水陸兩棲飛機方向舵附面層控制研究

孫衛(wèi)平，溫慶，彭新春

(中航通飛研究院有限公司 總體部，珠海 519040)

0 引 言

起降速度是影響水陸兩棲飛機抗浪能力的重要因素，采用多種增升手段降低起降速度之后，需要相應提高方向舵的操縱能力。一種可能的方法是提高方向舵的可用偏度，但是舵面在大偏度時極容易發(fā)生氣流分離，因此需要應用流動控制技術(shù)消除方向舵大偏度的分離[1-3]。

流動分離控制是學術(shù)界和航空界關注的重點研究方向之一，有關主動流動控制的概念、方法和應用的研究更在近年來發(fā)展成了一個獨立的學科分支。主動流動控制的方法很多，吹氣/吸氣式附面層控制方法是其中之一[1]。

吹氣/吸氣式附面層控制是指利用吹氣或吸氣的方法，增加附面層的能量，改變壓力分布，延遲流動分離，從而達到增升效果。近年來，國外對吹氣/吸氣式附面層控制開展了大量的研究。A.Sohankara等[4]、G.Lubinsky等[5]和V.Uruba等[6]分別在方柱和后臺階模型上開展了吹氣/吸氣對分離流動控制的機理研究；M.Burnazzi等[7]研究了吹氣和吸氣共同作用時的襟翼增升效果，并分析了機翼前緣下垂的影響；L.Huang等[8]、Y.Kianoosh等[9]分別研究了對NACA0012翼型吹氣和吸氣的控制效果；A.Carnarius等[10]對二維多段翼型非定常吹氣進行了模擬，研究了吹氣動量系數(shù)對升力特性的影響；Y.Kianoosh等[11]在原二維研究的基礎上開展了三維機翼的吹氣控制研究。日本新明和公司研制的US-1及其改性型號US-2采用吹氣式附面層控制技術(shù)以后，抗浪能力達到3 m，出勤率達到95%，在此項技術(shù)的工程應用上達到了世界領先水平[12]?；谒憙蓷w機高抗浪性的迫切需要，我國近幾年也在逐步開展相關研究，目前大多是對增升裝置開展研究分析。孫衛(wèi)平等[13-14]對水陸兩棲飛機的增升裝置開展了吹氣式附面層控制優(yōu)化設計；郝璇等[15]以飛翼布局的艦載飛行器為研究對象，開展了增升裝置的吹氣附面層控制研究；溫慶等[16]開展了吹氣襟翼附面層控制的試驗結(jié)果和CFD模擬對比計算，分析了計算誤差產(chǎn)生的原因。

目前吹氣/吸氣式附面層控制研究模型主要為機翼，應用在尾翼舵面上的研究很少，且基本沒有考慮兩段翼之間的縫道間隙影響。本文將吹氣式附面層控制技術(shù)應用到垂尾上，考慮方向舵與垂尾安定面之間的縫道，更加貼近工程實際情況；應用附面層控制以后，方向舵采用較大的偏度，研究其失速較早的特性，并提出解決途徑，以增強附面層控制方案的實用性。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計算模型

二維模型是從國內(nèi)某大型水陸兩棲飛機的垂尾上截取的，截取位置位于50%展長處，翼型為NACA0012翼型，弦長為4.8 m，舵面相對弦長35%，設計最大舵面偏度45°。吹氣縫位于垂尾安定面后緣，寬度2 mm，在舵面偏度30°時，吹氣縫法線與舵面相切。

計算網(wǎng)格采用四邊形網(wǎng)格，總共7.8萬網(wǎng)格單元。網(wǎng)格及吹氣縫位置示意圖如圖1所示。

圖1 安定面后緣吹氣模型

1.2 計算方法及條件

吹氣縫的邊界條件采用壓力入口，入口條件按照相對總壓PC的形式給定。在附面層控制實際應用中，吹氣壓比RP(吹氣總壓/環(huán)境靜壓)是一個比較重要的參數(shù)，因此在設置邊界條件時，參考總壓根據(jù)壓比來確定。吹氣縫相對總壓計算公式為

PC=RPPa-Pa

(1)

式中：Pa為大氣環(huán)境靜壓。

從式(1)可以看出：在給定大氣環(huán)境的情況下，吹氣縫相對總壓與吹氣縫壓比直接相關。

內(nèi)吹式附面層控制的吹氣強度用吹氣動量系數(shù)Cμ表示[15]：

Cμ=MVj/qS

(2)

式中：M為吹氣質(zhì)量流量；Vj為高壓氣體等熵膨脹到大氣時的吹氣速度；q為自由來流動壓；S為吹氣控制的翼面面積。

吹氣質(zhì)量流量和吹氣速度計算公式為[17]

(3)

(4)

式中：At為吹氣縫面積(m2)；k為氣體比熱比，空氣為1.4；R為氣體常數(shù)，空氣為287 J/(kgK)；T0為吹氣總溫(K)；P0為吹氣總壓(Pa)。

