力学进展, 2020, 50(1): 202007-202007 DOI: 10.6052/1000-0992-19-019

周期性激励控制翼型流动分离研究综述

刘志勇1,2, 罗振兵,1,†, 袁先旭2, 涂国华2

1 国防科技大学空天科学学院, 长沙 410073

2 中国空气动力研究与发展中心, 四川绵阳 621000

Review of controlling flow separation over airfoils with periodic excitation

LIU Zhiyong1,2, LUO Zhenbing,1,†, YUAN Xianxu2, TU Guohua2

1 College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China

2 China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, Sichuan, China

通讯作者: †E-mail:luozhenbing@163.com

责任编辑: 许春晓

收稿日期: 2019-10-21   接受日期: 2020-04-11   网络出版日期: 2020-05-19

Corresponding authors: †E-mail:luozhenbing@163.com

Received: 2019-10-21   Accepted: 2020-04-11   Online: 2020-05-19

作者简介 About authors

罗振兵,教授,博士生导师,国防科技大学空天科学学院主动流动控制技术团队学术带头人,军委科技委国防科技创新特区领域专家,主要从事主动流动控制、主动热管理、临近空间飞行器以及冲压发动机技术研究,发表论文100余篇,授权发明专利20余项,获部委级科技进步一等奖2项、二等奖2项,荣立二等功1次.2000年、2002年、2006年分别获国防科学技术大学本科、硕士、博士学位,2003年获首届全军优秀硕士学位论文奖,2009年获全国百篇优秀博士学位论文奖.担任《空气动力学学报》和《实验流体力学》首届青年编委会主任、ChineseJournalofAeronautics和《航空学报》首届青年编委、《空气动力学学报》和《气体物理》编委等.

摘要

主动流动控制技术是21世纪最具发展潜力的航空航天技术之一,未来可以作为飞行器设计的一个新自由度.将主动流动控制技术应用于翼型流动分离控制,在基础研究与应用研究方面具有重要意义.鉴于周期性激励的能量效率高、应用方便,本文对周期性激励控制翼型流动分离的研究进行综述, 介绍了评估参数,讨论了激励频率、强度、施加位置和雷诺数的影响.接着介绍了文献中提出的三个值得注意的方面: 一是能量效率评估标准,可以指导对激励器和控制策略的选择; 二是声学激励模态,在高频激励下发现扰动以声波为主, 可能使流动分离恶化;三是阻力异常现象, 在某种条件下发现有激励时形阻大于总阻的情况.最后梳理了下一步研究的重点方向.本文可为采用周期性激励进行流动分离控制提供参考.

关键词： 周期性激励 ; 流动分离 ; 主动流动控制 ; 翼型 ; 剪切层

Abstract

Active flow control is one of the most promising techniques that are employed in aeronautics and astronautics engineering in the 21st century. It will be a new degree of freedom of design for future air vehicles. Using this technique to control flow separation over airfoils is very meaningful for both fundamental research and applied research. Since periodic excitation is an efficient and convenient control method, it is significant to review the investigations on controlling flow separation over airfoils with periodic excitation. An evaluating parameter is introduced firstly, which is followed by some discussions about excitation frequency, intensity, location, and Reynolds number. Three aspects which are extracted from publications and should receive appropriate attention are presented. One is the evaluation criterion of efficiency, which can guide the design of forcing devices and operation modes. Another is the acoustic-dominated mode, which is observed in the high-frequency forcing cases. This mode may exacerbate flow separation. The third one is a phenomenon of drag anomaly that, in certain conditions, form drag is larger than total drag with excitation. At last, some recommendations for future research are made. This review is helpful for applications of flow separation control with periodic excitation.

Keywords： periodic excitation ; flow separation ; active flow control ; airfoil ; shear layer

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本文引用格式

刘志勇, 罗振兵, 袁先旭, 涂国华. 周期性激励控制翼型流动分离研究综述. 力学进展[J], 2020, 50(1): 202007-202007 DOI:10.6052/1000-0992-19-019

LIU Zhiyong, LUO Zhenbing, YUAN Xianxu, TU Guohua. Review of controlling flow separation over airfoils with periodic excitation. Advances in Mechanics[J], 2020, 50(1): 202007-202007 DOI:10.6052/1000-0992-19-019

1 引言

主动流动控制技术作为21世纪最具发展潜力的航空航天前沿技术之一, 美国NASA和AIAA都将其作为重要研究内容, 认为其是未来新型飞行器设计中的一个新自由度, 极有可能成为未来航空航天和空气动力学的重大突破性技术. 采用主动流动控制技术有望进一步提高飞行器性能, 使之满足新一代飞行器对环保性、经济性、舒适性和安全性等的需求. 如增加升力, 改善飞机起降性能, 对降低起飞速度、缩短滑跑距离有积极意义; 又如减小阻力, 降低巡航阶段的燃油消耗率, 对增大航程和增加有效载荷有重要意义; 再比如降低噪声, 提升客舱舒适性, 有利于增加航空公司的竞争力; 又再如抑制振动, 减缓或抑制飞机的抖振和颤振等现象, 对减轻机体结构疲劳、提升飞行安全性有重要意义.

自普朗特提出边界层概念并用抽吸方法推迟圆柱绕流分离以来, 人们开始了对流动控制的研究. 其中许多工作集中于对边界层流动分离的控制. 流动分离是指流体离开固体表面的流动, 一般由逆压梯度、几何突变等因素引起(Greenblatt et al. 2000). 一旦发生流动分离, 常常伴随着边界层显著变厚、出现回流区等现象, 导致阻力增大、升力减小、压力损失等. 一直以来, 工程师们都致力于开发各种主、被动流动分离控制技术, 以提升飞行器的气动性能. 主动流动分离控制技术一般有壁面变形、壁面运动(切向或法向)、壁面吹吸(质量流量不为零)、零质量射流、等离子体激励、磁流体控制等.

