前緣吹氣控制舵面流動分離

鄧學(xué)鎣 吳 鵬 王延奎

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

前緣吹氣控制舵面流動分離

鄧學(xué)鎣 吳 鵬 王延奎

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

針對各種飛行器大舵偏下出現(xiàn)的流動分離問題，在北航D4風(fēng)洞對旨在消除舵面流動分離的舵面前緣吹氣技術(shù)進(jìn)行了研究，為了降低控制分離所用的吹氣量，吹氣點(diǎn)設(shè)置在舵面前緣氣流分離點(diǎn)處.應(yīng)用粒子圖像測速 (PIV，Particle Image Velocimetry)技術(shù)，分析了舵面繞流在吹氣量由小變大過程中所經(jīng)歷的3個(gè)不同演化階段;由測壓得到的舵面壓力分布則顯示，前緣吹氣造成的引射作用使前緣吸力峰隨吹氣量增大而增大，這是前緣吹氣能夠使舵面升力增大的主要機(jī)理.實(shí)驗(yàn)結(jié)果還表明，前緣吹氣可明顯提高舵面升力，同時(shí)也可以顯著降低舵面阻力.

吹氣;分離控制;增升;機(jī)理

從飛機(jī)誕生開始，各種舵面就一直是對飛機(jī)進(jìn)行操縱的主要部件.現(xiàn)代大型運(yùn)輸機(jī)，起飛重量增大的同時(shí)起飛速度并不能大幅增加，所以一般要增大舵偏角來提高升力，但此時(shí)就會發(fā)生嚴(yán)重的流動分離影響起飛安全.對于目前世界各國重點(diǎn)發(fā)展的飛翼布局飛行器，同樣存在大舵偏下的氣流分離及增升問題［1－2］.目前飛翼的設(shè)計(jì)中，主要還是依靠常規(guī)氣動舵面偏轉(zhuǎn)作為主要操縱方式，但由于操縱力臂較短，限制了舵面偏轉(zhuǎn)所能提供的控制力矩，所以必須增大舵偏以提高輸出的氣動力來彌補(bǔ)控制力矩的不足.然而在大舵偏的情況下，控制面上會產(chǎn)生嚴(yán)重的分離，飛翼的操穩(wěn)性能明顯下降，因此消除大舵偏下的氣流分離、增加舵面升力對改善現(xiàn)代飛行器的操穩(wěn)特性并提升其安全性能具有重要意義.

為了消除大舵偏下的流動分離，人們嘗試了許多的流動控制方法.在蘇聯(lián)的安-72和美國的C-17等飛機(jī)上已有應(yīng)用的吹氣襟翼技術(shù)［3－4］，即將偏轉(zhuǎn)的襟翼直接置于發(fā)動機(jī)高速噴流的下游，獲得很高的升力.噴氣襟翼［5］則是利用從發(fā)動機(jī)引出的壓縮空氣或燃?xì)饬鳎ㄟ^機(jī)翼后緣的縫隙沿整個(gè)翼展向后下方以高速噴出，形成一片噴氣幕，從而起到襟翼的增升作用.環(huán)量控制技術(shù)［6－7］，以復(fù)合超臨界環(huán)量控制翼型配合可伸展的Coanda翼面取代了傳統(tǒng)的后緣襟翼，利用大吹氣量產(chǎn)生超環(huán)量來獲得高升力，研究證明可以改善絕大多數(shù)大型機(jī)的起降性能.

縱觀以上3種控制技術(shù)，都是以獲取高升力為目的，共同的不足都是要以大吹氣量為代價(jià).而從流動控制的機(jī)理上看，只要解決引起舵面效率降低的最主要問題——大舵偏下的流動分離，即可大幅提高升力，那么有沒有可能在小吹氣量下改善舵面流動分離呢?

文獻(xiàn) ［8－9］開展了吹吸聯(lián)合控制翼型流動分離的數(shù)值模擬研究，計(jì)算結(jié)果表明，在翼型前緣氣流分離點(diǎn)處設(shè)置吹氣口，沿當(dāng)?shù)厍芯€方向進(jìn)行弦向吹氣可在小吹氣量下有效控制翼型上的流動分離，但該研究并未應(yīng)用于舵面的流動分離控制.針對要求大偏度而帶來的流動分離問題，本文提出了一種新型的主動流動控制方法——舵面前緣吹氣，在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，對該控制方法消除分離的機(jī)理以及改善氣動性能的效果進(jìn)行了研究.