數(shù)值模擬時吹氣參考總壓設置在吹氣縫處。吹氣出口設為Pressure Inlet邊界條件(由于吹氣縫流出的空氣進入了解算的流場區(qū)域，采用入口邊界條件)，利用給定出口的總壓來模擬射流作用。這種做法不僅可以減少網(wǎng)格數(shù)量，而且可以消除吹氣縫道引起的總壓損失[16]。

附面層控制的相似參數(shù)為吹氣動量系數(shù)[2]，在吹氣縫尺寸一定的條件下，吹氣動量系數(shù)只受吹氣壓比和來流速度影響。無論改變壓比或是來流動壓均可以改變吹氣動量系數(shù)。本文計算采用固定風速變壓比的方法改變吹氣動量系數(shù)，壓比與吹氣動量系數(shù)的對應表如表1所示(模擬的大氣參數(shù)為：高度H=0 km；溫度T=283.15 K)。

流場求解控制方程為雷諾平均N-S方程。選用分離式方法(pressure based)求解，并采用SIMPLEC算法。由于流場中的主流速度為低馬赫數(shù)不可壓流動，但是吹氣氣流為高馬赫數(shù)可壓縮流，在計算時選用的流體介質(zhì)為完全氣體(ideal gas，即為滿足氣體狀態(tài)方程的空氣)。壓力項采用二階迎風格式離散，對流項采用三階MUSCL格式離散，粘性項采用一階迎風格式離散，湍流模型采用transition-SST模型。

2 安定面吹氣方案優(yōu)化設計

2.1 縫道擋板方案設計

首先計算方向舵最大偏度45°、迎角0°的狀態(tài)(二維模擬按迎角描述，相對飛機為側(cè)滑角)，計算結(jié)果如圖2～圖3所示，可以看出：在吹氣動量系數(shù)0.04時，方向舵仍存在大范圍的氣流分離，即附面層控制沒有產(chǎn)生明顯的作用；在吹氣動量系數(shù)0.05時，才消除了方向舵上的分離，需用吹氣動量系數(shù)明顯偏大。主要原因是小吹氣動量時，迎風一側(cè)的高壓氣流經(jīng)過縫道流向低壓背風面，使吹氣氣流向下偏轉(zhuǎn)，不能附著在舵面上，一直到吹氣動量系數(shù)0.05時才能附著。

圖2 Cμ=0.04時的壓力分布和流線圖

圖3 Cμ=0.05時的壓力分布和流線圖

為了解決上述問題，采用以下方案：

(1) 改變吹氣縫的吹氣角度；

(2) 將吹氣縫移動至艙內(nèi)；

(3) 設計縫道擋板，阻擋縫道氣流沖擊。

計算結(jié)果表明，縫道擋板方案取得了很好的吹氣效果，其他方案效果較差。吹氣動量系數(shù)為0.02時，縫道有擋板和無擋板的局部吹氣流場圖如圖4～圖5所示。

圖4 Cμ=0.02時縫道無擋板吹氣效果圖

圖5 Cμ=0.02時縫道有擋板時吹氣效果圖

從圖4～圖5可以看出：縫道擋板阻止了氣流沖擊，在吹氣動量系數(shù)0.02時，吹氣氣流由于柯恩達效應附著在舵面上，提高了舵面的效率。

縫道有擋板的全局流場如圖6～圖7所示，可以看出：有擋板的狀態(tài)在吹氣動量系數(shù)0.01時，方向舵還存在一定的分離，Cμ=0.02時已完全消除了分離。

圖6 Cμ=0.01時縫道有擋板壓力分布和流線圖

圖7 Cμ=0.02時縫道有擋板壓力分布和流線圖

舵面偏度45°時，有/無縫道擋板方案、不同吹氣動量系數(shù)的升力系數(shù)對比如圖8所示，可以看出：無縫道擋板方案，直到吹氣動量系數(shù)達到0.05時，升力系數(shù)才急劇增加到有擋板方案狀態(tài)；而有擋板狀態(tài)，吹氣動量系數(shù)0.02以前急劇增加，達到0.02以后緩慢增加。

圖8 有/無縫道擋板吹氣動量系數(shù)對升力的影響

綜上所述，采用縫道擋板以后，較小的吹氣動量系數(shù)即可產(chǎn)生很好的吹氣效果，提高了吹氣效率。

2.2 組合吹氣研究

上述研究均是在側(cè)滑角0°狀態(tài)(對于二維分析為0°迎角)下進行的，但是飛機在飛行過程中，尤其是發(fā)動機故障狀態(tài)，會產(chǎn)生較大的側(cè)滑角，因此還需要研究垂尾在不同側(cè)滑角時的氣動力特性。方向舵45°，吹氣動量系數(shù)分別為0.02和0.03時不同迎角的氣動力數(shù)據(jù)如圖9所示，可以看出：由于舵面偏度較大，采用安定面后緣吹氣以后，失速迎角較小，對于方向舵來說，可能會造成飛機抗側(cè)滑能力不足。

