共流吹氣技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用研究

張明昊，袁昌盛，田振東，楊濤，王登科

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

近年來，航空飛行器的應(yīng)用日益廣泛，人們也對(duì)其提出越來越高的要求。歐洲航空界開展了“2050航空發(fā)展展望”等計(jì)劃[1]；美國(guó)的“新一代航空運(yùn)輸系統(tǒng)(NextGen)計(jì)劃”中對(duì)未來民用飛機(jī)在油耗、噪聲、污染排放和起降性能等方面制定了目標(biāo)[1]，我國(guó)也在民用飛機(jī)科研“十三五”規(guī)劃中對(duì)飛行器的性能提出了類似的要求。

為了應(yīng)對(duì)未來航空業(yè)的需求，研究者們不僅開發(fā)了實(shí)現(xiàn)顯著提升現(xiàn)有飛行器性能的多種流動(dòng)控制技術(shù)[2-4]，還對(duì)現(xiàn)有技術(shù)不斷進(jìn)行優(yōu)化和研究[5-7]。CFJ技術(shù)作為一種新興的流動(dòng)控制技術(shù)，具有較強(qiáng)的發(fā)展?jié)摿Α?/p>

本文介紹CFJ技術(shù)的研究歷史及進(jìn)展、CFJ技術(shù)的增升減阻機(jī)理以及CFJ技術(shù)的應(yīng)用研究現(xiàn)狀，并分析這項(xiàng)技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵設(shè)計(jì)問題，以促進(jìn)對(duì)該項(xiàng)技術(shù)的研究和應(yīng)用。

1 環(huán)量控制技術(shù)的應(yīng)用歷史及進(jìn)展

環(huán)量控制技術(shù)可在增升方面顯示出優(yōu)秀的性能，該項(xiàng)技術(shù)的工程應(yīng)用源于1976年。當(dāng)年西弗吉尼亞大學(xué)為了探索環(huán)量控制技術(shù)的工程應(yīng)用效果，設(shè)計(jì)了采用如圖1所示的機(jī)翼截面形式的驗(yàn)證機(jī)，并開展飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了環(huán)量控制技術(shù)的增升效果[8]。

1985年，N.Wood等[9]利用實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?如圖2所示)研究Coanda表面局部半徑、射口尺寸等參數(shù)對(duì)環(huán)量控制翼型的作用效果，他認(rèn)為射流與附面層摻混可以推遲附面層分離并使駐點(diǎn)后移而增強(qiáng)環(huán)量控制效果。J.Abramson等[10]也在同一時(shí)期對(duì)來流速度、射流出口高度、射流動(dòng)量系數(shù)等方面展開了研究。

圖2 Wood采用的環(huán)量控制裝置簡(jiǎn)圖

20世紀(jì)80年代后期，G.Shrewsbury[11]首次使用RANS方法對(duì)環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行研究，Liu Y等[12]和J.Slomski等[13]也用該種方法對(duì)環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行研究。

隨著加工技術(shù)及控制技術(shù)的發(fā)展，環(huán)量控制技術(shù)越來越多地應(yīng)用在飛行器設(shè)計(jì)方案上，例如英國(guó)在2006年試飛了使用環(huán)量控制技術(shù)和射流推力矢量技術(shù)取代傳統(tǒng)舵面進(jìn)行飛行姿態(tài)控制的DEMON無舵面無人機(jī)，其后繼機(jī)型MAGMA也在2017年12月進(jìn)行了類似的飛行測(cè)試[14]。隨著N+3 計(jì)劃的推行，NASA也開展了針對(duì)環(huán)量控制技術(shù)在民用飛機(jī)上的應(yīng)用效果研究，并利用縮比模型AMELIA開展了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究[15]。

在上述的應(yīng)用過程中，傳統(tǒng)環(huán)量控制技術(shù)暴露出如阻力過大、使用不靈活、整體效率不高等缺陷，對(duì)此，G.Zha等[16-23,24,25]提出性能相比傳統(tǒng)環(huán)量控制技術(shù)有顯著提升的CFJ技術(shù)，并對(duì)這項(xiàng)技術(shù)開展多角度的研究。這項(xiàng)技術(shù)與傳統(tǒng)環(huán)量控制技術(shù)的對(duì)比如表1所示。

