環(huán)量控制技術研究

朱自強， 吳宗成 北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

特約

環(huán)量控制技術研究

朱自強*， 吳宗成 北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083

未來軍/民運輸機的高性能要求促使近年來環(huán)量控制技術正成為研究的新熱點。本文簡單介紹了環(huán)量控制研究的進展；深入討論了包括二維環(huán)量控制翼型標模和CCA/OTW (Circulation Control Airfoil/Over the Wing)實驗、半模型子系統(tǒng)實驗和三維翼身融合體全機實驗等可供CFD驗證用的NASA實驗研究。 在2個尺寸相近的風洞中對同一二維標模的實驗結(jié)果表明，源于切向吹氣的最大升力系數(shù)CLmax在中等縫道出口高度時可達8～9。 數(shù)據(jù)對比表明此實驗結(jié)果可供計算流體力學(CFD)驗證用。二維CCA/OTW實驗表明，發(fā)動機位置前移可大幅增大失速迎角和CLmax；CCA后緣吹氣噪聲的低頻部分強度與速度的8次方成正比，高頻部分與速度的6次方成正比。半模型子系統(tǒng)的FACT-MAC跨聲速實驗不僅可研究高雷諾數(shù)效應，且可提供2種飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)。初步結(jié)果表明，與無射流的低速數(shù)據(jù)相比，在α=25°時CL增大約33%， 跨聲速時在非設計狀態(tài)下射流可有效地使激波誘導的分離再附，在保持原有強度下激波位置可后推5%的弦長。三維全機CCW/OTW的實驗數(shù)據(jù)尚在整理分析中，但初步結(jié)果已表明，應用前緣吹氣可將失速迎角增大至25°，CLmax增大至6，正確安排OTW位置可增大升力線斜率等。

環(huán)量控制； 分離控制區(qū)； 超環(huán)量控制區(qū)； 動力增升； 實驗研究

美國的”新一代航空運輸系統(tǒng)(NextGen)”計劃，研究與部署了未來先進飛機的發(fā)展。NASA據(jù)此正在領導和開展針對亞聲速固定翼民機的發(fā)展新技術，以實現(xiàn)在噪聲、排污、油耗和起降跑道長度等性能上逐代均有大幅度改進的目標的基礎研究[1]。美國空軍在軍用運輸機發(fā)展上提出了“速度機敏(Speed Agility)”概念，既要在跨聲速巡航速度(Ma=0.8)時有高的巡航效率，又要求低速(速度小于90 kn(1 kn=1.852 km/h))時能在2 000 ft(1 ft=0.304 8 m)跑道上著陸。承擔上述任務的波音、洛克希德·馬丁兩家設計單位均在他們的概念設計中不約而同地采用了環(huán)量控制(Circulation Control，CC)和動力增升的概念及技術[2]，可見，這些技術對滿足上述高性能要求的重要性。本文主要討論環(huán)量控制技術的發(fā)展與研究。

1 環(huán)量控制翼型/機翼

普通翼型的后緣是尖銳的，上表面的流動不可能以有限的速度繞過尖后緣流向下翼面，因此在某個確定的迎角下，流動會在后緣附近分離，從而限制了翼型的最大升力。若將后緣改成圓弧型，在翼型內(nèi)部設一腔室及上翼面后緣前開一小縫，且由腔室通過內(nèi)管道從此縫道沿切線方向噴射一定的氣流(壁面射流)，該壁面射流沿凸曲面流動，在翼型表面附近具有邊界層性質(zhì)，在離表面較遠處變成自由射流。射流沿曲面表面的轉(zhuǎn)角與縫道高度、射流速度、后緣曲面(Coanda表面)的幾何形狀及曲率半徑等有關，在一定條件下可達180°，流線的這種偏轉(zhuǎn)相當于翼型具有了氣動型彎曲，增大了環(huán)量和升力，起到了機械式高升力系統(tǒng)的效果。射流能保持與曲面表面附體靠的是射流中的壓強和繞曲面形成的離心力平衡，即柯恩達效應(Coanda Effect)(圖1)。這種翼型為環(huán)量控制翼型(CCA)[3]。研究表明，環(huán)量控制翼型的最大升力系數(shù)高達9，而復雜機械式増升裝置的翼型最大升力系數(shù)僅為6[4]。

Yaros等[5]總結(jié)了環(huán)量控制機翼(CCW)的優(yōu)缺點。優(yōu)點為：可能使最大升力系數(shù)CLmax增大4倍；可減少零件數(shù)，降低成本；可改進飛機的機動和控制能力；可降低性能對雷諾數(shù)的敏感度；減小了尾跡渦的影響，提高了跑道使用率。缺點為：可能增大飛機巡航時的底阻；從發(fā)動機引出的氣流會降低推力(估計降低5%)；增大了結(jié)構的復雜性，可能引起重量增加，降低安全性；可能形成非軸對稱的事故；與平衡相聯(lián)系的升力損失常會引起大的俯仰力矩；可能會有突然的機翼失速特性。

圖1 后緣處的柯恩達效應示意圖

Fig.1 Trailing edge example of Coanda effect

因此在設計環(huán)量控制飛機時必須綜合考慮，盡量避免或抑制其缺點，折中起降性能和巡航效率以選擇合適的鈍后緣曲率半徑，并做成本/獲利分析。

CCA概念十分誘人，在過去六、七十年，研究者對此進行了持續(xù)的研究[6-8]。1986年NASA舉行了環(huán)量控制研討會[9]，討論了CCA/CCW基礎研究和技術應用研究的方向。

