無(wú)縫襟翼吹氣控制機(jī)理和地面效應(yīng)分析

趙光銀，姜裕標(biāo)，王萬(wàn)波，何 萌

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)

引 言

大載重和短距起降是未來(lái)軍用運(yùn)輸機(jī)的發(fā)展趨勢(shì)。增升系統(tǒng)設(shè)計(jì)是影響大型飛機(jī)起降性能的主要因素，其中無(wú)縫簡(jiǎn)單襟翼能夠降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量和機(jī)械裝置的復(fù)雜性，提高控制系統(tǒng)的可靠性[1]。對(duì)具有特殊短距起降要求的水陸兩棲飛機(jī)，無(wú)縫簡(jiǎn)單襟翼增升無(wú)法滿足抗浪能力對(duì)升力的要求[2]?；贑oanda效應(yīng)[3]的吹氣控制已被研究多年，其技術(shù)成熟度相對(duì)較高，激勵(lì)強(qiáng)度較大，在控制大偏角襟翼流動(dòng)分離，提高水陸兩棲飛機(jī)起降階段的升力方面具有明顯優(yōu)勢(shì)。日本US-2水上飛機(jī)綜合采用傾斜狹縫吹氣及外吹(螺旋槳滑流)的流動(dòng)控制方式，最大升力系數(shù)達(dá)7[4]。

國(guó)外對(duì)簡(jiǎn)單襟翼吹氣增升開(kāi)展了很多研究，累積有大量的文獻(xiàn)和資料。Boeing公司、DARPA、NASA、空軍研究實(shí)驗(yàn)室聯(lián)合資助的高升力翼型主動(dòng)流動(dòng)控制項(xiàng)目做了一系列帶簡(jiǎn)單襟翼的高升力翼型吹氣控制風(fēng)洞試驗(yàn)[5]。德國(guó)DLR和布倫瑞克工業(yè)大學(xué)聯(lián)合開(kāi)展面向民用飛機(jī)短距起降的BNF項(xiàng)目，開(kāi)展螺旋槳滑流與內(nèi)吹式襟翼組合作用下的半模氣動(dòng)特性，在簡(jiǎn)單襟翼偏角為65°時(shí)，吹氣使模型截面最大升力系數(shù)超過(guò)了6[6]。

國(guó)內(nèi)的中航通飛研究院、西北工業(yè)大學(xué)、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心、南京航空航天大學(xué)[7]等對(duì)內(nèi)吹式襟翼開(kāi)展了較多的研究。中航通飛研究院[8]對(duì)吹氣襟翼技術(shù)開(kāi)展了大量的風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了較為系統(tǒng)的數(shù)據(jù)和結(jié)論，對(duì)飛機(jī)設(shè)計(jì)工作具有重要的參考價(jià)值。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[9]研究了內(nèi)吹式襟翼升力響應(yīng)過(guò)程，并將其與傳統(tǒng)尖后緣翼型升力響應(yīng)特性進(jìn)行對(duì)比。西北工業(yè)大學(xué)[10]開(kāi)發(fā)了一種針對(duì)內(nèi)吹式襟翼的參數(shù)化方法，研究了襟翼弦長(zhǎng)、偏角、吹氣縫高度、位置等幾何參數(shù)對(duì)內(nèi)吹式襟翼氣動(dòng)性能的影響，構(gòu)建了一種針對(duì)內(nèi)吹式襟翼幾何參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。還有很多相關(guān)研究這里不一一列舉，感興趣者可從綜述性文獻(xiàn)[11]中進(jìn)一步獲得相關(guān)研究進(jìn)展。整體上，目前的多數(shù)研究工作主要瞄準(zhǔn)工程應(yīng)用，一方面通過(guò)數(shù)值模擬進(jìn)一步優(yōu)化;另一方面，積極開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行驗(yàn)證，提高技術(shù)成熟度。

當(dāng)飛行器靠近地面、水面或者冰面等無(wú)孔介質(zhì)時(shí)，流場(chǎng)將會(huì)受到物面影響而發(fā)生改變，靠近地面的流體將沿著平行于地面的方向流動(dòng)，作用在飛機(jī)上的氣動(dòng)力也會(huì)受到影響，這種現(xiàn)象稱作地面效應(yīng)。風(fēng)洞試驗(yàn)中一般采取鏡像法、固定地板、活動(dòng)地板等方法模擬地面?；顒?dòng)帶地板需要復(fù)雜的機(jī)構(gòu)，試驗(yàn)費(fèi)用較高;吹吸邊界層的固定地板需要有吹、吸裝置，較為復(fù)雜;采用數(shù)值模擬手段，很容易將地板設(shè)置為移動(dòng)壁面。

翼型/機(jī)翼/飛行器地效的相關(guān)研究中，側(cè)重點(diǎn)各不相同，有單段和多段翼型之分，單段翼又分帶簡(jiǎn)單襟翼、Gurney襟翼、對(duì)稱翼型和帶彎度翼型的地效;有的側(cè)重不同離地高度、迎角和Reynolds數(shù)的影響;有固定離地高度的定常模擬和變高度的起降過(guò)程模擬[12];有的側(cè)重地面形狀(波浪地面、剛性地面和柔性水面)的影響;也有三維機(jī)翼和全機(jī)的地面效應(yīng)[13];有的研究側(cè)重分析地效飛行器的縱向穩(wěn)定性[14]。

