基于變彎度技術和協(xié)同射流的混合流動控制技術研究

陳 誠，陳其盛，黃江濤，聶勝陽，張文琦，焦 瑾

(1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心空天技術研究所，綿陽 621000；2. 西安理工大學土木建筑工程學院，西安 710054；3. 西安航空學院飛行器學院，西安 710077)

采用流動控制技術實現(xiàn)氣動特性的改善是航空工程常用的技術手段。增升裝置是典型的流動控制裝置，在起飛階段打開前緣縫翼和后緣襟翼，可以獲得很大的升力系數(shù)。這類成熟的增升裝置的特點是通過活動部件的張開，擴大機翼升力面的面積，增大翼型的彎度，同時將下翼面的相對高壓氣流引入上翼面用來推遲流動分離而實現(xiàn)的。然而，這類增升裝置需要復雜的支持裝置、導軌等機械部件，在大型運輸機上才會采用，而對于小型飛機或者軍用戰(zhàn)斗機，往往采用簡單的后緣變彎技術實現(xiàn)增升，即翼型上僅有舵面的偏轉，或者一些新的概念增升設計，如前緣變彎或者后緣變彎設計[1-4]和柔性翼概念[5-6]，這些新概念的設計都是在利用增加翼型彎度的方法增加升力的同時減少增升裝置的復雜性。

然而，所有的變彎度策略都需要解決彎度增加帶來的較大攻角下的流動分離所帶來的阻力增加甚至失速問題。近年來，變彎度策略和主動流動控制策略配合壓制分離是一個熱門的研究領域。在高雷諾數(shù)流動中后緣變彎配合吹氣是研究的比較充分的，發(fā)展出了不同的控制策略。RADESPIEL等[7]，劉睿等[8]和WIERACH 等[9]在翼型內部布置氣泵或者從發(fā)動機引氣，對后緣進行吹氣以控制分離，利用Coanda 效應使高速射流附著在表面上，推遲后緣較大偏轉的襟翼上的分離，從而推遲流動失速。這類技術也被稱為內吹式襟翼。另一類如NASA[10-12]針對方向舵和垂尾做的研究工作，采用掃掠式吹氣技術(sweeping jets)為舵面偏轉時舵面上的氣流注入能量從而推遲流動分離。

而前緣彎度改變策略，代表性的有RADESPEIL等[7]提出的利用前緣下垂(Droop)實現(xiàn)增升的概念，前緣為可活動部件。前緣下垂可以有效增大前緣半徑，改善低速流動特性，推遲失速。另一種是XING 等[13-14]研究的前緣可變蒙皮技術，利用可膨脹和收縮的蒙皮實現(xiàn)前緣半徑的改變。

除了吹氣實現(xiàn)主動流動控制之外，另一種有效地推遲或者消除流動分離、改善物體繞流的流動特性的技術是協(xié)同射流技術方案(Co-flow Jet，CFJ)。該技術最早由ZHA 等[15]提出的(如圖1 所示)，通過在翼型內部布置一個泵，從翼型后緣吸氣，再從前緣附近的出氣口高速射出；出氣口和吸氣口的氣流速度方向均與翼型表面平行，因此該策略直接將高速氣流注入邊界層，給邊界層注入能量，具有推遲邊界層分離的作用，且高速射流裹挾主流流動加速，在翼型上形成額外的環(huán)量，具有大幅度增加升力、推遲翼型失速等增益效果。由于不需要從發(fā)動機額外引入氣流，該技術屬于無源主動控制技術。ZHA 等[15-16]的實驗和數(shù)值模擬研究都表明，協(xié)同射流具有顯著推遲流動分離、改善失速特性和提高短距起降能力的效果，可以將NACA0025 翼型的升力提升150%以上，因此該技術受到國內較多的關注，但在較薄的翼型上的應用研究還較少。