CCW概念應用于實際飛機的研究也開始較早。為估計高升力的效果，David Taylor Naval Ship Research & Development Center(DTNSRDC)于1968年啟動了A-6/CCW驗證飛機的計劃[10-11]。結(jié)果表明，A-6/CCW STOL飛機的最大升力系數(shù)比原來A-6(襟翼偏角30°)增大85%，著陸速度降低35%，著陸距離減小65%，起飛速度降低30%，起飛距離減小60%，商載增大75%等。隨后又進一步發(fā)展了聯(lián)合應用CCW和上表面吹氣(Upper Surface Blown， USB)的增升系統(tǒng)方案[10-11]。飛行試驗結(jié)果證實了氣流轉(zhuǎn)向可達165°，最大平衡升力可為常規(guī)最大升力的200%。

2 供CFD驗證的實驗研究計劃

2004年舉行的NASA/ONR環(huán)量控制專題研討會[12]認為，當時的CFD能力尚無法精確地計算CCA/CCW的性能，應盡快提高CFD的能力；為驗證CFD方法的實驗數(shù)據(jù)庫也不足，應補充實驗數(shù)據(jù)。Joslin和Jones于2006年組織編輯和出版了“環(huán)量控制技術應用”的論文集[13]，全面匯集了2006年之前的研究成果,包括:Englar總結(jié)了CC技術的發(fā)展歷史和應用的系統(tǒng)(主要應用在固定翼飛機和直升機等傳統(tǒng)航空領域);Gaeta等總結(jié)了CC技術在熱交換器方面的應用;Englar研究了CC技術在汽車、通用飛機和競技飛行器方面的應用；Day總結(jié)了該技術在非航空領域的應用；Frith和Wood探討了這項技術在飛行控制上的應用；Manro等研究了在降噪等方面的應用；此外，還有其他有關的實驗和計算研究的綜述。這些應用成果充分顯示了環(huán)量控制技術的作用，但CFD能力不足的問題仍未很好解決(圖2[12])。采用某些湍流模型，如Menter SSTk-ω和帶有旋轉(zhuǎn)和曲率修正的Spalart-Allmaras(SA)[14]，也只是在某些條件下可得到合理的計算值，而用其他模型計算的結(jié)果隨參數(shù)變化很敏感；此外，CFD計算的結(jié)果存在著隨吹氣的增大而變得不合理的趨向。有人認為上述現(xiàn)象主要與湍流模型和計算網(wǎng)格有關[15-17]，當然二維實驗中隨吹氣的增大也會增大三維效應。同時，盡管已做過不少實驗并取得了一定數(shù)量的實驗數(shù)據(jù)，但大多數(shù)還集中于討論后緣形狀、縫道高度和吹氣速度。Jones等指出，實驗中必須十分仔細地研究對環(huán)量控制性能影響最大的參數(shù)噴流動量系數(shù)Cμ[18]。圖3[19]給出了升力系數(shù)CL隨Cμ變化的實驗曲線，可見存在著2個分別被稱為分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)的區(qū)域，兩者有不同的控制效率，取決于后緣表面的幾何形狀和射流的特性，以及它們的相互作用，但如果需要明確如何從一個區(qū)過渡到另一個區(qū)，則需對多種不同后緣幾何形狀做實驗以進行系統(tǒng)的研究，如圖4[19]所示，其中,δjet為射流偏角，θjet為氣流分離角，δflap為襟翼偏角，m為質(zhì)量流量，Ujet為射流噴射速度，pduct為槽內(nèi)壓，φsep為分離角。NASA制定了一系列驗證計算流體力學(CFD)方法的實驗計劃[19]。同時NASA計劃開展可用于CC的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程和大渦模擬(LES)等，提升CFD能力的研究工作，以深入了解流動物理和兩者(計算和實驗)不一致的原因，發(fā)展以CFD為基礎的環(huán)量控制方法，改變設計過程中傳統(tǒng)的經(jīng)驗方法。

圖2 用RANS計算的CL-Cμ曲線與實驗結(jié)果的比較[12]

Fig.2 Comparison of CL- Cμcurves under experimental and RANS computation methord[12]

圖3 壁面吹氣(WB)對環(huán)量控制的影響[19]

Fig.3 Wall blowing(WB) influence on circulation control[19]

圖4 兩個Coanda效應的表面例子[19]

Fig.4 Examples of two Coanda surfaces[19]

Jones等綜述了NASA為CFD驗證的實驗計劃[19]，圖5[20]為4個不同幾何復雜程度的代表性實驗模型，分別代表基礎性單元的實驗，二維算例的標準模型實驗，三維半翼展機翼的子系統(tǒng)和三維混合翼身融合體系統(tǒng)級實驗。討論了對這4個層次驗證實驗的測量要求及實驗中必須具備的實驗子系統(tǒng)和儀器等。他還指出，對CFD驗證最有用的測量內(nèi)容為：展向表面壓強分布、邊界層/射流的速度型和湍流剪切應力型，以及粒子成像測速(PIV)。Milholen等進一步概述了要在NTF(National Transonic Facility)中進行的高雷諾數(shù)環(huán)量控制的實驗研究計劃[20]，NTF實驗條件限于-50°F(-46 ℃)和5個大氣壓，使在Ma=0.2時達到Re=1.5×107和Ma=0.8時達到Re=3.0×107，并專門設計和增加了供低速流和高速流工作的2個溫度可供的供氣系統(tǒng)及NTF-117S的半模天平。

圖5 4個不同復雜程度的CFD驗證示意圖[20]

Fig.5 Four different complexity levels of CFD validation[20]

