合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究<sup>1)</sup>

研究简报

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赵国庆, 招启军, 顾蕴松, 陈希, 张冬雨, 左伟. 合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究¹⁾[J]. 力学学报, 2015, 47(2): 351-355. DOI: 10.6052/0459-1879-14-134.

Zhao Guoqing, Zhao Qijun, Gu Yunsong, Chen Xi, Zhang Dongyu, Zuo Wei. EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF SYNTHETIC JET CONTROL ON LARGE FLOW SEPARATION OF AIRFOIL DURING STALL¹⁾[J]. Chinese Journal of Ship Research, 2015, 47(2): 351-355. DOI: 10.6052/0459-1879-14-134.

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基金项目

国家自然科学基金(11272150) 和江苏高校优势学科建设工程资助项目.

作者简介

招启军, 教授, 博士生导师, 主要研究方向: 直升机空气动力学、直升机 CFD、旋翼主动流动控制. E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

文章历史

2014-05-09收稿
2014-12-25录用
2015–01–06网络版发表

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合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究¹⁾

赵国庆¹, 招启军^{1, 2}, 顾蕴松², 陈希¹, 张冬雨², 左伟²

1. 南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室, 南京 210016;
2. 南京航空航天大学空气动力学系, 南京 210016

2014-05-09 收稿，2014-12-25 录用，2015–01–06 网络版发表

基金项目：国家自然科学基金(11272150) 和江苏高校优势学科建设工程资助项目.

作者简介：招启军, 教授, 博士生导师, 主要研究方向: 直升机空气动力学、直升机 CFD、旋翼主动流动控制. E-mail: zhaoqijun@nuaa.edu.cn

摘要：为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理, 开展了NACA0021 翼型失速特性射流控制的风洞试验研究. 通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验, 深入探索了合成射流各参数对翼型失速特性控制效果的影响规律. 试验结果表明射流偏角在翼型升力和失速迎角控制方面的效果对射流动量系数较为敏感: 当动量系数较大时, 近切向射流的控制效果更好. 射流动量系数为0.033 时, 偏角30^°的射流使得翼型升力系数峰值提高23.56%, 失速迎角增大5^°; 而动量系数较小时, 偏角较大的射流能够获得最佳控制效果. 射流动量系数为0.0026 时, 法向射流对翼型最大升力系数控制效果最好(提高9.2%).

关键词：翼型气流分离失速主动流动控制合成射流粒子图像测速

引言

作为一种新型主动流动控制技术,在翼型流动分离控制和增升方面,合成射流技术具备优异的性能^[1,2]. 合成射流可以通过对局部流动进行瞬时控制,实现翼型全局气动特性和性能的改善. 由于合成射流具备的优势,其在翼型失速和气流分离控制方面极具应用潜力^[3].

为揭示合成射流对翼型失速和气流分离控制的机理,1999年,Seifert等^[4]通过NACA0015翼型的射流控制试验指出: 在低马赫数条件下,合成射流能够有效提高翼型升力系数,并推迟失速的发生. 但该试验未进行射流参数的影响研究, 无法揭示不同工作状态下合成射流对翼型气动力及失速控制的参数影响规律. 在射流位置对控制效果影响的研究方面, 后续学者的结论较为一致：分离点附近的合成射流对气流分离的控制效果更为明显^[5],尤其是大迎角状态, 前缘附近的射流能够有效增大翼型失速迎角,并能显著提高翼型最大升力系数^[6]. 而在射流偏角(射流方向与翼型表面切线夹角)对翼型失速特性影响的研究方面,仍存在一些分歧: He等^[7]指出控制效果对射流偏角的大小不敏感,而Hassan^[8]指出射流偏角在控制效果中起重要作用, 且射流偏角为25^°的射流控制效果最佳.