將協(xié)同射流技術同變彎度技術結合的研究目前不多，如史子頡等[17]將協(xié)同射流技術應用在垂直尾翼上提升舵效。為提升在大尺寸薄翼型的低速氣動特性，在協(xié)同射流技術的基礎上，研究后緣變彎和前緣下垂技術同時使用的混合控制方案，是有必要的。本文探索協(xié)同射流技術和簡單的變彎度技術組成的混合流動控制方案的可行性，分析混合流動控制的控制機理和控制效果。后緣變彎和前緣下垂等帶來的增升效果和很多幾何參數(shù)有關，如可活動面的大小，偏轉角度，前緣半徑等，在本文的研究中，變彎度技術和協(xié)同射流主動流動控制技術的配合效率是研究重點。由于方案仍在探索階段，采用計算流體力學工具進行方案論證，研究高雷諾數(shù)流動現(xiàn)象，探索物理機理和物理規(guī)律，是研究復雜流動的通用做法,如高超等探索相對厚度對風力機翼型這類高雷諾數(shù)流動的影響規(guī)律[18]，李藝等[19]探索大型冷卻塔的風毀問題，鄭怡彤等[20]研究周邊建筑對大型煤棚的風載荷體型系數(shù)影響。因此本文基于成熟的計算流體力學工具，對某大尺寸薄翼型，分別研究協(xié)同射流在無變彎度翼型、后緣可活動面下偏20°，前緣下垂20°以及前緣和后緣同時變彎的構型上的控制效果，所得研究結論可為高雷諾數(shù)航空工程的增升方案提供參考。

1 計算網(wǎng)格和計算方法

所研究基礎翼型的基于弦長c的雷諾數(shù)Rec=1.1×107，該翼型最大厚度約為12%弦長，有四種不同的布局方案，如表1 所示。采用多塊對接技術生成計算用的網(wǎng)格，用來更好地計算自由剪切層和分離區(qū)的位置。對于有無協(xié)同射流的構型，因翼面復雜程度不同，網(wǎng)格密度分布不同。圖2分別展示了無協(xié)同射流裝置的四種布局的網(wǎng)格，沿著流向方向和展向方向均布置了足夠數(shù)量的網(wǎng)格。如對干凈構型，繞翼型一周的網(wǎng)格為552 個網(wǎng)格點，第一層網(wǎng)格的高度為1×10-6c，物面附近網(wǎng)格的增長率為1.1，整體網(wǎng)格數(shù)量為40 992。

表1 四種布局的基本幾何信息Table 1 basic geometrical information of four configurations

對協(xié)同射流方案，控制裝置的射流出口位于離翼型前緣4.5%c處，高度為0.5%c。吸氣口的位置位于離翼型前緣75%c處，尺寸為1.0%c。有協(xié)同射流的構型的網(wǎng)格分布如圖3 所示。協(xié)同射流內部的射流管道和吸氣管道也被計入計算域，用來更好地模擬射流出口和吸氣口處的自由剪切層的發(fā)展狀況。

本項目采用自研的非結構湍流計算開發(fā)平臺進行計算分析。該程序求解雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)，湍流的模擬采用航空工程中常用的SA 模型[21]，空間離散格式為中心格式離散無粘通量，采用二階Roe 格式計算湍流模型對流項。該程序在第一屆空氣動力學大會中對CHN-T1 標模上進行了系統(tǒng)的驗證和確認工作[22]。

2 計算結果分析

為研究變彎度技術和協(xié)同射流配合的控制效果，所有計算的計算狀態(tài)和計算方法都相同。而協(xié)同射流的控制效果和吹氣動量系數(shù)有關。吹氣動量系數(shù)越大，協(xié)同射流帶來的總的控制效果就好。根據(jù)ZHA 等[15-16]的研究結果，協(xié)同射流的吹氣動量系數(shù)并不是越大越好，應在一定的范圍內。本文的協(xié)同射流吹氣口內部管道的質量流量在所有的計算工況中都保持恒定，為7.14 kg/s，該方案得到的吹氣口處的動量系數(shù)，在中等攻角時約為0.1。由于所有的方案中協(xié)同射流的布置方案完全相同，不同構型條件下射流產生的作用力基本相同，因此協(xié)同射流的控制效果用翼型表面積分得到的表面氣動力就可以衡量。下文所有的氣動力系數(shù)都是對翼型外表面的壓力和表面摩擦力積分的結果。