不同氣動(dòng)外形的地面效應(yīng)不同。Hiemcke[15]在風(fēng)洞中采用鏡像法測(cè)量了地面效應(yīng)下NACA5312單段翼型表面的壓力分布，發(fā)現(xiàn)大迎角飛行時(shí)飛行高度降低易引發(fā)尾緣流動(dòng)發(fā)生分離。對(duì)于雙凸的單段翼型(RAE101)，地面效應(yīng)使其在中等迎角區(qū)間增升減阻，使失速提前;地面效應(yīng)卻使多段增升構(gòu)型(30P30N三段翼型)降升減阻[16]。對(duì)于有彎度的NACA4412翼型，Re=3×105時(shí)的試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)在所測(cè)試迎角范圍內(nèi)(1～10°)，地面效應(yīng)均引起了上翼面的吸力損失[17]，而翼型整體升力的升降與迎角有關(guān);而在Re=6×106時(shí)的數(shù)值模擬[18]表明根據(jù)迎角不同，升力隨距地高度的變化分為3種情況:小到中等迎角時(shí)，當(dāng)距地高度降低，氣流在翼型下表面與地面的收斂通道中受阻，導(dǎo)致翼型上下表面壓力增加;大迎角時(shí)，距地高度減小，沿弦向的逆壓梯度增大，分離流區(qū)域增大;負(fù)迎角時(shí)，氣流由于Venturi效應(yīng)在翼型下表面與地面之間的收縮-擴(kuò)張通道中加速，導(dǎo)致翼型下表面產(chǎn)生較大吸力。

對(duì)于帶襟翼的NACA4412兩段翼型，迎角對(duì)地面效應(yīng)的影響與單段翼型類(lèi)似[19];對(duì)于加裝Gurney襟翼的NACA0012翼型[20]，與自由空間機(jī)翼相比，在相同攻角下地面效應(yīng)機(jī)翼升力明顯增加;對(duì)于加裝Gurney襟翼倒置的Tyrrell-26翼型[21]，氣流附著時(shí)，近地面下沉力增量是自由空間下沉量增量的兩倍。

對(duì)于三段翼型30P30N，隨著離地高度降低，翼型的升力、阻力和低頭力矩均減小[22]。文獻(xiàn)[23]認(rèn)為隨著離地高度的減小，多段翼型/機(jī)翼下表面的壓力增大值小于上表面吸力的減小值，使升力減小。文獻(xiàn)[24]研究了以NACA0012翼型為截面的二維翼型地面效應(yīng)、三維機(jī)翼地面效應(yīng)和端板機(jī)翼地面效應(yīng)，地面效應(yīng)使機(jī)翼易于失速，翼尖渦的發(fā)展受到抑制，帶端板的地面效應(yīng)機(jī)翼更易于失速。對(duì)于三維RA16SCI三段翼型[25]，隨著飛行高度的降低，機(jī)翼升力、阻力和低頭力矩均減小，迎角、展弦比越大，地面效應(yīng)越明顯，升力損失越大。

此外地面性質(zhì)也會(huì)影響地面效應(yīng)。文獻(xiàn)[26]研究發(fā)現(xiàn)平板翼型受平直地面效應(yīng)影響時(shí)的升力增量隨迎角增大而增大;而山谷、山坡地面效應(yīng)時(shí)的升力波動(dòng)嚴(yán)重，可能產(chǎn)生負(fù)升力。文獻(xiàn)[14]通過(guò)計(jì)算研究了自由空間、地面以及水面影響下的翼型流場(chǎng)，發(fā)現(xiàn)與中小攻角下地(水)面的管道效應(yīng)不同，大攻角時(shí)的阻塞效應(yīng)使柔性水面局部變形形成更為顯著的恢復(fù)力矩;而B(niǎo)ulgarelli等[27]的理論分析、陳新等[28]的數(shù)值計(jì)算表明機(jī)翼擾動(dòng)引起的水面變形非常微弱，可以忽略不計(jì)，用波浪地面代替波浪水面研究波浪對(duì)氣動(dòng)性能的影響是合理的;說(shuō)明在中小迎角下地面效應(yīng)的模擬可以為水面效應(yīng)提供一定的參考。

采用吹氣增升流動(dòng)控制的翼型地面效應(yīng)與常規(guī)翼型又有所不同，Patterson等[29-30]通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究了NACA0018環(huán)量控制翼型的地面效應(yīng)，試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)在小動(dòng)量系數(shù)(0.02)下，環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互消弱;大動(dòng)量系數(shù)(0.151 9)的數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互增強(qiáng)。

大多數(shù)翼型地面效應(yīng)的研究從效果上或者工程應(yīng)用的角度出發(fā)，以數(shù)值模擬研究為主，側(cè)重地面引起的氣動(dòng)效果，對(duì)地面效應(yīng)背后的流場(chǎng)分析還不夠細(xì)致全面。對(duì)于在無(wú)縫簡(jiǎn)單襟翼上施加吹氣控制的翼型，其地面效應(yīng)研究較少。簡(jiǎn)單襟翼大偏角吹氣控制主要用于飛行器起降階段，因此地面效應(yīng)和吹氣效應(yīng)耦合研究也很必要。本文采用數(shù)值模擬方法，首先分析了無(wú)縫簡(jiǎn)單襟翼吹氣控制機(jī)理，進(jìn)一步研究了地面效應(yīng)和地面效應(yīng)下吹氣控制對(duì)翼型繞流的影響。

