合成雙射流逆向吹吸控制對(duì)翼型流動(dòng)特性影響

趙志杰，羅振兵，劉杰夫，鄧 雄，李石清，鄭 穆

(國(guó)防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073)

0 引言

機(jī)械舵面會(huì)破壞飛行器良好的隱身性能，且存在飽和（舵面偏轉(zhuǎn)角度存在物理限位）、死區(qū)（控制量較小時(shí)，舵面存在不啟動(dòng)狀態(tài)）等非線性現(xiàn)象，鉸鏈等復(fù)雜機(jī)械傳動(dòng)結(jié)構(gòu)同時(shí)也會(huì)增大飛行器的載荷。主動(dòng)流動(dòng)控制（Active Flow Control，AFC）技術(shù)可以在無(wú)執(zhí)行器偏轉(zhuǎn)的情況下，僅通過(guò)在流場(chǎng)局部的敏感點(diǎn)位置施加控制，改變?nèi)至鲌?chǎng)特征，重構(gòu)飛行器表面的壓力分布，進(jìn)而產(chǎn)生飛行控制需要的姿態(tài)控制力及力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器姿態(tài)的操控。AFC具有無(wú)需機(jī)械活動(dòng)面、控制效率高、控制力可調(diào)、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)，目前已廣泛應(yīng)用于飛行控制領(lǐng)域，包括前緣渦控制[1-3]、環(huán)量控制[4-6]、推力矢量控制[7-9]等。

B2飛翼布局飛行器將開(kāi)裂式阻力方向舵與飛行控制系統(tǒng)結(jié)合，通過(guò)對(duì)稱偏轉(zhuǎn)上、下操控面的舵偏角提供離軸阻力，實(shí)現(xiàn)航向姿態(tài)控制。但開(kāi)裂式阻力方向舵具有較多缺陷，第一，機(jī)械驅(qū)動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，增加了一體化設(shè)計(jì)的難度；第二，隱身性能差；第三，偏航力矩隨舵面偏角呈現(xiàn)非線性變化趨勢(shì)，且與升力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩相互耦合，增大了控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度[10]。為減小系統(tǒng)整合復(fù)雜度，提高隱身性能，Zhu等[11]將反向射流激勵(lì)器對(duì)稱布置于上、下翼面近前緣處，通過(guò)逆來(lái)流定常吹氣，于射流出口前形成高壓區(qū)，增大了流向逆壓梯度，迫使流動(dòng)提前發(fā)生分離，在出口后形成大面積低壓分離區(qū)，增大了壓差阻力，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)航向姿態(tài)控制，其控制效果可達(dá)65°方向舵舵效；同時(shí)，反向射流氣動(dòng)控制特性結(jié)果表明，射流動(dòng)量系數(shù)越大，射流角度越小，激勵(lì)位置越靠近前緣，背風(fēng)面形成的分離區(qū)越大，壓差阻力越大，偏航力矩越大。孫全兵等[12]將反向射流技術(shù)應(yīng)用于小型飛翼布局無(wú)人機(jī)，并進(jìn)行了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明，反向射流具有足夠的航向姿態(tài)控制能力。

當(dāng)前，反向射流技術(shù)的射流源為軸流風(fēng)扇，該類(lèi)射流源消耗功率大，且重量、體積占比較高，不利于一體化設(shè)計(jì)。研發(fā)一種具有質(zhì)量輕、體積小、能耗低、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)、方便調(diào)控特點(diǎn)的新型反向射流控制激勵(lì)器，具有極高的應(yīng)用潛力。

