葉楠， 程克明， 顧蘊(yùn)松,*， 王奇特， 陳永和

1.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京　210016 2.中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計研究所， 南昌　330000

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微吹氣前體非對稱渦控制

葉楠1， 程克明1， 顧蘊(yùn)松1,*， 王奇特1， 陳永和2

1.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院， 南京210016 2.中航工業(yè)洪都飛機(jī)設(shè)計研究所， 南昌330000

采用測力、測壓以及粒子圖像測速(PIV)流場測試試驗技術(shù)，針對細(xì)長彈體大攻角時前體非對稱渦控制的問題，應(yīng)用連續(xù)有源微吹氣與雙出口合成射流微吹氣手段，對前體非對稱渦控制開展了試驗研究。試驗結(jié)果表明：連續(xù)有源微吹氣控制時，在不同攻角選擇適當(dāng)?shù)拇禋饬髁靠梢詫?cè)向力控制為零；雙出口合成射流微吹氣控制時，改變控制電壓可以起到側(cè)向力比例控制的效果。流場測試結(jié)果顯示，彈體產(chǎn)生側(cè)向力時背風(fēng)渦為非對稱結(jié)構(gòu)，合成射流控制具有一定的控制頻選特性。低頻控制時，渦左右擺動，時均結(jié)果為對稱分布；高頻控制時，左右渦位置穩(wěn)定，為對稱分布。

細(xì)長彈體； 微吹氣； 合成射流； 前體渦控制； 流動控制； 控制頻選特性； 比例控制

隨著現(xiàn)代戰(zhàn)爭的需要，先進(jìn)的戰(zhàn)斗機(jī)、戰(zhàn)術(shù)及戰(zhàn)備導(dǎo)彈往往需要在大攻角狀態(tài)下進(jìn)行機(jī)動飛行，尤其是對于新一代戰(zhàn)斗機(jī)及戰(zhàn)斗導(dǎo)彈而言，大攻角機(jī)動飛行的可操控性是最基本的要求[1]。因此，控制前體渦進(jìn)而控制側(cè)向力的技術(shù)得到了充分的重視，并且被廣泛應(yīng)用[2-4]。20世紀(jì)50年代初，Gapcynski等[5]在試驗研究中首次發(fā)現(xiàn)：細(xì)長彈體在大攻角狀態(tài)下，即使側(cè)滑角為零，也會產(chǎn)生方向隨機(jī)、大小不定的側(cè)向力，這種不確定的側(cè)向力會給飛機(jī)或?qū)椀娘w行安全帶來很大的安全隱患，其原因是細(xì)長彈體背風(fēng)區(qū)出現(xiàn)了非對稱渦系。這個非對稱流動在飛行器頭部處十分敏感，致使側(cè)向力的幅值和方向變化規(guī)律具有極大的不確定性，嚴(yán)重影響了飛行器的飛行穩(wěn)定性[6]，極有可能造成飛行事故。因而利用主動流動控制進(jìn)行前體渦控制，具有十分重要的工程應(yīng)用前景[7-12]。

