基于柯恩達(dá)效應(yīng)的飛翼布局環(huán)量控制研究

劉曉冬, 蔡為民, 張沛良, 王永恩, 黃勇, 高立華

(1.沈陽飛機設(shè)計研究所, 遼寧 沈陽 110035; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

1935年羅馬尼亞空氣動力學(xué)家亨利柯恩達(dá)在航空器試驗中偶然發(fā)現(xiàn)流體有離開本來的流動方向而改為隨著凸出的物體表面流動的傾向,即柯恩達(dá)效應(yīng)[1]。環(huán)量控制翼型/機翼的出現(xiàn)代表了柯恩達(dá)效應(yīng)在外流空氣動力學(xué)中的成功應(yīng)用。早期研究主要是利用環(huán)量控制技術(shù)提高機翼升力,實現(xiàn)短距起降。環(huán)量控制翼型/機翼通過在上表面近后緣處切向吹氣來推遲邊界層的分離,從而改變翼型后緣的駐點位置,改變繞翼型的環(huán)量,進(jìn)而對升力進(jìn)行控制[2]。與傳統(tǒng)的高升力裝置相比,環(huán)量控制技術(shù)具有作動簡單、質(zhì)量輕以及活動部件少的優(yōu)勢[3]。

國外在環(huán)量控制增升技術(shù)領(lǐng)域起步較早,取得了豐富的成果,并在高升力飛行器中得到了應(yīng)用,如美國的Boeing YC-14、McDonnell Douglas YC-15以及Boeing C-17 Globemaster Ⅲ等飛機都使用了上翼面吹氣襟翼技術(shù)[4]。Englar等[5]為美國航空航天局開展了高速民用運輸機環(huán)量控制機翼技術(shù)研究,通過吹氣增升裝置和控制舵面結(jié)合使高速民用運輸機起飛機翼面積和著陸攻角減小,并于1979年完成了A-6/CCWSTOL驗證機試飛驗證。Liu等[6]研究發(fā)現(xiàn)脈沖吹氣可以在很小的質(zhì)量流量下實現(xiàn)與定常吹氣相當(dāng)?shù)脑錾Ч?。與所有吹氣主動控制技術(shù)一樣,環(huán)量控制系統(tǒng)最大的不足是需要提供足夠功率的氣源產(chǎn)生射流,其需要的氣源功率與飛機起飛速度的平方成正比,因此產(chǎn)生較大升力收益的同時也需要較大的系統(tǒng)成本,控制效能較低,也是影響其在飛機上大規(guī)模使用的主要原因。

2000年后Wood教授等團(tuán)隊將環(huán)量控制技術(shù)嘗試應(yīng)用于飛行器的飛行控制中[7-10],并研究了亞聲速、跨聲速狀態(tài)下包括前后緣型面等參數(shù)的環(huán)量控制規(guī)律。最具代表性的是英國BAE公司,其從2004年起就開展了“無操縱面飛行器綜合研究”項目,先后經(jīng)歷了2個大的階段。第一階段開展技術(shù)攻關(guān),于2010年試飛了惡魔(Demon)無人技術(shù)驗證機,其依靠噴射氣流，而不是傳統(tǒng)的襟翼/副翼等部件，完成了升降和轉(zhuǎn)向控制[11]。第二階段在2019年試飛了采用射流飛行控制系統(tǒng)的“巖漿”MAGMA無人機,對環(huán)量控制機翼和射流推力矢量噴管進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計,進(jìn)一步提高了技術(shù)成熟度[12]。

國內(nèi)在環(huán)量控制研究上起步較晚,也取得了一些成果,如張艷華等[13]采用CFD對超臨界翼型環(huán)量控制規(guī)律和機理進(jìn)行了研究,模擬結(jié)果表明隨動量系數(shù)增加,前緣分離導(dǎo)致失速迎角提前,在中等動量系數(shù)和小迎角狀態(tài)能夠獲得優(yōu)良的升阻特性。南京航空航天大學(xué)史志偉教授團(tuán)隊開展了射流環(huán)量控制航模飛行驗證[14],積累了一些飛行數(shù)據(jù)和經(jīng)驗。近幾年國內(nèi)部分團(tuán)隊也都陸續(xù)開展了射流相關(guān)的氣動和控制問題研究[15-16],齊萬濤等[16]基于環(huán)量控制器的數(shù)學(xué)模型進(jìn)行飛行動力學(xué)建模和控制律設(shè)計,驗證了環(huán)量控制器替代傳統(tǒng)控制舵面的可行性。