2.1 無變彎度薄翼型

在單段翼無變彎度的構型上，計算出來的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)如圖4 所示。無協(xié)同射流時，在攻角為17°時最大升力系數(shù)為CL,max=1.6914，之后翼型進入失速狀態(tài)，隨著攻角增加，阻力系數(shù)大幅度增加，升力系數(shù)大幅度下降，抬頭力矩也迅速增加，且在此翼型上，計算得到的升力系數(shù)和薄翼理論得到升力系數(shù)理論值在失速前一致。而協(xié)同射流翼型上，最大失速攻角提升到22°，對應的升力系數(shù)為CL,max=2.5036，升力系數(shù)提升了ΔCL=0.8122。之后迅速進入流動失速，升力系數(shù)大幅度下降，阻力系數(shù)大幅度增加。二者對比可以看出，在較小的攻角下，翼型上都是附著流動，協(xié)同射流主動流動控制技術帶來升力增加的同時也會帶來阻力的增加。升力和阻力系數(shù)的增量都較小。但是對力矩系數(shù)的影響較大，在二維翼型上，協(xié)同射流帶來了較大的低頭力矩。隨著攻角增加，在干凈構型上開始出現(xiàn)流動分離，而協(xié)同射流具有顯著的控制流動分離、推遲失速攻角的能力，如圖5 所示。因此，協(xié)同射流技術在薄翼型上的主要效果表現(xiàn)在推遲失速攻角和提升最大升力系數(shù)上。而當流動都是附著狀態(tài)的小迎角工況，協(xié)同射流對整體氣動特性的影響不大，對力矩特性的影響比較顯著。

而攻角達到22°之后，協(xié)同射流翼型進入前緣失速的狀態(tài)，即前緣出現(xiàn)流動分離，流動分離區(qū)的尾跡向下游迅速擴大，如圖6 所示，導致上翼面上的翼載下降，阻力增加，進入失速區(qū)域。因此前緣半徑是制約協(xié)同射流在高雷諾數(shù)薄翼型上應用的關鍵因素。

2.2 后緣變彎翼型

圖7 展示的是后緣變彎后，有無協(xié)同射流時得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同無變彎構型的對比?？梢钥闯?，當后緣變彎后，帶來的彎度變化，導致繞翼型的環(huán)量增加，零升迎角變小。當沒有協(xié)同射流時，后緣彎度的改變帶來升力系數(shù)在線性段范圍的增量基本保持不變。因此可以推斷：在薄翼型上，后緣變彎后的升力系數(shù)仍可以用薄翼理論進行預測，彎度增加帶來零升迎角的降低。后緣變彎后，最大升力系數(shù)為CL,max=2.0564，對應的攻角為15°。和無變彎度構型相比，翼型表面的最大升力系數(shù)僅提升了ΔCL=0.365，失速攻角降低了2°。和協(xié)同射流配合后，后緣變彎協(xié)同射流構型最大升力系數(shù)達到CL,max=2.8783，對應的失速攻角為18°，帶來的升力增量和失速特性都有顯著的提高。達到失速后，協(xié)同射流后緣變彎翼型上的升力迅速下降。對阻力系數(shù)而言，在較小的攻角下，后緣變彎帶來的阻力系數(shù)就有了顯著的增加。這是由于后緣變彎帶來的正的彎度增加，帶來環(huán)量增加、升力增加的同時，也會帶來顯著的壓差阻力的增加。對力矩系數(shù)而言，后緣變彎帶來的低頭力矩劇增，而協(xié)同射流方案進一步強化這一趨勢。