前體渦流動控制可以分為兩大類：被動流動控制和主動流動控制。被動控制技術(shù)是一種保守、預(yù)先確定好控制效果的技術(shù)，例如在機(jī)翼上加裝翼刀、前體頭部兩側(cè)加裝固定邊條等，雖然目前應(yīng)用較為廣泛，但一旦實(shí)際情況與預(yù)期不符，被動流動控制的效果就要大打折扣，甚至可能帶來危險[13-16]。主動控制相對于被動控制而言，是一種更加有效、完善的方法，它擺脫了傳統(tǒng)思想的束縛，在被動控制的基礎(chǔ)上加入了可人為控制的環(huán)節(jié)，通過局部微小的能量輸入起到影響全局、改變整體流場的作用，從而使飛機(jī)或?qū)椀娘w行性能得到極大提升，并獲得更為客觀的人為操縱力。主動流動控制主要包括頭部可動邊條技術(shù)和頭部吹吸氣技術(shù)等。近年來，國內(nèi)外學(xué)者對前體渦主動流動控制作了大量的研究，主要為利用微小擾動塊或吹吸氣技術(shù)對頭部進(jìn)行干擾，以達(dá)到主動流動控制的目的。這兩種方法各有優(yōu)缺點(diǎn)，但目前均難取得很理想的控制效果。Bernhardt和Williams[15]在細(xì)長體頭尖部兩側(cè)采用脈動式小孔吹氣技術(shù)，但其控制效果僅能在中等或小攻角下實(shí)現(xiàn)側(cè)向力的連續(xù)變化；在攻角為55°時，只能改變側(cè)向力的方向，無法實(shí)現(xiàn)側(cè)向力大小的連續(xù)變化。鄧學(xué)鎣等[17]在細(xì)長體頭尖部附近區(qū)域內(nèi)采用了單孔吹氣的控制方式，在攻角為50°時，通過改變出氣量的大小可以達(dá)到連續(xù)改變側(cè)向力的效果。顧蘊(yùn)松和明曉[18]采用在頭部加裝可旋轉(zhuǎn)的小擾動片的方式，取得了明顯的控制效果，但由于此控制方法需要在頭部加裝擾動片，會對原本的頭部外形產(chǎn)生干擾，且其使用的電機(jī)會對飛機(jī)或?qū)梼?nèi)部的火控雷達(dá)造成干擾，在應(yīng)用方面有較大的局限性。零質(zhì)量射流作為一種特殊的流體流動現(xiàn)象，由于其工作特性，其被認(rèn)為是最有潛力的流動控制手段之一。明曉[19]第一次介紹了零質(zhì)量射流，并利用其在圓柱體尾流分離流動控制方面取得了很好的控制效果。羅振兵等[20-21]提出了單膜雙腔雙出口合成射流激勵器，其除了具備常規(guī)合成射流激勵器的優(yōu)越性能外，能量利用效率和射流頻率也增加了一倍[22]。合成射流技術(shù)是一種新興技術(shù)，以其為主導(dǎo)的零質(zhì)量射流技術(shù)更是流動控制技術(shù)研究中的熱點(diǎn)，具有廣泛的應(yīng)用前景[23]。

為深入研究前體渦的控制手段并使其得到更順利的應(yīng)用，本文研究了連續(xù)有源微吹氣手段對前體渦的控制效果，并對一種無需氣源的零質(zhì)量射流控制手段展開試驗；分別對連續(xù)有源微吹氣與雙出口合成射流微吹氣兩種控制手段進(jìn)行嘗試，以得到兩種控制手段對彈體側(cè)向力的控制規(guī)律。

1　模型和試驗裝置

1.1風(fēng)洞和細(xì)長彈體模型

本次試驗是在南京航空航天大學(xué)空氣動力學(xué)系的低速非定常風(fēng)洞中進(jìn)行的，該風(fēng)洞可以作為定常風(fēng)洞使用，其具有低湍流度和低噪聲的特點(diǎn)。風(fēng)洞試驗段為長1.7 m、寬1.5 m的矩形，高為1.0 m，湍流度為0.08%，最大風(fēng)速約為40 m/s，本試驗中的風(fēng)速為16 m/s。

圖1　試驗布局與模型Fig.1　Test layout and model

圖1為試驗布局與模型，其中圖1(b)為細(xì)長彈體模型。模型由尖拱形頭部及等直徑圓柱兩部分組成，圓柱直徑D為65 mm，總長L為 617.5 mm，長細(xì)比L/D為9.5，模型在距離頭部尖頂端2.5D和3.5D處的表面沿周向均勻分布36個測壓孔。模型采用尾撐安裝方式側(cè)臥安裝在姿態(tài)控制機(jī)構(gòu)上。

1.2雙出口合成射流激勵器

雙出口合成射流激勵器由兩個直徑25 mm、功率2 W、阻值4 Ω的揚(yáng)聲器以及激勵器腔體、隔板和兩個直徑3 mm、長10 mm的圓管出口組成。兩個揚(yáng)聲器采用反裝的形式，即兩個揚(yáng)聲器工作時的振動相位正好相反，使得激勵器的兩個出口速度近似相等。整個激勵器除揚(yáng)聲器外均運(yùn)用3D打印技術(shù)，采用ABS樹脂材料一體加工而成。此外還3D打印一尖錐形頭部，在尖錐面上距離頂端5 mm處開有垂直表面方向直徑為1.5 mm的兩個圓形出口，兩個出口均垂直于錐面，周向夾角為 45°，雙出口合成射流激勵器如圖2所示。