喬治亞理工學(xué)院Smith和Glezer發(fā)明的零質(zhì)量合成射流激勵(lì)器[13]具有無(wú)需氣源管路、一體化能力強(qiáng)、質(zhì)量輕、體積小、響應(yīng)快、控制能力可調(diào)、能耗低的優(yōu)點(diǎn)，在飛行控制領(lǐng)域具有極大的應(yīng)用潛力[14-15]。但目前，尚未見(jiàn)合成射流在無(wú)人機(jī)飛行控制領(lǐng)域的實(shí)際工程應(yīng)用，其中主要原因之一是合成射流能量水平較低，控制能力不夠，且容易出現(xiàn)壓載失效等問(wèn)題。國(guó)防科技大學(xué)羅振兵對(duì)合成射流激勵(lì)器進(jìn)行改進(jìn)，設(shè)計(jì)了合成雙射流激勵(lì)器[16-17]，該激勵(lì)器是一種單膜雙腔結(jié)構(gòu)，如圖1（a）所示，除具備合成射流激勵(lì)器的優(yōu)點(diǎn)外，還解決了合成射流激勵(lì)器能量利用率低、易壓載失效的問(wèn)題，在相同輸入功率條件下，合成雙射流對(duì)流場(chǎng)的控制能力要比合成射流提高一倍[18-19]。目前，合成雙射流環(huán)量控制技術(shù)已成功應(yīng)用于無(wú)人機(jī)中，并完成了首次飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，結(jié)果表明，合成雙射流環(huán)量控制具有滾轉(zhuǎn)控制能力[20]，如圖1（b）所示。

合成雙射流雖然具備滾轉(zhuǎn)控制能力，仍需進(jìn)一步發(fā)展航向控制技術(shù)以保持飛行器正常操控。利用合成雙射流取代軸流風(fēng)扇射流/發(fā)動(dòng)機(jī)引氣射流的反向射流控制技術(shù)，有望成為一種新型無(wú)源射流高效航向控制方案。反向合成雙射流技術(shù)是通過(guò)逆來(lái)流方向施加合成雙射流，改變流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與表面壓力分布，形成可操控氣動(dòng)力/力矩的新型航向控制技術(shù)。基于此，本研究以NACA4412為基礎(chǔ)翼型，通過(guò)二維數(shù)值模擬，探討不同攻角下反向合成雙射流對(duì)翼型繞流流場(chǎng)的控制機(jī)理及氣動(dòng)控制特性，并通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證其航向控制能力。

1 物理模型與計(jì)算方法

選用NACA4412作為基礎(chǔ)翼型，設(shè)置翼型弦長(zhǎng)為0.27 m，分別在翼型上、下表面對(duì)稱布置反向DSJ激勵(lì)器，激勵(lì)器左側(cè)出口設(shè)置在20%c處，兩側(cè)出口寬度均為0.74%c，兩出口間距為5.93%c，射流出口與弦線的夾角均為150°，該物理模型如圖2所示。在計(jì)算中，設(shè)置來(lái)流速度為25 m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為4.6×105。

圖2 物理模型結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 2 Schematic diagram of the physical model

選用有限體積法離散二維可壓非定常Reynolds平均Navier-Stokes方程，并采用基于密度的求解器進(jìn)行求解。因?yàn)榱鲃?dòng)中伴隨著流動(dòng)分離現(xiàn)象，所以湍流模型選用SSTk-ω模型。采用Roe-FDS通量差分分裂格式對(duì)空間項(xiàng)進(jìn)行離散，對(duì)流項(xiàng)為二階迎風(fēng)格式，時(shí)間離散格式為二階隱格式。設(shè)置收斂準(zhǔn)則為殘差小于1×10?5，在非定常計(jì)算中，設(shè)置時(shí)間步長(zhǎng)為激勵(lì)器驅(qū)動(dòng)周期的1/80，每個(gè)時(shí)間步最大迭代步數(shù)為50步，共進(jìn)行200個(gè)流動(dòng)控制周期的計(jì)算，以確保結(jié)果的收斂性。

計(jì)算網(wǎng)格為基于多塊網(wǎng)格對(duì)接技術(shù)的結(jié)構(gòu)化O型網(wǎng)格，以保證近壁面網(wǎng)格的正交性，計(jì)算域及網(wǎng)格如圖3所示。計(jì)算網(wǎng)格在翼型表面、射流出口、翼型前后緣分別進(jìn)行了加密處理，翼面的第一層網(wǎng)格高度y+≈1，計(jì)算域半徑約為40c。翼型表面及激勵(lì)器壁面設(shè)置為無(wú)滑移壁面邊界條件，計(jì)算域外邊界為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，PZT壓電振子設(shè)置為周期性波動(dòng)的壓力入口條件。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig. 3 Schematic of the computational mesh

