流动控制技术是流体力学中一项重要技术,它通过改变流体的流速、压力、温度等参数来实现对流场的主动或被动干扰,从而达到优化流体性能或减少流体阻力的目的
[1]。流动控制主要分为两种:被动控制和主动控制。被动控制通过改变流动边界构型,从而改变流场结构,消除或减缓流动分离的发生,如在流动壁面安装涡流发生器、导流片等,但这些是预先确定好的,当流场偏离设计状态时可能会失去效用并增加阻力
[2]。解决的办法就是主动流动控制,它是在流场中通过局部区域注入微量的外部能量,使其与主流发生耦合作用,从而实现对全局流场的有效控制
[3]。目前,中外主动流动控制技术的主要方法包括吹气和吸气、微吹气或微射流、零质量射流、等离子体和磁流体等。这些方法在航空飞行器增升减阻、减小噪音、气动性能改善方面具有广泛的应用前景。但也有其自身的局限性,比如合成射流的振荡器由外部的移动部件和控制装置组成,增加的装置的复杂性和成本,还有吹吸方法,为了实现增升、减阻的目的,有时需要大量的能量输入来控制流场
[4]。
射流振荡器是一种高效的流动控制激励装置,其运行原理基于科恩达效应
[5]。在入口处提供稳定的流动,而在出口处产生非定常的脉动射流。该装置结构简单,无须外部移动部件。此外,射流振荡器具有出色的环境适应性,即使在复杂的外部环境中仍能正常工作。由于射流振荡器的简易性和强大适应性,在航空航天领域和其他工程实际应用中,它日益受到高度重视和广泛青睐
[6]。根据产生射流类型的不同,射流振荡器可以分为两大类:第一类是单出口扫掠型
[7],其特点是出口处射流的速度大小不发生变化,但射流方向会在一定的角度范围内以一定的频率摆动,从而形成扫掠式射流;第二类是双出口振荡型
[8],其中流经喷嘴的射流会发生偏转,并沿其中一个扩张壁面逐渐流向出口。同时,在控制流的作用下,主射流会发生偏转,流向另一个出口,这样就会引起周期性的振荡射流。
中外对射流振荡器开展了广泛和深入的研究。例如,吴西云等
[9]在前期研究中,通过数值模拟研究一种射流振荡器内部流场特征及其回流特性和切换机理,提出主射流沿着其中一个出口流出,由于受到腔体低压区的作用,另一个出口产生回流,回流程度随进出口压力和环境温度的升高而减小。孟腾等
[10]应用CFD软件模拟计算了流体振荡器对进气道分离控制的作用,射流频率和射流角度对控制效果有显著影响。杨宗毫等
[11]采用非定常数值模拟方法研究射流振荡器抑制压气机叶栅大攻角下角区分离的控制机理。结果表明,振荡射流通过向附面层内低能流体注入高流向动量,可抑制附面层的发展。Liu等
[12]在压气机扩压器流道沿周向均匀布置数十个脉冲型射流振荡器,提升了2.93% 的非定常扩稳收益。马梁等
[13]研究了不同进口收缩形式、出口扩张段角度设计对射流振荡器工作特性影响。结果表明,相较于直角突变式进口喷嘴,采用渐缩式几何进口设计消除了流动分离,使得喷嘴的有效流通面积增加,大幅度提升了流通能力与扫掠频率。杨帆等
[14]研究了连续-离散脉冲式振荡器内部的流动过程及分流楔对出口峰值速度和振荡频率的影响,结果表明,连续-离散脉冲式振荡器振荡频率随分流距离增长呈先降低后升高的变化趋势。王士奇等
[15]针对涡轮、冲压发动机等空天动力装置对提高燃油雾化性能和油气掺混均匀度的迫切需求,提出一种内含扰流柱的新型自激扫掠喷嘴结构,能够实现0.5 mm通径尺度下的自激发扫掠振荡液态燃料喷射效应。Ramy等
[16]研究了扫掠冲击射流的流体流动行为和冷却特性,以及自由冲击射流和受限冲击射流之间的差异。结果表明,与稳定射流相比,受限冲击方案中扫掠射流的整体平均冷却性能更好。Mohammed等
[17]通过添加射流振荡器作为冷却散热装置,研究了扫掠冲击射流的冷却特性,与稳定射流情况相比,扫掠射流情况的传热性能提高了12.2%。Fan等