表1 傳統(tǒng)環(huán)量控制技術(shù)與Coflow Jet技術(shù)的對(duì)比

CFJ技術(shù)的實(shí)現(xiàn)原理(如圖3所示)是后緣吸入少量質(zhì)量流量在并由微型壓縮機(jī)加壓，然后在前緣與主流相切的方向上射出實(shí)現(xiàn)控制機(jī)翼周圍的流場(chǎng)的目標(biāo)。

圖3 CFJ技術(shù)的實(shí)現(xiàn)原理

在工程應(yīng)用中，入射口和出射口的絕對(duì)尺寸和相對(duì)尺寸、絕對(duì)位置和相對(duì)位置及射流的絕對(duì)速度和相對(duì)速度、基準(zhǔn)翼型的形式等設(shè)計(jì)要素會(huì)對(duì)應(yīng)用了這項(xiàng)技術(shù)的翼型的升力特性、阻力、力矩特性、失速特性等產(chǎn)生較大影響[29-30]。此外，展向分布形式[31]和使用策略[21]對(duì)應(yīng)用了CFJ技術(shù)的裝置的氣動(dòng)特性、噪聲特性產(chǎn)生的影響也不容忽略。相關(guān)研究表明這項(xiàng)技術(shù)若能被合理設(shè)計(jì)和使用將會(huì)顯著提升相應(yīng)飛行器的性能[23]，故該項(xiàng)技術(shù)的發(fā)展得到DARPA、NASA、空軍科學(xué)研究辦公室(AFOSR)、陸軍研究辦公室(ARO)、CIRA等機(jī)構(gòu)的支持。

2 CFJ技術(shù)的增升減阻機(jī)理

在作用機(jī)理的研究方面，G.Zha等利用DES[32]、LES[33]等數(shù)值仿真與實(shí)驗(yàn)的方法[19-20]開展研究，劉沛清等[34]也對(duì)該技術(shù)的機(jī)理進(jìn)行探討。

采用CFJ技術(shù)的翼型在使用狀態(tài)下通常具有比基準(zhǔn)翼型大很多的升力系數(shù)，這類翼型的典型速度分布如圖4所示，可以看出：除了在入射點(diǎn)和吸入點(diǎn)出現(xiàn)尖峰外，翼型上下表面間的速度差較基準(zhǔn)翼型顯著增大，進(jìn)而產(chǎn)生更大的升力。

圖4 典型的CFJ翼型壓力分布圖

從流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的角度分析，采用CFJ技術(shù)的翼型前緣的流場(chǎng)特征如圖5所示[23]。

圖5 CFJ6421-SST016-SUC053-INJ009翼型在Cμ =0.35且AoA=70°時(shí)的渦量云圖

從圖5可以看出：在翼型的前緣存在4個(gè)渦層，翼型表面附近的是邊界層渦片，第二層是由速度相對(duì)較高的CFJ射流在入射口下游產(chǎn)生的逆時(shí)針的CFJ射流渦層，該渦流層會(huì)引起繞前緣附近的氣流轉(zhuǎn)向形成第三層的順時(shí)針的誘導(dǎo)渦層；第四層的過渡渦層則會(huì)將速度傳遞到較慢的外層中。CFJ射流為四個(gè)渦層提供抗逆壓梯度的能量，上述四個(gè)渦層中順時(shí)針旋渦可增加環(huán)量并產(chǎn)生更強(qiáng)的增升效果。

CFJ技術(shù)較傳統(tǒng)環(huán)量技術(shù)可以顯著降低阻力甚至產(chǎn)生推力[23]，該種特性可以用下述兩種機(jī)理來分析：從壓力分布的角度，較大的環(huán)量會(huì)產(chǎn)生較大的前緣吸力，在一定的條件下前緣的負(fù)壓區(qū)可以產(chǎn)生向前的吸力；從流場(chǎng)特征的角度，射流和主流之間的湍流混合和夾帶形成的混合射流可以填補(bǔ)尾跡并減少部分速度損失，當(dāng)速度損失逆轉(zhuǎn)時(shí)就會(huì)產(chǎn)生推力。某CFJ翼型的阻力特性隨攻角變化的特性如圖6所示[25]，可見在條件下這類翼型可以產(chǎn)生較為明顯的負(fù)阻力現(xiàn)象。