针对翼型流动分离开展主动流动控制研究有重要意义. 一方面, 翼型是机翼的基本元素, 其气动性能对飞行器的飞行品质有重要影响, 开展此类研究具有工程意义; 另一方面, 翼型分离流动是典型的二维分离流动, 是一个很好的研究流动分离与控制的物理机制的对象. 人们在这方面已经开展了大量的研究工作, 获得了许多有指导性的结论. 譬如通过实验发现, 定常分离只有在时均流场中才是有意义的, 在瞬态流场中存在丰富的与时间有关的相干结构. Brown等(1974)和Winant等(1974)发现在混合层中动量的输运主要与大的相干结构有关. 但目前利用相干结构进行流场控制还不充分.

Oster等(1980)和Wygnanski等(1987)在混合层中引入周期性扰动, 发现大的相干结构可以被显著改变, 进而影响流动的混合速度. Ho等(1982, 1984)指出, 周期性激励促进了混合层中展向涡配对融合, 从而使混合作用加强. 基于对自由剪切层的研究, 人们认识到周期性激励是一种有效且方便的流动控制方法. Seifert和Bachar等(1993), Seifert和Darabi (1993)和Seifert等(1996)在低雷诺数下的研究表明, 周期性激励比定常吹气所需动量小一到两个数量级. 后来, Seifert等(1999a)又在飞行雷诺数下得到了相似的结论. 由此可见, 周期性激励较定常激励在能量效率方面要优越得多. 开展利用周期性激励控制翼型流动分离的研究显得很有必要. 其一, 有利于推动基于定常分离的传统飞行器设计观念的转变; 其二, 积极挖掘该流动控制技术所具有的巨大工程应用潜力, 为新一代飞行器研制提供技术支撑. 需要说明的是, 本文介绍的周期性激励是指具有周期性的非定常涡扰动, 即扰动的能量主要以速度而非压力或温度的形式注入流场.

本文简要回顾了国内外开展周期性激励控制翼型流动分离的研究成果, 介绍了控制效力的评估参数, 对影响控制性能的主要参数进行了讨论, 给出了一般性结论, 接着介绍了文献中提出的几个值得注意的方面, 最后梳理了下一步需要开展的重点研究方向.

2 发展概况

Schubauer和Skramstad (1948)开展的平板边界层转捩研究, 首次引入周期性扰动来激发基本流中的不稳定性(T-S不稳定性), 促使层流边界层转捩为湍流边界层. 由于湍流边界层具有更加饱满的速度剖面, 可以有效抵抗逆压梯度, 因此该方法可作为一种流动分离控制手段. 基于相同的思想, 近年来Lee等(2003)和Hong (2006, 2012)通过风洞实验和数值模拟研究了扰动频率和幅值对抑制层流分离的影响, 指出频率的影响比幅值的影响更重要.

受此思想启发, 早期研究者们开展了大量采用声学激励进行流动分离控制的研究. 声学激励也是一种周期性扰动, 但其主要是通过声波的形式向被控流场注入能量, 激励一般施加在风洞壁面上或者模型上, 不属于本文所提的周期性激励范畴. 声学激励的基本原理是采用声波激发分离区前的T-S波, T-S波与分离区涡层的Kelvin-Helmholtz波相互作用并得到加强, 从而促使边界层转捩. 对基于声学激励的控制方法, 附面层和分离涡层的稳定性和感受性起着重要作用, 尤其是在共振条件下, 可获得更好的控制效果. 相关理论可参考Smith (1986)和Goldstein等(1989)的论文. 尽管声学激励可以有效增加翼型的升力系数(增幅可达50%), 但仍有许多缺点限制了其实际应用, 详情可参见Greenblatt等(2000)的论述.

声学激励诱导的附面层速度扰动幅值一般小于3%, 与定常射流的扰动(一般大于200%)相比差了很多. 在声学激励与定常射流分别诱导的扰动幅值之间的广阔范围内$(3% \sim 200%)$, 周期性激励可以发挥重要作用. 通过安装在物体内部的激励器, 如扬声器(Zhao et al. 2016)、压电膜片(Luo et al. 2006, Buren et al. 2016)、活塞(Gilarranz et al. 2005, Yen et al. 2013)、电磁激励器(Kim et al. 2012)、快速开闭阀门(Seifert et al. 1999a)等, 以及物体表面的出口(缝或者孔等), 产生周期性射流, 对边界层流动施加控制. 亦可通过在物体表面安装激励器, 如振动膜片(Seifert et al. 1998)、条带(Darabi 2000)、鳍(Nishri 1995)等, 引入旋涡结构改变边界层内动量分布. 还可基于先进材料, 如记忆合金、压电材料等, 直接改变物体形状, 从而获得有利的流动. 目前对于第三种情况, 存在响应频率低(如记忆合金)或变形幅度小(如压电材料)等问题, 应用相对较少. 对于第二种情况, 有实验证明, 在合适的评估参数度量下其效果与第一种情况相当, 详细说明将在第3节展开. 因此, 本文主要围绕第一种情况, 即流体式周期性激励, 展开论述.