近年来,国内学者韩忠华等^[9]对YLSG107翼型射流控制的模拟结果表明近切向射流效果更为显著; 张攀峰等^[10]和刘峰等^[11]指出分离点附近的偏角约30^°的合成射流对翼型气动力有最佳控制效果.

综合目前的研究工作,虽然针对翼型合成射流控制参数分析的数值模拟开展较多,但综合分析合成射流各参数及来流条件对流动控制效果影响的试验研究仍比较欠缺. 由于数值模拟多采用速度扰动假设计入射流对翼型绕流的干扰作用, 导致计算结果与试验测量值仍有差异,并且不同数值结论仍存在一些分歧. 鉴于此, 本文将开展翼型失速状态下合成射流对翼型表面气流分离的控制试验,通过翼型流场的粒子图像测速(particle image velocimetry,PIV)和模型气动力测量试验,将局部流动细节与全局的翼型气动特性相结合, 进行合成射流对翼型绕流控制的机理研究; 并着重分析合成射流偏角对翼型失速和气流分离控制效果的影响, 拟探索目前在射流参数影响分析中存在分歧的原因,并获得射流对翼型失速特性的综合控制规律.

1 试验方案

综合考虑激励器的尺寸、数量及其在模型内部的安装位置等因素,试验选取了较厚的NACA0021翼型,模型展长360 mm,弦长200 mm. 射流激励器采用Altec Lansing一寸全频音箱单元,通过可拆换玻璃盖板实现典型射流偏角的转换.

本文翼型失速及其合成射流控制试验在南京航空航天大学0.75 m低速开口回流式风洞内进行. 试验来流风速范围为5~25 m/s,通过热线测得风洞湍流度约为1.2%, 基于翼型弦长的雷诺数最大约为3.0×10⁵. 试验内容主要包括模型气动力测量,翼型(模型中心剖面) 流场的粒子图像测速,边界层速度型测定等. 为提高CCD相机对翼型局部流动的捕捉精度, 将粒子图像有效测量区域设置为100mm×80mm. 并划分3个测量区域以实现对翼型表面附近流动区域的全面覆盖. 图1给出了模型气动力测量和翼型流场粒子图像测速测量试验原理图.

图 1 试验原理图 Fig.1 Schematic figure of experiment

2 合成射流控制的参数分析 2.1 射流速度的影响

为研究射流速度对翼型失速和气流分离控制效果的影响,将射流激励器安装在翼型上表面距前缘0.15c (c为翼型弦长)位置,设定2~5V四个射流激励电压值(射流时均速度为4.5~20m/s), 试验研究了不同工作状态和激励电压下翼型升力系数变化情况. 在此,首先引入射流动量系数(Cu)的概念, 射流动量系数是指射流动量与来流动量的比值.

图2给出了在不同来流速度下翼型迎角21^°时翼型升力系数的对比,射流偏角( θ_jet)分别为30^°,60^°和90^°. 从图中可以看出,随着激励电压(U_jet)的增大, 合成射流对翼型升力的整体控制效果更好. 这是因为,随着射流速度的增大,合成射流对翼型主流的扰动作用更为强烈: 一方面增加了边界层内外气流的掺混作用,另一方面给边界层注入更多的能量,从而可以更为有效地控制剪切层的不稳定性,抑制翼型表面气流的分离,进一步提高翼型的升力.

图 2 不同电压时的射流控制效果 Fig.2 Jet control effects under different excitation voltages

图3给出了粒子图像测速测量区域II在射流激励电压3 V和5 V状态的流场对比. 可以看出,激励电压越大,具有更大动量的射流的扰动使得主流更偏向于翼型表面,从而促使气流分离点向翼型后缘移动.

图 3 射流激励电压对翼型流动控制效果的影响 Fig.3 Influences of jet excitation voltages on control effects of airfoil flow

2.2 射流偏角的影响

为研究射流偏角对翼型失速控制的影响,找到文献中关于射流偏角对射流控制效果的影响存在不同结论的原因,本文在一系列来流状态下采用不同偏角的射流对翼型流动分别进行控制.

