微吹气前体非对称涡控制

叶楠， 程克明， 顾蕴松,*， 王奇特， 陈永和

1.南京航空航天大学 航空宇航学院， 南京　210016 2.中航工业洪都飞机设计研究所， 南昌　330000



微吹气前体非对称涡控制

叶楠1， 程克明1， 顾蕴松1,*， 王奇特1， 陈永和2

1.南京航空航天大学 航空宇航学院， 南京210016 2.中航工业洪都飞机设计研究所， 南昌330000

采用测力、测压以及粒子图像测速(PIV)流场测试试验技术，针对细长弹体大攻角时前体非对称涡控制的问题，应用连续有源微吹气与双出口合成射流微吹气手段，对前体非对称涡控制开展了试验研究。试验结果表明：连续有源微吹气控制时，在不同攻角选择适当的吹气流量可以将侧向力控制为零；双出口合成射流微吹气控制时，改变控制电压可以起到侧向力比例控制的效果。流场测试结果显示，弹体产生侧向力时背风涡为非对称结构，合成射流控制具有一定的控制频选特性。低频控制时，涡左右摆动，时均结果为对称分布；高频控制时，左右涡位置稳定，为对称分布。

细长弹体； 微吹气； 合成射流； 前体涡控制； 流动控制； 控制频选特性； 比例控制

随着现代战争的需要，先进的战斗机、战术及战备导弹往往需要在大攻角状态下进行机动飞行，尤其是对于新一代战斗机及战斗导弹而言，大攻角机动飞行的可操控性是最基本的要求[1]。因此，控制前体涡进而控制侧向力的技术得到了充分的重视，并且被广泛应用[2-4]。20世纪50年代初，Gapcynski等[5]在试验研究中首次发现：细长弹体在大攻角状态下，即使侧滑角为零，也会产生方向随机、大小不定的侧向力，这种不确定的侧向力会给飞机或导弹的飞行安全带来很大的安全隐患，其原因是细长弹体背风区出现了非对称涡系。这个非对称流动在飞行器头部处十分敏感，致使侧向力的幅值和方向变化规律具有极大的不确定性，严重影响了飞行器的飞行稳定性[6]，极有可能造成飞行事故。因而利用主动流动控制进行前体涡控制，具有十分重要的工程应用前景[7-12]。

前体涡流动控制可以分为两大类：被动流动控制和主动流动控制。被动控制技术是一种保守、预先确定好控制效果的技术，例如在机翼上加装翼刀、前体头部两侧加装固定边条等，虽然目前应用较为广泛，但一旦实际情况与预期不符，被动流动控制的效果就要大打折扣，甚至可能带来危险[13-16]。主动控制相对于被动控制而言，是一种更加有效、完善的方法，它摆脱了传统思想的束缚，在被动控制的基础上加入了可人为控制的环节，通过局部微小的能量输入起到影响全局、改变整体流场的作用，从而使飞机或导弹的飞行性能得到极大提升，并获得更为客观的人为操纵力。主动流动控制主要包括头部可动边条技术和头部吹吸气技术等。近年来，国内外学者对前体涡主动流动控制作了大量的研究，主要为利用微小扰动块或吹吸气技术对头部进行干扰，以达到主动流动控制的目的。这两种方法各有优缺点，但目前均难取得很理想的控制效果。Bernhardt和Williams[15]在细长体头尖部两侧采用脉动式小孔吹气技术，但其控制效果仅能在中等或小攻角下实现侧向力的连续变化；在攻角为55°时，只能改变侧向力的方向，无法实现侧向力大小的连续变化。邓学蓥等[17]在细长体头尖部附近区域内采用了单孔吹气的控制方式，在攻角为50°时，通过改变出气量的大小可以达到连续改变侧向力的效果。顾蕴松和明晓[18]采用在头部加装可旋转的小扰动片的方式，取得了明显的控制效果，但由于此控制方法需要在头部加装扰动片，会对原本的头部外形产生干扰，且其使用的电机会对飞机或导弹内部的火控雷达造成干扰，在应用方面有较大的局限性。零质量射流作为一种特殊的流体流动现象，由于其工作特性，其被认为是最有潜力的流动控制手段之一。明晓[19]第一次介绍了零质量射流，并利用其在圆柱体尾流分离流动控制方面取得了很好的控制效果。罗振兵等[20-21]提出了单膜双腔双出口合成射流激励器，其除了具备常规合成射流激励器的优越性能外，能量利用效率和射流频率也增加了一倍[22]。合成射流技术是一种新兴技术，以其为主导的零质量射流技术更是流动控制技术研究中的热点，具有广泛的应用前景[23]。

为深入研究前体涡的控制手段并使其得到更顺利的应用，本文研究了连续有源微吹气手段对前体涡的控制效果，并对一种无需气源的零质量射流控制手段展开试验；分别对连续有源微吹气与双出口合成射流微吹气两种控制手段进行尝试，以得到两种控制手段对弹体侧向力的控制规律。

