寬速域飛翼布局后緣射流滾轉控制研究

邵 帥，郭 正，賈高偉，陰 鵬，侯中喜，張來平

(1. 國防科技大學 空天科學學院， 湖南 長沙 410073； 2. 軍事科學院 國防科技創(chuàng)新研究院， 北京 100071)

近年來，各軍事強國相繼推出飛翼布局隱身無人戰(zhàn)機的技術驗證機型，包括法國的“神經元”，英國的“雷神”，俄羅斯的“獵人”，中國的攻擊-11，美國的“幻影雷”、X-45A、X-47A和X-47B等[1]。飛翼布局具備優(yōu)良的氣動特性與隱身性能，但在機動和配平過程中，傳統(tǒng)舵面的偏轉將破壞飛翼布局的電磁隱身外形。同時舵面的使用增加了飛行器外模線上的開孔和狹縫，增大了雷達散射截面(radar cross section, RCS)。

后緣環(huán)量控制射流是指在機翼后緣沿切向射出一股流動。根據(jù)柯恩達效應，射流附著于后緣凸曲面，即柯恩達表面，并夾帶邊界層流動同樣繞柯恩達表面偏轉一定角度。流線的偏轉使翼型產生氣動型彎曲，從而改變翼型的環(huán)量和升力。左右機翼后緣不同射流組合方式可實現(xiàn)不同姿態(tài)控制，其中以滾轉控制效果最佳。后緣環(huán)量控制射流作為一種典型的主動流動控制技術，具備代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面進行姿態(tài)控制的潛力[2]。

相比舵面，后緣環(huán)量控制射流應用于飛行器姿態(tài)控制具備諸多優(yōu)勢[2-4]。首先，無須液壓傳動和鉸鏈機構，射流系統(tǒng)體積小質量輕，可為飛行器增大裝載或增加航程。其次，姿態(tài)控制設備的零部件數(shù)量大幅度減小，提高了系統(tǒng)可靠性，進而提升了飛行器的出勤率。最重要的是活動部件減少，使得外模線更加光滑，機動和配平過程中無舵面偏轉，有望大幅改善飛翼布局的動態(tài)隱身特性。但同時環(huán)量控制設備需從獨立氣泵或者發(fā)動機的壓氣機引氣獲得高壓氣源，將持續(xù)消耗能量并對發(fā)動機推力產生影響。此外，多項研究表明，隨來流馬赫數(shù)的增大，射流出口激波和邊界層的相互作用[5]使射流更易脫離柯恩達表面，導致Cμ失速現(xiàn)象提前發(fā)生，環(huán)量控制效果[6-9]顯著弱化。

盡管多數(shù)研究強調射流控制對飛行器隱身性能的顯著提升，但鮮有關于射流與舵面控制構型RCS特性的對比研究和量化評估工作。此外，引氣導致的推力損失評估也少見于文獻研究。針對飛翼布局的飛行試驗[10-15]、風洞試驗[2-3]和數(shù)值模擬[16-17]工作多關注低速時利用環(huán)量控制技術進行部分姿態(tài)控制(以滾轉控制為主)的可行性。僅Forster[18]通過數(shù)值模擬確認了高亞聲速(Ma=0.7)中飛翼布局SACCON(stability and control configuration)的機身內側射流與舵偏10°產生的控制力矩接近。飛翼布局隱身無人戰(zhàn)機的實際飛行速度涵蓋了低速至高亞聲速，在寬速域范圍環(huán)量控制技術用于飛翼布局滾轉控制的可行性有待進一步驗證。

因此本文結合氣動和隱身數(shù)值計算方法，在寬速域范圍(Ma為0.145～0.7)內系統(tǒng)性研究后緣環(huán)量控制射流對飛翼布局的滾轉控制效果，并與傳統(tǒng)舵面控制構型進行對比。研究關注電磁隱身特性、滾轉控制特性、流動機理分析和射流引氣影響四個方面。同時在射流引氣影響小節(jié)中，提出控制效率因子參數(shù)對比射流與舵面的控制效率。本文期望為射流主動流動控制無操縱面飛翼布局飛行器的設計工作提供量化參考依據(jù)。

