環(huán)量控制機翼增升及滾轉控制特性研究

王 磊, 杜 海,2,*, 李秋實, 龔一方, 孔文杰

(1. 西華大學 流體及動力機械教育部重點實驗室, 成都 610039;2. 西華大學 能源與動力工程學院, 成都 610039;3. 北京航空航天大學 航空發(fā)動機氣動熱力重點實驗室, 北京 100083)

0 引 言

未來航空器所面臨的最大挑戰(zhàn)之一是如何發(fā)展和應用先進技術以顯著降低飛行器的油耗，增加飛行航程。優(yōu)良氣動性能和創(chuàng)新氣動控制是實現上述目標的重要途徑[1]。所以未來飛行器的設計不僅要有較高的升阻比；同時在飛行控制上，需要創(chuàng)新控制效應的飛行控制方式和系統。流動控制技術作為一種最具活力的飛行器氣動性能增強和飛行控制手段，可以在飛行器的增升、減阻、降噪、姿態(tài)控制等方面廣泛應用[2]。

環(huán)量控制(Circulation Control)技術作為流動控制的方式之一，通過在機翼后緣吹氣形成柯恩達(Coanda)效應來改變環(huán)量，實現對飛行器的增升減阻和姿態(tài)控制，具有使用簡單、重量輕和易于實現等優(yōu)勢[3]。環(huán)量控制技術原理如圖1所示，將常規(guī)機翼的尾緣變?yōu)閹в星实膱A弧，機翼內設置高壓腔室，在上翼面和尾緣的交接處開設帶有高度的氣縫，由高壓腔室經過導流裝置從氣縫沿切線方向噴射氣流，該射流沿著圓弧曲面流動，在圓弧的表面具有邊界層性質，之后變?yōu)樽杂缮淞?。在尾緣處的偏轉流體使翼型具有了氣動型彎曲，形成Coanda效應[4]來增大翼型整體升力和環(huán)量。

圖1 環(huán)量控制示意圖

在飛行控制原理上，以滾轉控制為例，常規(guī)舵面副翼偏轉角引起的滾轉力矩為[5]：

而采用環(huán)量裝置進行氣動力矩控制，在一定的吹氣系數下，機翼后緣通過吹氣裝置吹氣使環(huán)量增加，升力增大，產生對應的對滾轉力矩。

研究人員做了大量關于環(huán)量控制機理以及應用研究。早在1975年, Englar等[6-10]開展了環(huán)量控制機翼的機理研究。通過翼型尾緣上表面切向吹氣實驗研究發(fā)現，應用環(huán)量控制的二維和三維翼型比傳統翼型增加了兩倍到三倍的升力。同時，對超臨界翼型應用環(huán)量控制進行射流計算，發(fā)現在低質量流量的情況下，使用穩(wěn)定的噴射也能產生與傳統的高升力翼型相當或者更優(yōu)的升力系數。

許和勇[11]提出了對鈍后緣風力機翼型的主動循環(huán)控制和數值模擬研究，指出翼型的升力系數CL隨著吹氣系數Cμ的增加而增大，CL-Cμ曲線可以分為分離控制階段和超環(huán)量控制階段兩部分，且分離控制階段的控制效率最高。

在控制方面，戴新喜[12]等將環(huán)量控制裝置應用于常規(guī)布局飛行器進行了風洞試驗以及模型試飛，表明環(huán)量控制裝置能夠抑制大迎角的流動分離，在設計巡航速度15 m/s時，依然能夠使氣流發(fā)生上下偏轉。同時，通過與常規(guī)機翼對比得出結論：在10 m/s風速下，環(huán)量控制機翼最大可以產生 50°的副翼舵效和10°的升降舵效。

在應用方面，史志偉[13]等開展了等離子體飛行器控制機理的研究。分析了等離子體激勵器對流場進行流動控制的機理。風洞試驗結果表明激勵器開啟后，飛行器的失速迎角從12°提高到14°。通過PIV結果表明，激勵器能夠改變飛行器左右機翼的流動分離、所受阻力以及壓力中心(分離點的位置)來實現滾轉、偏航和俯仰力矩控制。