周期性激励控制的优势是能以较小的能量输入获得较大尺度的流场变化, 这得益于人们对流动认识水平的提高. 随着稳定性理论的发展, 人们普遍认为流场中存在着各种不稳定性. 周期性激励通过流场中的某种放大机制对目标不稳定性进行触发、加强或抑制, 从而实现高效的流动控制. 进入21世纪以来, 随着CFD技术的快速发展, 数值计算在采用周期性激励进行流动控制的研究中发挥着越来越重要的作用, 如验证控制流动分离和改善气动性能的能力(You & Moin 2008, Zhang et al. 2012, Moshfeghi et al. 2017, Ma et al. 2019), 分析流动控制机理(Kim et al. 2007, Cao et al. 2019), 研究相关参数的影响(韩忠华等 2007, 张攀峰等2009, Zhao et al. 2014)以及优化控制方案(Régis Duvigneau et al. 2006, Shahrabi 2019)等. 在实验研究方面, 测量信息由传统的平均量如气动力、表面压力、速度场和表面油流图像等向瞬态量转变, 通过锁相PIV (LaTunia et al. 2008)、脉动压力测量(Yen et al. 2013)等技术获得了具有高时间分辨率的流动信息, 对流动控制的瞬态响应有了进一步的认识; 控制对象由常规翼型流动分离扩展到非常规翼型流动分离、由定迎角失速扩展到动态失速(Yen et al. 2013, Taylor & Amitay 2015), 实验结果证明周期性激励仍然具有较好的控制能力, 并能抑制动态过程中的迟滞效应.

为了进一步提高周期性激励的控制能力, 采用多个激励器组成阵列进行流动控制, 开展了影响参数(Zhao et al. 2016)、控制方法 (Deb et al. 2007, Kim et al. 2009)等方面的研究. 与单个激励器情况相比, 激励器之间的相对位置、相位差等新因素对控制效果有明显影响(Seifert et al. 1998, Zhao et al. 2016). 为了将周期性激励更好地应用于实际流动控制, Allan等(2000)首先在机翼上开展了闭环流动控制风洞实验研究, 其他学者也相继在控制策略、控制模型和鲁棒性方面开展了许多研究(Kerstens et al. 2011, King et al. 2013, Staats et al. 2017), 如基于自适应的极值搜索方法(Becker et al. 2007, Choi et al. 2018)、基于人工神经网络的控制方法(Lee et al. 1997)等. Gad-el-Hak (2001)和Collis等(2004)分别对流动控制和主动流动控制做了较为全面的评述.

3 评估参数

Poisson-Quinton (1948)指出分离控制效果由添加的动量而不是质量决定的, 需要定义一个量作为评估吹气控制效率的基础. 对控制过程中添加的动量进行量化, 常用动量系数$C_{\mu}$来表征. 其物理意义为射流强度与自由流强度的比值

$C_{\mu}=\dfrac{I_{\rm j}}{1/2\rho_\infty U_\infty^2S}$

式中$S$为机翼平面面积, 在二维流动中, 常用翼型弦长$C$代替. $I_{\rm j}$为射流动量, 对于周期性激励(如零质量射流), 只计算吹气冲程部分

$ I_{\rm j}=\dfrac{1}{\tau}\rho_{\rm j}A_{\rm j}\int_0^\tau u_{\rm j}^2(t){\rm d}t$

式中, $\tau $为吹气冲程持续时间, $A_{\rm j}$为射流面积, 在翼型流动控制研究中常用射流出口宽度$d$代替. 周期性激励一般具有如下正弦函数形式

$ u_{\rm j}(t)=U_{\rm j}\sin(\omega t+\varphi)$

式中$U_{\rm j}$为射流速度幅值. 将式(3)和式(2)代入式(1), 考虑二维翼型流动可得

$ C_{\mu}=\dfrac{\rho_{\rm j}U_{\rm j}^2d}{\rho_\infty U_\infty^2C}$

也有不少学者直接用射流速度幅值来表征射流的强度, 如Poisson-Quinton (1948)、Greenblatt等(2000)以及国内的张攀峰等(2008). 因此动量系数$C_{\mu }$有时也写作如下形式

$ C_{\mu}=\dfrac{\rho_{\rm j}U_{\rm j}^2d}{1/2\rho_\infty U_\infty^2C}$

考虑到近来出现的使用调制信号激励的新方式(Greenblatt 2005, LaTunia et al. 2008)以及在动态失速控制中采用的间歇式射流(Amitay et al. 2002, Taylor et al. 2015), 由式(1)定义的动量系数最为准确. 在比较不同文献中的控制效果时, 需要把动量系数换算到同一定义下. 还应注意到, 式(4)隐含了射流速度在空间分布上具有一致性. 然而对于实际激励器而言, 射流速度往往是$d$的函数, 且不同种类激励器的速度空间分布函数差异明显.