1 算例驗(yàn)證

1.1 計(jì)算方法

通過(guò)求解Reynolds平均N-S方程，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，空間離散格式為2階精度的迎風(fēng)格式，方程中的對(duì)流項(xiàng)采用2階迎風(fēng)離散格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用2階的中心差分離散格式，速度和壓力的耦合求解采用SIMPLEC算法。時(shí)間推進(jìn)方式采用LU-SGS隱式時(shí)間推進(jìn)算法，湍流模型選擇兩方程k-ωSST湍流模型，該模型在很多文獻(xiàn)和書(shū)籍中已有介紹[31]。

1.2 算例驗(yàn)證

本文計(jì)算涉及地面效應(yīng)和襟翼吹氣的計(jì)算驗(yàn)證。地面效應(yīng)的計(jì)算在文獻(xiàn)[32]中已經(jīng)進(jìn)行驗(yàn)證;不少文獻(xiàn)在計(jì)算基于Coanda表面的切向吹氣時(shí)，選取的驗(yàn)證算例不盡相同;有的選用二維標(biāo)模環(huán)量控制翼型(CC020-010EJ)的試驗(yàn)壓力數(shù)據(jù)[33]，有的選用GTRI-DR襟翼吹氣模型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)[9];計(jì)算求解的多是Reynolds平均N-S方程，選取的多是兩方程k-ωSST湍流模型。本文選取與后續(xù)計(jì)算工況接近的GACC-DR襟翼吹氣試驗(yàn)數(shù)據(jù)，來(lái)驗(yàn)證本文的計(jì)算方法。

GACC-DR模型是最大厚度17%的超臨界翼型，參考弦長(zhǎng)為10.014 in(1 in=0.025 4 m)，展長(zhǎng)28 in，雙圓弧襟翼的偏角為55.7°，襟翼長(zhǎng)度為0.088 倍的弦長(zhǎng)，射流縫高度h/c=0.001 1，如圖1所示。美國(guó)Langley實(shí)驗(yàn)室(LcRC)BART的風(fēng)洞試驗(yàn)提供了該翼型帶雙圓弧襟翼的吹氣試驗(yàn)數(shù)據(jù)[34]。

圖1 GACC-DR模型Fig.1 GACC-DR airfoil profile

試驗(yàn)中采用吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ來(lái)衡量吹氣的強(qiáng)弱，吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ定義如下

(1)

式中，mj為射流口吹氣質(zhì)量流量;Vj為根據(jù)駐室壓力等熵膨脹至來(lái)流靜壓時(shí)的吹氣速度;ρ∞為自由來(lái)流密度;S為翼型參考面積;ρj為吹氣氣流密度，Cμ=0.09時(shí)駐室的壓比設(shè)置為1.206 3。

計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，見(jiàn)圖2。主翼翼面法向2.05%c范圍內(nèi)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，邊界層網(wǎng)格增長(zhǎng)率為1.2，射流口以及主翼與襟翼交接處臺(tái)階的高度范圍采用等高度的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。根據(jù)第1層網(wǎng)格高度，設(shè)置3種網(wǎng)格來(lái)驗(yàn)證網(wǎng)格的合理性。

圖2 局部網(wǎng)格(工況1)Fig.2 Local mesh(case 1)

實(shí)驗(yàn)迎角修正從Cμ=0時(shí)的-2.09°，至Cμ=0.09 時(shí)的-4.62°。計(jì)算采用二維模型，模型的幾何參數(shù)與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ推拭鎱?shù)一致，計(jì)算狀態(tài)為Ma=0.082 4，Re=0.47×106(基于參考弦長(zhǎng))，這一工況與本文后續(xù)開(kāi)展的計(jì)算工況接近。選取時(shí)間步長(zhǎng)為δt=5×10-5，網(wǎng)格設(shè)置和計(jì)算升力見(jiàn)表1。

表1 3種網(wǎng)格的參數(shù)Table 1 Parameters of the three grids

由于對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)采用了迎角修正，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果(CL=3.08)存在一定偏差，文獻(xiàn)[34]的計(jì)算升力系數(shù)為4.0，本文的升力計(jì)算結(jié)果要好于文獻(xiàn)[34]，翼面壓力分布的比較如圖3所示。

圖3 計(jì)算與試驗(yàn)壓力分布[34]對(duì)比(Cμ=0.09)Fig.3 Comparison of GACC-DR airfoil pressure distributions at Cμ=0.09 between simulation and experiment[34]

3種網(wǎng)格均可獲得與試驗(yàn)一致的壓力分布，主翼前緣的負(fù)壓峰值捕捉得較好，襟翼前緣負(fù)壓峰值略有差別。與試驗(yàn)壓力的差別主要是修正角度與升力系數(shù)有關(guān)，吹氣動(dòng)量系數(shù)越大時(shí)，修正角越大，修正誤差會(huì)引起計(jì)算與試驗(yàn)的偏差;試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c風(fēng)洞壁面連接處產(chǎn)生角區(qū)分離，對(duì)翼型流場(chǎng)也會(huì)產(chǎn)生一定的干擾;吹氣口附近壓力梯度較大，試驗(yàn)中壓力測(cè)量難度較大。