綜上所述，環(huán)量控制技術在飛行器的性能增強方面，如：提高失速迎角、延遲流動分離、增升減阻等方面具有廣闊的應用前景，而在創(chuàng)新飛行控制方面也越來越受到重視[14-16]。

雖然環(huán)量控制技術的研究歷史比較久，用于氣動增強的研究也較多，但用于創(chuàng)新飛控的研究還需要加強。尤其是為了使環(huán)量控制技術應用于未來飛行器、以增強飛行器的升阻比和控制性能，還需要獲得環(huán)量控制對氣動力尤其是氣動力矩的控制規(guī)律和控制原理。基于此，本文設計了一套應用于飛行器的環(huán)量控制裝置，并通過數值模擬和風洞實驗研究其在增升和控制方面給飛行器帶來的影響。

首先，開展了基于環(huán)量控制的二維翼型數值模擬，通過數值模擬結果選取環(huán)量控制裝置的噴口高度和后緣圓弧半徑。其次，對實驗模型進行天平測力和PIV測流場實驗。通過天平測力實驗，驗證該環(huán)量控制裝置在增升和滾轉控制方面的有效性。通過PIV測流場實驗，研究環(huán)量控制對繞流流場的影響和產生氣動控制的機理。最后，結合噴氣對環(huán)量控制機翼產生的影響，引用“有效升阻比”的概念，對環(huán)量控制機翼進行能效分析。

1 環(huán)量控制翼型氣動力數值模擬研究

環(huán)量控制可以有效延遲附面層的分離，增加附體流動的距離，改變翼型前后緣的駐點位置和環(huán)量，提高升力。同時射流與外流混合，帶動外流使流線發(fā)生較大的偏轉[17]。其吹氣系數定義為：

影響環(huán)量控制裝置性能的因素有很多，主要有射流出口高度H，后緣半徑Rcc，射流出口展向速度均勻性等。為保證環(huán)量控制的高效性，選擇射流出口高度H和柯恩達尾緣半徑Rcc的多個工況組合，利用Fluent數值計算吹氣系數，來流迎角以及柯恩達尾緣參數對二維環(huán)量控制翼型氣動特性的影響。采用雷諾平均N-S方程，k-ε湍流模型[19]，該模型在近壁區(qū)和自由剪切層中都表現出良好的數值模擬能力，適合于較大逆壓梯度特性的流場模擬。求解器為基于壓力的二維非定常計算，差分格式為隱式。為簡化起見，沒有考慮翼型內部氣腔，直接在射流出口處給定壓力進口邊界條件，翼型表面為物面無滑移邊界條件，遠場為壓力遠場。選用Clark-Y翼型，翼型的尖后緣修形為Coanda表面形狀。計算域生成非結構網格，在翼型前后緣及射流出口附近進行局部加密，最貼近壁面的一層網格高度為1.0×10-6，網格總數為2.87×105，面積17.5c× 15c(圖2)，c為翼型弦長。

圖2 數值模擬計算域

圖3是環(huán)量控制裝置二維模型在不同噴口高度H和不同尾緣半徑Rcc組合下的數值模擬計算結果。結合實際模型的尺寸，在相同來流條件(來流風速為20 m/s，迎角為0°)和不同噴口壓強的工況下，進行數值模擬。對比分析不同尾緣參數組合下的計算結果，可以得到在噴口高度比后緣半徑H/Rcc=0.067時，相比于其他參數組合，升阻比最大。因此，選定環(huán)量控制裝置的H/Rcc=0.067作為實驗模型的設計參數。

圖3 環(huán)量控制不同組合參數升阻比曲線

圖4(a) 為吹氣系數Cμ= 0時的速度云圖，可以看到，由于無分離，流線沿著翼型的上、下翼面平滑的流過，隨后在二維翼型后緣處匯合。

圖4(b)是吹氣系數Cμ為0.04時的速度云圖，可以看到相比于未吹氣的流場，吹氣后翼型后緣的流線向下翼面發(fā)生了明顯偏轉。同時，通過速度云圖可以發(fā)現，隨著吹氣系數的增加，翼型上表面的顏色加深，即速度得到了增加。其原因是由于科恩達后緣環(huán)量裝置吹出的高速氣流沖入邊界層，減少了邊界層內的低能流體，增加了流向動量[20]。