图4给出了在不同激励电压和来流速度时,不同射流偏角的合成射流对推迟翼型失速和提高翼型最大升力系数的影响. 由图可知,在10 m/s风速下,偏度30^°的射流对翼型失速特性的控制效果最好,这与Hassan的结论类似^[8]. 当激励电压为5 V时(Cu =0.033),翼型失速迎角提高Δα_stall=5^°, 最大升力系数提高ΔCl_max=23.56. 这是因为在小来流速度(大动量系数)下, 翼型近切向的合成射流有利于向主流注入能量,增强附面层内气流的稳定性. 来流速度V_∞=25 m/s时, 射流偏角对翼型升力系数和失速迎角控制效果的影响减小,这与He等^[7]的结论有相似之处. 此时, 射流对翼型绕流的干扰作用主要体现在对边界层内外气流的掺混作用. 在射流动量系数较小(电压3 V, Cu=0.0026)时,法向射流对翼型最大升力系数的控制效果最好(提高9.2%).

图 4 射流偏角对翼型失速控制效果的影响 Fig.4 Influences of jet angle on stall control effects of airfoil

这些试验结果表明射流偏角对翼型气动特性控制效果的影响较为复杂,其在很大程度上与射流动量系数密不可分. 当射流速度接近或大于来流速度时,射流偏角越小,控制效果越好; 与此不同,当射流速度与来流速度的比值小到一定程度,射流偏角对流动控制效果的影响减弱,相对而言,较大的射流偏角更利于获得更佳的控制效果.

2.3 来流速度的影响

本文对比了不同来流速度时合成射流在提高翼型升力方面作用的差别. 图5为翼型升力系数增量(Δ Cl)随来流速度的变化. 可以看出,在射流激励电压固定的情况下,随着来流速度的增大,射流在提高翼型失速迎角和升力方面的效果减弱.

图 5 不同动量系数时翼型升力系数变化情况 Fig.5 The variety of lift coefficient of airfoil with different momentum coefficient

速度较大的近切向射流在不同风速下对翼型升力的控制效果差距更大,即近切向射流受射流动量系数的影响较大. 这是因为近切向射流在翼型流动控制中的作用主要体现在对边界层的能量输入. 射流注入的能量在主流中占很大比重时,合成射流的控制作用更为显著; 而当射流为主流注入的能量在主流中占很小比重时,射流对分离的控制效果会有所下降. 与近切向射流不同,在分离点附近的法向射流受来流速度的影响相对较小. 这主要是因为,法向射流对翼型流动的控制作用主要是增加边界层内外层气流间的扰动作用,将外层高动量流引入附面层内. 一方面,由于边界层内气流速度相对较小; 另一方面,在来流速度相对越大时,边界层内外层气流速度相差变大,法向射流在增强边界层掺混方面的作用也相对越突出.

3 结论

本文开展了合成射流各参数对翼型失速特性影响的综合性试验研究,通过流场测量、边界层测定及模型升力系数的对比,找到了在射流偏角对控制效果影响中存在分歧的原因：射流偏角对翼型升力和失速迎角的控制效果与射流动量系数有密切关系. 在动量系数较大时,近切向射流的控制效果更好: 动量系数为0.033时,偏角30^°的射流控制效果最好(翼型升力系数峰值提高23.6%,失速迎角增大5^°); 而动量系数较小时,若要获得最佳控制效果,需要更大一些的射流偏角:动量系数为0.002\,6时,法向射流能够将翼型最大升力系数提高9.2%.