3種網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果之間的主要差別在上翼面兩個(gè)負(fù)壓峰值處，由于該處壓力梯度較大，相對(duì)密集的網(wǎng)格在捕捉壓力峰值上具有優(yōu)勢(shì)。從升力系數(shù)上看(表1)，工況1獲得的升力系數(shù)與工況2和工況3差別較大，工況2和工況3的升力系數(shù)差別較小，說(shuō)明網(wǎng)格的影響在逐漸縮小。由于吹氣口尺寸較小，吹氣口網(wǎng)格疏密程度對(duì)吹氣控制后的升力系數(shù)的捕捉有較大影響，表1和圖3的計(jì)算結(jié)果表明本文選擇的網(wǎng)格劃分方案、計(jì)算方法可以較好地模擬吹氣控制效果，為后續(xù)計(jì)算提供了指導(dǎo)。

2 吹氣控制機(jī)理分析

翼型為某型飛機(jī)翼根剖面處的翼型[2]，模型弦長(zhǎng)c=0.5 m，最大厚度為18%，襟翼弦長(zhǎng)為0.257c，襟翼偏角為50°，吹氣縫位于主翼和襟翼連接處，吹氣縫高h(yuǎn)j為0.000 6c，定義襟翼后緣最低點(diǎn)到地面的距離h為距地高度，前緣頂點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)，來(lái)流方向?yàn)閤軸正向，如圖4所示。吹氣的幾何參數(shù)和氣動(dòng)參數(shù)是參考國(guó)內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)設(shè)定的，幾何參數(shù)的優(yōu)化參見(jiàn)文獻(xiàn)[33];同時(shí)在文獻(xiàn)[35]中設(shè)置的縫高為0.6‰c，試驗(yàn)得出Cμ=0.045是臨界動(dòng)量系數(shù);文獻(xiàn)[6]通過(guò)計(jì)算也得出了較為接近的臨界動(dòng)量系數(shù)。本文在臨界動(dòng)量系數(shù)前后各選一個(gè)動(dòng)量系數(shù)，即Cμ=0.01和Cμ=0.08兩個(gè)動(dòng)量系數(shù)研究。

計(jì)算區(qū)域入口、出口和上下邊界距離翼型20c，翼型周向網(wǎng)格數(shù)為1 100個(gè)，近壁區(qū)沿法向1%c距離內(nèi)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，壁面法向第1層網(wǎng)格無(wú)量綱高度滿足y+<1，近壁區(qū)法向網(wǎng)格間距向外以1.2倍速度增長(zhǎng)，近壁區(qū)以外為三角形網(wǎng)格。這種混合網(wǎng)格可以在翼型周?chē)W(wǎng)格加密的同時(shí)，大幅度降低計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)量，網(wǎng)格數(shù)量約1.08×105，計(jì)算區(qū)域和網(wǎng)格如圖4(a)所示。圖4(b)為襟翼附近網(wǎng)格的局部放大圖。將計(jì)算區(qū)域分為1區(qū)和2區(qū)上下兩部分，在無(wú)地面效應(yīng)計(jì)算時(shí)，上下兩部分區(qū)域的交界面為內(nèi)部邊界;在考慮地面效應(yīng)時(shí)交界面設(shè)置為運(yùn)動(dòng)的無(wú)滑移壁面，以模擬地面效應(yīng)。

(a) Computational domain

(a) Jet-induced velocity at Cμ=0.01

本文定義V∞為遠(yuǎn)前方來(lái)流速度，吹氣邊界為速度出口邊界，吹氣動(dòng)量系數(shù)與式(1)相同。

2.1 無(wú)來(lái)流時(shí)的吹氣特性

以V∞=20 m/s,c=0.5 m為參考條件，選取吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ分別為0.01和0.08，研究了無(wú)來(lái)流時(shí)的吹氣特性。在Cμ=0.01時(shí)，吹氣口的速度為65 m/s，Cμ=0.08時(shí) 吹氣口的速度達(dá)170 m/s,如圖5所示,為方便比較,圖例保持一致。隨著射流附壁運(yùn)動(dòng)的發(fā)展，在黏性和逆壓梯度的作用下，壁面附近的最大射流速度逐漸減小，也意味著射流抵抗逆壓梯度的能力下降;到襟翼尾緣處，Cμ=0.01 的射流對(duì)應(yīng)的(Vx,Vy)=(3.8，-8.5) m/s,而Cμ=0.08的射流對(duì)應(yīng)的(Vx,Vy)=(11.7，-24.5) m/s。

提取翼面上射流誘導(dǎo)形成的局部靜壓(見(jiàn)圖6)，較大的Cμ在射流口后方一段距離內(nèi)可以誘導(dǎo)出較大的負(fù)壓峰值，約-200 Pa;較小的Cμ誘導(dǎo)的當(dāng)?shù)仂o壓相對(duì)較小，約-25 Pa。負(fù)壓明顯的地方是在襟翼前緣翼面曲率變化較大處(x=0.38～0.42);由于流體在Coanda表面的附壁效應(yīng)，在曲率變化較大處，流體微團(tuán)需要較大的向心力以維持附壁運(yùn)動(dòng)。

圖6 Coanda表面射流引起的壓力變化Fig.6 Pressure change caused by the Coanda wall jet

假設(shè)有單位展長(zhǎng)的近壁流體微團(tuán)δV=Δl·hj,見(jiàn)圖6，密度為ρj,沿曲率半徑為r的壁面做速度為Vj的附壁運(yùn)動(dòng)，那么流體微團(tuán)需要的向心力F為

