機翼上表面噴流偏轉(zhuǎn)被動控制實驗研究

汪 軍，張 劉，李斌斌，趙 壘，李 昌，金 熠*

1.中國科學技術(shù)大學 工程科學學院精密機械與精密儀器系，合肥 230031 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000 3.西南科技大學 土木工程與建筑學院，四川 綿陽 621000 4.中國科學技術(shù)大學 工程與材料科學實驗中心，合肥 230031

0 引 言

現(xiàn)代軍事行動中，具有更好短距離起降性能的飛機可以在更加惡劣的環(huán)境中實現(xiàn)起飛和著陸，從而在與傳統(tǒng)飛機的對抗中取得優(yōu)勢。因此，提高短距離起降性能一直是飛機設(shè)計者的研究方向，主要途徑是運用機械式增升裝置和動力增升技術(shù)[1]提高機翼產(chǎn)生的升力。機械式增升裝置受結(jié)構(gòu)、重量等因素限制，所能達到的最大升力系數(shù)有限；動力增升技術(shù)利用動力裝置的能量增大或產(chǎn)生升力，效果更加顯著。常見的動力增升有噴氣襟翼、環(huán)量控制、邊界層控制、吹氣襟翼等。其中，上表面吹氣（Upper Surface Blowing,USB）技術(shù)[2]直接利用發(fā)動機排氣，無需添加其他管道，簡單實用，是一種有效的動力增升方法。

典型的上表面吹氣系統(tǒng)如圖1所示。發(fā)動機出口布置于機翼上表面，當后緣襟翼向下偏轉(zhuǎn)時，科恩達（Coanda）效應[3]使噴流向下偏轉(zhuǎn)，由此帶來的推力偏轉(zhuǎn)和機翼環(huán)量增大產(chǎn)生了增升效果；由于發(fā)動機被機翼遮蔽，該技術(shù)還可以有效抑制飛行過程中的噪聲[4]。國外關(guān)于USB 技術(shù)的研究起步早，內(nèi)容比較全面[5-6]，已經(jīng)應用于多種驗證機和型號，如美國波音公司的YC-14[7]、NASA 的QSRA-715、蘇聯(lián)安托諾夫設(shè)計局的An-72 等。

圖1 典型USB 系統(tǒng)示意圖Fig.1 Sketch of typical USB system

相比之下，國內(nèi)相關(guān)研究較少，且主要以數(shù)值模擬為主，實驗方面的研究成果很少。趙國昌等[8]提出了一個由機翼和USB 襟翼組成的上表面吹氣動力增升簡化模型，在不考慮流動分離的前提下，根據(jù)伯努利方程和楔形流假設(shè)研究了速度和襟翼角度對升力系數(shù)的影響。Xiao、Zhu 等[9-10]通過數(shù)值模擬研究了發(fā)動機噴口幾何形狀和主動吹氣對升力的影響。上述工作對于預估升力系數(shù)范圍具有一定的參考價值。

本文開展了上表面噴流靜態(tài)推力實驗，通過改變襟翼形狀和在襟翼上游布置渦流發(fā)生器（Vortex Generator，VG）對噴流偏轉(zhuǎn)進行被動控制，研究了襟翼和渦流發(fā)生器對噴流偏轉(zhuǎn)的控制規(guī)律。

1 實驗系統(tǒng)

1.1 實驗裝置

實驗裝置如圖2所示，由支撐裝置、空氣橋、測力天平、噴流模擬裝置、襟翼以及渦流發(fā)生器等組成。高壓空氣通過空氣橋進入噴流模擬裝置，形成穩(wěn)定、均勻的噴流來模擬發(fā)動機噴流，噴流到達襟翼后向下偏轉(zhuǎn)。渦流發(fā)生器安裝在噴口和襟翼之間。

圖2 上表面噴流實驗裝置Fig.2 Design drawing of jet simulation device

1.1.1 噴流模擬裝置

噴流模擬裝置類似于一個小型風洞，包括氣源連通管道、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測量段和噴口段等，如圖3所示。高壓空氣從氣源連通管道進入，在噴口段形成穩(wěn)定噴流。噴流模擬裝置設(shè)計入口壓力范圍為0.5～4.0 MPa，出口壓力范圍為0.1～0.2 MPa；噴口形狀為矩形，寬度L=216 mm，高度h=36 mm。

圖3 噴流模擬裝置設(shè)計圖Fig.3 Design drawing of jet simulation device

1.1.2 襟翼和渦流發(fā)生器

襟翼采用傳統(tǒng)的富勒襟翼設(shè)計，形狀由襟翼偏角δ和曲率半徑R/h決定，其中R為襟翼半徑，h為噴口高度，如圖4所示。偏轉(zhuǎn)角δ設(shè)計了5 個角度，從10°到50°，每個間隔10°。曲率半徑R/h設(shè)計了4 個，分別為1.2、1.5、2.0 和3.0。