在計(jì)算時(shí)分別采取了8萬(wàn)、15萬(wàn)、21萬(wàn)量級(jí)的網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。在施加DSJ控制前/后，攻角為2°時(shí)的升/阻力系數(shù)變化分別如表1所示。在網(wǎng)格數(shù)大于15萬(wàn)時(shí)，控制前后的升/阻力系數(shù)已經(jīng)趨于穩(wěn)定，故選擇計(jì)算總網(wǎng)格數(shù)為154489。數(shù)值仿真下的升、阻力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果[21]對(duì)比如圖4所示，可發(fā)現(xiàn)升力系數(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)相比，在失速前較為一致，失速攻角預(yù)測(cè)準(zhǔn)確（14°），失速后升力系數(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果偏大，但趨勢(shì)一致；阻力系數(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)相比，在失速前較為一致，失速后阻力系數(shù)預(yù)測(cè)結(jié)果偏小，但趨勢(shì)一致。整體上看，本文計(jì)算方法具備一定的合理性。

表1 不同網(wǎng)格下升阻力系數(shù)對(duì)比（α = 2°，Re = 4.6×105）Table 1 Comparison of the lift and drag coefficients CL and CD in different grids (α = 2°, Re = 4.6×105)

圖4 數(shù)值模擬與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析（Re = 4.6×105）Fig. 4 Comparison between the numerical simulation and the experimental data (Re = 4.6×105)

反向DSJ的控制參數(shù)包括無(wú)量綱驅(qū)動(dòng)頻率F+與無(wú)量綱動(dòng)量系數(shù)Cμ。表達(dá)式如下：

式中U∞為 來(lái)流速度，Umax為射流峰值速度，f為射流驅(qū)動(dòng)頻率，c為翼型弦長(zhǎng)，h為射流出口寬度。在進(jìn)行數(shù)值仿真時(shí)，固定射流頻率為500 Hz，射流峰值速度為22.5 m/s，對(duì)應(yīng)的無(wú)量綱參數(shù)為：F+= 5.4，Cμ= 0.024。

2 氣動(dòng)力控制特性

攻角0°～18°范圍內(nèi)，施加控制前后的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)變化如圖5所示，其中俯仰力矩系數(shù)是相對(duì)于弦線上25%c處計(jì)算得到的。

圖5 氣動(dòng)力控制前后對(duì)比分析Fig. 5 Aerodynamic forces comparison before and after the control

從圖5（a）可看出，在小攻角下（＜8°），反向DSJ使升力略有減小；在大攻角下（＞8°），反向DSJ使升力增大，且攻角越大，增升效果越明顯。從圖5（b）可看出，在反向DSJ控制下，不同攻角下的阻力系數(shù)均有提高，且攻角越大，阻力系數(shù)增量越大。從俯仰力矩系數(shù)對(duì)比圖5（c）可看出，小攻角（＜8°）下，施加反向DSJ控制，俯仰力矩系數(shù)變化不大；大攻角（＞8°）下，施加反向DSJ控制，低頭力矩系數(shù)隨攻角增大而增大，且攻角越大，低頭力矩增量越大。從升阻比對(duì)比圖5（d）可看出，施加反向DSJ控制后，整個(gè)攻角范圍內(nèi)，升阻比均明顯下降，最大升阻比對(duì)應(yīng)的攻角不變，此外，施加控制后，大攻角下的增升效果小于其增阻效果，致使其升阻比減小。