CFD計算的邊界條件是射流出口處以速度型為代表的射流特性，而在實驗中測出出口處的速度型卻是十分困難的，因為在小尺度風洞中一般射流縫道高度h為0.010″～0.060″，典型的高度是0.020″。而最小的皮托管的外徑為0.010″，類似的熱線儀也可能是縫道高度的5%～10%，這些因素都將導致測量的不確定度。在實驗中有關噴流的惟一可用參數(shù)是噴流動量系數(shù)Cμ，文獻[19]建議采用

(1)

采用式(1)，即可直接測量平均質(zhì)量流m，而避免測量縫道的幾何和射流密度。由于實驗中很多參數(shù)的測量都存在不確定度，而它們又是累積的，建議同時采用多種測量技術。

3 二維標準模型實驗

圖6[21]給出了二維標模(CC020-010EJ)，它具有橢圓形前緣和大半徑的鈍后緣，可以準確測定其射流特性。實驗分別在NASA BART (Basic Aerodynamic Research Tunnel)風洞和GTRI (Grorgia Tech Research Institut)的MTF (Model Test Facility)風洞中進行，兩者尺度及速度近似，但卻采用不同的測量技術。前者側(cè)重于研究細致的流動物理和外流特性，選取不同吹氣條件研究前緣駐點和射流分離位置，確定射流軌跡等分離流動和超環(huán)量流動的控制；后者側(cè)重于研究環(huán)量控制模型的縫道高度、迎角和噴流動量系數(shù)等對模型高升力吹氣性能的影響。

圖6 NASA/GTRI的二維CC-E0020EJ翼型[21]

Fig.6 NASA/GTRI 2D CC-E0020EJ airfoil[21]

3.1 標模的測量結(jié)果

Englar等的實驗情況總結(jié)：迎角α=0°時的大量實驗數(shù)據(jù)表明，對于中等縫道出口高度，CLmax可以高達8～9，且證實了高升力的產(chǎn)生能力源于切向吹氣而非迎角。吹氣縫道出口高度是今后進一步研究的重要參數(shù)，實驗表明，對于固定的Cμ值，產(chǎn)生最大升力的高度為中等高度范圍，而以往的實驗經(jīng)驗[7,12]是高度越小，升力越大。此外，從α=0°時的(L/D)eq=CL/(CD+Cμ)隨Cμ變化的數(shù)據(jù)可知，在CL=1.5～2.5，h=0.018″時的(L/D)eq值最大。

圖7 MTF和BART風洞中升力系數(shù)的比較(α=0°)[21]

Fig.7 Comparison of the lift coefficient obtained from MTF and BART (α=0°)[21]

圖8 壁面吹氣對阻力的影響(α=0°)[21]

Fig.8 Wall blowing effects on drag (α=0°)[21]

圖7和圖8[21]分別給出了2個風洞中實驗迎角α=0°時的CL和CD隨Cμ的變化。CL采用天平測力和積分壓強分布2種方法測得，圖7中除GTRI的天平測力值外的4條曲線彼此很吻合。圖8中，CD采用天平測力測得，2條曲線變化趨勢一致。因此上述風洞實驗所獲得的數(shù)據(jù)可供CFD驗證用。圖8的阻力曲線表明，低吹氣(Cμ=0.03～0.06)時阻力小，且調(diào)整Cμ可控制阻力的增減。因此在進場時加大Cμ可在獲得較大升力的同時獲得較大阻力，而在起飛、爬升和巡航時減小Cμ以獲得較小的阻力。

圖7還給出了兩組實驗對同一模型的CFD計算數(shù)據(jù)，計算的CL值均大于實驗數(shù)據(jù)，除因在射流計算中使用的湍流模型及其他原因外[19，22]，還需考慮風洞實驗中風洞壁的影響。

圖9[21]是二維CFD計算的有/無地板和天花板的流場，圖中，AR=3.26，Cμ=0.115，射流噴管壓強比(NPR)為1.2，CL=4.87(無地板)，CL=4.43(有地板)，h/c=0.002 3，風洞高/翼弦長=4.88，CC-E0020EJ翼型。圖10[21]是3D CFD計算的模型與側(cè)壁交接處的流動，圖中，AR=3.26，Cμ=0.23，NPR=1.4，CL=5.09，h/c=0.002 3，CC-E0020EJ翼型。

圖9 二維CFD計算的有/無地板和天花板的流場[21]

Fig.9 2D CFD prediction of the flow fields of the with/without floor and ceiling walls[21]

圖10 三維CFD計算的模型與側(cè)壁交接處的流動[21]

Fig.10 3D CFD prediction of the flow fields in the region of modle/wall juncture[21]

從圖9和圖10中看出，CFD計算的風洞地板渦流對流場的影響使自由流動的升力減小10%[23]。Novak等的實驗[24]表明，側(cè)壁產(chǎn)生的旋渦誘導沿機翼翼展的下洗需要較大的迎角修正(如當Cμ=0.226時，Δα=-8.94°)。若采用側(cè)壁吹氣或其他側(cè)壁邊界層控制，則可減少該修正。當前尚缺乏足夠?qū)嶒灁?shù)據(jù)和經(jīng)驗來作此類實驗數(shù)據(jù)的修正，可考慮采用CFD來估算此類修正。因此實驗者使用了Overflow流場解，計算網(wǎng)格數(shù)約為500 000，其中近壁為300 000，重疊的結(jié)構網(wǎng)格和遠離物體為200 000的笛卡爾網(wǎng)格。數(shù)值計算中射流邊界層條件是給定進入流的總壓和總溫。圖11[21]給出了NPR=1.208時翼型表面壓強分布的計算值和實驗值的比較，可見，在縫道下游處計算的吸力峰值比實驗值大得多。為此，可以在CFD計算中先調(diào)整NPR邊界條件(如NPR降至1.158)，使縫道下游處計算的壓強分布與實驗值一致(如圖11(a)所示)。然后再調(diào)整迎角至α=-2°，使計算的前緣的吸力峰值也與實驗值一致。獲得了Cμ=0.115時的迎角修正值。由此可見NPR作為控制參數(shù)的重要性。文獻[25]在原二維翼型上增加了前緣吹氣，可明顯增大前緣失速迎角，如CμLE=0.15時可使失速迎角增大9°～12°。