根据射流是否具有非定常性和质量流量是否为零, 可将射流分为4类: 定常射流、零质量射流、脉冲射流和间歇射流. 定常射流指速度不变的稳定射流. 零质量射流又称合成射流, 主要特点为不向被控流场添加质量, 通过吸入低速流体、喷出高速流体向流场注入能量. 脉冲射流为前面二者的叠加, 当分离点距离控制点较远时采用此方法, 通过平均流动将扰动输运过去, 减少扰动在传递途中的耗散. 间歇射流指对前面三种射流进行开闭控制, 在需要激励的时间段开启射流, 在激励作用不大时关闭射流, 以提高能量利用效率. 间歇射流在其开启时可被认为是前面三种射流中的一种. 因此以脉冲射流为例, 给出一种更一般的动量系数表达式

$ C_{\mu}=\dfrac{d}{C}\left(\dfrac{\overline{U_{\rm j}}}{ U_\infty}\right)^2+\dfrac{d}{C}\overline{\left(\dfrac{u_{\rm j}'}{ U_\infty} \right)^2 }$

式中, $\overline{U_{\rm j}} $为平均速度分量, $u_{\rm j}'$为脉动速度分量. 动量系数记为$C_{\mu }=(c_{\mu },\langle c_{\mu }\rangle)$, 括号中的两项分别对应式(6)右侧两项, 表征平均射流部分和振荡射流部分. 当激励由机械式诱导产生时, 即上节末尾提到的第二种情况, 动量系数可由下式确定

$ \langle C_{\mu }\rangle=\dfrac{1}{1/2 U_\infty^2C}\int_0^\infty {u'}^2{\rm d}y$

式中$u'$是紧邻激励器下游的扰动速度. 可以看出, 式(7)是式(1)的一种特殊形式. Nishri (1995)比较了流体式激励(用扬声器激发的合成射流)与机械式激励(鳍摆动)对倾斜表面上分离流动的抑制效果. 在两个动量系数下均发现, 两种控制方式的激励频率对推迟分离角度的影响规律基本一致(见图1). 这说明用动量系数$C_{\mu }$来量化周期性激励并在此基础上比较控制效果是合理的.

图1

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图1   两种控制方式下推迟分离角度比较(Nishri 1995). (a)流体式,(b)机械式


目前, 国内外也开展了许多利用等离子体激励进行流动分离控制的研究. 按其类型划分, 这种技术应当归为流体式激励. 然而在相关文献中, 并没有提到动量系数$C_{\mu }$这一概念, 对其控制效果的比较都是基于放电电压值. 放电电压值表征的是总输入能量的大小. 这一方面是因为在等离子体激励实验中动量系数难以确定, 另一方面是等离子体激励与前述的流体式激励的物理机制不完全相同. 根据李应红和梁华等(2008)的观点, 除了动量输入外, 还有温度以及空气被电离带来的流体性质改变的影响.

4 主要影响因素

采用周期性激励控制流动分离的影响因素有很多, 如激励器安装位置, 激励器上游边界层流动状态和边界层厚度, 边界层外来流速度, 激励的频率、强度、相位, 激励器下游几何形状等. Seifert等(1996)的研究表明, 在较大的雷诺数范围内激励的有效折合频率仍落在一个较窄的范围, 表明激励器上游边界层的流动状态对最佳频率范围没有明显影响. 边界层厚度影响射流的穿透性, 而射流越强其穿透能力越大, 因此研究多集中于射流强度的影响, 对来流边界层厚度影响的研究较少. 来流速度的影响主要以雷诺数的形式体现, 对高速带来的压缩性影响的研究较少. 目前对单个激励器相位影响的研究很少, 但也开展了一些类似的研究工作(高传强等2015). 激励器下游几何形状多以偏转襟翼、倾斜平面等体现, 主要作用是提供确定的分离位置. 本节将讨论激励频率、强度、位置和来流雷诺数的影响情况.

4.1 频率影响

为了便于研究激励频率对流动分离控制效果的影响, 引入无量纲频率(也称折合频率). 其定义式与斯特劳哈尔数有相同形式

$ F^+=fX_{\rm te}/U_\infty$

式中, $f$为周期性激励的频率, $X_{\rm te}$为激励点到翼型后缘的弦向距离. 当翼型处在大迎角状态时, 分离点在前缘附近, 整个吸力面几乎都处在分离区内, 因此一般取$X_{\rm te}=C$. 由于分离点随迎角等条件变化而变化, 难以确定位置, 很多时候当激励器被安装在前缘附近时, 也取弦长为参考长度. 对于有襟翼偏转的情况, 为了获得较好的控制效果, 激励器一般安装于襟翼肩部, 因此参考长度取襟翼弦长.

Tuck等(2004)的实验结果表明, 最大升力增加对应的折合频率$F^{+}=1.3$. Seifert和Bachar等(1993), Seifert和Darabi等(1993), Seifert等(1996) 和Seifert 等 (1999a)的风洞实验覆盖了广阔的雷诺数范围, 实验结果显示最佳折合频率范围为$0.5\leq F^{+}\leq 1.5$. Greenblatt 等 (2000)整理了许多有关翼型分离控制的文献结果, 得出最佳折合频率范围为$0.3 \leq F^{+}\leq 4$. Greenblatt等(2000)还利用自由剪切流受激发后混合层的无量纲扩张率数据(见图2(a)), 通过理论分析和数值积分(图2(b))得到最有效的激发折合频率在1附近, 并认为剪切层的中立稳定性(图2(a)中区域II)是确定最佳折合频率的关键因素. 大量的文献结果指向最佳折合频率为$F^{+}\sim O(1)$.

图2

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图2   自由剪切层受激结果. (a)受激混合层无量纲扩张率(Wygnanski et al. 1987),(b)卷吸质量与激发频率关系(Greenblatt et al. 2000)


李应红和梁华等(2008)在低雷诺数下通过等离子体激励控制NACA0015翼型在大迎角下的流动分离. 来流速度$v=72$ m/s, 迎角$\alpha =20^\circ$, 观察到频率$f=600$ Hz时脉冲等离子体激励能够完全抑制流动分离的阈值电压最小. 该频率对应的斯特劳哈尔数$(S_{r} = fC / v$, 即折合频率$F^{+})$等于1. 这与射流式激励的特点一致.