圖6 應(yīng)用CFJ技術(shù)的翼型在阻力系數(shù)隨攻角變化

在三維層面上，CFJ技術(shù)的作用機(jī)理中射流和主流之間的湍流擴(kuò)散和混合增強(qiáng)能量的橫向輸送效應(yīng)則較二維層面更加突出[29]，相關(guān)研究表明(如圖7所示[30])這些效應(yīng)會(huì)對(duì)裝置的三維氣動(dòng)特性和能量利用效率產(chǎn)生較大影響。

圖7 采用CFJ技術(shù)的機(jī)翼截面上湍流的擴(kuò)散和混合過程

此外，該技術(shù)因抑制分離能力較為突出，可以在攻角為70°且動(dòng)量系數(shù)Cμ為0.35時(shí)可產(chǎn)生大小為10.6的升力系數(shù)[23]，該結(jié)果突破了式(1)給出的最大理論升力系數(shù)的限制。

(1)

這種情況下，CFJ翼型后緣周圍的流動(dòng)不再滿足Kutta條件。CFJ6421-SST016-SUC053-INJ009翼型在Cμ=0.35且AoA=70°時(shí)在高攻角狀態(tài)下的速度云圖如圖8所示，可以看出：翼型周圍的高環(huán)量使駐點(diǎn)遠(yuǎn)離翼型表面并在后緣形成延伸的“虛擬體”以支撐具有超升力系數(shù)的翼型，可見CLmax是強(qiáng)制Kutta條件的結(jié)果[35]，不違反由Navier-Stokes方程控制的物理定律。

圖8 CFJ6421-SST016-SUC053-INJ009翼型在Cμ=0.35且AoA=70°時(shí)在高攻角狀態(tài)下的速度云圖

相關(guān)研究表明該類翼型的升力系數(shù)主要取決于翼型周圍流體能夠從射流中吸收多少能量來克服逆壓梯度以保持流動(dòng)附著而不僅與翼型的幾何形狀有關(guān)[23]?？梢妼?duì)CFJ技術(shù)的研究可以將流體力學(xué)擴(kuò)展到新的領(lǐng)域。

綜上所述，CFJ技術(shù)的獨(dú)特機(jī)理能顯著改善基準(zhǔn)翼型的氣動(dòng)效率特性、失速裕度等方面的性能，此外該技術(shù)的運(yùn)行原理可以保證整個(gè)系統(tǒng)具有較高的能量利用效率和使用的靈活性。翼型是飛機(jī)、風(fēng)力渦輪機(jī)、螺旋槳、泵等裝置中的基本元件，因此，該流動(dòng)控制技術(shù)的研究成果可以擴(kuò)展至眾多系統(tǒng)中。

雖然現(xiàn)有大多數(shù)CFJ翼型實(shí)驗(yàn)中使用高壓氣罐與真空罐來實(shí)現(xiàn)吹氣和吸氣，但相關(guān)工程實(shí)踐表明通過合理地設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)將安裝在實(shí)驗(yàn)裝置中的獨(dú)立壓差源作為驅(qū)動(dòng)器[24,36-37]。

3 CFJ技術(shù)的應(yīng)用研究現(xiàn)狀

環(huán)量控制技術(shù)的研究通常需要與工程應(yīng)用案例相結(jié)合。本文根據(jù)具體的使用策略與平臺(tái)的任務(wù)特性選取三個(gè)典型的研究對(duì)象進(jìn)行分析。

3.1 電動(dòng)通用航空飛行器的機(jī)翼

電動(dòng)通用航空飛行器主要挑戰(zhàn)在于現(xiàn)有電池能量密度限制該類飛行器的性能[21]。

Coflow Jet公司針對(duì)上述問題對(duì)采用CFJ技術(shù)的4個(gè)座電動(dòng)通用航空飛行器(如圖9所示)開展深入研究[21]并對(duì)其他可采用CFJ技術(shù)的飛行器進(jìn)行一定程度的探索，CFJ技術(shù)的引入使得機(jī)翼的整體氣動(dòng)效率更高，進(jìn)而使飛機(jī)具有的更大的航程和更好的環(huán)保特性，同時(shí)CFJ技術(shù)提供的高升力系數(shù)使這種飛行器具有更好的飛機(jī)適應(yīng)性。

圖9 采用CFJ技術(shù)的通用航空飛行器電動(dòng)飛機(jī)

上述飛行在機(jī)翼中需要布置分布式流動(dòng)控制系統(tǒng)[36,38]，一種可行的裝置形式如圖10所示。

圖10 機(jī)翼裝置布置

該研究對(duì)象主要討論CFJ技術(shù)其在低速飛行狀態(tài)下的性能，并可結(jié)合飛行器設(shè)計(jì)方案討論該項(xiàng)技術(shù)在機(jī)翼上的應(yīng)用效果。

