特性实验研究［J］.实验流体力学，2008，22（3）：27-30.

［17］史志伟，张海涛.合成射流控制翼型分离的流动显示与PIV 测量［J］.实验流体力学，2008，22（3）：49-53.

［18］TRAUB L W，MILLER A，SINGLA P，et al.Distributed hingeless flow control and rotary synthetic jet actuation［R］.AIAA 2004-224，2004.

［19］PATRICK R SHEA，DOUGLAS R Smith.Aerodynamic control of a rectangular wing using gurney flaps and synthetic jets［R］.AIAA 2009-886，2009.

［20］PREETHAM P Rao，THOMAS W Strganac，OTHON K Rediniotis.Control of aeroelastic response via synthetic jet actuators［R］.AIAA 2000-1415，2000.

［21］DONNEL K，MARZOCCA P，MILANESE A，et al.Design of a wind tunnel apparatus to assist flow and aeroelastic via net zero mass flow actuators［R］.AIAA 2007-1711，2007.

［22］SCHOBER S，MARZOCCA P，De BREUKER R，et al.Reduced order models for synthdtic jet actuators on a lifting surface for optimization and control［R］.AIAA 2006-1906，2006.

［23］De BREUKER Roeland，MOSTAFA Abdalla.Optimal control of aeroelastic systems using synthetic jet actuators［R］.AIAA 2008-1726，2008.

［24］SMITH D R，AMITAY M，KIBENS V，et al.Modification of lifting body aerodynamic using synthetic jet actuators［R］.AIAA 98-0209，1998.

［25］De BREUKER Roeland，MOSTAFA Abdalla.Aeroelastic control and load alleviation using optimally distributed synthetic jet actuators［R］.AIAA 2007-2134，2007.

［26］刘小波，张伟伟，蒋跃文，等.尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究［J］.空气动力学学报，2012，30（5）：606-612.