圖11 表面壓強的CFD和實驗值比較(Cμ=0.10)[21]

Fig.11 Comparision surface pressures for CFD and experiment value (Cμ=0.10)[21]

3.2 CCA/OTW的二維實驗

在上述低速實驗的基礎上GTRI還進行著高效巡航亞、跨聲速固定翼飛機跨聲速翼型的風洞實驗研究，利用吹氣降低巡航阻力，提高巡航升阻比L/Dbalance。圖12為該翼型的外形示意圖，它帶有一個短弦長、上表面雙曲率、下底較平的簡單襟翼；在襟翼偏角0°時后緣是尖銳的；起飛時δflap=20°～30°；著陸時δflap=90°，可使氣流偏轉(zhuǎn)130°～135°而產(chǎn)生很大的升力和阻力。該翼型將在位于GTRI內(nèi)的洛馬公司可壓縮流風洞(CFWT)中測定在不同Ma、不同吹氣系數(shù)時對阻力、升力、力矩的控制等能力[25]。

圖12 雙曲率半徑襟翼CCW高升力翼型[25]

Fig.12 Dual-radius flap CCW high-lift airfoil[25]

GTRI另一項任務為：對CCW/OTW模型在GTRI的MTF風洞和聲學飛行模擬器中分別作氣動和聲學實驗[25-27]，以及吹氣縫道高度、發(fā)動機與機翼的相對位置、發(fā)動機推力偏轉(zhuǎn)帽沿角、機翼前緣位置、迎角、雷諾數(shù)等參數(shù)對性能的影響，為三維大模型的實驗[28]提供參考。圖13[25]是CCW/OTW模型在MTF風洞中的照片，圖14[27]是聲學飛行模擬器中的模型照片，圖15[25]是偏轉(zhuǎn)發(fā)動機噴流方向在噴口安裝的偏轉(zhuǎn)帽沿的照片。CCW的翼型類似于圖12，但前緣有可移動60°的Krueger襟翼。GTRI進行不同參數(shù)組合的共37種外形的實驗所得結(jié)果簡述如下：

圖13 在MTF風洞中的CCW/OTW模型[25]

Fig.13 CCW/OTW configuration installed in MTF tunnel[25]

圖14 在飛行模擬器中的實驗模型[27]

Fig.14 Test article installed in anechoic flight simulation facility[27]

圖15 可偏轉(zhuǎn)噴流方向的帽沿(帽沿偏角15°)[25]

Fig.15 Thrust-deflecting 15° hood on nacelle[25]

起飛狀態(tài)的氣動[25-26]結(jié)果：圖16[25]給出了模型A(δflap=0°，δLE=0°，發(fā)動機噴口位置x/c=0.75,z/D=0.23,D為噴口直徑)在不同CT和Cμ下的升力曲線?？梢奀T的增加雖提高了升力線斜率，但Cμ增大(沒有前緣控制)大大降低了失速迎角，表明這樣的發(fā)動機位置對STOL并不十分有效。將發(fā)動機位置前移，使其噴口位于x/c=0.03,z/D=0.37得到模型B，圖17[25]為模型B同樣在無前緣控制裝置時升力系數(shù)隨CT和Cμ的變化，與圖16對比，可見模型B在同樣的Cμ(0或0.5)下大大增大了失速迎角和CLmax，這顯然是由于機翼前緣附近發(fā)動機噴流的摻混阻止了前緣的分離所致。

圖16 模型A的CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.16 Configuration A CLwith respect to CTand Cμ[25]

進場狀態(tài)的氣動[25-26]結(jié)果如圖18[25]所示，圖中：α=0°，δflap=90°，x/c=0.25,z/D=0.7,h=0.01″，δLE=60°，并使用前緣Krueger襟翼。由于更多的發(fā)動機推力摻混，得到了更大的升力和阻力，如α=0°時CL可達7～8；Krueger襟翼在δLE=60°時能防止高升力時前緣分離；發(fā)動機噴口帽沿可使更多噴流偏轉(zhuǎn)而指向后緣；發(fā)動機噴口位于更靠近機翼前緣處，可使噴流覆蓋機翼上表面更大部分。

圖17 模型B的CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.17 Configuration B CLwith respect to CTand Cμ[25]

圖18 FF構形CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.18 Configuration FF CLwith respect to CTand Cμ[25]

噪聲結(jié)果[27,29]：環(huán)量控制翼型后緣噪聲的低頻部分聲壓級與速度的8次方成正比，高頻部分聲壓級與速度的6次方成正比；機翼屏蔽噴流噪聲的能力取決于機翼弦長，因為該噪聲的峰值位于噴口下游5～7倍噴口直徑處。圖19[27]表示噴口位置對遠場噪聲聲壓水平(SPL)隨頻率變化，其中，α=0°，風速vT=0 ft/s，后緣縫道噴流速度vTE=0 ft/s，發(fā)動機噴流速度MaEng=0.9。圖20[27]表示輻射的遠場噪聲總體聲壓水平(OASPL)隨極角變化的影響，其中：vT=100 ft/s，vTE=500 ft/s?？梢钥闯?，噴口距后緣的距離x/D對噪聲的影響很大，而噴口離機翼表面的距離z/D的影響并不明顯?？傮w來說，離開機翼上表面至少0.5D，盡可能向前布置發(fā)動機可獲得更小的遠場噪聲；噴流“擦洗”機翼表面會產(chǎn)生噪聲，氣動實驗表明，噴口離機翼前緣更近，離上表面更近可得到更好的升力性能；而噪聲實驗表明，噴口至少應離上表面0.5D才可使遠場噪聲更小(使“擦洗”噪聲更小)，因此需充分利用氣動/噪聲的實驗數(shù)據(jù)進行折衷，才能得到所要求的氣動性能和噪聲性能。