飛翼布局具有天然良好的氣動、隱身綜合特性，其一般在機翼后緣布置相應(yīng)的機械舵面負(fù)責(zé)全機的配平和操縱，而舵面偏轉(zhuǎn)會破壞布局的這種固有特性，一是舵面偏轉(zhuǎn)增加了額外的散射面，同時也會暴露出相關(guān)的機械機構(gòu)和較大縫隙，從而極大影響布局的雷達(dá)隱身特性；二是由于飛翼布局舵面操縱力臂較短，對于縱向靜安定的飛機配平可能產(chǎn)生更大的氣動損失。如果環(huán)量控制技術(shù)可以替代機械舵面，甚至具有更高的操縱效能，則會避免機械舵面的以上不利影響，進(jìn)一步提升飛翼布局的隱身特性和氣動性能，因此環(huán)量控制技術(shù)在飛翼布局上有著天然的潛在應(yīng)用優(yōu)勢。國內(nèi)在飛翼布局環(huán)量控制技術(shù)方面的研究很少,對于環(huán)量控制參數(shù)的優(yōu)選和應(yīng)用效果研究的還不夠完整,且基本都處于航模量級,研究的飛行速度都很低,大部分都在20 m/s速度范圍?？偟膩碚f,國內(nèi)在環(huán)量控制方面相比國外的研究水平,還存在一定差距,需要在技術(shù)和工程上投入更多的力量[2]。

本文以小展弦比飛翼布局為研究對象,開展了基于柯恩達(dá)效應(yīng)的典型環(huán)量控制參數(shù)研究,完成了相關(guān)的CFD計算分析和低速風(fēng)洞試驗驗證(最大速度為70 m/s),將設(shè)計的環(huán)量控制優(yōu)化方案與機械舵面產(chǎn)生的控制力矩進(jìn)行了對比分析,為環(huán)量控制應(yīng)用于飛翼布局飛行控制提供了一些分析和建議。

1 研究對象及環(huán)量控制參數(shù)設(shè)計

1.1 二維環(huán)量控制翼型參數(shù)設(shè)計

本文研究思路為先采用二維翼型開展參數(shù)規(guī)律研究,再進(jìn)行三維飛翼布局環(huán)量控制參數(shù)驗證。

針對二維環(huán)量控制翼型的俯仰操縱能力研究，選擇的影響變量包括2類：①噴口高度和柯恩達(dá)表面曲線形狀2個幾何參數(shù)變量；②噴氣壓比pjet/p∞(噴氣總壓pjet與自由來流靜壓p∞的比值，與動量系數(shù)一一對應(yīng))和來流速度2個狀態(tài)參數(shù)變量，研究過程中遵循單一變量原則。環(huán)量控制翼型/機翼的后緣剖面示意圖見圖1。

圖1 環(huán)量控制翼型/機翼后緣示意圖

分別設(shè)計了3種不同噴口高度和3種柯恩達(dá)表面曲線形狀構(gòu)型,具體參數(shù)見表1～2和圖2。

表1 不同噴口高度柯恩達(dá)表面參數(shù)

表2 不同形狀柯恩達(dá)表面參數(shù)

圖2 環(huán)量控制翼型幾何參數(shù)

1.2 三維環(huán)量控制方案

結(jié)合二維環(huán)量控制翼型參數(shù)的研究規(guī)律,以某小展弦比飛翼布局為研究對象,在機翼后緣設(shè)計柯恩達(dá)型面,形成三維飛翼布局環(huán)量控制模型方案,并以此方案為基礎(chǔ)開展低速風(fēng)洞試驗。

2 研究方法

2.1 CFD計算方法

采用CFX作為數(shù)值計算軟件,其以守恒形式的三維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程為流動控制方程,采用基于有限元的有限體積法對控制方程進(jìn)行離散。湍流模型采用SST兩方程模型,計算過程中全部采用全湍流計算。