1 研究對象

MULDICON(multi-disciplinary configuration)布局[19]由北約AVT-251任務組提出，如圖1所示，本文將其作為滾轉控制研究的飛翼平臺。參考長度為cref=6 m，參考面積為Sref=77.8 m2，力矩參考點(moment reference point, MRP)坐標為(x,y,z)ref=(6,0,0) m。其控制舵面包括內側舵面(inner board, IB)和外側舵面(outer board, OB)。舵面控制構型的幾何模型如圖2所示。單個舵面的面積為1.16%參考面積。舵面后緣下偏為正。

圖1 MULDICON布局幾何外形Fig.1 Geometry of MULDICON

圖2 舵面控制構型的幾何模型Fig.2 Geometry of the flying wing with control surfaces

為保證可比性，將內外側舵面在后緣上的相應位置分別替換為環(huán)量控制設備，得到射流控制構型。Michie[20]研究得到高效環(huán)量控制設備的幾何比例，本文據(jù)此對外翼段后緣修型，比例參數(shù)如圖3所示。每個環(huán)量控制設備均有上下兩個射流出口，使用IUJ、ILJ、OUJ和OLJ分別代表內側上、內側下、外側上和外側下四個出口的射流。

圖3 射流控制構型的幾何模型Fig.3 Geometry of the flying wing with CC jets

考慮對稱性，本文以向右滾轉為例研究不同控制設備的滾轉控制效果。舵面控制時，左右機翼外側舵面差動偏轉δOB分別為±10°、±20°(左機翼OB后緣下偏，右機翼OB后緣上偏)，為方便表述對應構型在后文分別簡稱為舵偏10°構型和舵偏20°構型。使用舵面控制但舵面無偏轉時(即δOB=±0°)，簡稱無舵偏構型。射流控制時，左右機翼外側環(huán)量控制設備差動射流(左機翼OUJ和右機翼OLJ射流開啟)。

2 數(shù)值方法及驗證

2.1 氣動計算方法及驗證

氣動數(shù)值模擬使用非結構混合網(wǎng)格計算流體力學仿真軟件HyperFLOW[21-22]。計算中，無黏通量離散使用Roe格式，黏性項使用法向導數(shù)法離散，湍流模型采用k-ωSST兩方程模型。使用MULDICON布局和橢圓環(huán)量控制翼模型分別驗證HyperFLOW準確模擬飛翼布局繞流和環(huán)量控制翼繞流的能力。

2.1.1 飛翼布局繞流算例驗證

驗證分為兩步，首先進行網(wǎng)格無關性驗證得到后續(xù)研究的網(wǎng)格基礎，接著在一定迎角范圍內與文獻對比氣動載荷結果，驗證氣動力和力矩的準確性。

驗證算例來流條件為馬赫數(shù)Ma=0.4, 每米雷諾數(shù)Re=9.333×106。計算網(wǎng)格為非結構混合網(wǎng)格，物面為40層棱柱網(wǎng)格，外部空間由四面體網(wǎng)格填充，機身周圍區(qū)域進行適當加密。表1列出了三套網(wǎng)格的參數(shù)，圖 4展示了中等密度網(wǎng)格細節(jié)，三套網(wǎng)格的拓撲結構相同。表2展示了網(wǎng)格加密對氣動載荷的影響，迎角α=0°，從中等密度網(wǎng)格到密網(wǎng)格，升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的變化微小，故選擇中等密度網(wǎng)格開展后續(xù)研究。圖5展示了HyperFLOW求解器與采用SA-neg(negative sparlart-allmaras turbulance model)湍流模型的德國宇航中心DLR Tau求解器[23]對MULDICON布局的氣動特性預測結果。兩者的CL和CD曲線吻合良好，Cm曲線在小迎角時吻合良好，當迎角大于6°后由于湍流模型的差異而存在偏差，但變化趨勢一致。本文關注小迎角附近來流速度和射流強度對滾轉控制效果的影響，因此計算方法可用于后文飛翼布局氣動特性的評估工作。