2 環(huán)量控制翼型氣動力及氣動力矩實驗驗證

2.1 風洞

本實驗在低速回流式風洞XHWT進行，該風洞可控制風速范圍為0.5～60 m/s，實驗段尺寸為3 m×1.2 m×1.2 m(長×寬×高)，收縮比為7.1，湍流強度ε≤ 0.5%，氣流偏角|Δα| ≤ 0.50，|Δβ| ≤ 0.50。

2.2 氣動天平

本實驗采用盒式六分量應變天平，天平響應頻率大于80 Hz，總體尺寸為200×100×60 mm的矩形結構，該盒式天平六分量最大量程為50 kg，校準精度為0.013%～0.48%，準度為0.27%～0.48%。

2.3 實驗模型

實驗所用環(huán)量控制機翼半模模型展長為522 mm，翼根弦長為411 mm，翼梢弦長為219.9 mm。為了對比研究，設計兩個模型，一個是常規(guī)帶舵面(副翼)的模型(圖5(a))，舵面(副翼)長度為400 mm，后掠角為36°，模型由ABS樹脂材料加工；另一個是帶有吹氣裝置的模型(圖5(b))，整體尺寸與常規(guī)帶舵面模型一致。其中吹氣實驗模型設計了環(huán)量控制裝置(圖5(c))，由氣源接口，流線形流道，噴口以及柯恩達尾緣組成。氣源接口為圓形，外徑為24 mm；流道將裝置過流面積等分為六段，每一段尺寸為64.3 mm×0.3 mm；噴口整體出氣寬度LCC=400 mm。外接氣源通過優(yōu)化過的流道，經由噴口均勻出氣，最后，噴口射流完整覆蓋柯恩達尾緣，形成“柯恩達效應”。吹氣模型由樹脂材料3D打印加工。

(a) 常規(guī)舵面模型圖

2.4 氣動力控制

在開展風洞測力實驗之前，為了驗證天平測量實驗的精確性，進行七組重復性實驗，實驗風速為20 m/s，來流迎角為-4°到28°，七組重復性實驗的氣動力、氣動力矩系數一致，升力系數的偏差量在±0.004至0.015之內，標準差為0.018。阻力系數的偏差量在±0.007至0.02之內，標準差為0.013。滾轉力矩系數的偏差量一般在± 0.003至0.0315之內，標準差為0.013。

在副翼位置開展吹氣控制實驗，來流風速20 m/s，迎角為-4°到28°，如圖6為副翼位置吹氣裝置在機翼分布的示意圖，由噴口向下吹氣。吹氣系數Cμ分別為0.005、0.013、0.02、0.03、0.04。

圖6 副翼位置上翼面吹氣示意圖

為了對比氣動控制效果，選取最大舵偏和最大吹氣系數條件下，升力系數增量結果，如圖7所示?？梢?，吹氣條件下，在α=0°～14°范圍內，升力系數增量隨迎角增加而增加，在14°以后，由于流動分離，升力增量下降，在吹氣系數Cμ=0.04時，最大升力系數增加32.4%。而常規(guī)副翼在迎角為α=6°之后，隨著迎角的增加，升力系數增量值急劇減小，其原因是機翼邊界層分離引起的升力損失，常規(guī)舵面副翼的偏角為30°時，最大升力系數增量為28.05%。

圖7 環(huán)量控制裝置和常規(guī)副翼升力系數增量曲線

對比上述環(huán)量控制實驗可得，在機翼后緣位置布置環(huán)量控制裝置，能夠延遲失速分離，增大失速迎角，顯著提高機翼所受升力。

2.5 滾轉力矩控制效果

為了驗證環(huán)量控制對飛行器氣動力矩的控制效果，開展了環(huán)量裝置氣動力矩控制研究。

環(huán)量控制裝置進行滾轉力矩控制時，使環(huán)量裝置單獨向上或者向下偏轉實現(吹氣位置見圖6)，實驗測量了環(huán)量控制機翼在來流風速為20 m/s，迎角為-4°到28°，射流吹氣系數Cμ分別為0.005、0.013、0.02、0.03、0.04的氣動數據。

圖8是副翼位置環(huán)量控制裝置在不同吹氣系數條件下，向下吹氣所產生的滾轉力矩系數隨著迎角的變化情況。可以看到，在-4°到16°迎角范圍內，隨著迎角的增加，環(huán)量控制裝置在不同吹氣系數下產生呈線性比例的滾轉力矩系數曲線。

