低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制

孙圣舒, 顾蕴松, 陈勇亮, 赵 雄

(南京航空航天大学 航空宇航学院, 江苏 南京 210016)



低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制

孙圣舒, 顾蕴松*, 陈勇亮, 赵 雄

(南京航空航天大学 航空宇航学院, 江苏 南京 210016)

采用斜出口合成射流对低雷诺数自由翼进行分离流主动流动控制，通过可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术的同步测量，探究了合成射流对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跃的物理机制。实验结果表明：在低雷诺数来流条件下(Re=1.24×105)，自由翼的最大平衡迎角仅为5°；合成射流控制下，最大平衡迎角增至16.8°。无控制状态下，当自由翼平衡迎角达到5°时，上翼面流动分离，处于分离区内的操纵舵面舵效降低。斜出口合成射流激励器在边界层内的能量注入，使自由翼上翼面分离流再附，提高了操纵舵效，促使自由翼迎角突跃，在较大的迎角下保持稳定。在斜出口合成射流激励器的作用下，自由翼可以配平在大迎角飞行状态，对于实现短距起降具有重要的意义。

自由翼；低雷诺数；合成射流；流动控制；PIV；平衡迎角；分离流

0 引 言

自由翼的设计理念是由Zuck[1]在1945年首次提出的，它不同于常规的固定翼，可以绕一根展向的转轴自由转动，运动形态类似于风向标。自由翼尾部有操纵舵面，用于调整自由翼相对于自由来流的平衡迎角。19世纪70年代，Porter[2-3]对自由翼飞行器开展了理论和试验研究，证明了自由翼具有良好的突风

缓和特性，验证了自由翼技术在低翼载的轻型飞行器上应用的可行性。1977年，Gee[4]通过自由翼飞行试验，证明了前置自由鸭翼的自由翼飞行器能够在15节的速度下稳定飞行，且飞行操控特性良好。1986年，美国自由翼飞行器公司的Schmittle[5]制作的“Scorpion”号自由翼飞行器首次引入了倾转机身的概念，有效地减小了飞行器的起飞距离。1992年，马里兰大学的Chen[6-8]对自由翼飞行器的一系列数值模拟和风洞试验，为提升自由翼低速飞行能力和改善短距起降特性提供了支撑。21世纪初，南京航空航天大学的何小亮[9]、周欲晓[10]对自由翼机翼本身的气动特性优化进行了研究，并给出了翼型优化设计方法。2013年，西密歇根大学的Brandt[11]对自由翼的转轴和重心位置进行了试验研究，给出了设计原则和优化方案。在其试验状态下，自由翼的重心位于转轴之后，当操纵舵面上偏11°时，自由翼上翼面流动分离，诱发自由翼轻微的俯仰振荡，这一现象对自由翼的操纵特性具有不利的影响。因此，有必要使用合适的流动控制手段来抑制分离流动，改善自由翼的操控特性。

对固定翼分离流的流动控制手段主要分为被动流动控制和主动流动控制两类。被动流动控制是在机翼上翼面合适的位置安装涡发生器等装置，增加边界层能量，抑制流动分离。被动流动控制同时存在显著的缺点，控制装置无法随着机翼上翼面流动状态自适应调整，在巡航状态下反而带来额外的阻力。主动流动控制方法允许多参数的人工调控，可以通过微小的扰动能量激发宏观流场的变化。主要的主动流动控制手段包括吹气式、吸气式、合成射流、等离子体和微机电系统(MEMS)等。

零质量射流(又名合成射流)作为主动流动控制的典型代表，20世纪80年代末由南京航空航天大学的明晓[12]提出，并应用于圆柱绕流的分离流控制。Amitay[13]和郝礼书[14]都将合成射流流动控制技术应用于固定翼分离流控制，有效地控制了流动分离。罗振兵[15]提出了合成双射流激励器的概念，避免了受控流场和环境流场间压差引起的振动膜压载失效问题。张攀峰[16-17]将合成射流出口安置于机翼分离点后，通过数值模拟的方法验证了分离点后的合成射流仍然可以有效地控制上翼面的分离剪切层，此外还对斜出口合成射流孔口倾斜角优化设计进行了研究，指出30°的孔口倾斜角对机翼升阻特性具有良好的控制效果。顾蕴松[18]对斜出口合成射流激励器出口流场特性进行了试验研究，指出斜出口合成射流的出口流场具有沿壁面的横向流动运输特性。左伟[19]将斜出口合成射流应用于低雷诺数下的固定翼分离流控制，机翼的最大升力系数提升了10.4%，失速迎角推迟了4°。

本文将斜出口合成射流激励器主动流动控制技术应用于自由翼分离流控制，借助可视化机翼表面压力测试技术和粒子图像测试技术的同步测量，探究了合成射流对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跃的物理机制。