圖19 噴口位置對遠場噪聲的影響[27]

Fig.19 Effect of exhaust nozzle location on far field noise[27]

圖20 輻射遠場噪聲沿極角的變化[27]

Fig.20 Polar distribution of radiated far field noise[27]

4 子系統(tǒng)的實驗

供子系統(tǒng)層次CFD驗證的實驗之一是NASA，AFRL和NGC(Northrop Grumman Systems Corporation)于2007年4～7月在LaRC 14 ft×22 ft亞聲速風洞中所做的HWBSTOL全模型(如圖21[30]所示)低速(q=30 psf(1 psf=47.85 Pa)，Ma=0.143)高升力和吹氣襟翼的風洞實驗[30-31]。此處HWB外形是將翼身融合體外形進一步結(jié)合高升力和CC控制技術一起而形成的外形，希望實現(xiàn)STOL的目的。中心體產(chǎn)生飛行器總升力的1/3，其余2/3升力由包含內(nèi)部吹氣的機翼產(chǎn)生。NGC收集了實驗數(shù)據(jù)并用作CFD的驗證。

NASA的FAST-MAC (Fundamental Aerodynamics Subsonic/Transonic-Modular Active Control)翼身組合體半?？缏曀亠L洞(NTF)的低速高升力狀態(tài)和跨聲速巡航狀態(tài)實驗是子系統(tǒng)驗證實驗的主要項目，也是在NTF中研究流動控制的先例，為隨后其他類型的主動流動控制研究打下了基礎。其突出作用是彌補現(xiàn)有環(huán)量控制數(shù)據(jù)集中接近飛行雷諾數(shù)實驗數(shù)據(jù)的空白，此外還要分別完成上述兩種飛行狀態(tài)下的環(huán)量控制技術實驗，獲得的數(shù)據(jù)集不僅可研究雷諾數(shù)效應，還可成為將環(huán)量控制技術應用于綜合兩種飛行狀態(tài)的設計依據(jù)。為此LaRC在NTF中專門建立了高、低壓雙路空氣供氣系統(tǒng)，低壓通道供模擬流動控制使用，高壓通道供模擬發(fā)動機噴氣使用，兩路供氣系統(tǒng)分別連接于風洞側(cè)壁上的支持系統(tǒng)(Sidewall Mounted Support System-SMSS)，圖22為SMSS系統(tǒng)的示意圖[20]。圖23出了實驗半模型的平面形狀，機身具有最大寬度4.0″的橢園橫截面[20]。機翼為超臨界機翼，在原始翼型NASATMA-0712基礎上，在某些幾何和流場約束條件下用CDISC設計方法[32]設計所得。機翼展弦比為5.0，梢根比為0.4，前緣后掠角為30°，無上反，切向吹氣的縫道位于85%弦長處，后15%弦長為簡單鉸鏈式襟翼。機翼內(nèi)段保持12%的相對厚度，外翼的相對厚度由12%過渡到10%，沿展向有5°的線性扭轉(zhuǎn)。設計條件：Ma=0.85，CL=0.5，基于平均氣動弦的雷諾數(shù)為30×106。低速高升力模態(tài)外形的前緣仍使用10%弦長的前緣縫翼，后緣襟翼可下偏60°和30°，圖24[20]表示FAST-MAC的低速高升力構形(襟翼下偏角60°)。為進行FAST-MAC跨聲速實驗，NTF又研制了新的NTF-117S天平。

圖21 HWB STOL模型(δflap=60°)[30]

Fig.21 HWB STOL model (δflap=60°)[30]

圖22 NTF側(cè)壁支持系統(tǒng)[20]

Fig.22 NTF sidewall mounted support system[20]

圖23 FAST-MAC半翼展模型平面形狀[20]

Fig.23 Planform view of the FAST-MAC semi-span model[20]

圖24 FSAT-MAC模型低速構型(δflap=60°)[20]

Fig.24 FAST-MAC model configured for high-lift testing (δflap=60°)[20]

4.1 第1輪實驗結(jié)果

低速(Ma=0.2/0.1)高升力實驗時后緣襟翼下偏60°，縫道高度h/c=0.003 1 (出口收縮比為6∶1)，雷諾數(shù)為5×106～15×106。圖25[33]給出α=0°，Re=5×106時CL隨Cμ和NPR的變化曲線，由圖可知，Cμ=0.075為分離控制和超環(huán)量控制的分界值。Cμ<0.075時，與無射流相比，未修正的CL可增大192%。Cμ>0.075時，Ma=0.1模型仍能以較小速率增大CL，維持超環(huán)量控制模態(tài)，而Ma=0.2時無法始終維持環(huán)量控制。圖26[33]給出了在Ma=0.2、Re=15×106時兩種吹氣NPR值的未修正升力系數(shù)隨迎角變化，由圖25已知，NPR=1.20是分離控制區(qū)的末端，而NPR=1.50已處于超環(huán)量控制區(qū)，但圖26表明，相比于無射流狀態(tài)，2種NPR值的射流均可使升力線曲線的直線保持等量的升力增量，同時可以在α=25°時增大最大升力系數(shù)約33%。