F=δV·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

=Δl·hj·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

在縫高h(yuǎn)j相對(duì)于曲率半徑r足夠小時(shí)，可認(rèn)為分母(r+0.5hj)≈r。再根據(jù)式(1)可得，吹氣縫高雖不同，相同的Cμ可誘導(dǎo)出相同的向心力F,進(jìn)而產(chǎn)生相同的局部壓力梯度，這也是Cμ常常作為無(wú)量綱相似參數(shù)的原因。

向心力F的來(lái)源是Coanda壁面法向壓力梯度。在無(wú)來(lái)流時(shí)，微團(tuán)外側(cè)的壓力接近環(huán)境壓力，只有近壁面維持較大的負(fù)壓才能提供向心力，因而在曲率變化較大的模型上表面存在近似“方波式”的負(fù)壓區(qū)間(見(jiàn)圖6)。如果以來(lái)流速度20 m/s，來(lái)流靜壓p∞=1 atm(1 atm=1.013 25×105Pa)為參考條件對(duì)翼型氣動(dòng)力進(jìn)行無(wú)量綱化，Cμ=0.01和0.08的吹氣在無(wú)來(lái)流時(shí)誘導(dǎo)產(chǎn)生的升力系數(shù)分別為0.002 5 和0.022，是非常小的值，因此單純的吹氣本身不具有明顯增升作用。

2.2 有來(lái)流時(shí)的吹氣控制

在V∞=20 m/s，p∞=1 atm下開(kāi)展吹氣控制的數(shù)值模擬，固定翼型迎角為0°，襟翼偏轉(zhuǎn)50°，選擇兩個(gè)Cμ分別為0.01和0.08，研究定常吹氣控制下的效果和流場(chǎng)，分析襟翼定常吹氣增升的機(jī)理。計(jì)算穩(wěn)定后吹氣前后的升力系數(shù)見(jiàn)圖7。未吹氣時(shí)，升力系數(shù)具有明顯的周期性變化，對(duì)應(yīng)了襟翼上方流場(chǎng)完全分離引起的分離渦的形成與脫落。

圖7 吹氣控制前后的升力系數(shù)Fig.7 Lift coefficients before and after blowing control

整體上，施加Cμ=0.01和0.08的吹氣控制后，升力系數(shù)從1.9分別提高到2.45和4.45，分別提高了28.95%和134.2%，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于無(wú)來(lái)流單純射流誘導(dǎo)的升力系數(shù)增量。因此，升力增量更多是在主流與射流作用之后，來(lái)自主流的變化。

圖8給出的壓力系數(shù)和局部流線，是一個(gè)升力振蕩周期內(nèi)100個(gè)等時(shí)間間隔的瞬時(shí)壓力場(chǎng)和速度場(chǎng)的算術(shù)平均結(jié)果。觀察翼面壓力系數(shù)(見(jiàn)圖8(a))，相對(duì)于基準(zhǔn)壓力系數(shù)，吹氣后主翼前緣和襟翼前緣出現(xiàn)了明顯的負(fù)壓峰值，說(shuō)明襟翼分離得到了不同程度的控制?？刂魄昂蟮牧鲌?chǎng)如圖9所示，Cμ=0.01 時(shí)分離點(diǎn)向襟翼尾緣后移，并沒(méi)完全消除襟翼分離，并存在一定尺度的分離渦的形成與脫落，升力系數(shù)也存在小幅的周期波動(dòng)(見(jiàn)圖7)，這屬于附面層控制;Cμ=0.08屬于超過(guò)了臨界動(dòng)量系數(shù)(0.05以下)的吹氣控制，屬于超環(huán)量控制[35]。根據(jù)吹氣的付出和收益定義吹氣增升效率:ΔCL/Cμ。Cμ=0.01 和0.08的增升效率分別為55%和37.9%，吹氣動(dòng)量系數(shù)(Cμ=0.08)大于臨界值時(shí)，進(jìn)入超環(huán)量控制區(qū)，增升效率隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加而下降[11]。

(a) Wall pressure coefficients

對(duì)于下翼面(壓力面)，相對(duì)于基準(zhǔn)，吹氣之后壓力整體增加，較大的Cμ對(duì)應(yīng)較大的下翼面壓力。

在下翼面靠近翼型前緣處，下翼面最大壓力處(Cp=1)對(duì)應(yīng)駐點(diǎn)位置(見(jiàn)圖8(b))。吹氣控制后，駐點(diǎn)沿下翼面向后移動(dòng)，Cμ越大，駐點(diǎn)后移越多，這需要從吹氣施加后主流的整體變化去分析。為了更明確地觀察主流的變化，將同一工況下基準(zhǔn)的時(shí)均流場(chǎng)定義為A流場(chǎng)，將施加吹氣后穩(wěn)定的時(shí)均流場(chǎng)定義為B流場(chǎng)，通過(guò)后處理提取流場(chǎng)變量的差值(B-A),可獲得吹氣后引起的流場(chǎng)變量的凈增量，進(jìn)而全面認(rèn)識(shí)襟翼吹氣增升的作用機(jī)理。