圖8 副翼位置環(huán)量控制裝置向下吹氣滾轉力矩系數曲線

同時為了驗證環(huán)量吹氣裝置氣動力矩的控制效率，開展了常規(guī)舵面和環(huán)量吹氣的對比實驗。副翼偏轉的角度分別為10°、20°、30°。規(guī)定舵偏δa下偏為正值。

來流風速20 m/s，迎角為-4°到28°，如圖9 為常規(guī)舵面副翼的滾轉力矩系數曲線，通過曲線可以看出，在δa為正的情況下，隨著舵偏角度的增大，其產生的滾轉力矩系數變化值也隨之增大。同時在迎角為 16°之前，滾轉力矩系數隨舵偏增加線性增加；在迎角大于16°以后，滾轉力矩系數減小，舵面效率下降。

圖9 常規(guī)副翼滾轉力矩系數曲線

通過圖8和圖9比較，環(huán)量控制裝置在正常飛行迎角范圍內可以產生和常規(guī)舵面一樣的滾轉力矩。另外，隨著Cμ的增加，環(huán)量控制裝置產生的舵效也相應增加。

為了對比氣動力矩控制效果，選取了最大舵偏和最大吹氣系數條件下(向下吹氣)滾轉力矩系數增量(ΔCmx)結果，如圖10所示，在整個實驗迎角范圍內，環(huán)量控制裝置的滾轉力矩控制效果明顯優(yōu)于常規(guī)副翼。隨著迎角的增大，常規(guī)副翼產生的滾轉力矩系數增量逐漸減小。在α>18°以后，滾轉力矩增量急劇降低，表明在大迎角時，副翼失效，這對于飛行控制不利。而環(huán)量控制裝置在迎角為 0°到18°范圍內，滾轉力矩系數增量隨迎角增大而增大，Cμ=0.04時，最大增量為60.3%，在18°以后，隨迎角增加滾轉力矩增量降低，但在整個實驗迎角范圍內，效率(|ΔCmx|)高于副翼。

圖10 副翼位置環(huán)量控制裝置和常規(guī)副翼滾轉力矩系數增量曲線

圖11 環(huán)量控制機翼和常規(guī)舵面機翼滾轉控制效率對比圖(α=4°)

3 氣動控制機理研究

本實驗使用的PIV激光器工作頻率為15 Hz,最大單脈沖能量為145 MJ，可產生532 nm 的綠光，近場光束直徑小于1.35 mm。實驗中采用高純度煙油作為示蹤粒子，煙油被加熱氣化后的蒸汽粒子直徑為0.6～1.2 μm，這使得其有較好的跟隨性對流場影響較小，CCD相機中顆粒直徑為2～4個像素。實驗中CCD像素分辨率為2600×2100像素，采集區(qū)域大小為160 mm×190 mm。用于互相關分析的兩幀圖像的時間間隔為20 μs。在后處理分析時，問詢區(qū)域為64×64像素，重疊率為50%，流場時均結果為132張瞬時流場圖像的平均值。

為了驗證環(huán)量控制裝置產生氣動力、氣動力矩控制效果的流動機理，開展了2D- PIV流場實驗研究，實驗風速為20 m/s，拍攝位置位于副翼(沿展向y/c=77%)，如圖12所示，開展了噴口向下吹氣實驗。

圖12 實驗拍攝位置示意圖

圖13 (a) 為未吹氣的速度矢量圖，可以看到，由于無分離，流線沿著模型的上、下翼面平滑的流過，隨后在模型后緣處匯合。

圖13 (b)是吹氣系數Cμ為0.04時的速度矢量圖，可以看到相比于未吹氣的流場，吹氣后機翼后緣的流線向下翼面發(fā)生了偏轉，且隨著吹氣系數的增加，氣流偏轉更加明顯。同時機翼后緣靠近機翼上表面的流場箭頭長度增加，即速度得到了增加。