圖4 襟翼設(shè)計圖Fig.4 Design drawing of flap

實驗采用的渦流發(fā)生器由1 塊銅片彎折而成（形成的兩面為相互垂直的直角梯形），其平面形狀及尺寸如圖5所示。梯形高H為渦流發(fā)生器高度，有5、9 和13 mm 等3 種尺寸。

圖5 渦流發(fā)生器Fig.5 Vortex generator

1.2 測量設(shè)備

模型受力采用六分量天平TH2003 測量，表1為天平的設(shè)計載荷及精度。其中，F(xiàn)x、Fy、Fz分別為x、y、z方向的分力；Mx、My、Mz分別為x、y、z方向的力矩。

表1 TH2003 天平載荷及精度表Table 1 Load and precision of TH2003 balance

噴流出口壓力通過總壓耙和電子掃描閥測量?？倝喊夜? 個，在測量段中沿橫向均勻布置，每個總壓耙上布置6 個總壓管，上下間距5 mm，共18 個總壓測量點，如圖6所示。

圖6 測量段總壓耙布置示意圖Fig.6 Layout diagram of total pressure rake in measuring section

電子掃描閥為DSA3217/16Px 型便攜式電子掃描閥，量程為103425 Pa（15 psi），精度為滿量程的0.05%，滿足實驗要求。噴管出口總壓p取所有總壓耙壓力的平均值。

2 實驗方法

由于發(fā)動機噴流流速較高，外界自由流動對噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響較小，因此采用靜態(tài)推力實驗的方式進行實驗研究。

2.1 空氣橋影響修正

空氣橋可以在保證輸送高速氣流的同時，獲得準確的測力數(shù)據(jù)，本文所使用的空氣橋見文獻[11]。實驗前需對空氣橋進行校準，排除空氣橋剛度、壓力、內(nèi)部流動和溫度對天平的影響。

校準方法為：1）在天平校準裝置上對空氣橋/天平組合體進行整體校準，得到附加空氣橋剛度影響的天平公式；2）改變通入空氣的壓力、流量和溫度，分別獲得天平載荷對應的變化關(guān)系，擬合出三者的修正公式。具體方法參見文獻[12]。

2.2 噴口落壓比控制

發(fā)動機推力越大，出口噴流流速越快，而噴流流速對USB 系統(tǒng)性能有較大影響[8]。本次實驗通過噴口落壓比λ模擬發(fā)動機推力變化情況：

式中，p0為大氣壓。

實驗落壓比為1.15、1.30、1.45 和1.60，分別對應發(fā)動機小推力、50%最大推力、75%最大推力和最大推力工作狀態(tài)。實驗前，改變高壓氣源供氣流量，擬合落壓比與供氣流量的變化關(guān)系，通過插值得到實驗落壓比對應的供氣流量。

2.3 巡航狀態(tài)推力標定實驗

巡航狀態(tài)推力標定實驗的目的是獲得噴口靜態(tài)合力F0與落壓比之間的關(guān)系曲線，用于計算正式實驗時的噴流偏轉(zhuǎn)參數(shù)。重復性實驗狀態(tài)如圖7所示，噴口段外不安裝任何控制部件，給定供氣流量，測量模型所受升力、推力以及噴口總壓。

圖7 重復性實驗狀態(tài)照片F(xiàn)ig.7 Photo of repeatability test status

圖8給出了多組推力合力F1隨落壓比變化的曲線以及線性擬合結(jié)果。從圖中可以看出：在實驗的落壓比范圍內(nèi)，推力合力與落壓比成正比例關(guān)系，線性較好；當落壓比一定時，推力合力基本保持一致，說明系統(tǒng)重復性良好，數(shù)據(jù)測量準確。

圖8 巡航狀態(tài)F1-λ 曲線Fig.8 Thrust resultant force-drop ratio curves of cruise status

2.4 噴流偏轉(zhuǎn)控制實驗

安裝襟翼和渦流發(fā)生器，采集初讀數(shù)，給定供氣流量，同時測量模型受力和噴口壓力大小，F(xiàn)N為沿升力方向測得的力，F(xiàn)T為沿推力方向測得的力。增加襟翼和渦流發(fā)生器后，與巡航狀態(tài)相比，相同供氣流量下的落壓比會發(fā)生變化。需要通過插值，得到實驗落壓比下的噴口靜態(tài)推力F0，計算噴流平均推力偏轉(zhuǎn)角υ和推力偏轉(zhuǎn)效率τ：