圖25 吹氣對FAST-MAC高升力性能的影響(δflap=60°，α= 0°,Re=5×106)[33]

Fig.25 Effect of blowing on FAST-MAC high lift performance (δflap=60°， α =0°, Re=5×106)[33]

圖26 NPR對60°襟翼的未修正升力系數(shù)的影響(Ma=0.20,Re=15×106)[33]

Fig.26 Effect of NPR on the uncorrected lift coefficient for the 60° flap (Ma=0.20, Re=15×106)[33]

跨聲速實驗時保持襟翼偏角為0°，h/c=0.001 9(出口處收縮比為12∶1)，實驗馬赫數(shù)為 0.70～0.88, 雷諾數(shù)為10×106～30×106。在設計點Ma=0.85實驗時，附加小吹氣量會使機翼升力減小且激波前移。增大吹氣量至NPR=1.41 時激波回復至原位，并使縫道下游升力增大，NPR達2.25時，射流在不改變激波強度下改變激波結(jié)構。表明射流在附著流條件下會增大巡航時襟翼上的載荷而改變機翼的空氣動力。若將環(huán)量控制應用于非設計條件如Ma=0.85，α=3.92°，Re=30×106時，具有NPR=1.53的射流使得無射流時外翼邊界層的分離再附和激波后移5%弦長。NPR=2.48則可使外翼的3個截面上的激波再后推5%弦長，激波后移的同時仍保持原有的強度，意味著沒有增大波阻。若將環(huán)量控制應用于Ma=0.86和Ma=0.87時會得到類似的結(jié)果。只在外翼截面吹氣的實驗得到了類似的效果，且可改變滾轉(zhuǎn)力矩，故只在外翼截面上進行環(huán)量控制，一方面可節(jié)省吹氣流的量，另一方面還可用于滾轉(zhuǎn)的控制[33]。

4.2 第2輪實驗結(jié)果

改進流動系統(tǒng)[34]和加熱系統(tǒng)BCRS(Balance Cavity Recirculation System)后對FAST-MAC模型的第2輪風洞實驗[35]中還增加了跨聲速部分改變展向位置的吹氣分布，低速部分不同縫道高度及后緣襟翼偏角為30°等內(nèi)容。實驗中用PIP(Pressure Interface Piece)代替同心波紋管大大改進了天平數(shù)據(jù)的重復性精度，實驗結(jié)果表明，軸向力和法向力分量的改進分別達19.7%和46%。BCRS的改進雖將阻力測量的重復性提高到±10 counts，但仍低于±5 counts的要求，表明今后仍需進一步改進。

低速實驗結(jié)果表明，縫道高度與弦長的比值h/c從0.003 2減小至0.002 1，環(huán)量控制可以在迎角為0°時將升力提高約28.75%。圖27[35]給出了CL隨NPR和Cμ的變化，兩種縫道高度均約在Cμ=0.10時取得最大升力，雖然最大升力相同，但小縫道高度的吹氣量降低了31%，并在Cμ≈0.03時即開始了超環(huán)量控制。圖28[35]給出δflap=60°和30°時，CL隨NPR和Cμ變化的比較，可見δflap=30°時很小的Cμ(0.01)就開始了超環(huán)量控制，且與Cμ呈線性關系。

圖27 縫道高度對高升力性能的影響(δflap=60°, Ma=0.20, α= 0°, Re=10×106)[35]

Fig.27 Effect of blowing slot height on high-lift performance (δflap=60°， Ma=0.20, α=0°, Re=10×106)[35]

圖28 NPR對30°和60°襟翼的性能影響(h/c=

0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

Fig.28 Effect of NPR on the performance of the 30° and 60° flaps (h/c=0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

跨聲速實驗結(jié)果表明，在附著流設計點Ma=0.85時射流對機翼流動的影響與第一輪的實驗相同。而在非設計點Ma=0.88時，射流有效地使激波誘導的分離流再附，激波保持原有強度且后推5%弦長。實驗中實驗者用CFD方法取得的隨展向位置變化的吹氣分布(NPR值從內(nèi)翼的1.15至外翼的1.76，平均NPR值為1.46)實驗結(jié)果表明，它有效地使分離流再附，且減小吹氣量近40%。

由于實驗技術的高難度和高復雜程度，F(xiàn)AST-MAC實驗雖已完成了2輪次，NTF實驗室仍在不斷改進實驗裝置和測量技術的精度，如SMSS -環(huán)量控制流動系統(tǒng)[34]、半模測力系統(tǒng)[36-37]、推力扣除方法的研究[38]等還將開展第3輪實驗。

5 三維混合翼身融合體的系統(tǒng)級實驗

CFD驗證實驗計劃的最后一個項目是應用CCW/OTW技術的CESTOL全機模型實驗。NASA在固定翼項目計劃中通過NRA (NASA Research Announcement)的研究將CCW/OTW相結(jié)合的概念應用于可作為100座支線飛機的混合翼身融合體(HWB)低噪聲CESTOL (Cruise

Efficient Short Take-off and Landing)[39-40]的設計中去。這種CESTOL有如下特性：起飛和著陸距離均小于2 000 ft (1 ft=0.304 8 m)；巡航馬赫數(shù)Ma≥0.8；航程為1 400～2 000 mile (1 mile=1.61 km)；更小的噪聲足跡和一定的低速機動性。