圖9 舵面偏度45°不同吹氣動量系數(shù)時的升力曲線

隨著迎角增加，方向舵開始在后緣分離。吹氣以后，后緣的分離情況又與無吹氣情況或吹氣能量不足時有所不同，常規(guī)的無吹氣狀態(tài)或者吹氣能量不足時，分離渦緊貼壁面，而吹氣以后由于吹氣增加了壁面附面層的能量，避免了分離，但是在遠離壁面處出現(xiàn)了分離渦，其詳細流線圖如圖10所示。

圖10 舵面分離流線(迎角-10°)

由于吹氣能量比較大，在舵面表面形成了貼體的高速氣體壁面，該氣體壁面有兩個作用：阻礙了受逆壓梯度引起的壁面分離；對略遠壁面氣流產(chǎn)生氣流引射，提高能量，抵抗分離。隨著迎角的進一步增加，近壁面由于氣流能量較大，仍能夠抵抗氣流分離，但是在略遠離壁面處，由于逆壓梯度逐漸增強，開始逐漸產(chǎn)生分離渦。方向舵未分離時，舵面附近的逆壓情況如圖11所示。

圖11 背風面逆壓梯度

安定面后緣吹氣可以使方向舵在很大偏度時仍能保持操縱能力，但安定面后緣吹氣并不能提高失速迎角。采用前后組合吹氣可以明顯提高失速迎角和吹氣效率，甚至在超環(huán)量范圍內(nèi)都是有利的[17]。前后組合吹氣是指除了前述安定面后緣吹氣以外，在安定面頭部再增加一個吹氣位置。頭部吹氣模型如圖12所示。吹氣縫位于弦長3%處，縫高2 mm，計算狀態(tài)如表2所示。

圖12 增加的頭部吹氣

狀態(tài)壓力/Pa前吹氣后吹氣19 00025 500212 80025 500325 50025 500425 50012 800

從表2可以看出：狀態(tài)1～狀態(tài)3的頭部吹氣壓力逐漸增加，位于安定面后緣的后部吹氣壓力不變，狀態(tài)2和狀態(tài)4的前后壓力互換。

迎角為-14°時，狀態(tài)2和狀態(tài)4的計算對比如圖13所示，可以看出：由于位于安定面后緣的后部吹氣壓較小，吹氣氣流不能附著在舵面上，頭部吹氣也不能提高效率，表明頭部吹氣起作用的前提條件是后部氣流能夠附著。

(b) 狀態(tài)4

排除狀態(tài)4由于后部吹氣壓力較小引起的舵面分離，狀態(tài)1～狀態(tài)3均為后部吹氣壓力固定，變化頭部吹氣壓力的情況，計算結(jié)果如圖14所示，可以看出：在后部吹氣能夠使舵面氣流附著的條件下，頭部只需要很少的吹氣量，便可顯著地提高失速迎角和增升效果，且隨著頭部吹氣動量系數(shù)的增加而增強。

圖14 組合吹氣效果對比

僅后緣有足夠的吹氣動量系數(shù)條件下，舵面可以避免分離，但是隨著迎角增加，遠離壁面的區(qū)域仍舊產(chǎn)生明顯的分離渦，造成舵面效率下降，而增加了頭部吹氣以后，可以增加遠離舵面區(qū)域的氣流能量，抵抗逆壓梯度，消除分離。因此，安定面頭部和安定面后緣的組合吹氣可以顯著提高失速迎角，效果明顯優(yōu)于單獨安定面后緣吹氣,失速迎角可以提高8°左右。

2.3 舵面偏度影響研究

為了考核方向舵采用附面層控制以后的舵效增量,計算方向舵面偏度15°、25°、35°、45°四個狀態(tài)的氣動力，由于15°狀態(tài)未涉及舵面分離，只計算無吹氣狀態(tài)的結(jié)果，如表3和圖15所示。

表3 Cy計算結(jié)果

圖15 不同舵面偏度的計算結(jié)果

從表3和圖15可以看出：未采用附面層控制時，方向舵舵面偏度在25°～30°之間，升力系數(shù)不超過-2；采用附面層控制以后，舵面偏度可以增加至45°，升力系數(shù)接近-4，操縱能力增加1倍左右。

3 結(jié) 論

(1) 采用安定面后緣吹氣時，舵面與安定面的縫道嚴重影響吹氣效果，必須采取措施將舵面縫道封死，防止縫道的高速氣流影響吹氣氣流的附著。采用縫道擋板以后，臨界吹氣動量系數(shù)由0.05降至0.02。

(2) 安定面后緣吹氣可以明顯提高吹氣效果，但是由于舵偏角較大，吹氣只能控制舵面壁面附近流場不發(fā)生分離，略遠離舵面壁面的流場在逆壓梯度的作用下，隨著迎角增加極易發(fā)生分離，失速迎角較小。

(3) 采用安定面頭部和安定面后緣組合吹氣方式，可以使失速迎角提高8°左右。

(4) 采用附面層控制以后，方向舵操縱能力增加1倍左右。