圖2　雙出口合成射流激勵器Fig.2　Double outlet of synthetic jet actuator

1.3測試裝置

1) 天平測力系統(tǒng)：由六分量天平、天平信號放大器、數(shù)據(jù)采集和處理軟件組成，系統(tǒng)測試精度為0.5%。

2) 測壓系統(tǒng)為自主開發(fā)的多通道、多量程、可互換的高精度壓力測量系統(tǒng)，技術(shù)指標(biāo)見表1。

表1多通道壓力傳感器系統(tǒng)技術(shù)指標(biāo)

Table 1Technical index of multi-channel pressure sensor system

TechnicalindexSpecificparameterUnitofmeasurementSensorrange0．15PSIAcquisitionchannel64ChanelSystemsamplingrate1000Hz/ChMeasurementsensitivity<0．1mmH2O

3) 粒子圖像測速(PIV)系統(tǒng)：由美國TSI公司生產(chǎn)，由雙脈沖激光器、光學(xué)元件、同步器、CCD相機(jī)、示蹤粒子和處理軟件等組成。試驗時，脈沖激光片光平面與模型體軸垂直，并與互相關(guān)CCD相機(jī)光軸垂直，系統(tǒng)測試精度為2%。

2　試驗結(jié)果和分析

2.1連續(xù)有源微吹氣流動控制

連續(xù)有源微吹氣控制主要通過氣源供氣，通過流量計調(diào)節(jié)流量進(jìn)而控制模型頭尖部的出氣速度，單出氣口直徑為2 mm，位于背風(fēng)區(qū)并且對稱于縱截面。微吹氣作為擾動影響模型背風(fēng)區(qū)流場，進(jìn)而改變模型所受到的力，連續(xù)有源微吹氣流動控制側(cè)向力隨攻角的變化曲線如圖3所示。圖中：α為攻角；CZ為模型的側(cè)向力；Cm=mj/ρ∞U∞D(zhuǎn)為出氣流量相對來流流量的比值，mj為控制出口的流量，ρ∞為無窮遠(yuǎn)處的空氣密度，U∞為無窮遠(yuǎn)處的來流速度。

圖3　不同流量控制側(cè)向力隨攻角的變化特性Fig.3　Characteristics of lateral force versus angle of attack in different flow control

由圖3結(jié)果可知：當(dāng)0.001 31

由上述結(jié)論可知，模型在任一大攻角狀態(tài)下都可以找到對應(yīng)的流量來控制消除側(cè)向力。圖4為不同攻角下，變流量控制的側(cè)向力控制結(jié)果?？梢钥闯觯{(diào)節(jié)得到合適流量后進(jìn)行控制，可實(shí)現(xiàn)對模型側(cè)向力的消除。

圖5和圖6分別為模型在不同攻角下無控制及選擇合適流量控制時，細(xì)長彈體在2.5D和3.5D截面處的表面壓力分布曲線。圖中：φ為模型滾轉(zhuǎn)角，Cp為模型的表面壓力系數(shù)。

圖4　變流量控制的側(cè)向力控制結(jié)果Fig.4　Lateral force control results of variable flow control

圖5　無控制細(xì)長彈體表面壓力分布Fig.5　Surface pressure distribution of slender body without control　

圖6　微吹氣控制細(xì)長彈體表面壓力分布Fig.6　Surface pressure distribution of slender body with microblowing control

由圖5可知，當(dāng)α=20°時，模型左右兩側(cè)的壓力分布基本對稱且壓力較小；α=45°時，2.5D位置處的左右兩側(cè)壓力有一定的不對稱性，而3.5D位置處出現(xiàn)非對稱；α=60°時，2.5D與3.5D位置處均出現(xiàn)了非對稱分布，且3.5D位置處產(chǎn)生的非對稱相對更加明顯；α=80°時，2.5D與3.5D位置處的時均壓力分布均恢復(fù)成對稱形式，原因是3.5D截面處流動發(fā)展的比2.5D截面處更為徹底，所以非對稱渦產(chǎn)生的現(xiàn)象更加明顯。