這里主要分析吹氣后引起的流場(chǎng)速度變化，即B-A中的ΔV,見(jiàn)圖10。從ΔV云圖上看，在吹氣口上方的主流區(qū)，速度方向發(fā)生了明顯的偏轉(zhuǎn)，而且Cμ=0.08時(shí)主流的下偏角度明顯更大，基本是順沿著襟翼上翼面。從速度增量看，Cμ=0.01時(shí)上翼面主流區(qū)的加速量(最大達(dá)30 m/s)已經(jīng)高于來(lái)流速度20 m/s，Cμ=0.08時(shí)誘導(dǎo)的主流速度增量更高(最大達(dá)50 m/s)。

結(jié)合翼面壓力系數(shù)的變化(見(jiàn)圖8(a))，除襟翼上翼面尾緣處，吹氣使翼型近壁面的壓力分布變得“吸處更吸”，使得下翼面的“壓處更壓”。而吸力變化最明顯的兩個(gè)地方在主翼前緣和襟翼前緣，出現(xiàn)了明顯的吸力峰值，這與主流當(dāng)?shù)厮俣鹊淖兓菍?duì)應(yīng)的。吹氣后，在主翼前緣和襟翼前緣的當(dāng)?shù)亓魉倬玫搅瞬煌潭鹊奶岣摺Ｒ驭x和ΔVy為速度矢量，做出流場(chǎng)凈增量ΔV的流線，見(jiàn)圖10。吹氣引起了繞翼型速度環(huán)量的增加，誘導(dǎo)的速度環(huán)量在前緣處形成類(lèi)似上洗的效應(yīng)，使得前緣局部迎角增加。在上翼面順流方向形成對(duì)主流的加速作用，在下翼面逆流方向形成對(duì)主流的阻滯作用。

(a) Base case

(a) Cμ=0.01

通過(guò)以上分析，可以將基于Coanda表面的襟翼定常吹氣控制的作用機(jī)理概括為兩個(gè)字:“引”與“射”;“引”是吹氣施加后主流在壓力梯度的作用下，在襟翼前緣上方向下偏轉(zhuǎn);“射”是吹氣施加后吹氣口上方的主流得到了加速。吹氣施加之后，局部低壓形成壓力梯度，使射流上方主流偏轉(zhuǎn)和加速是主要增升機(jī)理;另外，吹氣造成下翼面氣流受到一定的阻滯，下翼面氣流的減速增壓也使得翼型升力有一定增量。為方便比較，將翼面分為3部分:襟翼上翼面、主翼上翼面、整個(gè)下翼面，從壁面壓力分布(見(jiàn)圖8)可分別計(jì)算出3部分的壓力變化對(duì)增升的貢獻(xiàn)率，見(jiàn)表2。

表2 吹氣后翼面各部分對(duì)增升量的貢獻(xiàn)率Table 2 Lift increment of each part of the airfoil surface after blowing

從表2可看出吹氣增升主要是來(lái)自主翼上表面的壓力降低，其次是來(lái)自襟翼上翼面和整個(gè)下翼面的壓力增加;并且隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增大，主翼上翼面的增升貢獻(xiàn)略有降低。在小的動(dòng)量系數(shù)(Cμ=0.01)下，整個(gè)下翼面增升高于襟翼上翼面的增升;在大的動(dòng)量系數(shù)(Cμ=0.08)下，襟翼上翼面增升占比超過(guò)了下翼面。

根據(jù)“引射”的機(jī)理展開(kāi)想象，在一個(gè)射流口無(wú)法滿足控制效果時(shí)，采取在Coanda曲面上分段吹氣的多射流口方案(見(jiàn)圖11)，形成接力“引射”的作用，往往可以取得更好的環(huán)量控制效果，同時(shí)吹氣能耗大大降低[36]。

圖11 多射流口方案[36]Fig.11 Illustration of the multiple slotted airfoil[36]

進(jìn)一步分析，分離控制往往強(qiáng)調(diào)在分離點(diǎn)之前施加激勵(lì)，不過(guò)這還不夠準(zhǔn)確?；贑oanda效應(yīng)的激勵(lì)還需要考慮曲面的曲率變化;在物面曲率變化較大處，流體微團(tuán)運(yùn)動(dòng)向心力不足，易于分離，在此處施加激勵(lì)更易于產(chǎn)生控制效果;因此基于Coanda表面切向射流的“引射”控制機(jī)理，在鼓包背風(fēng)坡、S彎進(jìn)氣道等曲面繞流分離控制方面也具有一定的指導(dǎo)意義。

3 地面效應(yīng)分析

3.1 無(wú)吹氣時(shí)的地面效應(yīng)

在來(lái)流速度Ma=0.1,Re=1.056×106條件下，選取兩個(gè)迎角α=0°和8°，地面效應(yīng)高度h/c=0.2，2.0,∞，開(kāi)展無(wú)吹氣狀態(tài)下的計(jì)算，得到的翼型氣動(dòng)力數(shù)據(jù)見(jiàn)表3。

表3 吹氣前后不同離地高度的計(jì)算結(jié)果Table 3 Calculation results at different heights before and after blowing control

在同一迎角下，相對(duì)于無(wú)地面效應(yīng)(h/c=∞)時(shí)，地面效應(yīng)的存在減小了翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)，同時(shí)襟翼流場(chǎng)分離的旋渦脫落主頻率降低了;同一迎角下，隨著距地高度的減小，升力系數(shù)也減小;迎角越大，升力系數(shù)的減小量也越大，本文計(jì)算的地面效應(yīng)對(duì)升力系數(shù)的影響趨勢(shì)與相關(guān)試驗(yàn)一致[37]。