3.2 平流層飛艇螺旋槳

臨近空間飛艇的飛行高度和速度變化會(huì)對(duì)螺旋槳的工作特性產(chǎn)生不利影響。傳統(tǒng)定槳距螺旋槳在設(shè)計(jì)上的局限導(dǎo)致在整個(gè)飛行過程中的綜合性能較差。針對(duì)上述問題，在螺旋槳上應(yīng)用CFJ技術(shù)并根據(jù)當(dāng)前飛行狀態(tài)控制螺旋槳的流場(chǎng)分布可以提高螺旋槳效率[24,31,39]。實(shí)驗(yàn)裝置如圖11所示[40]。

圖11 CFJ技術(shù)在螺旋槳上的應(yīng)用

該研究對(duì)象主要討論CFJ技術(shù)在臨近空間條件等特殊飛行狀態(tài)下的應(yīng)用效果。

3.3 短距離起降亞音速客機(jī)的中央體

為了應(yīng)對(duì)CESTOL標(biāo)準(zhǔn)，QUEIA亞音速翼身融合客機(jī)方案在機(jī)身和內(nèi)翼段應(yīng)用了CFJ技術(shù)，CFJ技術(shù)的布置方式如圖12所示，其中氣流在機(jī)身后部的發(fā)動(dòng)機(jī)處被吸入，并通過引流裝置和壓縮泵將氣流從機(jī)身前緣射出。相關(guān)研究表明：上述過程中有近80%的射流能量被用于產(chǎn)生推力，而這一特性可以減小發(fā)動(dòng)機(jī)的負(fù)擔(dān)[41]。在使用策略上，與僅在起降階段使用吹氣襟翼等動(dòng)力增升裝置的飛行器相比，QUEIA飛行器巡航過程都會(huì)利用CFJ技術(shù)提升飛行性能。

圖12 CFJ技術(shù)在大型客機(jī)上的應(yīng)用

QUEIA飛行器將CFJ技術(shù)與翼身融合布局客機(jī)相結(jié)合，提升飛行器的巡航效率、起降性能和環(huán)保特性。參考文獻(xiàn)[42]中將其與SAX-40、B787-800等飛行器進(jìn)行比較，結(jié)果表明QUEIA飛行器相似飛行器在節(jié)能、適應(yīng)性和噪聲特性上優(yōu)勢(shì)明顯。

該研究對(duì)象主要討論CFJ技術(shù)在高亞音速狀態(tài)下的使用效果及使用策略。

4 CFJ技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵設(shè)計(jì)問題

結(jié)合前文對(duì)背景、機(jī)理、意義、應(yīng)用案例的討論，可見CFJ技術(shù)對(duì)飛行器的設(shè)計(jì)及應(yīng)用的影響還需展開深入研究。

4.1 飛行器綜合設(shè)計(jì)技術(shù)

目前應(yīng)用CFJ技術(shù)的飛行器方案的設(shè)計(jì)策略通常采用“基準(zhǔn)元件等效替換[21]”和“將特定參數(shù)和狀態(tài)下將應(yīng)用CFJ技術(shù)的二維截面特性視為翼型[21]”等方式?；鶞?zhǔn)元件等效替換法是指將采用CFJ技術(shù)的機(jī)翼或翼端的數(shù)據(jù)替換基準(zhǔn)飛行器的相應(yīng)部分來探討CFJ技術(shù)在飛行器上的應(yīng)用效果；“將特定參數(shù)和狀態(tài)下將應(yīng)用CFJ技術(shù)的二維截面特性視為翼型”是指將CFJ技術(shù)在二維實(shí)驗(yàn)或仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行處理后作為一種翼型開展飛行器設(shè)計(jì)。上述兩種方法忽略CFJ技術(shù)與飛行器上其他氣動(dòng)裝置間的相互影響和可能給飛行器帶來的非氣動(dòng)影響，因此僅能定性地討論CFJ技術(shù)在特定飛行狀態(tài)的氣動(dòng)性能，不適合作為一種完善的設(shè)計(jì)方式。

要使CFJ技術(shù)在飛行器上充分發(fā)揮潛力，需要將推進(jìn)系統(tǒng)、升力系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)等方面進(jìn)行協(xié)同設(shè)計(jì)與優(yōu)化，可見CFJ技術(shù)更突出功能的耦合和一體化設(shè)計(jì)來提升飛行器的性能。