1 设备与方法

1.1 自由翼模型设计

自由翼模型如图1(a)所示，自由翼选取的翼型为GOE741反弯翼型，弦长c=300 mm，展长l=400 mm。转轴距离前缘的距离lP=0.2c，操纵舵面弦长cd=0.25c。自由翼的操纵舵面通过支杆连接到内埋于下翼面的舵机，通过地面站精确控制舵面偏转，角度控制精度为0.1°。试验模型的舵偏角范围为-20°～+26°，定义舵面上偏为正。

(a) Free-wing model

(b) Beveled synthetic jet

(c) Pressure taps

在30%c位置，沿展向均布8个合成射流激励器斜出口，激励器采用1.25寸钕磁铝盆扬声器，工作参数为2 W/6 Ω。每个斜出口狭缝的缝宽为1 mm，长度为15 mm，出口方向与此处翼面的弦向切线夹角为30°。扬声器共用的驱动信号是由函数信号发生器产生，经功率放大器放大后的正弦波信号。扬声器振动膜的周期性振动改变腔体体积，在斜出口处产生同样频率的吹吸气流。在自由翼展向对称面位置，沿上下翼面弦向分布共41个表面测压孔，其中，在操纵舵面的上下表面各分布2个测压孔。所有的表面测压孔与当地翼面切面垂直，对机翼表面压力进行积分可以计算得到自由翼的升力特性和操纵舵面的气动力特性。测压孔位置分布见图1(c)。

1.2 试验测试系统

自由翼风洞试验在南京航空航天大学低湍流低噪声回流式开口风洞进行，试验段截面尺寸为1.5 m×1 m，模型核心区湍流度ε=0.08%。测试系统主要包括粒子图像测速系统、可视化压力测试系统和平衡迎角测试系统。

PIV系统由丹麦Dantec公司研发，主要由CCD相机、双脉冲激光器Vlite-500、片光光学组件、DEHS粒子发生器、同步器和数据处理工作站等组成。相机分辨率为2048pixel×2048pixel，内触发最大全幅拍摄频率为10 Hz；激光器最大输出功率为500 mJ/Pulse，脉冲激光的波长为532 nm，脉冲时间为15 ns，束腰厚度为1 mm；DEHS粒子粒径不大于5 μm；同步器的时钟分辨率不大于1 ns。PIV对流场速度的测量精度约为2%。

图2 试验测试系统图Fig.2 Experimental setup

可视化压力测试系统由南京航空航天大学飞行测控创新实验室自主研发，主要包含64通道压力变送器、NI(National Instruments)数据采集系统和可视化软件。以SM-5652差压传感器芯片为核心，传感器的满量程为0.15psi，压力测试精度为0.05%FS。传感器的输出为模拟量，NI计算机通过两块16位NI-6218采集卡采集模拟电压，在基于LabVIEW©可视化编程语言编写的程序中实时显示机翼表面压力系数分布曲线。系统的采样率可达1 kHz。

(a) 64 channels pressure transducer

(b) LabVIEW© program

自由翼迎角测试系统主要由轴编码器和NI数据采集系统组成。自由翼和展向转轴同步转动，轴编码器测量转轴转动的角度值，并在可视化的程序中实时显示，作为自由翼的平衡迎角。迎角测试系统的角度测量精度为0.1°。

2 试验结果分析与讨论

2.1 自由翼静态气动特性及控制结果分析

在恒定的来流条件下，自由翼的平衡迎角可由操纵舵面控制。当操纵舵面上偏，自由翼受到抬头力矩，导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对转轴的俯仰力矩为0。

试验首先对自由翼的平衡迎角随舵偏角的变化关系进行了研究。来流风速为6 m/s、7 m/s、8 m/s和9 m/s，对应的平均雷诺数Re分别为1.24×105、1.45×105、1.65×105和1.86×105。在四种来流条件下，测量自由翼迎角和舵偏角的对应关系，同时得到所有平衡迎角下的机翼表面压力分布。

图4给出了不同平均雷诺数下自由翼迎角与舵偏角的关系曲线。图5给出了自由翼在不同雷诺数下的升力系数曲线，升力系数是由机翼表面压力积分后无量纲化得到。当来流平均雷诺数为1.86×105时，在可调的舵偏角范围内，随着舵偏角的增大，自由翼平衡迎角随之单调增加，操纵舵面一直有效；当来流平均雷诺数降低为1.65×105和1.45×105时出现流动分离现象，自由翼的最大平衡迎角分别为18.7°和9.1°；当来流平均雷诺数为1.24×105时，最大平衡迎角为5°，上翼面流动分离，升力损失。

图4 不同雷诺数下自由翼平衡迎角与舵偏角关系曲线Fig.4 Plots of balanced α vs. δ without BSSJ control in different Reynolds numbers

图5 不同雷诺数下自由翼升力系数曲线Fig.5 Lift coefficients of free-wing without BSSJ control in different Reynolds numbers

针对自由翼在低雷诺数下的气动特性恶化问题，将采用斜出口合成射流激励器的主动流动控制手段来改善自由翼气动特性。

在合成射流控制下，研究自由翼平衡迎角和舵偏角的关系。根据前期的研究结果，选取激励器工作频率f=340 Hz，工作电压U=1 V、2 V，Re=1.24×105的试验状态。如图6、图7所示，无合成射流控制时，自由翼最大平衡迎角仅为5°，最大升力系数CLmax为0.1；当工作电压U=1 V、2 V时，自由翼的最大平衡迎角分别可以达到13.6°、16.8°，最大升力系数CLmax分别为0.45、0.57。