表1 MULDICON布局網(wǎng)格參數(shù)Tab.1 Details of grids of MULDICON

圖4 MULDICON布局網(wǎng)格剖分Fig.4 Grid of MULDICON

表2 網(wǎng)格加密對氣動載荷的影響Tab.2 Influence of grid refinement on aerodynamic loads

圖5 MULDICON布局氣動特性Fig.5 Aerodynamic characteristics of MULDICON

2.1.2 橢圓環(huán)量控制翼算例驗證

橢圓環(huán)量控制翼模型風洞試驗[8]覆蓋了低速到跨聲速，是環(huán)量控制翼的標準驗證算例之一。來流條件為Ma=0.3，Rec=1×106,α=3°和Ma=0.8，Rec=2.5×106,α=3°(Rec為基于翼型弦長的雷諾數(shù))。翼型剖面如圖 6(a)所示，試驗模型和網(wǎng)格如圖 6(b)所示，模型展長為弦長的2倍，藍色為端板以減少有限展長的三維效應，黃色為支撐模型的分流板作黏性壁面考慮[8]。機翼表面和氣室內部的結構網(wǎng)格參考文獻[9]的剖分方式。機翼表面和柯恩達表面法向第一層網(wǎng)格厚度分別為1×10-5c和5×10-6c，以保證y+～Ο(1)。

(a) 翼型剖面(a) Airfoil section

(b) 網(wǎng)格(b) Grid圖6 橢圓環(huán)量控制翼的幾何和網(wǎng)格Fig.6 Geometry and grid of the elliptical CC airfoil

環(huán)量控制設備的高壓氣室前壁面使用壓力入口邊界條件，如圖 6(a)所示，總壓p0,plenum通過壓比NPR=p0,plenum/p∞設置，總溫T0,plenum=T∞，p∞和T∞分別為來流壓力和溫度，速度方向與邊界面垂直。射流動量系數(shù)Cμ是環(huán)量控制的重要無量綱參數(shù)，表征射流動量與來流動壓的相對大小，定義如下：

(1)

(2)

其中，下標b為邊界值，pc為動量修正的壓力值。將壓力入口邊界視為常規(guī)壁面積分壓力和黏性切應力，進而得到修正的整機氣動力和力矩。

圖7展示了橢圓環(huán)量控制翼的壓力系數(shù)Cp云圖和展向中間截面(Z=1)的流線圖，流線用Cp著色。從截面流線可以看出，射流作用下繞流偏轉顯著，翼型產生氣動型彎曲。Ma=0.8時，機翼背風面出現(xiàn)激波。此外，由于兩端受到端板和分流板的影響，表面Cp分布存在展向差異，因此積分展向中間截面的壓力系數(shù)作為翼型的升力系數(shù)。

(a) Ma=0.3， Cμ=0.054

(b) Ma=0.8， Cμ=0.008圖7 橢圓環(huán)量控制翼繞流流場Fig.7 Flow field over the elliptical CC airfoil

圖8為展向中間截面升力系數(shù)增量ΔCL計算值與試驗值[8]的對比。表 3列出了計算值與試驗值的偏差。Ma=0.3與Ma=0.8且Cμ較小時，計算值與試驗值吻合良好。Ma=0.8且Cμ較大時，計算值與試驗值的最大相對偏差為16.96%，遠小于環(huán)量控制翼文獻中常見的升力系數(shù)25%的偏差[24]。因此，本文的計算方法能夠滿足寬速域環(huán)量控制翼的數(shù)值模擬需求。

(a) Ma=0.3， Rec=1×106, α=3°

(b) Ma=0.8， Rec=2.5×106, α=3°圖8 展向中間截面增升效果Fig.8 Lift augmentation of the midspan wing section

表3 ΔCL計算值與試驗值的偏差Tab.3 Deviation between computational and experimental ΔCL

2.2 隱身計算方法及驗證

X波段(8～12.5 GHz)是機載火控雷達的主要工作頻段，且在針對飛行器的雷達中占比最大[25]。故本文選擇10 GHz典型頻點研究射流控制對飛翼布局隱身性能的提升。電尺寸是RCS數(shù)值模擬中的重要指標，是目標尺寸與雷達工作波長之比，用以選擇合適的數(shù)值計算方法準確高效地完成RCS數(shù)值計算。MULDICON的尺寸相對10 GHz頻點為超電大尺寸，因此采用大面元物理光學法(large element physical optics, LEPO)進行數(shù)值模擬。采用經典金屬圓柱體模型對LEPO方法進行驗證。圓柱模型和計算設置如圖9所示。