[18]研究了射流振荡器在爆震发动机中的应用,研究表明,通过射流振荡器产生的扫略振荡射流可以有效提升燃烧稳定性。Lakehal等
[19]利用可压缩空气流的数值模拟对双输出流体振荡器的内部和外部动力学进行了分析,结果表明,出口速度受到入口条件和系统几何形状的影响。刘学武等
[20]研究了多管反馈式流体振荡器的内部流动过程和振荡性能,结果表明,振荡腔内部低压区和反馈射流共同推动射流附壁切换,增大反馈段长度或降低膨胀比都将使不同出口射流对应的振荡频率减小。王士奇等
[21]针对一个典型的大折转角、大尺度S弯流道,设计并制造了一个由16个流体振荡器组成的大型阵列,并对S弯内部流动进行了主动控制实验研究,验证了流体振荡器阵列控制大尺寸分离流动的高效能力。Song等
[22]研究优化了一些新型流体振荡器设计,测量了它们的内外流体动力学,并使用模态分析揭示了它们潜在的振荡机制,结果揭示了不同的科安达表面改变了主流的再循环气泡和反馈流,从而影响了扫掠射流的形成机制。
在以上分析的基础上,现提出一种双出口型航空高频射流振荡器,对其内部流场结构进行实验和仿真研究。首先,通过试验对设计的射流振荡器内部压力波动进行详细研究。接着,对射流振荡器内部的流动结构进行仿真分析,以获取其内部频域特性。以期为今后设计适用于不同流动条件的航空射流振荡器提供有益启示和设计思路。
1 试验研究
1.1 试验模型
典型的射流振荡器包括射流喷嘴、控制喷嘴、分流劈、反馈回路等结构。通过合理的结构形式和参数设计,能够有效地实现射流的附壁效应和周期性振荡。所设计的射流振荡器及关键结构尺寸如
图1所示。
采取上下盖板夹装射流振荡器的设计方案,以简化试验模型。上盖板的二维结构如
图2所示。为了分别测量射流喷嘴、反馈回路以及出口处的射流压力,在上盖板相应位置设计压力传感器安装孔,如
图2中②~④位置。整个射流振荡器实物如
图3所示。
1.2 试验系统
试验系统由压力测量系统、流量测量系统和振荡射流气源三部分组成。其中压力测量系统主要包括压力探针、高频动态压力传感器、数据采集卡及测试软件等部分。流量测量系统包括浮子流量计以及精密调压阀。振荡射流气源由充有12 MPa的压缩气瓶提供,高压气体压力由减压阀调节至实验所需的压力,保证气源压力和速度的稳定性。整个实验系统如
图4所示。
1.3 试验结果与讨论
1.3.1 压力周期性波动分析
通过调节精密调压阀旋钮来改变射流振荡器的入口总压,并使用压力采集系统测量反馈回路处的压力。
图5展示了进出口压比
Ps/Po分别为1.37、1.55和1.94时反馈回路处压力随时间的变化曲线,其中
Ps为入口总压,
Po为环境压力。
由
图5可以看到,不同的进出口压比,射流振荡器反馈回路处的压力都呈现周期性振荡,且随进出口压比的提高,回路处压力的最大值(即曲线的波峰)逐渐增大,压力最小值(即曲线的波谷)则不断减小。定义压力振幅比
η=(
Pmax-
Pmin)
/Pavg,其中
Pmax为压力在一个时间周期内最大值,
Pmin为最小值,
Pavg为平均值。
图6所示压力振幅比
η随进出口压比
Ps/Po的变化曲线,从
图6可以看出,随
Ps/Po的增大,
η也在不断增大,表明随着进出口压比的增加,压力振动幅度加强。
图7为进出口压比
Ps/Po=1
.94时,射流喷嘴处和反馈回路处压力随时间的变化曲线。从图中可以观察到,射流喷嘴与回路处的压力都呈现周期性振荡的特征。然而,两者的振荡周期并不完全相同。在相同的时间段内,反馈回路处的压力曲线出现了5对波峰和波谷,而射流喷嘴处的压力曲线出现了10对波峰和波谷,即射流喷嘴处的波峰波谷数量是反馈回路处的两倍。
1.3.2 流动振荡特性分析
图8展示了利用快速傅里叶变换方法将时域信号转换为频域信号的过程。该方法用于分析进出口压比
Ps/Po=1
.94时,反馈回路和射流喷嘴处的振荡频率。
从
图8观察到,当