圖8 展示隨著攻角從12°增加到16°時后緣變彎翼型上的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖?？梢钥闯?，在較小的攻角(如12°)時，后緣變彎的翼面所在的區(qū)域就出現(xiàn)了流動分離和較大的低速尾跡區(qū)。在16°攻角工況，后緣變彎的薄翼型上流動在主翼上完全分離，表明在這類翼型上，副翼上的分離不是導致翼型失速的原因，而主翼上的大范圍分離是導致此類翼型失速的原因。

圖9 展示的是當增加協(xié)同射流后在12°和16°時的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。在12°工況，后緣變彎的副翼上的低速尾跡區(qū)的范圍明顯減小。在16°工況，協(xié)同射流很好地控制了主翼上的分離，整個翼型表面都是附著流動，且前緣附近的流速快，翼型頭部上存在很強的負壓。

當攻角進一步增加到20°，如圖10 展示，在翼型前緣出現(xiàn)了較小的流動分離，位于協(xié)同射流的吹氣口的上游，該分離情形和無彎度構型上應用協(xié)同射流的效果一致。前緣分離形成低速尾跡區(qū)向下游快速擴展，在整個翼型上的流動區(qū)域形成了繞翼型的低速流動區(qū)，降低了繞翼型的環(huán)量，從圖7 的升力系數(shù)上看，協(xié)同射流翼型在此攻角開始失速。因此二維后緣變彎協(xié)同射流翼型和無彎度的協(xié)同射流翼型一樣，失速的原因都是因為前緣頭部半徑小導致翼型前緣無法承載更大的負壓峰值，導致流動在前緣分離進而使主流上的尾跡迅速擴大，最終發(fā)生失速。

2.3 頭部下垂翼型

圖11 給出頭部下垂，前緣變彎后有無協(xié)同射流時得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同單段翼無變彎構型的對比?？梢钥闯?，前緣下垂帶來的無協(xié)同射流構型上的升力和阻力系數(shù)在0°到12°范圍內幾乎沒有變化。而在-4°，前緣下垂帶來了升力系數(shù)和阻力系數(shù)的性能惡化。當攻角超過12°，下垂前緣的構型，升力系數(shù)更大一些，失速攻角由無變彎構型的17°增加到18°，推遲了1°，前緣下垂帶來了氣動特性的改善。最大升力系數(shù)增加到CL,max=1.8144。而對力矩特性而言，前緣下垂導致在較小攻角時的力矩為低頭力矩，較大的攻角下力矩為抬頭力矩，導致力矩特性變復雜。而有協(xié)同射流后，前緣下垂構型帶來的升力系數(shù)和無前緣下垂的協(xié)同射流翼型的表現(xiàn)相當，但是升力系數(shù)并沒有重合。前緣下垂帶來的失速攻角有顯著的增加，達到28°，對應的最大升力系數(shù)為CL,max=2.8960，這兩項數(shù)據(jù)較無彎度變化的協(xié)同射流翼型相比，失速攻角增加了5°，最大升力系數(shù)增加了0.3924。

圖12 展示前緣下垂構型的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。在18°時，后緣出現(xiàn)了較大的流動分離，對應著流動失速。隨著攻角增加，分離點向上游移動。而圖13 展示的是18°和22°時協(xié)同射流配合頭部下垂的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。協(xié)同射流很好地控制了流動分離，前緣頭部上的流動加速更快，吸力峰值更大。而當攻角增加到28°和30°時，如圖14 所示，對應著協(xié)同射流頭部下垂翼型開始失速。從空間流線看，翼型頭部的流動仍然是附著流動，沒有出現(xiàn)無下垂前緣協(xié)同射流構型上出現(xiàn)的前緣分離問題。而翼型上表面流場出現(xiàn)較大范圍的低速流動區(qū)，表明在此質量流量下，流動失速是由后緣分離導致的。根據(jù)此流場特征可以推測，若進一步增加協(xié)同射流的質量流量，增加射流出口動量系數(shù)，可以進一步帶動主流，推遲后緣分離，推遲失速的發(fā)生，獲得更大的升力系數(shù)。