1　模型和试验装置

1.1风洞和细长弹体模型

本次试验是在南京航空航天大学空气动力学系的低速非定常风洞中进行的，该风洞可以作为定常风洞使用，其具有低湍流度和低噪声的特点。风洞试验段为长1.7 m、宽1.5 m的矩形，高为1.0 m，湍流度为0.08%，最大风速约为40 m/s，本试验中的风速为16 m/s。

图1　试验布局与模型Fig.1　Test layout and model

图1为试验布局与模型，其中图1(b)为细长弹体模型。模型由尖拱形头部及等直径圆柱两部分组成，圆柱直径D为65 mm，总长L为 617.5 mm，长细比L/D为9.5，模型在距离头部尖顶端2.5D和3.5D处的表面沿周向均匀分布36个测压孔。模型采用尾撑安装方式侧卧安装在姿态控制机构上。

1.2双出口合成射流激励器

双出口合成射流激励器由两个直径25 mm、功率2 W、阻值4 Ω的扬声器以及激励器腔体、隔板和两个直径3 mm、长10 mm的圆管出口组成。两个扬声器采用反装的形式，即两个扬声器工作时的振动相位正好相反，使得激励器的两个出口速度近似相等。整个激励器除扬声器外均运用3D打印技术，采用ABS树脂材料一体加工而成。此外还3D打印一尖锥形头部，在尖锥面上距离顶端5 mm处开有垂直表面方向直径为1.5 mm的两个圆形出口，两个出口均垂直于锥面，周向夹角为 45°，双出口合成射流激励器如图2所示。

图2　双出口合成射流激励器Fig.2　Double outlet of synthetic jet actuator

1.3测试装置

1) 天平测力系统：由六分量天平、天平信号放大器、数据采集和处理软件组成，系统测试精度为0.5%。

2) 测压系统为自主开发的多通道、多量程、可互换的高精度压力测量系统，技术指标见表1。

表1多通道压力传感器系统技术指标

Table 1Technical index of multi-channel pressure sensor system

TechnicalindexSpecificparameterUnitofmeasurementSensorrange0．15PSIAcquisitionchannel64ChanelSystemsamplingrate1000Hz/ChMeasurementsensitivity<0．1mmH2O

3) 粒子图像测速(PIV)系统：由美国TSI公司生产，由双脉冲激光器、光学元件、同步器、CCD相机、示踪粒子和处理软件等组成。试验时，脉冲激光片光平面与模型体轴垂直，并与互相关CCD相机光轴垂直，系统测试精度为2%。

2　试验结果和分析

2.1连续有源微吹气流动控制

连续有源微吹气控制主要通过气源供气，通过流量计调节流量进而控制模型头尖部的出气速度，单出气口直径为2 mm，位于背风区并且对称于纵截面。微吹气作为扰动影响模型背风区流场，进而改变模型所受到的力，连续有源微吹气流动控制侧向力随攻角的变化曲线如图3所示。图中：α为攻角；CZ为模型的侧向力；Cm=mj/ρ∞U∞D为出气流量相对来流流量的比值，mj为控制出口的流量，ρ∞为无穷远处的空气密度，U∞为无穷远处的来流速度。

图3　不同流量控制侧向力随攻角的变化特性Fig.3　Characteristics of lateral force versus angle of attack in different flow control

由图3结果可知：当0.001 31

由上述结论可知，模型在任一大攻角状态下都可以找到对应的流量来控制消除侧向力。图4为不同攻角下，变流量控制的侧向力控制结果。可以看出，调节得到合适流量后进行控制，可实现对模型侧向力的消除。

图5和图6分别为模型在不同攻角下无控制及选择合适流量控制时，细长弹体在2.5D和3.5D截面处的表面压力分布曲线。图中：φ为模型滚转角，Cp为模型的表面压力系数。

图4　变流量控制的侧向力控制结果Fig.4　Lateral force control results of variable flow control

图5　无控制细长弹体表面压力分布Fig.5　Surface pressure distribution of slender body without control　

图6　微吹气控制细长弹体表面压力分布Fig.6　Surface pressure distribution of slender body with microblowing control

由图5可知，当α=20°时，模型左右两侧的压力分布基本对称且压力较小；α=45°时，2.5D位置处的左右两侧压力有一定的不对称性，而3.5D位置处出现非对称；α=60°时，2.5D与3.5D位置处均出现了非对称分布，且3.5D位置处产生的非对称相对更加明显；α=80°时，2.5D与3.5D位置处的时均压力分布均恢复成对称形式，原因是3.5D截面处流动发展的比2.5D截面处更为彻底，所以非对称涡产生的现象更加明显。

由表面测压分布结果可以看出，大攻角时细长弹体2.5D与3.5D位置处的周向压力分布不对称，左侧压力比右侧大；攻角达到80°时，两个截面位置均恢复成对称分布且压力回升。

由图6可知，在微吹气射流控制下，不同攻角下模型左右两侧的压力分布基本保持左右对称，此时模型侧向力幅值得到了较大削弱。

2.2双出口合成射流微吹气控制

2.2.1频率特性

由于连续有源微吹气控制需要气源，管路和控制阀门会引起额外的增重和系统的不可靠性，在实际应用中存在一定的局限性。因此，设计并制作了一种不需要气源的双出口合成射流激励器，通过信号发生器以及功率放大器激励在头部交替吹吸气。