圖9 金屬圓柱體RCS計算與試驗數(shù)據(jù)對比Fig.9 Comparison between experimental and computational RCS results of a metal cylinder

圖9表明各個方位的RCS計算值與試驗數(shù)據(jù)[26]均吻合良好，即LEPO方法能夠較為準確地模擬金屬圓柱體等凸結構的電磁散射特性，因此該方法能夠滿足超電大尺寸飛翼布局的RCS數(shù)值模擬需求。

3 結果分析

3.1 電磁隱身特性

滾轉控制時，飛行器將發(fā)生姿態(tài)變化，電磁隱身特性將隨之顯著變化。因此，本文將同時考慮滾轉角φ=0°和φ=10°時射流和舵面控制構型的RCS散射特性。絕大多數(shù)空中機載火控雷達采用垂直極化(vertical polarization, VV)工作方式，本文模擬也采用這種極化方式。電磁波入射頻率10 GHz，入射角度θ為0°～360°。射流和舵面控制構型的隱身計算網(wǎng)格的網(wǎng)格量分別為274萬和237萬。圖10展示了數(shù)值模擬中的雷達波入射角度。

圖10 飛翼布局雷達波入射示意圖Fig.10 Radar irradiation on the flying wing

圖11展示了無舵偏構型在滾轉角φ=0°狀態(tài)下的RCS散射圖。該構型具有對稱性，在θ為0°～180°方位內存在四個強散射點，其中三個為θ=53°的垂直前緣方向、θ=90°的翼尖方向、θ=150°的垂直外翼段后緣方向。第4個強散射點在θ=120°方位，此方位上舵面轉軸縫隙充分暴露，形成較強的電磁波散射。圖 12對比了φ=0°時射流控制構型、無舵偏構型和舵偏20°構型的RCS散射特性。在θ為53°、 90°、 150°三個方位和其對稱方位上，三種構型的RCS峰值大小無明顯差異。但在θ=120°和θ=240°方位，相比無舵偏構型，射流控制構型的RCS顯著減小，舵偏20°構型的RCS顯著增大。在θ=120°和θ=240°方位附近，以射流控制構型RCS值小于舵面控制構型時的方位角范圍標示出角域1和角域2，代表舵面控制導致的峰值寬度，在圖 12中用黑色矩形標出。表 4對比了三種構型在兩個角域和前向威脅扇區(qū)(θ為-30°～30°)的RCS均值。在0°滾轉角狀態(tài)下，射流控制顯著提升了角域1和角域2內的隱身特性，RCS均值相比舵偏20°構型降幅大于23 dBsm；前向隱身特性也有提升，RCS均值相比舵偏20°構型降幅大于2 dBsm。

圖11 φ=0°時無舵偏構型RCS散射圖Fig.11 RCS of the flying wing with undeflected control surfaces at φ=0°

圖12 φ=0°時射流與舵面控制構型RCS對比Fig.12 Comparison of RCS of flying wings with CC jets and with control surfaces at φ=0°

表4 φ=0°時不同構型特定角域的RCS均值對比Tab.4 Mean value of RCS of different configurations at specific azimuth ranges at φ=0° 單位：dBsm

圖13展示了無舵偏構型在滾轉角φ=10°狀態(tài)下的RCS散射圖。與圖 11對比，機身滾轉后，電磁散射特性明顯改變。機翼前緣和后緣散射產生的RCS峰值顯著減小，在θ=90°方位的翼尖散射峰值消失，但前向和側向的RCS顯著增大。同時除θ=120°和θ=240°方位外，θ=60°和θ=300°方位附近出現(xiàn)了新的強散射源。這些散射源均由機身滾轉后，舵面脫離機身遮擋而暴露形成。圖 14對比了φ=10°時射流控制構型、無舵偏構型和舵偏20°構型的RCS散射特性。采用與圖12同樣的方法標識出4個RCS峰值的角域3～6。在這些角域內，射流控制構型同樣顯著減小了RCS峰值大小。統(tǒng)計這些角域和前向威脅扇區(qū)的RCS均值，如表5所示。在10°滾轉角狀態(tài)下，射流控制相比舵偏20°構型同時提升了角域3～6和前向的隱身特性，RCS均值降幅分別大于18 dBsm和3 dBsm。