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及模型

實(shí)驗(yàn)是在北航流體所D4回流式低速風(fēng)洞中完成的，該風(fēng)洞有開口和閉口兩個(gè)實(shí)驗(yàn)段，實(shí)驗(yàn)中使用的是開口段.開口段2.5m(長) ×1.5m(寬) ×1.5m(高)，湍流度為0.08%.

北航D4低速風(fēng)洞粒子圖像測速 (PIV，Particle Image Velocimetry)設(shè)備采用Dantec公司的PIV系統(tǒng)，相機(jī)為Hisense 4M高感光互相關(guān)跨幀CCD相機(jī).實(shí)驗(yàn)中視場范圍為300mm×300mm，鏡頭焦距為85mm/f1.4.

實(shí)驗(yàn)采用的測壓設(shè)備是PSI公司的Model 9816智能壓力掃描閥，傳感器精度為±0.05%.

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑镹ACA0025二維翼型模型，模型可分為主翼和舵面兩大部分，如圖1所示.

舵面的最大設(shè)計(jì)偏度為40°.氣流從吹氣口沿當(dāng)?shù)氐那芯€方向吹出.吹氣口為條縫形式，高度0.5mm，吹氣縫下沿距舵面高度為1mm.

本文中所討論的實(shí)驗(yàn)狀態(tài)均為主翼攻角為0°，舵偏20°，來流風(fēng)速 20m/s，Re=V∞b/v=0.8×106，其中b為舵面弦長.吹氣動量系數(shù)Cμ是重要的相似參數(shù)，它表征了吹氣的強(qiáng)度，舵面翼型的吹氣動量系數(shù)計(jì)算表達(dá)式為

式中，mj是射流質(zhì)量流量;Vj是射流出口速度;S為舵面參考面積.

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ推拭媸疽鈭D (單位:mm)

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 前緣吹氣消除分離的機(jī)理

隨著吹氣動量系數(shù)由小變大，舵面流場的變化經(jīng)歷了3個(gè)階段，即完全分離、減弱分離和消除分離后的附著流動.通過對這3個(gè)階段流場特點(diǎn)的分析，可總結(jié)前緣吹氣消除分離的機(jī)理，其中渦量云圖和流線圖均為PIV實(shí)驗(yàn)的結(jié)果.

1)完全分離階段.如圖2a所示，當(dāng)無吹氣控制時(shí)，從吹氣口到尾緣存在一個(gè)大分離渦，舵面上表面的流場處于完全分離的狀態(tài).氣流分離點(diǎn)出現(xiàn)在吹氣口下游附近，距舵面前緣約30%舵面弦長處.在尾緣處由于下表面的氣流卷到上表面，故還有一個(gè)與大渦旋轉(zhuǎn)方向相反的小渦.大分離渦的渦心渦量約為－700 s－1，尾緣小分離渦渦心渦量約為1200 s－1.

2)減弱分離階段.吹氣縫下沿距舵面高度僅為1mm，且吹氣射流的方向?yàn)橐硇彤?dāng)?shù)氐那芯€方向，所以射流可以直接對舵面表面的附面層產(chǎn)生作用.圖2b為吹氣動量系數(shù)為0.004 3時(shí)的舵面繞流渦量和流線圖.此時(shí)吹氣的強(qiáng)度較弱，但分離渦與不吹氣時(shí)相比已明顯減小，分離點(diǎn)向下游移動，位于距舵面前緣約60%舵面弦長處，整個(gè)分離渦向尾緣收縮，分離渦渦心渦量約為－600 s－1，尾緣處的小渦已經(jīng)徹底消失了.

圖2 不同吹氣量下舵面渦量和流線圖

增大吹氣量分離區(qū)域會向尾緣收縮.當(dāng)吹氣動量系數(shù)為0.012 8時(shí)，如圖2c所示，僅在舵面尾緣尖端存在很小的分離渦，分離點(diǎn)位于距舵面前緣約95%舵面弦長處，渦心渦量約為－200 s－1，舵面上表面大部分的區(qū)域都已經(jīng)是附著流動.

從開始吹氣到分離渦在舵面上消失可稱為消除分離階段.在該階段內(nèi)，隨著吹氣量由小變大，舵面上表面的氣流分離點(diǎn)逐漸向下游移動，分離的區(qū)域逐漸向尾緣收縮，分離渦逐漸減小，渦心強(qiáng)度也逐漸減小.