噴口向下吹氣的環(huán)量控制實驗表明：環(huán)量控制裝置通過向下吹氣可以有效使氣流發(fā)生向下偏轉且對上表面流場進行加速。

圖14為環(huán)量控制翼型后緣流場結構特性。圖14(a)是未進行吹氣，來流迎角為10°時的尾緣流場結構，與圖13(a)對應，流動沒有發(fā)生分離，上下翼面氣流，在后緣匯聚。當吹氣系數Cμ=0.02時(圖14(b))，明顯看到氣流在上翼面尾緣位置得到了加速，與沒有吹氣進行對比，速度增加了20%，并且氣流經過吹氣尾緣，流向明顯發(fā)生了偏離。當吹氣系數增加到0.04時(圖14(c))，與沒有進行吹氣對比，上翼面尾緣速度增加了39%，氣流偏轉角度較Cμ= 0.02更大。

(a) Cμ= 0，α=10°

(a) Cμ= 0，α=10°

可見，柯恩達后緣的射流對主流具有加速效果，并且隨著吹氣系數的增加，加速效果更加明顯。同時，本文所設計的環(huán)量吹氣裝置可以像常規(guī)操縱面一樣，使機翼繞流發(fā)生偏轉。

圖15給出了向下吹氣后，隨著吹氣系數的改變，升力系數增量的變化規(guī)律。由圖可得，隨吹氣系數Cμ的增大，升力系數增量基本呈線性關系增大。

圖15 不同吹氣系數下機翼升力系數增量曲線

4 吹氣環(huán)量控制機翼能效分析

環(huán)量控制方法的能量消耗和產生的氣動力及氣動力矩的關系對環(huán)量控制翼型的可行性和經濟性至關重要，為了能夠準確衡量環(huán)量控制翼型在射流吹氣作用下的效率，引入有效阻力(CDE)及有效升阻比(Cy/CDE)的概念[21]:

有效升阻比為翼型升力系數與有效阻力系數的比值，能夠綜合地反映出了翼型的氣動特性，在原有翼型升阻比的基礎上，引入吹氣射流所帶來的能耗(CE)和產生的推力(CT)，即翼型有效阻力系數，能夠全面地解釋環(huán)量控制翼型吹氣效率的高低。圖16為來流迎角4°，風速為20 m/s時，有效升阻比隨吹氣系數的變化趨勢圖，可以看出，隨著吹氣系數的增加，有效升阻比增大，當吹氣系數為0.02時，有效升阻比最大，最大值為9.314，當吹氣系數大于0.02時，有效升阻比降低，即環(huán)量控制翼型吹氣效率降低。

圖16 不同吹氣系數下機翼的有效升阻比

5 結 論

本文將環(huán)量控制技術應用于翼身融合布局飛行器半模模型，驗證氣動力和氣動力矩的控制能力。通過數值模擬與風洞實驗測量，得到以下結論：

1) 應用二維CFD設計的環(huán)量控制裝置，通過調節(jié)吹氣量，可以有效地提高機翼升力。風洞測力實驗表明，吹氣系數Cμ=0.04的環(huán)量控制機翼，最大升力系數增加了32.4%。

2) 與常規(guī)帶舵面相比，環(huán)量控制技術將失速迎角從14°提高到了19°。意味著飛行器的飛行包線有了顯著的擴大。這對于飛行器可控性和可靠性的提高都有著重要意義。

3) 吹氣環(huán)量裝置通過改變機翼所受升力，產生了滾轉力矩。與常規(guī)舵面偏角為30°相比，吹氣系數為0.04時，滾轉力矩最大增加了95%。吹氣環(huán)量裝置(Cμ= 0.04)產生的滾轉力矩控制效果優(yōu)于常規(guī)舵面(舵面30°)，并且隨著吹氣系數的增加，滾轉力矩控制效果增強。

4) 引入“有效升阻比”，對環(huán)量控制機翼進行能效分析，結果表明，本文所設計的環(huán)量控制裝置在吹氣系數Cμ=0.02時，有效升阻比最大，機翼的吹氣效率最高。

本文研究了環(huán)量控制裝置在機翼上的氣動控制效果及其作用機理。表明環(huán)量控制裝置能夠改善流場品質，提高機翼升力。同時，通過改變后緣氣流偏角，可能代替副翼對飛行器進行滾轉力矩控制，這為后續(xù)環(huán)量控制在工程上的應用和進一步探究其控制規(guī)律提供了基礎。