5.1 氣動實驗和初步結(jié)果

Cal Poly的Marshall等承擔了設計并制造1個 CCW/OTW大尺寸全機的風洞實驗模型以進行風洞實驗，建立可供CFD驗證的實驗數(shù)據(jù)集[28]。項目歷時5年，第1年任務是利用CFD方法從候選外形(BWB和HWB)中確定一個供項目研究[41]，通過對巡航狀態(tài)(Ma=0.8)和起飛狀態(tài)(Ma=0.2,α=0°，δflap=30°)的計算，Marshall團隊確認HWB優(yōu)于BWB[42]。隨后的3年，他們設計、制造和校準了供風洞實驗用的1∶11 的CESTOL飛機模型(AMELIA)，最后1年進行風洞實驗。

模型展長10 ft；機翼展弦比為6.33，梢根比為0.174，無上反，機翼上裝有可折裝的偏轉(zhuǎn)角為0°、30°、60°和80°的CC雙曲率襟翼，機翼內(nèi)有前后緣的吹氣腔室，模型還包括1個高壓空氣系統(tǒng)，1個低壓空氣系統(tǒng)，可裝折的尾翼和渦輪噴氣發(fā)動機模擬器(TPS-TDI-441模擬器)等(如圖29所示[28])。這是第1個具有前后緣環(huán)量控制機翼和機翼上裝有TPS的整機風洞實驗模型。AMELIA 將在美國國家全尺寸(90 ft×80 ft)實驗平臺(NFAC)中同時進行氣動和聲學實驗，圖30[49]為模型裝于風洞中的照片，照片中還顯示了測量遠場噪聲的揚聲器和模型的相對位置，共有6個流向和1個側(cè)向固定揚聲器及1組大型(70個)陣列揚聲器。

圖29 AMELIA內(nèi)部和外部的結(jié)構圖[28]

Fig.29 View of AMELIA internal and external components[28]

圖30 位于NFAC實驗段中的AMELIA[49]

Fig.30 AMELIA mounted in the test section at the NFAC[49]

圖31(a)給出高壓空氣系統(tǒng)從模型進口至TPS的示意圖，圖31(b)給出了用于環(huán)量控制的低壓空氣系統(tǒng)通往左機翼的完整系統(tǒng)示意圖(左圖)和通往每一流動控制平臺的結(jié)構示意圖(右圖)[46]。圖32給出CCW剖面的結(jié)構示意圖[49]，前后緣噴口的收縮比為15∶1，前緣縫道高度(h/c)L和后緣縫道高度(h/c)T分別為0.001 43和0.002 38,由圖可見，采用了一些金屬填充物，金屬篩網(wǎng)層和固定裝置來固定平臺位置不受高壓氣體的影響[43]。左機翼上布置230個靜壓測量點(圖33[49])。8個非定常傳感器布置在TPS短艙附近，用以研究機艙內(nèi)噪聲和發(fā)動機下游與機翼的相互作用。右機翼上僅布5個測壓點，以判定流動左右對稱性，整個右機翼上采用干涉圖象表面摩擦(Finge-Imagine Skin Friction-FISF)技術直接測量摩擦力。

風洞實驗中，共有低短艙掛架(Z/D=0.84，D為短艙直徑)(全機)；高短艙掛架(Z/D=1.25)(全機)；干凈機翼(無TPS)-前緣和后緣吹氣；干凈機翼-僅后緣吹氣等4種外形。實驗風速分別為40 kn，60 kn和100 kn；馬赫數(shù)分別為0.061，0.091 和0.151；基于平均氣動弦長的雷諾數(shù)分別為0.82×106、1.23×106和1.99×106；迎角范圍為-5°～25°。文獻[44-50]詳細地討論和闡述項目的實驗內(nèi)容，目前公布的實驗數(shù)據(jù)皆為未修正的，下面給出部分結(jié)果。

圖31 壓縮空氣系統(tǒng)示意圖[46]

Fig.31 Schematic of the compressible air system[46]

圖32 翼剖面和內(nèi)部結(jié)構示意圖[49]

Fig.32 Wing section and internal components[49]

圖33 靜壓口和非定常壓力傳感器[49]

Fig.33 Static pressure ports and the unsteady pressure transducers[49]

圖34[46]給出僅后緣吹氣的干凈機翼CL與α變化曲線。雖然吹氣大大提高了升力，但失速迎角會隨Cμ增大而減小，在Cμ=0.38時失速迎角為0°。表明必須有前緣吹氣，也印證了二維實驗的結(jié)果。與此相對應的圖35[49]中，在α=10°時曲線存在一個陡降的現(xiàn)象，因為這時分離發(fā)生在前緣，增大后緣吹氣來增大升力的效果不明顯。對于α=0°，Cμ值小時CL增加較快，這對應著分離控制區(qū)，增大Cμ進入超環(huán)量控制區(qū)后，升力增加較慢。圖36[49]給出干凈機翼外形在最大吹氣強度時不同襟翼偏角下CL隨α的變化曲線。可見襟翼偏角80°時對升力的增加并無效果，最大升力甚至低于在襟翼偏角60°時的，在整個迎角范圍也顯得很低效。低短艙掛架外形的類似曲線也顯示出襟翼偏角80°效率低下的結(jié)果[49]。圖37[49]給出了低掛架外形在有無吹氣條件下發(fā)動機噴氣對CL隨α變化的影響，可見發(fā)動機噴氣能在大迎角時提高高升力性能，在實驗風速 40 kn 和襟翼偏角60°下可提高最大升力系數(shù)值大于1(與Cμ=0.93和Cμ=0時相比，分別提高30%和150%左右)。其他曲線表明，增大來流速度和增大襟翼偏角可以再使升力略微增大，但無法阻止失速[49]。圖38[49]給出了4種不同外形CL隨α變化的比較，可見增加前緣吹氣可使失速迎角增大至25°，最大升力系數(shù)可從3增大至6，增加發(fā)動機噴氣可增大升力線斜率。更詳盡的實驗數(shù)據(jù)可見待發(fā)表的NASA TM[51]。