3)附著流動階段.當(dāng)吹氣動量系數(shù)大于0.013，流場進(jìn)入附著流動階段.在附著流動階段，增大吹氣動量系數(shù)，舵面繞流將保持附著流動的形態(tài)不再發(fā)生變化，如圖2d和圖2e所示.而且從圖中可以看到，隨著吹氣動量系數(shù)的增大，舵面吸力面附近的渦量也增大了，并且渦量增長的區(qū)域主要集中在距舵面表面3mm左右的區(qū)域內(nèi).

隨著吹氣量的增大，射流與主流間剪切層內(nèi)的摩擦加劇，使舵面下游的渦量也逐漸增大，如圖3所示.在Cμ=0.01時(shí)尾緣的渦量約為－200，在Cμ=0.06時(shí)，尾緣渦量約為 －5 000.尾緣渦量增大表明前緣吹氣將能量有效地傳遞至控制舵面的尾緣，同時(shí)，舵面流場克服后緣分離的能力也大大加強(qiáng)了.

圖3 附著流動時(shí)舵面尾緣處渦量隨吹氣量變化曲線

綜上所述，在舵面氣流處于完全分離的狀態(tài)下，舵面前緣吹氣直接向舵面附面層內(nèi)注入能量，隨著吹氣動量系數(shù)增大，分離渦向尾緣收縮，并最終徹底消失，舵面流場轉(zhuǎn)化為附著流動形態(tài).吹氣使舵面近壁區(qū)的渦量增大，尤其是使舵面尾緣附近的渦量增大.

2.2 前緣吹氣的增升機(jī)理

舵面前緣吹氣可以使舵面升力明顯提升，下面對其機(jī)理進(jìn)行分析.前緣吹氣作用下舵面流場不同階段對應(yīng)的壓力分布曲線如圖4所示.

圖4 不同吹氣量下舵面壓力分布

Cμ=0時(shí)，舵面繞流處于完全分離狀態(tài).舵面上表面前緣只有很小的吸力峰，上表面大部分區(qū)域的舵面壓力分布表現(xiàn)為平臺區(qū).

在Cμ=0.012 8時(shí)，是由減弱分離階段進(jìn)入附著流動階段的轉(zhuǎn)折點(diǎn)，前緣吸力峰升高，吹氣口下游大部分區(qū)域的吸力都已經(jīng)有了梯度變化，只在尾緣附近還保持有一塊平臺區(qū).舵面下表面后緣所受壓力也變?yōu)檎龎?在Cμ=0.021 7和Cμ=0.036時(shí)，已經(jīng)進(jìn)入附著流動階段，壓力分布的變化保持以下特點(diǎn):隨著吹氣動量系數(shù)的增大，前緣吸力峰不斷升高，同時(shí)后緣下表面正壓力不斷增大，但是后緣上表面的吸力則不斷減小，因此舵面后緣所受升力基本不變.

從上述分析可知，舵面前緣吹氣主要增大了吹氣位置上游的吸力，這是由于吹氣產(chǎn)生的引射作用加快了吹氣位置上游的氣流流速，使得該區(qū)域所受吸力增大.而舵面后緣在吹氣量增大的過程中，對升力的貢獻(xiàn)很小.因此，吹氣產(chǎn)生的引射作用使舵面前緣吸力峰增大，是舵面前緣吹氣能夠增升的機(jī)理所在.

2.3 前緣吹氣對舵面氣動性能的改善

前緣吹氣具有優(yōu)良的增升減阻改善氣動性能的作用，舵面升阻力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)變化的曲線如圖5所示.

圖5 升阻力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)變化曲線

定義舵面升力系數(shù)對吹氣動量系數(shù)的斜率為CLCμ=?CL/?Cμ;舵面阻力系數(shù)對吹氣動量系數(shù)的斜率為 CDCμ=? CD/? Cμ.

在減弱分離階段，升阻力均隨吹氣動量系數(shù)的增長做線性變化.CLμ≈7.8，升力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)的增大而增大，當(dāng)Cμ=0.012 8時(shí)，升力增大了23%;CDCμ≈－0.3，阻力系數(shù)隨吹氣動量系數(shù)的增大而緩慢減小，Cμ=0.012 8時(shí)，阻力只減小了2.5%.