由表面測壓分布結(jié)果可以看出，大攻角時細(xì)長彈體2.5D與3.5D位置處的周向壓力分布不對稱，左側(cè)壓力比右側(cè)大；攻角達(dá)到80°時，兩個截面位置均恢復(fù)成對稱分布且壓力回升。

由圖6可知，在微吹氣射流控制下，不同攻角下模型左右兩側(cè)的壓力分布基本保持左右對稱，此時模型側(cè)向力幅值得到了較大削弱。

2.2雙出口合成射流微吹氣控制

2.2.1頻率特性

由于連續(xù)有源微吹氣控制需要?dú)庠矗苈泛涂刂崎y門會引起額外的增重和系統(tǒng)的不可靠性，在實(shí)際應(yīng)用中存在一定的局限性。因此，設(shè)計并制作了一種不需要?dú)庠吹碾p出口合成射流激勵器，通過信號發(fā)生器以及功率放大器激勵在頭部交替吹吸氣。

圖7為α=60°、激勵器驅(qū)動電壓u=3.0 V時，細(xì)長彈體模型側(cè)向力隨驅(qū)動頻率f的變化特性曲線，圖中虛線為無控制時的側(cè)向力系數(shù)線。

圖7　α=60°、 u=3.0 V時細(xì)長彈體側(cè)向力隨驅(qū)動頻率的變化特性Fig.7　Lateral force characteristics of slender body with changes of control frequency with α=60° and u=3.0 V

由圖7可知，改變驅(qū)動頻率f可以實(shí)現(xiàn)對細(xì)長彈體側(cè)向力大小和方向的控制；當(dāng)控制頻率為5、110、255、384、525 Hz時，側(cè)向力完全被消除；在低頻段20～110 Hz與高頻段384～525 Hz范圍內(nèi)，不僅削弱了側(cè)向力，而且改變了側(cè)向力的方向；在中頻段110～384 Hz范圍內(nèi)，對側(cè)向力具有較好的抑制能力；在較高頻段525～650 Hz范圍內(nèi)，無明顯的控制效果，原因主要是在激勵器振動膜高頻率振動下，激勵器出口速度降低。

綜上可知，頻率的改變不但可以削弱側(cè)向力還可以改變側(cè)向力的方向，選擇合適的頻率也可以完全消除側(cè)向力，側(cè)向力控制存在對微吹氣擾動頻率的選擇特性。

超聲彈性成像診斷前列腺癌的基礎(chǔ)是前列腺癌組織的硬度和正常組織存在差異。超聲彈性成像結(jié)合常規(guī)超聲對前列腺癌的診斷敏感性也高于常規(guī)灰階超聲。

2.2.2電壓特性

選取控制頻率為110 Hz，研究不同驅(qū)動電壓u變化對細(xì)長體側(cè)向力控制影響。圖8為不同驅(qū)動電壓下細(xì)長彈體側(cè)向力隨攻角的變化特性。

圖8　不同驅(qū)動電壓側(cè)向力隨攻角變化特性Fig.8　Characteristics of lateral force versus angle of attack with different control voltage

由圖8可知，當(dāng)驅(qū)動電壓從2.0 V增加到4.0 V 時，在大攻角范圍內(nèi)，每個攻角均存在側(cè)向力隨之增大的過程，即側(cè)向力由負(fù)值增加到正值，實(shí)現(xiàn)了側(cè)向力的消除與反向，并且這種現(xiàn)象隨攻角的增加而變得更加明顯。分析其原因，主要是因為隨著電壓的升高，兩個出氣口的動量的差值發(fā)生變化，渦的非對稱程度逐漸變化，所以側(cè)向力控制存在對微吹氣擾動電壓的比例關(guān)系。

2.2.3流場分析

為了進(jìn)一步認(rèn)識雙出口合成射流在低頻和高頻擾動下，對細(xì)長彈體模型背風(fēng)區(qū)非對稱渦的控制效果，在細(xì)長彈體背風(fēng)區(qū)空間進(jìn)行了PIV測量研究。圖9為無控制、5 Hz和384 Hz頻率控制下的細(xì)長彈體背風(fēng)區(qū)3.5D位置處的時均渦量云圖，vor表示渦量。