圖13 φ=10°時無舵偏構型RCS散射圖Fig.13 RCS of the flying wing with undeflected control surfaces at φ=10°

圖14 φ=10°時射流與舵面控制構型RCS對比Fig.14 Comparison of RCS of flying wings with CC jets and with control surfaces at φ=10°

表5 φ=10°時不同構型特定角域的RCS均值對比Tab.5 Mean value of RCS of different configurations at specific azimuth ranges at φ=10° 單位：dBsm

3.2 滾轉控制特性

在干凈布局的中等密度網(wǎng)格基礎上劃分舵面和射流控制構型的網(wǎng)格，如圖15和圖16所示。環(huán)量控制設備氣室內部和柯恩達表面區(qū)域使用結構網(wǎng)格進行剖分，柯恩達表面第一層網(wǎng)格厚度為3×10-6m，以確保y+～Ο(1)。計算中來流速度覆蓋低速至高亞聲速，馬赫數(shù)分別為0.145、0.4和0.7，對應的每米雷諾數(shù)分別為Re=3.3×106、Re=9.333×106和Re=1.881×107，迎角均為0°。所研究的射流壓比范圍為NPR為1.1～3。

圖15 舵面控制構型的網(wǎng)格剖分Fig.15 Cell of the flying wing with control surfaces

圖16 射流控制構型的網(wǎng)格剖分Fig.16 Cell of the flying wing with CC jets

圖17為不同馬赫數(shù)下，射流控制時滾轉力矩系數(shù)增量ΔCl=Cl-Cl0隨Cμ的變化。當Ma≥0.4時，ΔCl隨Cμ線性增長到最大值后下降；當Ma=0.145時，Cμ增大至0.013后，ΔCl仍然保持增長趨勢。為方便表述，將此時的滾轉力矩增量視為所研究壓比范圍內ΔCl的最大值。表 6列出了射流滾轉控制特性系數(shù)，其中射流滾轉控制舵效?Cl/?Cμ由圖 17中曲線的線性段作最小二乘估計得到。隨馬赫數(shù)的增大，射流控制可產生的滾轉力矩系數(shù)最大值(ΔCl)max顯著減小，來流馬赫數(shù)從0.145增至0.4時，(ΔCl)max降至低速時的56%；馬赫數(shù)繼續(xù)增大到0.7時，進一步減小至低速時的23%。但Ma=0.4和Ma=0.7時的射流舵效較為接近，均超過Ma=0.145的15倍。

圖17 滾轉力矩系數(shù)增量隨Cμ的變化Fig.17 Changes of increasements of roll moment coefficients due to Cμ variation

表6 射流滾轉控制特性系數(shù)Tab.6 Roll control characteristics of the CC jet

圖18對比了寬速域下射流控制與舵面控制的滾轉力矩系數(shù)增量。隨來流速度增大，射流能夠產生的滾轉控制力矩系數(shù)顯著減小，舵面的滾轉控制力矩系數(shù)卻有小幅增長。具體來看Ma=0.145、Ma=0.4和Ma=0.7時，在所研究的射流壓比范圍內，后緣環(huán)量控制射流產生的(ΔCl)max分別約為舵偏20°的2.7倍、1.3倍和0.5倍。同時Ma=0.7時，射流的(ΔCl)max仍能達到舵偏10°的1.2倍。

圖18 射流與舵面控制滾轉力矩系數(shù)增量對比Fig.18 Comparison of increasements of roll moment coefficients of the CC jet and control surface