網(wǎng)格劃分選擇軟件ICEM CFD來完成,計算域網(wǎng)格量為2×105左右,不同構(gòu)型的計算網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 計算網(wǎng)格

2.2 風(fēng)洞試驗

本次試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所FL-12風(fēng)洞進(jìn)行,風(fēng)洞大小為4 m×3 m，是一座單回流式閉口試驗段低速風(fēng)洞,試驗風(fēng)速30～70 m/s。模型采用半模安裝于下地板。

3 環(huán)量控制翼型變參數(shù)CFD計算

3.1 噴口高度影響

計算狀態(tài):Ma=0.3,噴氣壓比保持為1.05,柯恩達(dá)型面為圓形,分別進(jìn)行了上、下表面噴氣的翼型氣動特性CFD計算。圖4為3種噴口高度構(gòu)型翼型升力和俯仰力矩系數(shù)增量計算結(jié)果曲線?？梢钥闯?噴氣產(chǎn)生的氣動力變化規(guī)律與機械舵面偏轉(zhuǎn)類似。上表面噴氣使得升力系數(shù)增大,對應(yīng)低頭力矩增大,隨迎角增大，升力、俯仰力矩的增量逐漸減小;下表面噴氣使得升力系數(shù)減小,對應(yīng)抬頭力矩增大,隨迎角增大，升力、俯仰力矩的增量先增大后減小;隨噴口高度減小控制力矩增量變大。

圖5～6給出了來流Ma=0.3,翼型迎角α=4°時3種噴口高度翼型后緣附近的流場圖和翼型表面壓力系數(shù)對比。從翼型表面壓力系數(shù)看到,上表面噴氣誘導(dǎo)翼型上表面流線向下偏轉(zhuǎn)并使得流動加速,負(fù)壓增大,下表面流動阻滯,正壓增大;下表面噴氣規(guī)律反之。流場圖表明噴口高度越小,氣流在柯恩達(dá)表面的附著流動距離越長,駐點更接近另外一側(cè)翼型表面,柯恩達(dá)效應(yīng)越明顯。同時分析發(fā)現(xiàn)噴口附近馬赫數(shù)變化很小,噴氣流量減小,效率增加,因此噴口高度為環(huán)量控制關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)。

圖4 不同噴口高度構(gòu)型升力、俯仰力矩增量對比

圖5 不同噴口高度構(gòu)型后緣流線及馬赫數(shù)云圖 (Ma=0.3,α=4°)

圖6 不同噴口高度上、下表面分別噴氣翼型表面 壓力系數(shù)對比(Ma=0.3,α=4°)

3.2 不同柯恩達(dá)型面影響

計算狀態(tài):Ma=0.3,噴氣壓比保持為1.05,噴口高度都為0.2 mm,分別進(jìn)行了上、下表面噴氣的翼型氣動特性CFD計算。

圖7為3種不同柯恩達(dá)型面構(gòu)型翼型升力、俯仰力矩增量計算結(jié)果對比。圓形表面對升力和俯仰力矩的控制效果最好,橢圓1.5∶1次之,最差的為橢圓2∶1。橢圓1.5∶1小迎角范圍控制能力介于兩者之間,但隨迎角增大,上表面噴氣時其控制能力越來越接近圓形,下表面噴氣時其控制能力越來越接近橢圓2∶1。

圖8給出了Ma=0.3,α=4°時2種橢圓型面后緣附近的流線圖。相比圓形表面,隨著橢圓長短軸比的增大,上表面噴氣分離點逐漸向上表面附近移動,下表面噴氣分離點逐漸向下表面附近移動,從而使得翼型的等效彎度減小,產(chǎn)生的力矩增量減小,這也是橢圓環(huán)量控制效果較差的原因。

圖7 不同柯恩達(dá)型面構(gòu)型升力、俯仰力矩增量對比

圖8 不同橢圓柯恩達(dá)型面構(gòu)型后緣 附近流線圖(Ma=0.3,α=4°)