進(jìn)入附著流動階段后，升力系數(shù)和阻力系數(shù)對吹氣動量系數(shù)的斜率均發(fā)生了較大的變化，在Cμ為0.0128～0.021 7區(qū)間時(shí)，CLCμ=18.8，CDCμ= －5.5.當(dāng) Cμ=0.0217時(shí)，與不吹氣時(shí)相比，升力增大了60%，阻力減小了30%.這種突變和分離渦的消失有關(guān).當(dāng)Cμ繼續(xù)增大時(shí)，升力系數(shù)仍增大但CLCμ逐漸減小.當(dāng)Cμ=0.08時(shí)，與不吹氣時(shí)相比，升力增大了100%.而阻力在Cμ達(dá)到0.036時(shí)，比不吹氣時(shí)的阻力降低了38%，此后CDCμ幾乎為0，阻力不再隨Cμ的增長而改變.

3 結(jié)論

對前緣吹氣消除分離及增升的機(jī)理以及改善舵面氣動特性的效果進(jìn)行了研究，得到以下結(jié)論:①在舵面氣流處于完全分離的狀態(tài)下，舵面前緣吹氣直接向舵面附面層內(nèi)注入能量，使分離渦向尾緣收縮，隨著吹氣動量系數(shù)的增大，分離渦最終徹底消失，舵面流場轉(zhuǎn)化為附著流動形態(tài).吹氣使舵面近壁區(qū)的渦量增大，尤其是使舵面尾緣附近的渦量增大，渦量的增大表明該區(qū)域氣流能量增大，抵抗后緣逆壓梯度防止發(fā)生分離的能力增強(qiáng)了.②前緣吹氣產(chǎn)生的引射作用使吹氣位置上游區(qū)域的舵面氣流流速加快，從而產(chǎn)生吸力峰，并使舵面升力增大，舵面后緣區(qū)域則對升力不產(chǎn)生貢獻(xiàn).③舵面前緣吹氣能夠有效增升減阻.在攻角0°、舵偏20°，來流 Re=0.8×106條件下，使用前緣吹氣在吹氣動量系數(shù)為0.08時(shí)，與不吹氣時(shí)的狀態(tài)相比，可以使舵面升力增大100%，使舵面阻力減小38%.

References)

［1］ Wood R M，Bauer X S.Flying wings/flying fuselages［R］.AIAA-2001-0311，2001

［2］ Roman D，Gilmore R，Wakayam S.Aerodynamics of high-subsonic blended-wing-body configurations［R］.AIAA-2003-554，2003

［3］ Rahman N U，Whidborne J F.Propulsion and flight controls integration for a blended-wing-body transport aircraft［J］.Journal of Aircraft，2010，47(3):895 －903

［4］ Hutcheson F V.PIV measurements on a blowing flap［R］.AIAA-2005-212，2005

［5］ Kehayas N.Propulsion system of jet-flapped subsonic civil transport aircraft design ［J］.Journal of Aircraft，2011，48(2):697 －702

［6］ Pfingsten K C.Experimental and numerical investigation of a circulation control airfoil［R］.AIAA-2009-533，2009

［7］ Marshall D D，Jameson K K.Overview of recent circulation control modeling activities at cal poly［R］.AIAA-2010-348，2010

［8］ Zha G C，Paxtony C.A novel airfoil circulation augment flow control method using co-flow jet［R］.AIAA 2004-2208，2004

［9］ Zha G C，Carroll B F，Paxton C D，et al.High performance airfoil using co-flow jet flow control［R］.AIAA 2005-1260，2005

(編 輯:李 晶)

Flow separation control on control surface by blow ing from leading edge of control surface

Deng Xueying Wu Peng Wang Yankui

(School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing100191，China)

The wind tunnel experimental research on the flow separation control of control surface by blowing from leading edge of controlwas performed in D4 wind tunnel at Beihang University，in order to reduce the blowing air consumption.Blowing position was set at the separation point.The evol vement courses of flow field with the increasing of blowing momentum coeffecient was revealed by using particle image velocimetry(PIV)technique.The suction peak of control surface is increased as a result of ejector action which is caused by blowing，it is the main mechnisim of lift enhancement of leading edge blowing.The experiment results also indicate that not only the lift of control surface is enhanced，but also the drag is reduced.

blowing;separation control;lift enhancement;mechanism

V 211.7

A

1001-5965(2012)07-0853-04

2011-06-10;網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2012-04-01 12:02

www.cnki.net/kcms/detail/11.2625.V.20120401.1202.010.html

航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目 (2011ZA51003)

鄧學(xué)鎣 (1941－)，男，江蘇蘇州人，教授，dengxueying@vip.sina.com.