飛翼布局使用傳統(tǒng)舵面控制時容易產生控制力矩耦合[27]，讓飛行器進入非指令耦合運動，控制難度較大。根據(jù)不同馬赫數(shù)下射流與舵面滾轉控制能力差異，調整射流強度使射流在Ma為0.145、0.4和0.7時分別產生與舵偏20°、20°和10°相同的滾轉力矩系數(shù)，進而對比射流與舵面在滾轉控制中的力矩耦合特性。

三個射流算例對應的射流條件如表7所示。圖19對比了三組射流與舵面控制算例的力矩耦合特性。Ma=0.145時，射流滾轉控制產生的耦合俯仰力矩和偏航力矩分別比舵面偏小93%和15%；Ma=0.4時，射流相比舵面的耦合俯仰力矩和偏航力矩分別偏大169%和139%；Ma=0.7時，射流控制的耦合力矩略微偏大。整體來看，射流滾轉控制時力矩耦合特性受馬赫數(shù)影響顯著，與舵面相比，低速時橫向與縱向和航向力矩耦合減弱，高速時力矩耦合增強。

表7 與舵面滾轉力矩相同時的射流條件Tab.7 Jet conditions when the CC jet produces the same roll moment coefficient as a control surface

(a) ΔCm-Ma

(b) ΔCn-Ma圖19 射流與舵面控制的力矩耦合特性對比Fig.19 Comparison of moment coupling characteristics between the CC jet and control surface

3.3 流動機理分析

滾轉控制方面，低速時射流比舵面控制能力強，但來流速度增大后控制能力顯著下降。本節(jié)通過分析流動結構和壓力分布，以揭示背后的流動機理。

圖 20展示了射流控制得到最大滾轉力矩時全機壓力分布和外翼段繞流。以右側機翼后緣繞流為例做進一步分析，如圖 21所示。兩圖中紅色和藍色流線分別為射流和機身繞流流線。Ma=0.145時，最大滾轉力矩對應的射流壓比NPR=3，射流在出口處于欠膨脹狀態(tài)，不斷膨脹和壓縮形成一系列馬赫盤，如圖 21(a)所示。射流繞過柯恩達表面來到上表面，此時仍未充分膨脹，壓力較高，因此在上表面后緣形成一片沿展向分布的高壓區(qū)域，如圖 21(b)所示。射流在上表面繼續(xù)向上游流動，阻滯上表面來流形成大范圍流動分離。分離區(qū)上游形成高壓區(qū)，分離區(qū)下方則形成低壓區(qū)。射流方向垂直機翼后緣(后掠角30°)，速度存在展向分量，因此射流脫離壁面向下游折返的同時向翼梢方向流動并匯入尾跡，如圖 20(a)所示。射流與繞流的相互作用區(qū)域覆蓋整個外翼段外側和翼梢區(qū)域。該區(qū)域遠離對稱面，延長了橫向操縱力臂，并且局部壓力系數(shù)Cp變化幅度較大，因此低速時射流控制產生了較強的滾轉控制效果。

(a) Ma=0.145, 上表面(a) Ma=0.145, upper surface

(b) Ma=0.4, 上表面(b) Ma=0.4, upper surface

(c) Ma=0.7, 上表面(c) Ma=0.7, upper surface

(d) Ma=0.145, 下表面(d) Ma=0.145, lower surface

(e) Ma=0.4, 下表面(e) Ma=0.4, lower surface

(f) Ma=0.7, 下表面(f) Ma=0.7, lower surface圖20 射流滾轉控制時Cp分布和繞流流場Fig.20 Cp distributions and flow fields of the flying wing with CC jets for roll control

(a) Ma=0.145, Ma云圖(a) Ma=0.145, contours of Ma

(b) Ma=0.145, 后緣繞流(b) Ma=0.145, flow over trailing edge

(c) Ma=0.4, contours of Ma(c)Ma=0.4, Ma云圖

(d) Ma=0.4, 后緣繞流(d) Ma=0.4, flow over trailing edge

(e) Ma=0.7, Ma云圖(e) Ma=0.7, contours of Ma

(f) Ma=0.7, 后緣繞流(f) Ma=0.7, flow over trailing edge圖21 右側機翼后緣繞流和z=-4.5 m截面Ma云圖Fig.21 Flow fields over right wing′s trailing edge and Mach number contours on z=-4.5 m section