3.3 噴氣壓比影響

圖9～10為Ma=0.3，α=0°上、下表面分別噴氣時翼型俯仰力矩系數(shù)、動量系數(shù)隨噴氣壓比的變化曲線。隨噴氣壓比增大，上表面噴氣時翼型俯仰力矩逐漸減小，曲線呈凹函數(shù)形態(tài)，下表面噴氣時翼型俯仰力矩逐漸增大，曲線呈凸函數(shù)形態(tài)，證明了在計算的噴氣壓比范圍內(nèi)環(huán)量控制具有良好的縱向俯仰操縱能力和規(guī)律。同時看到，噴氣壓比1.2(對應(yīng)動量系數(shù)為0.001 8)前后俯仰力矩曲線斜率量值有明顯減小，近似將曲線分為2個線性段，也表明了環(huán)量俯仰控制的效率隨噴氣壓比逐漸降低。

圖9 上表面噴氣俯仰力矩/動量系數(shù)隨 壓比變化曲線(Ma=0.3,α=0°)

圖10 下表面噴氣俯仰力矩/動量系數(shù)隨 壓比變化曲線(Ma=0.3,α=0°)

引入?yún)?shù)η來比較環(huán)量控制效率,以上表面噴氣為例,表3給出不同壓比下翼型升力、俯仰力矩系數(shù)變化量,可見環(huán)量控制效率隨壓比增大逐漸降低,當(dāng)噴氣壓比達(dá)到2.0時,環(huán)量控制效率基本降為壓比1.05時的一半。

表3 不同壓比上表面噴氣翼型氣動特性變化量

圖11為Ma=0.3,α=0°時不同壓比上表面噴氣后緣附近馬赫數(shù)云圖和流線圖。隨噴氣壓比增大,上表面噴氣后緣附近的馬赫數(shù)增大,同時也逐漸擴大翼型前緣上表面高馬赫數(shù)范圍,翼型后緣駐點逐漸從柯恩達(dá)表面向翼型下表面移動,并在完全離開柯恩達(dá)表面后基本保持不變。此外,在噴氣壓比達(dá)到1.5時,噴口的馬赫數(shù)都接近聲速,隨著噴氣總壓的進(jìn)一步增大,出口局部出現(xiàn)了超聲速流。

圖11 典型壓比上表面噴氣后緣馬赫數(shù) 云圖及流線圖(Ma=0.3,α=0°)

4 環(huán)量控制低速風(fēng)洞試驗研究

4.1 噴口高度影響

結(jié)合二維環(huán)量參數(shù)CFD研究規(guī)律,低速風(fēng)洞試驗設(shè)計了3種不同噴口高度構(gòu)型驗證影響規(guī)律,試驗風(fēng)速為70 m/s,保持噴氣壓比不變。

圖12給出了模型俯仰力矩增量曲線。結(jié)果表明隨噴口高度減小,環(huán)量控制能力逐漸增大,與二維翼型CFD研究結(jié)論一致,證明了噴口高度為柯恩達(dá)環(huán)量的主要設(shè)計參數(shù)之一。

圖12 不同噴口高度俯仰力矩增量曲線

4.2 噴氣壓比及風(fēng)速影響

為進(jìn)一步研究環(huán)量控制的使用規(guī)律,開展了變噴氣壓比、變風(fēng)速試驗研究。

圖13為3種風(fēng)速下α=0°模型俯仰力矩增量隨噴氣壓比變化曲線。結(jié)果表明,隨著噴氣壓比增大,俯仰力矩增量先增大后減小。噴氣壓比增大到一定程度(接近3.0),柯恩達(dá)效應(yīng)失效,最優(yōu)壓比范圍基本在1.5～2.0內(nèi)。在最優(yōu)壓比之前,環(huán)量產(chǎn)生的俯仰操縱能力隨壓比呈單調(diào)變化,與機械舵面的偏度影響規(guī)律類似,因此易于飛行控制律設(shè)計實現(xiàn)。

隨著風(fēng)速增大,俯仰力矩增量逐漸減小,70 m/s風(fēng)速下的縱向控制能力基本不到30 m/s風(fēng)速下的50%, 環(huán)量控制能力會隨著飛行速度的增大而逐漸降低,與機械舵面操縱能力隨速度的變化規(guī)律相反。