小攻角下，施加反向DSJ控制，阻力增大，升力略有減小，俯仰力矩基本不變，若應(yīng)用于單側(cè)機(jī)翼，會(huì)產(chǎn)生偏航力矩及較小的同向滾轉(zhuǎn)力矩，與俯仰通道耦合較弱；大攻角下，施加反向DSJ控制，升力、阻力及低頭力矩增大，若應(yīng)用于單側(cè)機(jī)翼，會(huì)產(chǎn)生方向相反的滾轉(zhuǎn)、偏航力矩，削弱飛行控制的效果，且存在縱向耦合?？梢?jiàn)，小攻角反向DSJ在飛行器航向控制領(lǐng)域的應(yīng)用潛力更大。下面分別對(duì)小攻角、大攻角下，反向DSJ的控制機(jī)理進(jìn)行說(shuō)明。

3 控制機(jī)理

3.1 小攻角下反向DSJ控制機(jī)理

以2°攻角為例，施加控制前與施加控制后的周期性阻力波動(dòng)如圖6所示，可見(jiàn)，一個(gè)周期內(nèi)并不是所有時(shí)刻阻力都增大，在1/8T～3/8T內(nèi)，阻力減小。圖7、圖8分別為施加控制后，一個(gè)周期內(nèi)不同時(shí)刻的壓力云圖與表面壓力分布。由于施加反向DSJ控制后，射流影響區(qū)域不大，此處僅呈現(xiàn)局部放大圖，圖中紅色箭頭表示射流流入/流出狀態(tài)。

圖6 施加控制后的阻力系數(shù)波動(dòng)Fig. 6 Drag coefficient fluctuation after the control

圖7 不同時(shí)刻壓力云圖對(duì)比（α = 2°）Fig. 7 Comparison of pressure contours at different time instances (α = 2°)

圖8 不同時(shí)刻壓力分布對(duì)比（α = 2°）Fig. 8 Comparison of pressure distributions at different time instances (α = 2°)

1/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于加速吸階段，上一階段吹程形成的回流區(qū)在兩射流口間形成低壓區(qū)；右側(cè)射流口處于加速吹階段，高速逆向射流增大了出口處的逆壓梯度，在出口附近形成高壓區(qū)，迫使出口后流動(dòng)發(fā)生分離，此時(shí)壓差阻力相比未施加控制時(shí)減小。

2/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于加速吸階段，兩出口間的回流區(qū)在兩側(cè)射流的作用下減小，出口處吸力峰值增大；右側(cè)射流口處于加速吹階段，隨著射流速度的進(jìn)一步增大，出口前逆壓梯度值及影響區(qū)域進(jìn)一步增大，在兩出口之間形成高壓區(qū)，出口后，與壁面剪切形成的低壓回流尺度進(jìn)一步增大，此時(shí)壓差阻力相比未施加控制時(shí)減小。

3/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于減速吸階段，出口處負(fù)壓值及低壓區(qū)域面積減??；右側(cè)射流口處于減速吹階段，兩出口間的高壓區(qū)面積進(jìn)一步擴(kuò)大，右側(cè)出口下游的分離泡尺度進(jìn)一步擴(kuò)大，低壓影響區(qū)域增大，此時(shí)壓差阻力比2/8T稍有增大，但比無(wú)控制時(shí)要小。

4/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于減速吸階段，兩出口間高壓區(qū)域面積減小，峰值高壓相對(duì)減小，但第二個(gè)射流出口前的整體高壓區(qū)域面積增大；右側(cè)射流口處于減速吹階段，射流口后的分離泡尺度進(jìn)一步擴(kuò)大，低壓影響區(qū)域面積進(jìn)一步擴(kuò)大，此時(shí)壓差阻力相比無(wú)控制時(shí)增大。

5/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于加速吹階段，由于射流對(duì)來(lái)流的阻擋作用，射流出口附近形成高壓區(qū)；右側(cè)射流口處于加速吸階段，出口附近形成低壓區(qū)，但出口后分離泡尺度略有減小，低壓影響區(qū)域相對(duì)減小，此時(shí)壓差阻力在一個(gè)控制周期內(nèi)達(dá)到最大值。

6/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于加速吹階段，右側(cè)射流口處于加速吸階段，隨著左側(cè)射流速度的提升，其出口附近逆壓梯度增大，出口前高壓區(qū)面積增大，左側(cè)射流口后形成大面積低壓區(qū)域，此時(shí)壓差阻力相比無(wú)控制時(shí)增大。