馬赫數(shù)增大至0.4后，最大滾轉力矩對應的射流壓比NPR=2，射流在出口處于輕微的欠膨脹狀態(tài)，膨脹加速后超過聲速，如圖21(c)所示?？拷鼨C身內側3/4的射流保持附著，靠近翼梢1/4的射流提前與柯恩達表面分離，如圖 21(d)所示。保持附著的射流繞至上表面后，壓力已經較小，在上表面向上游前進較短距離后便折返向下游流動。上表面來流受到射流阻擋在后緣形成小范圍的分離區(qū)，Cp受影響的區(qū)域也集中于此(4 m≤|z|≤6 m)，如圖 20(b)所示。馬赫數(shù)繼續(xù)增大至0.7，壓比NPR=2.5，欠膨脹射流在出口形成馬赫盤，繞柯恩達表面偏轉大約60°后脫離，如圖 21(e)所示。射流脫離曲面后形成“氣幕”，對來流形成一定阻擋，導致上表面后緣出現(xiàn)小范圍的高壓區(qū)，如圖 21(c)和圖21(f)所示。從Ma=0.4到Ma=0.7，射流對機身表面Cp的影響區(qū)域在弦向進一步縮窄，僅限于極靠近后緣的區(qū)域。同時對比圖 20(d)、圖20(e)、圖20(f)所示的右機翼下表面后緣，射流對下表面邊界層流動存在剪切加速作用，使后緣出現(xiàn)低壓區(qū)，低壓區(qū)隨馬赫數(shù)增大強度減弱且范圍縮小?？偨Y來看，隨來流速度增大，存在兩個效應使得射流滾轉控制能力下降：①射流從翼梢端開始提前脫離柯恩達曲面，對對側邊界層流動的阻滯效應減弱；②射流與來流速度差減小，對同側邊界層的夾帶效應減弱。

圖22展示了圖20中z=-4 m、 -5 m、 -6 m、 -7 m四個典型截面的Cp分布。其中Ma=0.145和Ma=0.4時，z=-5 m截面上表面后緣Cp大幅波動對應于射流繞至上表面迫使上表面來流發(fā)生分離。z=-6 m和z=-7 m截面上，Ma=0.145的Cp分布與另外兩組Cp分布存在顯著差異。其上表面后緣存在較大范圍的低壓平臺，這是因為射流導致的流動分離區(qū)覆蓋了翼梢區(qū)域。馬赫數(shù)增大至0.4后，射流對下表面流動夾帶效應和對上表面流動的阻滯效應減弱，對機身繞流的影響范圍限于后緣附近，對z=-7 m截面Cp分布的影響也幾乎消失。

(a) z=-4 m

(b) z=-5 m

(c) z=-6 m

(d) z=-7 m圖22 射流滾轉控制時四個典型截面Cp分布Fig.22 Cp distributions on four sections in cases of CC jets for roll control

3.4 射流引氣影響

本節(jié)將從推力損失和壓氣設備功率系數(shù)兩方面綜合評估射流引氣的影響，并將壓氣耗能轉化為阻力，提出控制效率因子，對比射流與舵面的滾轉控制效率。

接著考慮環(huán)量控制所需壓氣設備的功率系數(shù)。環(huán)量控制通過獨立氣泵或者發(fā)動機的壓氣機獲得高壓氣源，需持續(xù)消耗能量維持射流。壓氣耗能的功率系數(shù)Pc,jet可以用如下公式[30]計算：

(3)

(4)

結合等熵過程總溫與靜溫及總壓與靜壓關系,式(3)可轉化為：

(5)

其中：T0,∞和p0,∞分別為來流總溫和總壓；ρ∞和u∞分別為來流密度和速度；cp為等壓熱容；η為壓氣設備效率，這里設定為η=85%。

圖23 射流滾轉控制壓氣設備功率系數(shù)隨Cμ的變化Fig.23 Changes of pump′s power coefficients due to Cμ variation in cases of CC jets for roll control