由圖9可以看出，無控制時的模型背風(fēng)區(qū)存在非對稱渦，非對稱渦作用于彈體上產(chǎn)生側(cè)向力；在激勵器5 Hz和384 Hz兩個控制頻率下，細(xì)長彈體背風(fēng)區(qū)的兩個反向渦表現(xiàn)出對稱特性，這也是側(cè)向力削弱的主要原因。對比兩個控制頻率云圖可以發(fā)現(xiàn)，5 Hz控制時，雖然時均測力結(jié)果表明側(cè)向力為零，但渦量的時均云圖分布顯示，左右渦分布對稱程度增強(qiáng)，但依然存在渦帶(渦非定常運(yùn)動導(dǎo)致)，而384 Hz控制時，左右渦分布對稱，強(qiáng)度相同，此時彈體側(cè)向力完全消除。

圖9　細(xì)長彈體背風(fēng)區(qū)3.5D處的時均渦量云圖Fig.9　Time-averaged vorticity counter of slender body on leeward side at 3.5D

3　結(jié)　論

1) 在模型頭部連續(xù)微吹氣控制時，可以通過改變流量來實(shí)現(xiàn)側(cè)向力的削弱甚至消除，并可以改變側(cè)向力的方向。

2) 雙出口合成射流控制時，側(cè)向力的控制具有頻率選擇特性，改變電壓可以實(shí)現(xiàn)比例控制。

3) PIV流場結(jié)果顯示非對稱力的產(chǎn)生，是因為模型背風(fēng)區(qū)流場中渦的非對稱分布導(dǎo)致的；控制時渦對稱程度增加是側(cè)向力削弱的主要原因，并且低頻與高頻控制時，雖然測力結(jié)果表明側(cè)向力均為零，但實(shí)際流場分布存在差異。

本文進(jìn)行的PIV流場測試雖然得到了時均渦量結(jié)果，但沒有對其做更深入的研究，后續(xù)工作中可以從多截面，各個時刻入手，將PIV流場測試做的更細(xì)致，便于進(jìn)行機(jī)理方面更細(xì)致的分析。

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葉楠男， 碩士研究生。主要研究方向： 大攻角空氣動力學(xué)及流動控制。

E-mail: 297359826@qq.com

程克明男， 研究員， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 實(shí)驗空氣動力學(xué)， 高速空氣動力學(xué)。

E-mail:Cheng.km@nuaa.edu.cn

顧蘊(yùn)松男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 實(shí)驗空氣動力學(xué)，流體流動控制和流動測試技術(shù)。

Tel: 025-84896361

E-mail: yunsonggu@nuaa.edu.cn

Forebody asymmetric vortex control with microblowing

YE Nan1, CHENG Keming1, GU Yunsong1，*, WANG Qite1, CHEN Yonghe2

1. College of Aeronautics and Astronautics, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Nanjing210016, China 2. Hongdu Aircraft Design Institute, AVIC, Nanchang330000, China

By measuring force, pressure and particle image velocimetry (PIV) technique, in view of the problem of forebody asymmetric vortex control of slender body at high angle of attack, the test study of the former is carried out by means of continuous active microblowing and double outlet zero mass synthesis of micro jet. The test results show that at different angles of attack, choosing the appropriate flow can eliminate the lateral force to zero; at double outlet of the synthetic jet microblowing control, changings the control voltage can achieve the effect of lateral force proportional control. Field test results show that leeward vortex is a non-symmetric structure when the body has a lateral force, and synthetic jet control has a certain control frequency selection characteristics. Under low frequency control, the vortex swings, and time-averaged result is symmetric distribution; under high frequency control, the position of the left and right vortex is stable and the distribution is symmetrical.

slender body; microblowing; synthetic jet; forebody vortex control; flow control; control frequency selection characteristics; proportional control

2015-10-26； Revised： 2015-12-23； Accepted： 2016-01-17； Published online： 2016-01-3112:57

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2015-10-26； 退修日期： 2015-12-23； 錄用日期： 2016-01-17；

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江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

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10.7527/S1000-6893.2016.0022

V211.7

A

1000-6893(2016)06-1763-08

引用格式： 葉楠， 程克明， 顧蘊(yùn)松， 等． 微吹氣前體非對稱渦控制[J]． 航空學(xué)報, 2016, 37(6): 1763-1770. YE N, CHENG K M, GU Y S, et al. Forebody asymmetric vortex control with microblowing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1763-1770.

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