7/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于減速吹階段，射流出口前高壓區(qū)面積相對(duì)減小，出口后在與壁面的剪切作用下，產(chǎn)生分離泡，形成低壓區(qū)；右側(cè)射流口處于減速吸階段，出口后由于流管擴(kuò)張，形成高壓區(qū)，但面積較小，此時(shí)壓差阻力相比無(wú)控制時(shí)增大。

8/8T時(shí)，左側(cè)射流口處于減速吹階段，射流出口前高壓區(qū)面積進(jìn)一步減小，兩出口間的分離泡尺度進(jìn)一步擴(kuò)大，形成低壓區(qū)；右側(cè)射流口處于減速吸階段，出口附近高壓區(qū)面積相對(duì)增加，此時(shí)壓差阻力相比無(wú)控制時(shí)增大。

圖9、圖10分別為2°攻角下，施加控制前、后的平均速度云圖與壓力分布對(duì)比。其控制機(jī)理可歸結(jié)為：在施加反向DSJ控制后，出口前由于射流的阻擋作用形成高壓區(qū)，伴隨著流向逆壓梯度的增加，分別在兩個(gè)出口后形成準(zhǔn)定常低壓回流區(qū)，致使前后壓差阻力增大，但整體壓力包絡(luò)面積基本不變，故升力變化不大。由于此時(shí)攻角較小，部分低壓分離區(qū)可能會(huì)削弱增阻效果，當(dāng)攻角增大時(shí)，低壓分離區(qū)負(fù)作用減弱，增阻效果增強(qiáng)。

圖9 控制前后平均速度云圖對(duì)比（α = 2°）Fig. 9 Comparison of averaged velocity contours before and after the control (α = 2°)

圖10 控制前后平均壓力分布對(duì)比（α = 2°）Fig. 10 Comparison of averaged pressure distributions before and after the control (α = 2°)

3.2 大攻角下反向DSJ控制機(jī)理

在攻角大于8°后，反向DSJ控制會(huì)使升力、阻力都增大，且增幅隨攻角增大而增大，其控制機(jī)理不同于小攻角，故以下對(duì)大攻角下的流場(chǎng)及壓力特性進(jìn)行分析，以獲得大攻角下反向DSJ控制機(jī)理。

首先以12°攻角為例，圖11、圖12分別為施加控制前后平均速度云圖與壓力分布對(duì)比，在背風(fēng)面，由于反向DSJ控制，流向逆壓梯度增大，迫使流動(dòng)提前發(fā)生分離，背風(fēng)面分離區(qū)面積增大，同時(shí)降低了分離區(qū)內(nèi)的表面壓力，拓寬了壓力包絡(luò)，射流出口前，由于逆向射流的阻擋作用，形成高壓區(qū)，出口后形成低壓區(qū)，但射流出口后并未形成類(lèi)似小攻角工況的低壓回流區(qū)，這是由于攻角增大后，出口前主流速度提升，射流相對(duì)動(dòng)量系數(shù)降低所致；在迎風(fēng)面，射流出口前、后分別形成高壓、低壓區(qū)域，其機(jī)理與小攻角控制機(jī)理一致。值得注意的是，背風(fēng)面激勵(lì)器兩出口的平均狀態(tài)都是流入狀態(tài)，迎風(fēng)面激勵(lì)器兩出口的平均狀態(tài)都是流出狀態(tài)，出口狀態(tài)的不同是膜片壓力邊界與周?chē)鲌?chǎng)壓力變化的綜合作用所致，并與分離遲滯現(xiàn)象有關(guān)[22]。由于射流出口前、后高壓、低壓區(qū)域的形成以及背風(fēng)面低壓分離區(qū)面積的增大，致使壓差阻力增大；由于背風(fēng)面分離區(qū)面積的增大及分離區(qū)內(nèi)表面壓力的降低，致使低壓影響區(qū)域更廣，拓寬了壓力包絡(luò)，進(jìn)而增大了升力。