式中：F1為發(fā)動力推力偏轉(zhuǎn)后測量得到的合力，為了提高短距離起降性能，就需要較大 的平均推力偏轉(zhuǎn)角和較高的推力偏轉(zhuǎn)效率。

3 結(jié)果與討論

3.1 襟翼形狀對噴流偏轉(zhuǎn)影響

圖9為襟翼R/h=1.5、襟翼偏角δ變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。由圖可見：1）所有狀態(tài)下，都產(chǎn)生了比較明顯的平均推力偏轉(zhuǎn)角υ，這是因為噴流在經(jīng)過向下偏轉(zhuǎn)的襟翼時，在科恩達效應作用下有了向下偏轉(zhuǎn)的角度，并增加了繞機翼的環(huán)量，產(chǎn)生了升力。平均推力偏轉(zhuǎn)角越大，說明噴流向下偏轉(zhuǎn)的角度越大，噴流更容易附著于襟翼表面，反之則表面噴流更容易分離。2）υ在δ=30°時最大，最小值約18°。3）δ≤30°時，υ隨δ增大而增大，但都比較小，且小于δ，說明噴流并未沿襟翼表面流動，沒有完全附著，原因是噴流流速較快，產(chǎn)生了流動分離。4）δ>30°時，υ變化沒有顯著規(guī)律，可能是因為δ過大，噴流下游壓差增大，分離加劇。5）同一δ下，υ隨落壓比λ的增大而減小，說明落壓比增大時，噴流附著的難度加大，因為保持附著的離心力與噴流速度的平方成正比例關(guān)系。6）隨著δ增大，υ-λ曲線斜率的絕對值逐漸變大，λ增大時的平均推力偏轉(zhuǎn)角下降趨勢增大，說明襟翼偏角越大，噴流越容易發(fā)生分離。

圖9 襟翼角度變化υ-λ 曲線（R/h =1.5）Fig.9 υ-λ curve of flap with different angles (R/h =1.5)

圖10為襟翼δ=50°、曲率半徑R/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。由圖可見：隨著曲率半徑增大，υ穩(wěn)定增大；R/h≥1.5 后，隨λ的增大，υ的下降趨勢逐漸變緩，說明噴流附著能力逐漸增強，這是由于襟翼曲率半徑增大時，噴流繞流的曲率形面長度增大、半徑增大，偏轉(zhuǎn)所需的離心力減小，噴流更容易附著。

圖10 襟翼曲率半徑變化υ-λ 曲線Fig.10 υ-λ curve of flap with different radius of curvature

3.2 渦流發(fā)生器控制效果

由圖9可見，在單一襟翼狀態(tài)下，最大平均推力偏轉(zhuǎn)角約19°，噴流沒有完全附著，具有提升的空間。

本文將渦流發(fā)生器應用于上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)控制。渦流發(fā)生器布置在襟翼上游，采用兩側(cè)對向安裝方式（間距24 mm），開展了不同位置、安裝角度和高度的渦流發(fā)生器控制實驗，如圖11所示。X/h表示安裝位置，X為渦流發(fā)生器前緣到噴口的距離；β表示安裝角度，即渦流發(fā)生器對折邊與來流方向的夾角。3 種尺寸的渦流發(fā)生器H/h分別為0.14、0.25 和0.36。

圖11 渦流發(fā)生器安裝情況Fig.11 VG installation

3.2.1 位置影響

圖12為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、β=33°、X/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。從圖中可以看到：1）在襟翼上游增加渦流發(fā)生器后，υ的變化范圍由 13°～18°增大至 33°～38°，說明增加渦流發(fā)生器后，噴流向靠近襟翼的方向偏轉(zhuǎn)，附著能力增強，原因是噴流流經(jīng)渦流發(fā)生器時會產(chǎn)生流向渦，對邊界層進行能量補充，抑制了分離的發(fā)生；2）X/h=0.58 時，υ最大，說明渦流發(fā)生器離襟翼越近，對噴流的偏轉(zhuǎn)控制效果越好，原因是離襟翼越近，流向渦的衰減越小；3）安裝渦流發(fā)生器后，υ隨落壓比λ的變化更為平穩(wěn)，說明渦流發(fā)生器增強了噴流在大落壓比下的附著能力。

圖12 VG 安裝位置變化υ-λ 曲線Fig.12 υ-λ curve of VG with different locations

3.2.2 安裝角度影響

圖13為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、X/h=2.58、β變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。結(jié)合4 個λ下的υ值可以看到：β=33°時，可獲得最大的平均推力偏轉(zhuǎn)角約38°。安裝角太小或太大，都會導致υ的減?。簻u流發(fā)生器安裝角太小，會導致產(chǎn)生的流向渦強度不夠；安裝角太大，渦流發(fā)生器迎風面積增加，會產(chǎn)生額外的阻力，二者都會導致平均推力偏轉(zhuǎn)角的減小[13]。