Glezer等(2002)提出了在更高频率$(F^{+}\sim O(10))$下施加激励的观点. 因为流动的时间尺度与激励的时间尺度相差悬殊, 在流动时间尺度上看, 周期性激励引入的扰动与横流的相互作用范围是不变的. 这样使得总的控制效果(如气动力变化)与激励频率解耦, 即可以消除或极大减弱因控制而引入的非定常性.

4.2 强度影响

一般认为, 强度是除频率外的另一个重要控制参数. 在实际应用中, 激励器位置是固定的, 只有频率和强度是可以主动调节的量. Pooya Kabiri (2012)通过风洞实验观察到, 合成射流控制流动分离的能力随射流动量系数$C_{\mu }$的减小而降低, 当$C_{\mu }$小于某一个值时, 施加激励几乎没有任何效果(见图3). Lee等(2003)也发现, 激励器必须要有足够的速度输出才能诱导出足够强的涡, 才会产生有效的控制. Shahrabi (2019)根据数值模拟结果指出, 在不同迎角和襟翼偏转角下有效抑制分离所需的动量系数是不同的. Greenblatt等(2000)总结出有效的激励水平大约在$0.01%<C_{\mu }< 3%$, 对应于典型的射流出口宽度(一般$d/C<0.5%)$, 射流速度范围在$10\%<u_{\rm j}/U_{\infty }< 300\%$.

图3

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图3   NACA0015升力系数在有无激励下的对比(Pooya Kabiri 2012)


周期性激励控制流动分离的基本原理是, 通过引入特定的扰动(动量、涡等)与所要控制的涡相互作用, 达到流动再附目的. 这种基于涡的非定常控制的基本机制被Wu等(1991)归纳为涡的稳定性—感受性—共振—整流这样一个物理链. 射流强度应当产生和分离区脱落涡系尺度同等量级的涡才可能发生涡的相互耦合, 若射流强度较小, 产生的小涡不足以影响到分离区的大涡, 若射流强度过大, 产生的涡会诱导出二次涡, 使控制效果减弱甚至恶化.

在最佳折合频率下, 存在一个最小动量系数, 继续增大射流强度对最大升力系数等气动性能的改善效果相对变小. Darabi (1995)研究了NACA0015翼型在相同折合频率、不同射流动量系数激励下的升力变化情况(见图4(a)), 发现虽然射流动量系数增大了10多倍, 但最大升力系数只增大了10%左右. Hasdai (1999)在NACA0012翼型实验中也发现了类似的结果(见图4(b)).

图4

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图4   两种翼型的升力系数随射流动量系数的变化情况. (a) NACA0015 (Darabi 1995),(b) NACA0012 (Hasdai 1999)


Shahrabi (2019)的数值模拟结果表明, 存在一个最佳射流动量系数使得升力系数增加量的收益率最大(见图5(a)), 也存在一个最佳射流动量系数使得阻力系数减少量的收益率最大(见图5(b)). 这两个最佳射流动量系数在某些迎角下是相同的, 在另一些迎角下是不同的. Shahrabi (2019)提议以$\partial C_{\rm L}/\partial C_{\mu }$取最大值时对应的动量系数为最佳动量系数. 这个最佳动量系数显然与上面提到的最小动量系数不同. 后者更强调在失速附近及失速后升力系数的改善程度.

图5

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图5   气动力系数随射流动量系数的变化情况(Shahrabi 2019), 不同曲线代表不同折合频率). (a)升力系数, (b)阻力系数


李应红和吴云等(2008), 王勋年等(2011)以及黄勇等(2011)分别开展的等离子体激励控制翼型流动分离实验结果表明, 在给定的流动状态下, 激励电压存在一个阈值. 当电压小于该阈值时, 控制无效或效果不明显; 当激励电压超过该阈值时, 抑制分离效果明显; 当继续增大电压时, 控制效果基本不再有进一步的改善(见图6). 这与合成射流的动量系数对流动分离控制效果的影响规律是一致的.

图6

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图6   不同电压控制下的速度流线图(黄勇等2011). (a)无控制, (b) $V=2.0$ kV,(c) $V=2.4$ kV, (d) $V=2.8$ kV


4.3 位置影响

大量研究结果表明, 激励位置在分离点前缘效果最好. 当流体从壁面分离时, 由于剪切作用会形成涡层并往主流扩散. 在一个不利的涡形成、发育并变得稳定之后再去设法消除它, 要比消除它的形成条件使之根本不能产生困难的多(付勇 2014). 因此在分离点附近施加激励, 利用附面层的不稳定性, 以很小的扰动就可以产生强制涡, 在一开始就和分离区刚生成的涡在随主流运动过程中相互作用, 其作用的时间较长, 因而控制效果显著.

Greenblatt (1999)在$x/C=0\%$处施加控制获得了40%的最大升力系数提升, 而Seifert等 (1999b)的实验只获得了约10%的升力增加. 升力改善差的重要原因是Seifert等(1999b)在$x/C=10%$处施加激励. Pooya Kabiri (2012)的关于偏转襟翼流动分离控制的实验研究表明, 在襟翼肩部处的激励比在翼型前缘处的激励重要得多. 李玉杰等(2016)利用合成双射流激励器(有两个出口)控制翼型流动分离, 发现有效控制范围比常规合成射流激励器的大, 原因是只要分离点接近任一出口就能有较好的控制效果, 表明了激励器出口位置对分离控制效果影响明显. 图7给出了不同合成双射流激励器出口位置对应的速度矢量图. 从图中可以看出, 当激励位置距离分离点较远时(图7(b)), 分离区大小几乎没有变化; 当激励位置紧靠分离点前时(图7(c)), 分离被完全抑制; 当激励位置在分离点后时(图7(d)), 分离被部分抑制, 剪切层向翼面偏转.