為分析地面效應(yīng)對(duì)流場(chǎng)影響，提取一個(gè)升力周期內(nèi)的平均流場(chǎng)，將有地面效應(yīng)的流場(chǎng)變量減去無(wú)地面效應(yīng)的流場(chǎng)變量，分析地面效應(yīng)引起的翼型周?chē)鲌?chǎng)速度、壓力、密度的凈增量，如圖12所示。

(a) Net increment of velocity for α=0° at h/c=0.2

對(duì)于α=0°，h/c=0.2工況，相對(duì)于離地?zé)o窮遠(yuǎn)狀態(tài)，翼型上下翼面附近的流速均降低了，下翼面處減速更為明顯;尤其是最大厚度處(Vx減小 8～9 m/s)，這是翼型與地面之間的流道收縮所致，上翼面Vx減速4～5 m/s。同時(shí)上下翼面的壓力均提高了，上翼面的壓力增大更多，使吸力下降，這是升力系數(shù)下降的原因。地面效應(yīng)的存在對(duì)下翼面形成了阻滯作用，下方流體密度增大比上翼面更明顯。以速度凈增量(ΔVx,ΔVy)為矢量做出的流線見(jiàn)圖12(a)。通過(guò)流線看，襟翼上方由于地面效應(yīng)，尾跡下偏受阻，與無(wú)地面效應(yīng)相比，產(chǎn)生了y方向的速度增量，起到使翼型環(huán)量減小的作用。

在α=8°迎角下，地面效應(yīng)的作用與α=0°時(shí)基本一致，不同的是上翼面的壓力增大更多，使吸力下降得更多，上翼面的減速也有所增強(qiáng)，尤其是上翼面前緣處，形成了較為明顯的y方向減速。這是由于迎角增大，使得下翼面流道收縮比增大，上翼面流道擴(kuò)張比增大的緣故。

將翼型離地高度增加至h/c=2.0，結(jié)果見(jiàn)圖13，上下翼面附近仍存在一定的減速效應(yīng)，不過(guò)減速的量值已經(jīng)很小，在1～2 m/s范圍內(nèi)，而且上翼面的減速略大于下翼面的減速，這與h/c=0.2時(shí)不同;上下翼面的壓力均有所增大，在量級(jí)上低于h/c=0.2時(shí)的地面效應(yīng)狀態(tài)。通過(guò)翼面壓力(見(jiàn)圖14)可知，h/c=2.0時(shí)的下翼面壓力已經(jīng)接近于無(wú)窮遠(yuǎn)處的狀態(tài)，而上翼面壓力依然存在相對(duì)比較明顯的差異，說(shuō)明翼型在此狀態(tài)時(shí)地面效應(yīng)對(duì)上翼面的影響更大。

(a) Net increment of velocity

(a) α=0°

總體上，α=8°與α=0°地面效應(yīng)類(lèi)似，地面效應(yīng)使上下翼面附近的流體受到阻滯而減速。隨著離地高度的增加，地面效應(yīng)對(duì)翼面上下流場(chǎng)的阻滯作用減弱。在地面效應(yīng)下，上下翼面壓力均增加，上翼面增加較多，整體上使翼型升力下降。

3.2 吹氣時(shí)的地面效應(yīng)

在吹氣口動(dòng)量系數(shù)Cμ=0.028時(shí)，開(kāi)展h/c=0.2，2.0，∞工況下的吹氣控制計(jì)算，將吹氣加地面效應(yīng)的控制工況與無(wú)吹氣無(wú)地面效應(yīng)的基準(zhǔn)工況進(jìn)行比較，計(jì)算得到的升阻力系數(shù)見(jiàn)表3。相比于無(wú)吹氣控制，吹氣控制增大了升力系數(shù)，降低了阻力系數(shù)，說(shuō)明分離得到較好的控制;同一迎角下吹氣控制狀態(tài)相比，h/c越大，升阻力系數(shù)越大，這與無(wú)吹氣控制時(shí)地面效應(yīng)的影響規(guī)律一致。吹氣之前，迎角增大，升阻力系數(shù)也增大;吹氣之后8°迎角升力系數(shù)已經(jīng)低于0°迎角，說(shuō)明襟翼吹氣控制降低了臨界迎角，這是由于吹氣控制后前緣駐點(diǎn)后移，增大了當(dāng)?shù)赜行в?，失速提前?/p>

壁面壓力系數(shù)如圖15所示，對(duì)比無(wú)窮遠(yuǎn)工況，吹氣使得翼型壓力面壓力增大，這與地面效應(yīng)對(duì)翼型壓力面的影響一致(結(jié)合圖14分析);加上地面效應(yīng)之后，壓力面的壓力進(jìn)一步增大，說(shuō)明地面效應(yīng)加吹氣對(duì)下翼面流動(dòng)的阻滯作用更加明顯。