圖13 縱向控制力矩增量隨噴氣壓比曲線

4.3 與機械舵面操縱能力對比

圖14給出了相同機翼后緣布置空間下,優(yōu)化的環(huán)量控制方案在Ma=0.2(風(fēng)速70 m/s)產(chǎn)生的最大俯仰力矩增量與機械舵面偏轉(zhuǎn)±30°增量對比。圖15為對應(yīng)的質(zhì)量流量和動量系數(shù)。由結(jié)果可知,后緣噴氣環(huán)量最大控制能力大于機械舵面,尤其是在大迎角的低頭控制能力上;此外兩者隨迎角變化規(guī)律略有差異,上表面噴氣控制能力隨迎角先增大后減小,下表面噴氣控制能力隨迎角則逐漸減小。環(huán)量控制最大能力對應(yīng)噴氣壓比在1.4～1.7范圍,流量在0.025～0.035 kg/s左右,動量系數(shù)在0.000 6～0.001范圍。

圖14 噴氣與機械舵面縱向控制力矩對比圖15 最大控制力矩對應(yīng)的噴氣流量和動量系數(shù)

結(jié)合流場發(fā)展規(guī)律分析認(rèn)為,迎角增大到中等迎角范圍機翼上表面先出現(xiàn)小范圍分離,上表面后緣噴氣給附面層注入能量,降低逆壓梯度削弱了分離從而增強了環(huán)量控制效果,但隨著迎角進(jìn)一步增大,上表面分離增大,噴氣對附面層的誘導(dǎo)作用降低,環(huán)量的控制效果變差;而迎角增大,下表面噴氣對于上表面流動的阻滯減弱,因此控制效果也逐漸降低,從圖6中可看出噴氣對于翼型上表面壓力系數(shù)的影響量偏大。

綜上,在飛翼布局左右機翼后緣采用柯恩達(dá)環(huán)量控制方案可以產(chǎn)生與不低于機械舵面的縱向操縱能力,對應(yīng)的流量需求為0.05～0.07 kg/s左右。

5 結(jié) 論

本文基于柯恩達(dá)效應(yīng)原理,以飛翼布局為研究對象,從二維翼型到三維機翼,詳細(xì)研究了環(huán)量控制參數(shù)的影響規(guī)律并完成了環(huán)量控制效果低速風(fēng)洞試驗驗證,主要結(jié)論如下：

1) 基于柯恩達(dá)效應(yīng)的環(huán)量控制翼型/機翼,后緣上表面噴氣使得升力系數(shù)增大,對應(yīng)低頭力矩增大,下表面噴氣反之,與機械舵面下偏、上偏規(guī)律一致;

2) 噴口高度為柯恩達(dá)環(huán)量控制的主要設(shè)計參數(shù)之一,隨噴口高度的減小,噴氣環(huán)量控制能力逐漸增大;

3) 相比橢圓形狀,圓形柯恩達(dá)表面形狀的環(huán)量控制效率最高,同時橢圓的長短軸比例越大,環(huán)量控制效果越差;

4) 隨噴氣壓比增大,環(huán)量控制能力先逐漸增大后減小,一般最優(yōu)的噴氣壓比范圍為1.5～2.0,最優(yōu)壓比之前,環(huán)量產(chǎn)生的俯仰操縱能力隨壓比呈單調(diào)變化;

5)Ma=0.2后緣噴氣環(huán)量控制可產(chǎn)生不低于機械舵面的操縱力矩,對應(yīng)流量在0.05～0.07 kg/s左右;

6) 環(huán)量控制力矩隨迎角、壓比變化規(guī)律良好,與機械舵面的規(guī)律對應(yīng)類似,易于實現(xiàn)控制設(shè)計;但隨著飛行速度增大,環(huán)量控制能力快速降低,70 m/s風(fēng)速下的控制能力基本不到30 m/s風(fēng)速下的50%。

綜合本文研究,并根據(jù)高壓氣體系統(tǒng)的制造、維護(hù)以及控制等難度,建議在小型低速(Ma≤0.4)飛翼中可進(jìn)一步深入研究并應(yīng)用后緣噴氣環(huán)量控制技術(shù);同時隨著技術(shù)的不斷進(jìn)步,環(huán)量控制技術(shù)在解決飛翼類布局飛機低速邊界問題方面有著較大的應(yīng)用前景。