图7

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图7   不同激励位置控制流动分离情况(李玉杰等2016). (a)无控制, $x_{\rm s}/C=0.128$,}\\ {\fangsong (b) $x_{\rm a1}/C=0.053$, $x_{\rm a2}/C=0.070$, (c) $x_{\rm a1}/C=0.124$, $x_{\rm a2}/C=0.155$,}\\ {\fangsong (d) $x_{\rm a1}/C=0.132$, $x_{\rm a2}/C=0.149$


Hsiao等(1990)比较了不同激励位置对升力的影响, 在三个后失速迎角下均获得了较为一致的结果(见图8). 在$x/C=1.25\%$处激励时升力的增量最大, 在$x/C=6.25\%$处激励时升力增量约为前者的一半, 在$x/C=13.75\%$处激励时升力基本没有得到改善. 在如此大的迎角下, 流动从前缘就开始分离. 因此激励器安装得越是靠前, 抑制分离的效果越好, 升力增大越明显. 值得注意的是, 在李玉杰等(2016)和Hsiao等(1990)的研究中, 随着激励位置的改变合成射流注射角也发生了改变. 虽然普遍认为分离抑制效果的差异主要是由激励位置变化造成的, 但对二者的影响开展独立研究仍然是十分有必要的.

图8

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图8   激励位置对升力的影响(Hsiao et al. 1990)


李应红和吴云等(2008)在等离子体激励抑制翼型失速分离实验中也发现, 放电电极的位置对抑制分离的效果有很大影响. 在流动分离起始点前缘施加激励, 可以获得最好的效果; 在其他位置施加更强的激励, 流动分离的抑制效果也会很差.

张攀峰等(2008)通过数值模拟表明, 当合成射流激励器处于NACA0015翼型回流区时仍能有效缩小回流区范围, 提高翼型的升力. 当射流入射角为$90^\circ$、吹气速度比等于1时, 翼型平均升力系数提高了40%左右. 其控制机理为, 合成射流引入的涡导致翼型前缘分离剪切层形成了小尺度的涡结构, 从而改变了翼型的绕流结构. 谢永慧等(2013)针对S809翼型的研究也给出了相似的结论.

4.4 雷诺数影响

Nishri (1995)开展了采用周期性激励使偏转襟翼上流动再附的实验研究. 实验装置示意图见图9, 来流在上游经粗糙带强制转捩为湍流. 当襟翼偏转角度较大时, 附面层流动在襟翼的根部开始分离. 在襟翼肩部引入周期性激励, 二维周期扰动的引入增加了分离剪切层从襟翼上方"死水区"卷吸气体的量. 当襟翼上方"死水区"的气体总量小于或等于剪切层能卷吸的气体量时, 将使流动附着于襟翼表面. 图10显示了在不同激励频率下, 使流动附着在襟翼表面所需的动量系数的变化情况. 从图中可以看出, 最小动量系数对应的频率即最佳折合频率在1附近, 基本不受雷诺数变化的影响.

图9

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图9   偏转襟翼实验布局示意图(Nishri 1995)


图10

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图10   将分离流附着于偏转襟翼所需动量系数与频率关系(Nishri 1995)


Seifert和Bachar 等(1993), Seifert和Darabi等(1993), Seifert 等 (1996) 和Seifert等(1999a)的风洞实验也证实了雷诺数对有效激励频率的范围几乎没有影响. 图11比较了NACA0015翼型在有无激励下升力-形阻极曲线的变化情况. 实验条件为来流马赫数0.2, 襟翼偏转$20^\circ$, 激励施加在襟翼肩部 $(x/C=70%)$, 动量系数$C_{\mu }=(0.00,0.05%)$. 从图中可以看出, 不同雷诺数下相同的折合频率和动量系数仍然有效. 值得注意的是, Seifert等(1999a)的高雷诺数实验是在增压的低温风洞中进行的, 雷诺数最高达$3.8\times 10 ^{7}$, 达到了喷气客机起飞雷诺数水平. 结合他在低雷诺数下的实验, 雷诺数范围覆盖了从微型飞行器到商用飞机范围. 因此Seifert等的结论在流动分离控制的工程应用方面有很强的指导性.

图11

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图11   NACA0015的升力-形阻极曲线(Seifert et al. 1999a)


5 值得注意的方面

采用周期性激励控制翼型流动分离的影响因素有很多, 控制效果的评定标准也不尽相同, 使得研究结果的特点难以被简单归纳. 为了推进该方法的工程应用, 效率是一个无法回避的问题. 尽管在许多研究中升力系数获得了很大的改善, 但存在翼型的气动效率仍然很低的情况. 例如, Amitay等(1998)的研究显示$C_{\rm L,max}$提高了120%, 但翼型仍处于低效的$L/D_{\rm p}\approx 3$. 本节先介绍一种目前普遍使用的效率量化方法, 接着就文献中提到的一些值得注意的方面作简要介绍, 力图较为全面的介绍采用周期性激励控制翼型流动分离研究的进展.