最后提出控制效率因子表征單位阻力系數(shù)獲得的滾轉力矩系數(shù)改變量。舵面的控制效率因子定義如下：

(6)

式中，|Cl-Cl0|和CD-CD0分別為設備產生的滾轉力矩系數(shù)改變量和伴生的附加阻力系數(shù)。

類比文獻[30]將壓氣耗能等效為阻力并修正升阻比的做法，本文將壓氣設備功率系數(shù)視為額外阻力系數(shù)，修正射流的控制效率因子為：

(7)

式中：CD-CD0為增大后緣厚度(增大阻力)與射流反沖作用(減少阻力)對阻力系數(shù)的綜合影響，壓氣耗能的功率系數(shù)Pc,jet在這里被視為附加阻力系數(shù)。

圖 24對比了兩種控制方式的滾轉控制效率因子。Ma=0.145時，射流控制效率整體小于較高馬赫數(shù)下的效率；Ma≤0.4時，射流控制效率隨Cμ增大而減小；Ma=0.7時，射流控制效率隨Cμ先上升后下降。與射流控制不同的是，舵面控制時偏轉角度越大控制效率越高。但在所研究的Cμ范圍內，Ma≥0.4時射流的控制效率始終高于舵偏20°的控制效率。在Ma=0.145時，射流控制效率隨Cμ增大而下降，依次低于外側舵面差動偏轉20°和10°的效率。若考慮表7中的三個算例，即環(huán)量控制射流產生舵偏20°(Ma≤0.4)和10°(Ma=0.7)的滾轉力矩時，射流的控制效率均高于舵面。

圖24 滾轉控制時射流與舵面控制效率因子對比Fig.24 Comparison of control efficiency factors of the CC jet and control surface for roll control

4 結論

本文針對利用后緣環(huán)量控制射流進行滾轉控制的寬速域飛翼布局飛行器，系統(tǒng)性研究了其電磁隱身特性、滾轉控制特性和相關流動機理，以及射流引氣的綜合影響，得出以下結論：

1)舵面控制構型由于存在轉軸縫隙和舵面偏轉，滾轉角為0°和10°時，60°、120°、240°和300°方位附近角域將出現(xiàn)RCS峰值。射流控制可顯著提升這些方位的隱身特性，對比舵偏20°構型RCS均值降幅大于18 dBsm。同時射流控制對前向威脅扇區(qū)(θ=-30°～30°)的隱身特性也有提升，對比舵偏20°構型RCS均值降幅大于2 dBsm。

2)在Ma=0.145～0.7的寬速域范圍內，隨馬赫數(shù)的增大，射流提前與柯恩達表面分離，對邊界層流動的阻滯和夾帶效應減弱，導致滾轉控制能力顯著下降，但射流舵效?Cl/?Cμ顯著提升。Ma=0.145、Ma=0.4和Ma=0.7時，射流控制能夠產生的最大滾轉力矩分別約為舵偏20°的2.7倍、1.3倍和0.5倍。Ma≥0.4時射流控制舵效約為Ma=0.145時的15倍。射流與舵面控制相比，低速時橫向與縱向和航向力矩耦合減弱，Ma≥0.4時力矩耦合增強。

3)壓氣設備功率系數(shù)隨Cμ呈二次函數(shù)關系增長，且增長率隨來流馬赫數(shù)增大。控制效率因子將壓氣耗能考慮為額外阻力，能夠有效對比射流和舵面的控制效率。射流產生舵偏20°(Ma≤0.4)和10°(Ma=0.7)的滾轉力矩時，引氣量小于發(fā)動機進氣量的1.82%，對應的推力損失不超過1.62%，射流的控制效率均比舵面更高。

4)綜合來看，雖然后緣環(huán)量控制射流的滾轉控制能力隨馬赫數(shù)增大而顯著下降，但Ma=0.7時射流控制仍能達到舵偏10°的滾轉控制效果。同時射流控制大幅提高了典型角域的電磁隱身特性，引氣量少，推力損失小，控制效率因子高。因此，后緣環(huán)量控制射流是一種極具潛力的飛翼布局滾轉控制設備。