圖34 僅后緣吹氣的干凈機翼典型升力曲線

(v=40 kn, δflap=60°)[46]

Fig.34 Typical lift curve for TE-only blowing configuration (v=40 kn, δflap=60°)[46]

圖35 僅后緣吹氣對升力性能的影響(v=40 kn,

δflap=60°)[49]

Fig.35 Effect of TE-only blowing on lift performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

圖36 增大襟翼偏轉(zhuǎn)角對干凈機翼性能的影響[49]

(v=40 kn, Cμ=0.90)

Fig.36 Effect of increasing flap deflection on clean wing performance (v=40 kn, Cμ=0.90)[49]

圖37 低掛架外形發(fā)動機噴氣對升力的影響

(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.37 Effect of engine jet on lift for the low pylon configuration (v=40 kn, δflap=60°)[49]

圖38 模型結(jié)構性能的比較(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.38 Comparison of model configuration performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

5.2 聲學實驗的初步結(jié)果

聲學實驗數(shù)據(jù)的修正和整理正在進行中，初步判斷數(shù)據(jù)的質(zhì)量很好[52]。從實驗風速40 kn、迎角0°和側(cè)滑角0°的實驗結(jié)果看出[53]，CCW吹氣速度的增大可使機體噪聲增大12 dB和26 dB，TPS可使總聲壓水平增加5 dB至10 dB，其中機翼對不同掛架高度遮擋效果的不同可以有2～3 dB 的噪聲差異。

6 結(jié)束語

環(huán)量控制的概念來源已久，積累的成果也不少，然而真正應用到飛機上的卻很少，近年來隨著對軍/民運輸機性能要求的進一步提高，國際工業(yè)界、學術界對環(huán)量技術應用的重視和研究熱情也日益提高。為避免在飛機設計中應用環(huán)量技術時僅依靠風洞實驗的經(jīng)驗數(shù)據(jù)，必須發(fā)展CFD技術(因篇幅所限，本文未涉及CFD方法的討論)。因此在發(fā)展先進CFD設計方法的同時，亟需提供CFD驗證用的可靠實驗數(shù)據(jù)庫，包括氣動數(shù)據(jù)和噪聲數(shù)據(jù)。本文較為具體地討論了至今這些方面所取得的成果，盡管已投入大量人力、財力等資源，目前尚未出現(xiàn)突破性的進展，可見其應用的難度之大。國內(nèi)此方面的成果與經(jīng)驗甚為缺乏，為使中國未來軍/民運輸機達到國際先進水平，具有自主知識產(chǎn)權的環(huán)量控制技術，建議學術界和工程界共同關注，并投入力量。

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朱自強 男， 教授， 博士生導師， 主要研究方向： 計算流體力學， 飛行器氣動設計。

Tel: 010-82314186

E-mail： zhuzq@buaa.edu.cn

吳宗成 女， 博士， 副研究員， 主要研究方向： 計算流體力學， 飛行器氣動設計。

E-mail： wuzc@buaa.edu.cn

Received： 2015-10-14； Revised： 2015-10-19； Accepted： 2015-11-10； Published online： 2015-11-11 17:00

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

*Corresponding author. Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

Study of the circulation control technology

ZHU Ziqiang*, WU Zongcheng

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The circulation control technology is being a new reseach highlight recently, due to the high performance needs of the fufure military/commercial transports. The research progress of the circulation control is introduced briefly and the NASA experimental research plan, including 2D CC airfoil benchmark and CCA/OTW (circulation control airfoil/over the wing)experiments, half-model subsystem experiments, and 3D hybrid wing body aircraft experiments, intended for CFD code validation is discussed in detail in the present paper. The experimental data of the same model in two similar sized wind tunnels shows that when the slot exit height is moderateCLmaxcan be reach 8-9 due to the tangential blowing. Comparison of the 2 tunnels’ data indicates that the data can be used for CFD validation. 2D CCA/OTW experiments show that both stall angle of attack andCLmaxcan be increased largely by the position forward movement of the engine. The lower frequency intensity of the trailing blowing noise is proportional to the velocity’s 8th power and the higher frequency’s is 6th. Results of the half model subsystem FACT-MAC transonic experiments can be used not only to study the effect of high Reynolds number, but also to provide the results of two flight regimes. The preliminary results indicate that comparing with no blowing the increase ofCLis about 33% atα=25° at low speed, and the separation induced by shock wave can be effectively reattached and the shock wave’s position is moved aft 5% chord while keeping its strength in off-design condition at transonic speed. Being analysed and compared now, the results of 3D large scale full span CCW/OTW aircraft tests will be presented in the upcoming NASA TM. The published data illustrates that with leading edge blowing the wing stall angle of attack can be greater than 25°andCLmaxcan be increased to over 6. And the lift curve slope is increased with the application of OTW.

circulation control; separation control regime; super-circulation control regime; powered lift; experimental study

2015-10-14；退修日期：2015-10-19；錄用日期：2015-11-10； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間：

時間： 2015-11-11 17:00

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

.Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

朱自強， 吳宗成． 環(huán)量控制技術研究[J]． 航空學報, 2016, 37(2): 411-428. ZHU Z Q, WU Z C. Study of the circulation control technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 411-428.

10.7527/S1000-6893.2015.0282

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0411-18

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