4.2 設(shè)計(jì)分析方法

CFJ技術(shù)具有較強(qiáng)的可設(shè)計(jì)性，其升阻特性、力矩特性、能量利用效率等方面的影響受入射口的尺寸與位置、吸入口的尺寸與位置等參數(shù)影響較大，因此可以基于同一基準(zhǔn)翼型根據(jù)不同需求設(shè)計(jì)多種不同特性的翼型。但應(yīng)用了CFJ技術(shù)的翼型與傳統(tǒng)翼型有很大區(qū)別且流動(dòng)現(xiàn)象較為復(fù)雜，這對(duì)設(shè)計(jì)和仿真技術(shù)提出較高的要求。

現(xiàn)有CFJ技術(shù)研究主要集中在基于RANS方法研究這項(xiàng)技術(shù)的氣動(dòng)特性，但為了更好推進(jìn)這項(xiàng)技術(shù)的工程化進(jìn)程應(yīng)考慮使用新的分析手段與優(yōu)化策略。

4.3 元件優(yōu)化布置技術(shù)

CFJ技術(shù)在工程上的應(yīng)用方式主要分為以下兩個(gè)趨勢(shì)：集中化[29]和分布化[42]?！凹谢笔侵咐貌贾迷陲w行器中的一個(gè)或一組元件作為實(shí)現(xiàn)CFJ技術(shù)所需要的壓差源并利用導(dǎo)流裝置將其轉(zhuǎn)移到所需的位置上，其總體思路與使用一個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)推進(jìn)和供氣的MAGMA無人機(jī)相似?！胺植蓟笔侵笇?shí)現(xiàn)CFJ技術(shù)所需要的壓差源直接布置需要應(yīng)用該技術(shù)的地方，其總體思路采用分布電力推進(jìn)技術(shù)的X-57相似。

不同的布置方式具有各自的特性并對(duì)應(yīng)于不同的使用條件，集中化布置的可以降低小型的無人機(jī)的系統(tǒng)的復(fù)雜程度；載人飛行器通常采用分布化布置來提升整機(jī)的安全性。布置方式的優(yōu)化設(shè)計(jì)是CFJ技術(shù)實(shí)用化的關(guān)鍵之一。

4.4 飛行控制設(shè)計(jì)技術(shù)

傳統(tǒng)的環(huán)量控制技術(shù)參與控制的主要參數(shù)為射流動(dòng)量系數(shù)，傳統(tǒng)舵面的主要控制參數(shù)為舵偏角，而應(yīng)用CFJ技術(shù)的翼型產(chǎn)生的升阻系數(shù)和力矩系數(shù)與飛行狀態(tài)、射流動(dòng)量系數(shù)等多個(gè)參數(shù)有關(guān)。

在已采用CFJ技術(shù)的翼型后緣布置傳統(tǒng)舵面的控制方式的效果和使用策略仍處于探索階段[43]，但為了實(shí)現(xiàn)不同飛行狀態(tài)下的可控性需要綜合調(diào)整可動(dòng)態(tài)調(diào)整的即時(shí)翼段的安裝角、射流動(dòng)量系數(shù)等參數(shù)。

5 結(jié)束語

本文通過綜合國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究，分析了CFJ技術(shù)的產(chǎn)生背景，并從二維和三維的角度分析了CFJ技術(shù)的增升減阻機(jī)理，論述了CFJ技術(shù)的應(yīng)用研究現(xiàn)狀，并選取電動(dòng)通用航空飛行器的機(jī)翼、平流層飛艇螺旋槳、短距離起降亞音速客機(jī)的中央體三個(gè)典型應(yīng)用案例探討CFJ技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)上應(yīng)用優(yōu)勢(shì)及應(yīng)用策略，并進(jìn)一步總結(jié)出了CFJ技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)中的飛行器綜合設(shè)計(jì)技術(shù)、設(shè)計(jì)分析及優(yōu)化方法、元件優(yōu)化布置技術(shù)和飛行控制設(shè)計(jì)技術(shù)四項(xiàng)影響CFJ技術(shù)在飛行器設(shè)計(jì)中應(yīng)用效果的關(guān)鍵設(shè)計(jì)問題，希望能夠促進(jìn)CFJ技術(shù)的工程化和實(shí)用化。