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

图7 合成射流控制后升力系数曲线Fig.7 Lift coefficients of free-wing with BSSJ control

2.2 合成射流对失速自由翼的控制效果分析

2.1节主要研究了合成射流控制对静态自由翼的控制效果，在激励器持续控制下，低雷诺数自由翼不再出现分离现象。本节将针对已经处于分离状态的自由翼，研究自由翼表面压力分布和上翼面空间流场在合成射流控制后的变化情况。

在低雷诺数条件下(Re=1.24×105)，舵面上偏28°，自由翼的平衡迎角在5°时上翼面失速。此时，施加合成射流控制，工作频率f=340Hz，工作电压U=1V。在合成射流的作用下，自由翼迎角突跃，达到新的平衡迎角21.2°。从合成射流开始控制到自由翼达到新的平衡状态的过程，历时1.3 s。

图8给出了合成射流控制前后自由翼迎角突跃过程中上翼面的瞬态流场结构，PIV测量范围约为距离机翼前缘的0.25c～0.75c。图8(a)为合成射流控制前的上翼面流动分离状态，此时α=5.3°。图8(b)为合成射流控制后，自由翼上翼面分离流再附的流动结构。随着自由翼迎角的增加，上翼面的后缘逐渐出现流动分离；大迎角α=21.2°状态下，自由翼上翼面前缘绕流依然再附，在距前缘0.7c位置附近出现流动分离，这是由自由翼的舵面上偏，与主机翼形成的三角区造成的。

图8 斜出口合成射流控制后的上翼面流场速度云图Fig.8 Velocity distributions of free-wing during the transients following the onset of BSSJ

图9给出了自由翼迎角突跃过程机翼的表面压力分布变化情况。t=0 s时，自由翼处于分离状态，其流场结构对应图8(a)；在施加合成射流控制后，t=0.2 s时上翼面流场再附(图8(b))，从压力分布曲线可以看出上翼面形成了稳定的分离泡，同时舵面产生的抬头力矩增加，自由翼迎角开始逐渐增加；t=0.4～1.2 s的过程中自由翼迎角增加，分离泡结构稳定，位置逐渐前移；t=1.4 s时到达最大平衡迎角，机翼有很强的前缘吸力峰，前缘层流分离泡稳定存在，使得自由翼在大迎角状态α=21.2°保持稳定。表面压力分布的分析结果同PIV流场的分析结果是一致的。图10给出了自由翼迎角突跃过程的操纵舵面瞬态流场的PIV结果。

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

图10 斜出口合成射流控制后的操纵舵面流场速度云图和机翼表面压力分布曲线Fig.10 Velocity distributions of control surface and surface pressure distributions of free-wing during the transients following the onset of BSSJ

为了确定在合成射流控制后自由翼获得的抬头力矩是否来源于操纵舵面，对操纵舵面流场进行PIV试验研究。在合成射流控制前，自由翼上翼面流动分离，并在操纵舵面三角区内形成较强的分离区，操纵舵面完全处于分离区内，操纵舵效很低；当合成射流控制后，上翼面流场再附，在操纵舵面位置形成附着流动，舵效显著增加。结合机翼舵面位置附近的压力分布数据分析，可以看出，在合成射流控制后，自由翼后缘上下翼面的压力差显著增加，抬头力矩增大，促使自由翼平衡迎角增大。

3 结 论

对自由翼机翼施加斜出口合成射流激励器控制分离流，结合机翼表面压力测试技术和粒子图像测速技术，研究了斜出口合成射流的出口流场特性和特定控制参数下合成射流激励器对自由翼最大平衡迎角的控制效果。试验结果表明：

1) 斜出口合成射流的边界层能量注入使得自由翼上翼面分离剪切层再附，对于自由翼分离流控制起到良好的控制效果；

2) 在低雷诺数下，通过合成射流激励器控制手段，仅需消耗微弱的能量，可以显著提升自由翼的最大平衡迎角，增大升力系数；

3) 在无合成射流控制状态，自由翼上翼面流动分离，合成射流控制后上翼面流场再附，原本处于分离区内的操纵舵面重新恢复舵效，抬头力矩增加，从而产生了自由翼迎角突跃现象，显著提升了自由翼的最大平衡迎角及最大升力系数。

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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

江苏高校优势学科建设工程资助项目(PAPD)

孙圣舒(1993-)，男，硕士研究生, 研究方向：自由翼、流动控制. E-mail：sunshengshunuaa@qq.com

顾蕴松*(1971-)，男，教授, 研究方向：实验空气动力学、流动控制. E-mail：yunsongg@nuaa.edu.cn

孙圣舒, 顾蕴松, 陈勇亮, 等. 低雷诺数自由翼斜出口合成射流分离流流动控制[J]. 空气动力学学报, 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