图7为α=60°、激励器驱动电压u=3.0 V时，细长弹体模型侧向力随驱动频率f的变化特性曲线，图中虚线为无控制时的侧向力系数线。

图7　α=60°、 u=3.0 V时细长弹体侧向力随驱动频率的变化特性Fig.7　Lateral force characteristics of slender body with changes of control frequency with α=60° and u=3.0 V

由图7可知，改变驱动频率f可以实现对细长弹体侧向力大小和方向的控制；当控制频率为5、110、255、384、525 Hz时，侧向力完全被消除；在低频段20～110 Hz与高频段384～525 Hz范围内，不仅削弱了侧向力，而且改变了侧向力的方向；在中频段110～384 Hz范围内，对侧向力具有较好的抑制能力；在较高频段525～650 Hz范围内，无明显的控制效果，原因主要是在激励器振动膜高频率振动下，激励器出口速度降低。

综上可知，频率的改变不但可以削弱侧向力还可以改变侧向力的方向，选择合适的频率也可以完全消除侧向力，侧向力控制存在对微吹气扰动频率的选择特性。

超声弹性成像诊断前列腺癌的基础是前列腺癌组织的硬度和正常组织存在差异。超声弹性成像结合常规超声对前列腺癌的诊断敏感性也高于常规灰阶超声。

2.2.2电压特性

选取控制频率为110 Hz，研究不同驱动电压u变化对细长体侧向力控制影响。图8为不同驱动电压下细长弹体侧向力随攻角的变化特性。

图8　不同驱动电压侧向力随攻角变化特性Fig.8　Characteristics of lateral force versus angle of attack with different control voltage

由图8可知，当驱动电压从2.0 V增加到4.0 V 时，在大攻角范围内，每个攻角均存在侧向力随之增大的过程，即侧向力由负值增加到正值，实现了侧向力的消除与反向，并且这种现象随攻角的增加而变得更加明显。分析其原因，主要是因为随着电压的升高，两个出气口的动量的差值发生变化，涡的非对称程度逐渐变化，所以侧向力控制存在对微吹气扰动电压的比例关系。

2.2.3流场分析

为了进一步认识双出口合成射流在低频和高频扰动下，对细长弹体模型背风区非对称涡的控制效果，在细长弹体背风区空间进行了PIV测量研究。图9为无控制、5 Hz和384 Hz频率控制下的细长弹体背风区3.5D位置处的时均涡量云图，vor表示涡量。

由图9可以看出，无控制时的模型背风区存在非对称涡，非对称涡作用于弹体上产生侧向力；在激励器5 Hz和384 Hz两个控制频率下，细长弹体背风区的两个反向涡表现出对称特性，这也是侧向力削弱的主要原因。对比两个控制频率云图可以发现，5 Hz控制时，虽然时均测力结果表明侧向力为零，但涡量的时均云图分布显示，左右涡分布对称程度增强，但依然存在涡带(涡非定常运动导致)，而384 Hz控制时，左右涡分布对称，强度相同，此时弹体侧向力完全消除。

图9　细长弹体背风区3.5D处的时均涡量云图Fig.9　Time-averaged vorticity counter of slender body on leeward side at 3.5D

3　结　论

1) 在模型头部连续微吹气控制时，可以通过改变流量来实现侧向力的削弱甚至消除，并可以改变侧向力的方向。

2) 双出口合成射流控制时，侧向力的控制具有频率选择特性，改变电压可以实现比例控制。

3) PIV流场结果显示非对称力的产生，是因为模型背风区流场中涡的非对称分布导致的；控制时涡对称程度增加是侧向力削弱的主要原因，并且低频与高频控制时，虽然测力结果表明侧向力均为零，但实际流场分布存在差异。

本文进行的PIV流场测试虽然得到了时均涡量结果，但没有对其做更深入的研究，后续工作中可以从多截面，各个时刻入手，将PIV流场测试做的更细致，便于进行机理方面更细致的分析。

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叶楠男， 硕士研究生。主要研究方向： 大攻角空气动力学及流动控制。

E-mail: 297359826@qq.com

程克明男， 研究员， 博士生导师。主要研究方向： 实验空气动力学， 高速空气动力学。

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

顾蕴松男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 实验空气动力学，流体流动控制和流动测试技术。

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

A Project Funded by the Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher Education Institutions

. Tel.： 025-84896361E-mail: yunsonggu@nuaa.edu.cn

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

时间： 2016-01-3112:57

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160131.1257.004.html

江苏高校优势学科建设工程资助项目

.Tel.： 025-84896361E-mail: yunsonggu@nuaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0022

V211.7

A

1000-6893(2016)06-1763-08

引用格式： 叶楠， 程克明， 顾蕴松， 等． 微吹气前体非对称涡控制[J]． 航空学报, 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.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160131.1257.004.html