5.1 效率评估

如果只考虑翼型或机翼系统, 将传统的升阻比按照式(9)形式修改, 用于比较周期性激励带来的气动性能改善. Seifert等(1996)比较了定常吹气和脉冲射流对NACA0015翼型升力的改善情况(见图12), 发现$C_{\mu }=10%$的定常吹气能显著提高升力系数, 但其$C_{\rm L}\sim C_{\rm Dp}+C_{\mu }$类极曲线的表现比不加激励时差. 相比较而言, 虽然周期性激励对升力系数的提升略差, 但其类极曲线的表现比不加激励时仍有改善. 也就是说, 周期性激励的净效果是正的, 而定常吹气的控制能力是非常低效的. 对于在风洞中开展的采用流体式激励控制翼型流动分离的实验研究, 可采用式(9)来比较各种控制技术的效率.

$ \eta=\dfrac{C_{\rm L}}{C_{\rm D}+C_{\mu }}$

当考虑到实际应用时, 还应包括激励器的效率问题. Collis等 (2004)介绍了一个叫"优值"的参数$FM$来考虑外部激励能量的转化效率

$ FM=\left(\dfrac{LU_\infty}{DU_\infty+P}\right)\bigg/\left(\dfrac{L}{D}\right)_{\rm baseline}$

式中, $L$为升力, $D$为阻力, $P$为激励器的输入功率, "baseline"表示无控制的状态. 当$FM> 1$时意味着将能量输入到激励器比将能量输入到发动机带来的气动效益更高. 这也是人们对主动流动控制所期望的. 式(10)可以作为评价不同激励器或操作模式优劣的标准.

图12

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图12   定常吹气与周期性激励控制效果比较(Seifert et al. 1996). (a) $C_{\rm L}\sim \alpha $曲线,(b) $C_{\rm L}\sim C_{\rm Dp}+C_{\mu }$极曲线


Seifert 等(1998)开展了利用压电激励器进行IAI Pr8-SE翼型流动分离控制研究, 在展向布置了一排激励器(见图13), 通过相邻激励器采用同相位振动$(0^\circ$相位差)或者反相位振动$(180^\circ$相位差)分别获得了二维激励模式和三维激励模式. 当产生指定的振幅时, 二维模式下激励器所需功率为2.4 W, 三维模式下激励器所需功率仅为0.65 W. Seifert等(1998)认为在三维激励模式下, 相邻激励器中一个向下运动时有助于另一个向上运动. 图14分别给出了两种激励模式下的升阻比和"优值"变化情况.从图中可以看出, 虽然在二维激励模式下升阻比提升的更多,

但"优值"显示三维激励模式能量利用效率更高, 尤其是在$C_{\rm L}>0.9$时效果更好. 显然, 采用三维激励模式更具有实际应用价值.

图13

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图13   IAI Pr8-SE翼型实验的激励器示意图(Seifert et al. 1998)


图14

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图14   两种激励模式性能比较(Seifert et al. 1998).(a) $L/D$比较, (b) $FM$比较


5.2 声学模态

Dandois等(2007)基于LES方法研究了利用合成射流控制后向光滑斜坡的流动分离, 发现在不同的折合频率下合成射流激励呈现出两种激励模态, 即在低频激励下合成射流激励是一种涡量主导模态, 在高频激励下合成射流激励表现为一种声学主导模态. 图15给出了两种激励频率下的瞬时流场纹影图. 从图中可以看出, 在低频$(F^{+}=0.5$, 接近自然脱涡频率)激励下存在明显的展向涡结构, 涡结构之间的流动附着于表面; 在高频$(F^{+}=4)$激励下有明显的波结构,分离区仍然存在, 分离剪切层的K-H涡结构清晰可见.

图15

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图15   瞬时纹影图(Dandois et al. 2007). (a)低频, (b)高频


平均流动的结果表明, 低频激励下分离区长度缩短了54%, 而高频激励下分离区长度增加了43%. 分析指出, 高频激励产生了大振幅的声波, 合成射流主要起着声学激励的作用. 正如第一节所言, 声学激励可能会带来不利的结果. Dandois等(2007)基于线性无黏稳定性分析指出, 高频激励下的扰动幅值比无控制时的还小, 导致混合层的卷吸能力更低, 从而使分离区间变长. 声学模态的存在说明Glezer等(2002)提出的在更高频率$(F^{+}\sim O(10))$施加激励的使用场景可能是有限制的.

5.3 阻力异常

Greenblatt等(1999)观察到了在施加激励后翼型阻力异常的现象. 如图16(a)所示, 翼型迎角保持为$0^\circ$, 长度为30%弦长的襟翼从$0^\circ$到$50^\circ$偏转, 激励施加在襟翼的肩部. 图16(b)给出了有无激励下的极曲线, 从中可以看出, 无激励无分离时总阻与形阻差别很小, 无激励有分离时总阻和形阻迅速增大且总阻明显大于形阻. 然而当施加激励后, 出现了总阻一直小于形阻的现象.

图16

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图16   阻力异常结果(Greenblatt et al. 1999). (a)翼型示意图,(b)极曲线


对这种阻力异常现象的解释, 起初认为是合成射流的"推力效果"造成的. 图16(b)上部给出了合成射流动量系数$C_{\mu }$的量级大小, 可以看出施加激励后总阻与形阻的差异普遍要比$C_{\mu }$的值大. 合成射流的"推力效果"只能解释部分原因.Greenblatt等(1999)认为至少还有两个可能的原因. 一是激励在襟翼上产生了很强的回流, 造成表面摩擦阻力是负值, 从而使总阻减小. 另一个是激励产生的涡与尾迹以某种还未被理解的方式相互作用, 从而产生了推力的效果. 对于第一个解释, 随着表面摩擦阻力测量技术的迅速发展, 如油膜干涉测量技术(刘志勇等2015, 耿子海等2016, 王伟等2013)、荧光油膜测量技术(黄湛等2016)、MEMS技术(史云龙 2015和 Evans et al. 2010)等, 可以在摩擦阻力的方向和量级上给出较为准确的描述, 有望为这一阻力异常现象作出合理的解释.