圖11 控制前后平均速度云圖對(duì)比（α = 12°）Fig. 11 Comparison of averaged velocity contours before and after the control (α = 12°)

圖12 控制前后平均壓力分布對(duì)比（α = 12°）Fig. 12 Comparison of averaged pressure distributions before and after the control (α = 12°)

圖13為16°攻角下，施加控制前、后不同時(shí)刻的壓力云圖與流線圖，圖中紅色箭頭表示出口射流的流入/出狀態(tài)。在背風(fēng)面，每個(gè)時(shí)刻的流動(dòng)都提前發(fā)生分離，1/4T時(shí)，左側(cè)射流處于加速吸階段，出口附近形成低壓回流區(qū)，右側(cè)射流處于加速吹階段，出口前由于射流的阻擋作用，形成高壓區(qū)，出口后形成相對(duì)低壓區(qū)域；2/4T時(shí)，左側(cè)射流處于減速吸階段，右側(cè)射流處于減速吹階段，兩射流口間形成高壓區(qū)域，增大了流向逆壓梯度；3/4T、4/4T時(shí)，左側(cè)射流分別處于加速吹、減速吹階段，在射流與主流的相互作用下，左側(cè)射流出口前后分別形成高壓、低壓區(qū)域，增大了壓差阻力。

圖13 不同時(shí)刻壓力云圖（α = 16°）Fig. 13 Pressure contours at different time instances (α = 16°)

圖14、圖15分別為16°攻角下，施加控制前后的平均速度云圖與壓力分布對(duì)比。在背風(fēng)面，由于反向DSJ控制，迫使流動(dòng)提前分離，分離位置由激勵(lì)器后轉(zhuǎn)移至激勵(lì)器前，分離區(qū)面積增大，同時(shí)，分離區(qū)壓力也進(jìn)一步降低，拓寬了壓力包絡(luò)；射流出口前、后形成分別形成高壓、低壓區(qū)域，增大壓差阻力的同時(shí)，也提升了升力。相比α= 12°工況，射流出口前的高壓區(qū)面積、峰值增大，形成的低壓回流區(qū)面積及回流區(qū)表面低壓絕對(duì)值更大，故該種控制工況下的升力、阻力增幅更高。

圖14 控制前后平均速度云圖對(duì)比（α = 16°）Fig. 14 Comparison of averaged velocity contours before and after the control (α = 16°)

圖15 控制前后平均壓力分布對(duì)比（α = 16°）Fig. 15 Comparison of averaged pressure distributions before and after the control (α = 16°)

4 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

由上述分析可知，反向合成雙射流激勵(lì)器在小攻角下具有對(duì)飛行器航向姿態(tài)的控制潛力，故通過(guò)飛行試驗(yàn)對(duì)其控制能力進(jìn)行驗(yàn)證。無(wú)人飛行試驗(yàn)平臺(tái)參數(shù)、飛行控制方式與文獻(xiàn)[20]所述一致。

反向合成雙射流激勵(lì)器結(jié)構(gòu)如圖16（a）、圖16（b）所示，長(zhǎng)、寬、高分別為60 mm、63 mm、17.5 mm，射流出口長(zhǎng)度、寬度分別為50 mm、2 mm，兩射流出口間距為16 mm，射流出射角度為150°。飛行試驗(yàn)時(shí)，設(shè)置激勵(lì)器正弦波驅(qū)動(dòng)頻率為500 Hz（F+= 3.83），驅(qū)動(dòng)電壓為±170 V，通過(guò)熱線風(fēng)速儀測(cè)得距離出口1、出口2處1 mm的射流峰值速度分別為31.26 m/s和30.03 m/s，速度獲取方法為取150個(gè)驅(qū)動(dòng)周期峰值速度的平均值。該激勵(lì)器布置于靠近左側(cè)機(jī)翼翼尖20%的弦長(zhǎng)處，沿吸力面、壓力面展向均勻布置3個(gè)，單側(cè)總長(zhǎng)度為180 mm。詳細(xì)布局方式如圖16（c）所示。

