合成射流低速射流矢量偏转控制的PIV实验研究

2018-03-09李斌斌顾蕴松程克明西南科技大学土木工程与建筑学院四川绵阳600南京航空航天大学江苏南京006

空气动力学学报 2018年1期

李斌斌, 姚勇, 顾蕴松, 程克明(. 西南科技大学土木工程与建筑学院, 四川绵阳 600; . 南京航空航天大学, 江苏南京 006)

0 引言

推力矢量技术是指通过偏转发动机喷管或尾喷流的方向，从而获得额外的操纵力矩。推力矢量技术可以代替或部分代替常规的操纵面，给飞行器的设计和作战效能带来显著提升。推力矢量控制以及由此带来的过失速机动、隐身性和超音速巡航并列成为第四代战斗机的主要特征[1-2]。

推力矢量技术主要分为两大类：机械式和流体式推力矢量[3]。美国Rockwell公司、Boeing公司和德国MBB公司通过在X-31发动机尾喷口安装折流板的控制方案，利用折流板的转向可以实现尾喷流的矢量控制。该方法的特点是无需对发动机做任何改装，结构简单，成本低，但需要庞大复杂的机械作动装置，导致结构重量增加，同时伴随高温下的运动部件增多，对发动机的散热带来严重影响。

与机械式推力矢量控制相比，流体式推力矢量具有结构重量轻、易于控制、系统结构简单、可靠性高的优点，可使发动机性能得到大幅度提高[4- 5]。流体式推力矢量控制通常借助于引入的二次射流来影响主流的流态，从而实现主流的推力矢量控制。二次射流的矢量控制需要具有复杂的气源供应和喷射系统，会使发动机的结构重量大大增加。此外，从发动机引气进行二次射流矢量控制还会造成总推力损失。最近引入的合成射流概念为射流矢量控制提出了全新的选择，与传统的控制方式相比，合成射流控制具有“无源性”，同时具有微型化、零质量流率、控制部件简单等优点[6]。

合成射流技术是一种全新的流场主动控制方法，国内外一批科研机构和院校对其工作机理和流场特性等方面进行了大量研究[7-8]。作为一种典型的流动控制器，合成射流在流动分离控制[9]、增升/减阻控制[10]及非对称涡控制[11]等领域具有重要的应用前景。目前，应用合成射流激励器进行射流矢量偏转控制也普遍受到重视[12]。合成射流控制技术为射流矢量控制提供了一种新的途径，通过微尺度的射流注入并与主射流剪切层的相互作用，可以形成一个特殊的流动区域，从而对流动的边界起到放大的控制作用，进而实现对大尺度主射流宏观整体流动的矢量控制。

本文通过在二元矩形射流风洞出口两侧布置合成射流激励器，在主射流未形成Coanda效应的前提下，利用合成射流非定常扰动“激发”诱导主射流剪切层，使主射流发生偏转。结合PIV测试技术研究了合成射流在不同工作状态下对低速主射流矢量偏转控制的影响，探讨其流动控制机理，进而为合成射流技术应用于推力矢量控制奠定基础。

1 模型与试验装置

1.1 二元低速射流风洞

合成射流低速射流矢量偏转控制在南京航空航天大学的低速射流风洞中进行，见图1。射流出口尺寸为250 mm×50 mm，实验中射流出口速度为10 m/s，得射流出口中心湍流度约为3‰。

图1 二元低速射流风洞Fig.1 Two dimensional low speed jet wind tunnel

1.2 合成射流激励器

图2为设计的三缝矩形斜出口合成射流激励器，腔体尺寸为250×250×80 mm3，射流出口长度L和宽度H分别为160 mm×5 mm，出口倾角θ为30°，相邻出口间距S/H=1.6。合成射流工作时，由信号发生器产生正弦波信号，经功率放大器后驱动振动膜进行往复振动，在出口处产生合成射流控制流。

图2 合成射流激励器Fig.2 Synthetic jet actuator

1.3 射流矢量偏转控制PIV实验装置

合成射流低速射流矢量偏转控制PIV实验装置如图3所示。

图3 射流矢量偏转控制实验装置Fig.3 Experiment installation of vector deflection control

激励器布置在射流风洞出口两侧，为便于PIV流场测试，其余两侧采用玻璃进行固定和密封。实验前利用总压探针移动测得，当激励器偏角为39°，主射流不受腔体壁板Coanda效应的影响。实验采用美国TSI公司的PIV测试系统，测试精度为2%。并选用了香燃烧产生的烟粒子作为示踪粒子，烟粒子的浓度和粒径满足测量要求。

2 试验结果和分析

2.1 激励器安装角对主射流的影响

图4给出了主射流速度为10 m/s，未施加合成射流控制时，主射流的尾流速度曲线随激励器安装偏转角θ的变化特性。

图4 激励器安装角对主射流速度分布的影响Fig.4 Influence of actuator installation angle on the velocity distribution of the main jet

从图中可以看出，当安装角θ为12°时，由于主射流受腔体壁板Coanda效应的影响，射流的速度峰值由无控制时y/H=0移至y/H=1.0位置，射流偏转角达到最大。当θ为24°时，主射流的速度峰值移至y/H=0位置，主射流已不受腔体壁板附壁效应的影响。此时利用合成射流来“激发”诱导主射流剪切层，即可实现矢量的偏转控制。试验中考虑到要实现两侧激励器的“开—关”切换控制，选择了激励器偏转角θ为39°的试验工况。

2.2 激励电压对主射流矢量控制的影响

图5给出了下侧合成射流激励器控制、主射流速度为10 m/s、频率f=53 Hz、工作电压变化时主射流偏转的涡量图和速度图。

合成射流动量系数Cμ的计算：

其中：vsj为射流平均速度；S为风洞出口面积；Ssj为激励器出口面积；u(t)为合成射流的瞬时平均速度；T为振动周期；U∞为主射流速度。

(a) 激励器关

(b) Cμ=0.011

(d) Cμ=0.038

(e) Cμ=0.093

由图5可以看出，当Cμ=0.011时，由于合成射流的射流能量较弱，主射流未发生明显的偏转现象。随Cμ的逐渐增加，主射流逐渐向下发生偏转，当Cμ=0.100时，从涡量图和速度图可看出，此时主射流已贴附于激励器腔体的下壁面。说明在扰动频率固定时，利用改变工作电压的方式可以实现主射流矢量偏转角的比例控制。