6 主要研究方向

以上介绍了采用周期性激励控制翼型流动分离研究的一些主要成果, 但仍有许多方面未曾提及, 像在静态失速角附近观察到的低频周期振荡现象等. 周期性激励的能量利用效率高, 具有频率和强度可调节的特点, 在控制流动分离方面应用潜力大. 为了使其更好地服务于实际应用, 有必要在以下方面开展重点研究.

(1)控制分离机理研究. 崔尔杰(2007)归纳了流动控制的作用机制, 大体为: 直接动量注入, 频率调制和锁定, 相位效应, 共振效应, 整流效应和涡波干扰效应等. 除了相位效应外, 其他机制在周期性激励控制翼型流动分离研究的文献中屡被提及. 崔尔杰认为这些因素虽然可以从不同角度对非定常控制机理做些定性解释, 但目前尚未形成完善的理论模式, 有待进一步深入研究. 对非定常控制分离机理的深刻理解, 有助于制定流动控制策略和选择激励器.

(2)控制分离影响因素研究. 除文中提到的几个主要因素外, 还有一些重要影响因素也值得进一步研究. 激励位置的影响常常与射流方向的影响相耦合, 在许多研究中认为位置影响起主要作用, 然而射流方向可能关系到占主导的控制机制, 如切向射流时控制机制偏向于直接动量注入, 法向射流时控制机制偏向于涡波干扰效应. 不同的控制机制带来的效果会差别明显, 因此需要开展激励位置和方向的独立影响研究. 非定常控制分离主要是利用了流动的不稳定性, 当射流下游存在曲面时会引入离心不稳定性, 两种不稳定性之间存在竞争, 它们与扰动如何相互作用, 是否有增强控制能力的机制等问题值得研究. 随着非定常控制技术往高速流动环境扩展, 压缩性对控制效果的影响不可忽略. 初步研究表明(付勇 2014), 相较于低速流动状态, 高亚声速状态下流场内涡系结构更加复杂, 激励对流场内涡系结构的改善能力弱于低速状态.

(3)阵列式激励优化控制研究. 随着速度增加, 周期性激励的控制效果减弱. 利用多个激励器进行分布式控制可以克服控制效力不足的问题. 多激励器带来的激励位置、频率、强度和方向等因素的组合, 扩大了控制参数空间, 需要开展优化设计, 从而获得更有效的控制方式.

(4)闭环控制新方法研究. 主动流动控制的一大优点就是能够根据来流条件调整控制参数, 从而获得最优的控制效果. 其中的闭环控制由于有反馈可以更容易实现目标控制, 因而在工程中被广泛应用. 随着传感器技术和控制理论的发展, 开展非定常闭环控制新方法研究有很强的现实意义. 其中涉及全局稳定性分析、可靠的预测模型、稳健的控制模型以及迅速的反馈控制等多个方面.

(5)开发新激励器. 随着主动流动控制技术的日益成熟以及新材料、机电和加工集成技术的迅速发展, 开发适应性更好、效率更高的激励器面临着巨大的现实需求(王林等2012). 新激励器主要有两个发展方向(罗振兵等2005), 一是宽频域、高动量、"强壮"的激励器; 二是微型化、低能耗的激励器(邓进军等2010).

(6)控制分离应用. 非定常控制技术可以提高控制面的效率, 从而实现小控制面甚至是无控制面飞行. 这必将促进未来无人机的发展. 此外, 还可以将该技术应用在那些原本气动效率很低的部件(如机体), 获得减阻收益. 除了扩大应用对象范围外, 提升已有控制技术的成熟度也是一个重要的方面.

7 结论

本文回顾了采用周期性激励控制翼型流动分离的研究概况. 研究结果表明, 雷诺数对周期性激励的有效折合频率范围的影响很小. 这一结论的雷诺数范围从约$3.0\times 10 ^{4}$到$4.0\times 10 ^{7}$ (Seifert et al. 2004), 涵盖了从微型飞行器到商用飞机的范围. 激励不应该作用于前缘附近的稳定流动, 因为扰动会在变得不稳定前衰减, 而应该作用在最有效的激励位置——分离点前缘. 周期性激励的最佳折合频率为$F^{+}\sim O(1)$. 在最佳折合频率下, 只需要很小的射流动量系数就能起到很好的抑制流动分离的效果. 数值模拟结果表明, 当$F^{+}$较大时激励可能会转变为声学主导模态, 主要表现为声波辐射, 可能使流动分离恶化. 射流动量系数的最有效范围一般在$0.01%<C_{\mu }< 3%$, 随着$C_{\mu }$进一步增大, 气动收益减小, 以$\partial C_{\rm L}/\partial C_{\mu }$取最大值时对应的动量系数为最佳动量系数是一个较好的确定$C_{\mu }$的方法. 在面向实际应用的研究中, "优值" $FM$是一个很好的评价控制效率的量, 可以指导激励器和操作模式的选择.

本文还梳理了关于非定常控制的下一步重点研究方向, 主要包括机理研究、影响因素研究、阵列式优化控制研究、闭环控制新方法研究、新激励器开发以及流动分离控制技术应用等方面. 本文可为采用周期性激励进行流动分离控制的研究和应用提供一些参考.

(责任编委: 许春晓)

致谢

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