参考文献

[1]	Smith BL, Glezer A. The formation and evolution of synthetic jets. Physics of Fluids, 1998, 10(9): 2281-2297
[2]	Durrani D, Haider BA. Study of stall delay over a generic airfoil using synthetic jet actuator. AIAA-2011-943, 2011
[3]	Rumsey TB, Gatski WL. Summary of the 2004 CFD validation workshop on synthetic jets and turbulent separation control. AIAA 2004-2217, 2004
[4]	Seifert A, Darabi A, Wygnanski I. Delay of airfoil stall by periodic excitation. AIAA J, 1999, 33 (4): 691-707
[5]	Greenblatt D, Wygnanski IJ. The control of flow separation by period excitation. Progress in Aerospace Sciences, 2000, 36(7): 487-545
[6]	Gilarranz JL, Train LW, Rediniotis OK. A new class of synthetic jet actuators: Part II: Application to flow separation control. Journal of Fluids Engineering, 2005, 127(2): 377-387
[7]	He YY, Cary AW, Peters DA. Parametric and dynamic modeling for synthetic jet control of a post-stall airfoil. AIAA-2001-733; 2001
[8]	Hassan AA. A two-point active flow control strategy for improved airfoil stall/post stall aerodynamics. AIAA-2006-99, 2006
[9]	韩忠华, 宋文萍, 乔志德. YLSG107高升力翼型主动流动控制的数值模拟. 计算物理, 2009, 26(6): 837-841 (Han Zhonghua, Song Wenping, Qiao Zhide. Numerical simulation of active stall control on high-lift airfoil. Chinese Journal of Computational Physics, 2009, 26(6): 837-841 (in Chinese))
[10]	张攀峰, 王晋军. 孔口倾斜角对合成射流控制翼型流动分离的影响. 兵工学报, 2009, 30(12): 1658-1662 (Zhang Panfeng, Wang Jinjun. Effect of orifice inclined angle on flow control of the stalled airfoil with synthetic jet actuator. Acta Armament Arii, 2009, 30(12): 1658-1662 (in Chinese))
[11]	刘峰, 邹建锋, 郑耀. 合成射流物理参数对控制翼型流动分离的影响. 浙江大学学报(工学版), 2013, 47(1): 147-153 (Liu Feng, Zou Jianfeng, Zheng Yao. Effect of synthetic jets physical parameters on flow separation control over airfoil. Journal of Zhejiang University (Engineering Science), 2013, 47(1): 147-153 (in Chinese))

EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF SYNTHETIC JET CONTROL ON LARGE FLOW SEPARATION OF AIRFOIL DURING STALL¹⁾

Zhao Guoqing¹, Zhao Qijun^1,2, Gu Yunsong², Chen Xi¹, Zhang Dongyu², Zuo Wei²

1. National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China;
2. Department of Aerodynamics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China

Fund: The project was supported by the National Natural Science Foundation of China (11272150) and the PAPD.

Abstract: In order to investigate the active flow control effect of synthetic jet on preventing flow separation and delaying stall of airfoil at low speed, wind-tunnel tests of jet control on the stall characteristics of NACA0021 airfoil are conducted. By systematic comparison tests including measurements about model aerodynamic forces, flow velocity on the airfoil upper surface based on Particle Image Velocimetry (PIV) technology and velocity profiles in boundary layer, the influences of synthetic jet parameters on control effects of airfoil stall characteristics are further explored. A large number of experimental results indicate that control effects on airfoil lift and stall angle of attack (AoA) due to jet angle are sensitive to the momentum coeffcient of synthetic jet. Overall, the control effects of the almost tangential jet are more effective when the momentum coeffcient of synthetic jet is large enough: increments about 23.6% of maximum lift coeffcient and 5^° of stall-incidence of airfoil are obtained when the jet angle is 30^° with jet momentum coeffcient being 0.033. On the other hand, a larger jet angle is required to achieve the best control effect when the momentum coeffcient is small: when the momentum coeffcient is about 0.0026, the normal jet is most effective on increasing the maximum lift coeffcient of airfoil by an increment about 9.2%.

Key words: airfoil airflow separation stall active flow control synthetic jet PIV measurement