圖16 反向合成雙激勵(lì)器結(jié)構(gòu)及布局Fig. 16 Schematic and installation of the reverse DSJ actuators

飛行試驗(yàn)時(shí)，飛行速度為30 m/s，攻角為2°，激勵(lì)器控制前后的飛行參數(shù)變化如圖17所示，在C點(diǎn)開(kāi)啟激勵(lì)器，舵面停止操控，在D點(diǎn)關(guān)閉激勵(lì)器，舵面開(kāi)始操控。在施加控制后，飛行器實(shí)現(xiàn)了向左偏航，并帶有左滾轉(zhuǎn)。這是因?yàn)?，在左?cè)反向DSJ控制下，飛行器左側(cè)機(jī)翼阻力增大，受到向左的偏航力矩，故會(huì)產(chǎn)生右側(cè)滑，在該布局下，右側(cè)滑導(dǎo)致了左滾轉(zhuǎn)。左側(cè)反向DSJ激勵(lì)器的開(kāi)啟產(chǎn)生了向左的偏航角速度，并不斷增大，最大偏航角速度可達(dá)9.01°/s，同時(shí)在該構(gòu)型下，右側(cè)滑也會(huì)產(chǎn)生向左的滾轉(zhuǎn)角速度，促使飛行器向左發(fā)生滾轉(zhuǎn)，且滾轉(zhuǎn)角不斷增大。上述飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，反向合成雙射流具有對(duì)飛行器巡航時(shí)航向姿態(tài)的控制能力。

圖17 左側(cè)反向DSJ激勵(lì)器控制下的飛行姿態(tài)參數(shù)變化Fig. 17 Flight attitude parameter variation under the control of the left-side reverse DSJ actuators

5 總結(jié)與展望

本文研究了布置于20%弦長(zhǎng)處的反向DSJ對(duì)小攻角、大攻角下的翼型表面繞流流場(chǎng)的控制機(jī)理與氣動(dòng)控制規(guī)律，并通過(guò)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了其航向控制能力。具體結(jié)論與展望如下：

1）小攻角下，在施加反向DSJ控制后，阻力增大，升力略有減小，俯仰力矩基本不變。從流場(chǎng)及壓力特征看，出口前由于射流的阻擋作用形成高壓區(qū)，伴隨著流向逆壓梯度的增加，分別在兩個(gè)出口后形成準(zhǔn)定常低壓回流區(qū)，致使前后壓差阻力增大，但壓力包絡(luò)面積基本不變，故升力變化不大。若應(yīng)用于單側(cè)機(jī)翼，會(huì)產(chǎn)生偏航力矩及較小的同向滾轉(zhuǎn)力矩，且與俯仰通道耦合較弱，故其在飛行器航向控制領(lǐng)域的應(yīng)用潛力較大。飛行試驗(yàn)結(jié)果亦驗(yàn)證了其巡航時(shí)的航向姿態(tài)控制能力，可實(shí)現(xiàn)的最大偏航角速度為9.01°/s。

2）大攻角下，施加反向DSJ控制后，升力、阻力、低頭力矩增大。從流場(chǎng)及壓力特征看，反向DSJ控制除了會(huì)在射流出口前、后分別形成高壓區(qū)、低壓回流區(qū)外，還會(huì)使背風(fēng)面流動(dòng)提前分離，擴(kuò)大分離區(qū)域面積，同時(shí)減小分離區(qū)內(nèi)的壓力值，擴(kuò)大壓力包絡(luò)，增大阻力的同時(shí)，也會(huì)提升升力。若應(yīng)用于單側(cè)機(jī)翼，會(huì)產(chǎn)生方向相反的滾轉(zhuǎn)、偏航力矩，削弱飛行控制的效果，同時(shí)會(huì)耦合俯仰力矩，增大了控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度。3）為實(shí)現(xiàn)反向DSJ航向控制的工程應(yīng)用，下一步將通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)詳細(xì)研究其氣動(dòng)控制規(guī)律，為建立基于反向DSJ航向控制的氣動(dòng)控制模型奠定基礎(chǔ)。