(a) α=0°

對(duì)于吸力面(除α=8°，h/c=0.2時(shí))，吹氣使得翼型主翼上吸力面的吸力得到加強(qiáng)，抵消了地面效應(yīng)引起的吸力面壓力增大，說(shuō)明襟翼吹氣對(duì)上翼面主流的“引射”作用明顯;比較3個(gè)不同離地高度下的吹氣效果(見(jiàn)圖15)，地面效應(yīng)使下翼面壓力增大，使上翼面吸力減小，這與無(wú)吹氣時(shí)地面效應(yīng)影響趨勢(shì)一致(見(jiàn)圖14)。對(duì)于α=8°，h/c=0.2狀態(tài)(見(jiàn)圖15(b))，吹氣使主翼前緣和襟翼前緣負(fù)壓增大，而主翼中部的負(fù)壓卻是低于基準(zhǔn)狀態(tài)，說(shuō)明此時(shí)的吹氣并沒(méi)有完全抵消地面效應(yīng)對(duì)吸力面的負(fù)面影響，也說(shuō)明迎角增大后，地面效應(yīng)對(duì)吸力面的阻滯增強(qiáng)了，進(jìn)一步可以通過(guò)流場(chǎng)變化來(lái)分析吹氣后的地面效應(yīng)。

選取h/c=0.2和2.0的吹氣控制后的流場(chǎng)，分別減去對(duì)應(yīng)的h/c=∞無(wú)吹氣工況流場(chǎng)，得到流場(chǎng)速度的凈增量，見(jiàn)圖16。

(a) α=8°，h/c=0.2

α=8°，h/c=0.2時(shí)(圖16(a))，與圖12相比，地效作用依然比較明顯，吹氣控制加強(qiáng)了下翼面的阻滯作用，增大了下翼面減速區(qū)域的范圍和量值;吹氣后，地效對(duì)上翼面的減速變?nèi)?，減速范圍變小，主翼上翼面的前后緣也出現(xiàn)了不同程度的加速，然而地效對(duì)上翼面的阻滯并沒(méi)有完全被吹氣控制的“引射”效應(yīng)抵消，在主翼上方仍然存在一定的減速區(qū)域，不過(guò)Vx降低的量值已經(jīng)較小;通過(guò)(ΔVx,ΔVy)畫(huà)出的流線可看出，8°迎角時(shí)翼型前緣流線已經(jīng)上偏。進(jìn)一步將h/c提高至2.0，見(jiàn)圖16(b)，上翼面的減速區(qū)已經(jīng)變?yōu)榧铀賲^(qū)，說(shuō)明吹氣控制的“引射”效應(yīng)已經(jīng)抵消了地面效應(yīng)在上翼面的減速效應(yīng)。

綜合Coanda表面切向吹氣流動(dòng)控制機(jī)理和地面效應(yīng)的影響，襟翼吹氣控制通過(guò)增大翼型壓力面壓力和吸力面吸力，增大了翼型上下翼面的壓差，提高了升力系數(shù);地面效應(yīng)使翼型上下翼面壓力均增大，上翼面增大較多，整體上減小了升力系數(shù)。在翼型壓力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相同，使氣流減速增壓;在翼型吸力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相反，襟翼吹氣對(duì)上翼面由于地面效應(yīng)引起的流場(chǎng)減速起抵消作用，這種抵消作用隨迎角增大而減弱。

4 結(jié)論

本文選擇吹氣控制機(jī)理和地面效應(yīng)影響兩個(gè)基礎(chǔ)性問(wèn)題，通過(guò)數(shù)值模擬，主要從流場(chǎng)變化上分析了某無(wú)縫襟翼定常吹氣的流動(dòng)控制機(jī)理、翼型施加吹氣控制前后時(shí)的地面效應(yīng)，得到以下主要結(jié)論:

(1)通過(guò)流場(chǎng)凈增量分析，基于Coanda表面切向吹氣的襟翼分離控制機(jī)理可以概括為兩個(gè)字“引射”:“引”是指施加吹氣控制后主流在壓力梯度的作用下，在襟翼前緣上方向下偏轉(zhuǎn)，改變了方向;“射”是指吹氣施加后，吹氣口上方的主流得到了加速，引起的主翼上翼面吸力增加是整個(gè)翼型增升的主要來(lái)源。另外，吹氣造成下翼面氣流受到一定程度的阻滯，下翼面氣流的減速增壓也使得翼型升力有一定增量。

(2)分析了地面效應(yīng)引起的流場(chǎng)變量的凈增量。地面效應(yīng)下，翼型上下翼面壓力均增加，上翼面增加較多，總體上使翼型的升力系數(shù)降低了;上下翼面附近的流速均有所降低;隨著離地高度的增加，地面效應(yīng)對(duì)翼面上下流場(chǎng)的阻滯作用減弱。

(3)襟翼吹氣控制通過(guò)增大翼型壓力面的壓力和吸力面的吸力，增大了翼型上下翼面的壓差，提高了升力系數(shù);在翼型壓力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相同，使氣流減速增壓;在翼型吸力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相反，襟翼吹氣對(duì)上翼面由于地面效應(yīng)引起的流場(chǎng)減速起抵消作用，這種抵消作用隨迎角的增大而減弱。

本文結(jié)論對(duì)吹氣流量分配具有指導(dǎo)意義，在無(wú)縫襟翼吹氣系統(tǒng)工作時(shí)，近地滑跑時(shí)可適當(dāng)增加吹氣動(dòng)量系數(shù)，以補(bǔ)償?shù)孛嫘?yīng)引起的上翼面吸力損失。本文的數(shù)據(jù)處理和分析方法也豐富了本領(lǐng)域的研究方法。