Ps/Po=1
.94时,反馈回路处的压力振荡频率为946.7 Hz,而射流喷嘴处的频率为1 896.3 Hz。可以看出,射流喷嘴处的频率是反馈回路处频率的两倍。这种频率差异可以解释为射流振荡器的结构对称性所导致的结果。在射流振荡器中,流体在上下两个反馈回路之间通过控制喷嘴,与主射流相互作用。这导致了射流喷嘴处的压力振荡。在反馈回路处压力振荡的一个周期内,主射流与控制端射流相互作用了两次。因此,射流喷嘴处的压力振荡频率是单个回路处振荡频率的两倍。
2 数值模拟
2.1 计算模型和数值方法
使用网格生成软件ICEM,对射流振荡器进行了建模和网格划分,如
图10所示。在网格生成过程中,对近壁区和喷嘴附近区域进行了局部加密处理,以提高模拟的精度和准确性。经过网格无关性检验,得到的网格数量约为10万。使用了流体力学软件FLUENT-15.0来进行射流振荡器的二维可压缩流场的数值求解。在求解过程中,采用了N-S(Navier-Stokes)方程进行数值计算。流体介质被假定为理想气体,湍流模型选取
k-w SST模型。为了模拟射流振荡器的流动状况,壁面采用了无滑移边界条件,以保持边界的平滑特性。入口边界条件被设置为压力入口,以控制流场的压力条件。而出口边界则设置为环境压力,以模拟流体在出口处与环境的相互作用。
2.2 仿真结果与分析
2.2.1 数值计算对比校核
为了验证数值计算的准确性,将数值模拟的结果与上述实验结果进行了详细的比较。如
图11所示,呈现了在进出口压比
Ps/Po=1
.37时,反馈回路处压力随时间变化的曲线。通过对比图形数据,可以清晰地观察到数值计算结果与实验结果之间的一致性。这个比较有助于验证数值模型在射流振荡器研究中的可行性,并为进一步的分析提供了坚实的基础。
2.2.2 射流切换过程
射流振荡器在半个振荡周期内的流动情况如
图12所示。为了方便分析,定义射流沿着上部扩张壁面运动的位置为射流起振点,即
θ=0
°。从
图12可以清楚地观察到以下流动特征:在初期(
θ=0°),受科恩达效应的影响,主射流稳定地贴附在上端扩张壁面上,并流向出口。同时,一小部分流体经由反馈回路回到入口的控制端,这股控制流与主射流相互碰撞和混合。在它们的作用下,主射流开始向下端壁面转换(
θ=60°)。随着角度达到120°,射流从上端壁面完全切换到下端壁面。当角度达到180°时,主射流沿着下壁面流向出口,完成整个射流切换过程。这个过程周而复始,导致射流在两个出口之间产生了周期性振荡的脉动射流。
2.2.3 振荡频率-入口流量
下面来分析射流振荡频率和射流喷嘴处速度的具体变化关系,改变进出口压比
Ps/Po,对应不同的入口流量,得到振荡射流频率与入口流量关系如
图13所示。从
图13可以看出,当射流喷嘴速度从0.52 g/s增加到1.69 g/s,出口射流的振荡频率从310 Hz增加到883 Hz,并且这种增加趋势近似呈线性关系,可通过多项式拟合表示为频率=429
.9×流量+118
.7。
3 结论
通过实验和数值计算对设计的航空射流振荡器的频域特性进行研究,得出以下结论。
(1)在给定几何尺寸的射流振荡器中,射流喷嘴处压力振荡频率是反馈回路处的2倍。该关系可用于航空射流振荡器的设计,特别适用于需要特定振荡频率的应用,可根据射流喷嘴频率选择合适的几何尺寸。
(2)在一定范围内,随着进出口压比的增加,射流振荡器的射流振荡幅度也逐渐增强。这表明调节进出口压比可有效控制射流振荡器的振幅。这一结果对于需要精确控制振荡幅度的应用,如流动控制系统,具有重要意义。
(3)在一定范围内,随着入口流量的增加,射流振荡频率线性增加。这一线性关系为工程师提供了方便的频率控制手段,通过调整入口流量可以实现所需的振荡频率。
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