圖13 VG 安裝角度變化時的υ-λ 曲線Fig.13 υ-λ curve of VG with different installation angles

3.2.3 高度影響

圖14為襟翼R/h=2.0、δ=50°、β=33°、X/h=2.58、H/h變化時的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線。從圖中可以看到：1）H/h=0.14 時，υ的最大值為30°，且隨落壓比的增大而急劇減小。當落壓比最大時，基本沒有控制效果。當渦流發(fā)生器高度不夠時，產(chǎn)生的流向渦強度較弱，向邊界層注入的能量不夠，進而導致噴流附著能力減弱，且在大落壓比下，流向渦容易受到破壞[14]。2）H/h=0.25 時，最大平均推力偏轉(zhuǎn)角可達38°。平均推力偏轉(zhuǎn)角隨落壓比的變化較為平穩(wěn)，在大落壓比狀態(tài)下，最大平均推力偏轉(zhuǎn)角仍可達35°。其原因是渦流發(fā)生器高度增大后，產(chǎn)生的流向渦強度增強，向邊界層注入了更多能量，促進了噴流附著。3）H/h由0.25 增大至0.36 后，控制效果的變化不顯著，平均推力偏轉(zhuǎn)角在落壓比最大時反而降低。其原因是渦流發(fā)生器尺寸過大，在增強流向渦的同時，還產(chǎn)生了額外的附加阻力。

圖14 VG 高度變化時的υ-λ 曲線Fig.14 υ-λ curve of VG with different heights

渦流發(fā)生器控制實驗結(jié)果表明：安裝角和高度是渦流發(fā)生器控制的兩個關(guān)鍵參數(shù)，對最大平均推力偏轉(zhuǎn)角的影響最為顯著；渦流發(fā)生器位置的變化對平均推力偏轉(zhuǎn)角有一定的影響，但影響不大。本次實驗最優(yōu)的渦流發(fā)生器參數(shù)為：H/h=0.25，β=33°，X/h=2.58。

3.3 優(yōu)化比較

圖15和16 分別為襟翼R/h=2.0、δ=50°狀態(tài)與安裝最優(yōu)參數(shù)渦流發(fā)生器狀態(tài)的平均推力偏轉(zhuǎn)角?落壓比曲線與推力偏轉(zhuǎn)效率?落壓比曲線。由圖可見，安裝渦流發(fā)生器后：1）平均推力偏轉(zhuǎn)角增大，由18°增大到38°；2）落壓比增大時，平均推力偏轉(zhuǎn)角減?。?）推力偏轉(zhuǎn)效率提高，且大于1，可見安裝渦流發(fā)生器后，推力合力增加，原因是渦流發(fā)生器產(chǎn)生的流向渦增大了機翼環(huán)量，產(chǎn)生了額外升力。

圖15 VG 控制影響υ-λ 曲線Fig.15 υ-λ curve of VG influence

圖16 VG 控制影響τ-λ 曲線Fig.16 τ-λ curve of VG influence

4 結(jié) 論

本文通過實驗方法得到機翼上表面噴流在單一襟翼下的偏轉(zhuǎn)規(guī)律，通過渦流發(fā)生器對噴流進行被動控制，研究了渦流發(fā)生器安裝位置、安裝角度和渦流發(fā)生器高度對噴流偏轉(zhuǎn)的影響規(guī)律，得到結(jié)論如下：

1）單一襟翼狀態(tài)下，噴流無法完全附著，分離比較嚴重，其偏轉(zhuǎn)角和曲率半徑對噴流偏轉(zhuǎn)角度影響有限，能達到的最大平均推力偏轉(zhuǎn)角約19°，增升效率不足。

2）渦流發(fā)生器可以抑制襟翼上表面噴流分離，促進噴流附著，增大噴流偏轉(zhuǎn)角度，并改善大落壓比下平均推力偏轉(zhuǎn)角降低的現(xiàn)象；還可以提高襟翼上表面噴流推力偏轉(zhuǎn)效率，提供額外升力。

3）渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝角和渦流發(fā)生器高度都會影響噴流偏轉(zhuǎn)控制，本次實驗的最優(yōu)參數(shù)為X/h=2.58、β=33°、H/h=0.25；安裝角和渦流發(fā)生器高度是關(guān)鍵參數(shù)，過大或過小的安裝角和渦流發(fā)生器高度都會導致噴流偏轉(zhuǎn)性能下降。