2.4 下垂前緣配合后緣變彎翼型

圖15 展示的是頭部下垂配合后緣變彎的構型在有無協(xié)同射流時得到的升力系數(shù)，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)同單段翼無變彎構型的對比?？梢钥闯?，前緣下垂帶來頭部半徑增加，失速迎角增加。而后緣變彎帶來彎度增加，環(huán)量增加和零升迎角下降，增升效果顯著。二者配合后，帶來的總的升力系數(shù)增加到CL,max=2.3304，對應的是失速攻角為18°。和僅有后緣變彎構型相比，失速攻角提升3°，最大升力系數(shù)提升ΔCL=0.2740。相比無彎度構型相比，失速攻角增加1°，最大升力系數(shù)提升了ΔCL=0.6390。而有協(xié)同射流配合后，最大升力系數(shù)增加到CL,max=3.3157，對應的失速攻角為24°。相比無協(xié)同射流的前緣下垂配合后緣變彎，升力系數(shù)的增量為ΔCL=0.9823。

圖16 展示的有無協(xié)同射流時，在不同攻角下的空間流線和馬赫數(shù)分布云圖。當沒有協(xié)同射流時，后緣變彎的區(qū)域上就出現(xiàn)了一定程度的流動分離。隨著攻角增加，分離范圍擴大。而協(xié)同射流有效地推遲了翼面上的分離，增加了頭部的繞流流速，增加了升力。

圖17 展示在失速攻角附近，協(xié)同射流變彎度翼型上的馬赫數(shù)分布云圖和空間流線分布?？梢钥闯鲈诖藰嬓蜕?，沒有出現(xiàn)前緣分離，翼型失速的主要原因仍是后緣流動分離和翼面上的低速流動，因此，可以通過進一步增加協(xié)同射流的吹氣質量流量控制主翼面上的分離，獲得更大升力。

2.5 數(shù)據(jù)匯總

將四種不同翼型及其配合協(xié)同射流后的氣動特性，包括失速特性，增升特性等數(shù)據(jù)見表2。

表2 四種布局的氣動特性信息匯總Table 2 Summary of the aerodynamic performance of four configurations

3 結論

基于計算流體力學方法，在相同的飛行工況和相同的協(xié)同射流布局幾何參數(shù)和質量流量下，在高雷諾數(shù)薄翼型上進行的簡單變彎度設計，并與協(xié)同射流主動流動控制技術配合，對混合控制的控制效果、失速機理進行了計算研究，計算結果見表2 匯總，其中無協(xié)同射流的無變彎度薄翼型為基準翼型，主要結論如下：

(1) 在薄翼型上采用協(xié)同射流可以帶來升力的增加，推遲薄翼型上的流動失速；但僅能將失速攻角推遲5°左右。限制協(xié)同射流薄翼型控制效果的主要原因就是頭部半徑小引起前緣分離。

(2) 采用后緣變彎度設計，增加了繞翼型的環(huán)量，降低了翼型的零升迎角，但是導致失速攻角提前，大幅度增加低頭力矩。而配合協(xié)同射流后，最大升力系數(shù)和失速迎角都得到了較大幅度的改善，低頭力矩更大。限制后緣變彎配合協(xié)同射流控制效果的主要原因仍是頭部半徑小帶來的前緣分離。

(3) 采用前緣下垂的變彎度設計，可以有效地增加翼型的頭部半徑，推遲失速攻角。而配合協(xié)同射流后，失速迎角可以推遲11°，失速類型為后緣分離導致失速，意味著可以承受更大的射流質量流量并獲得更大的氣動增益。

(4) 對不同彎度構型，協(xié)同射流技術本身帶來的升力增量接近。采用前緣下垂配合后緣變彎技術、協(xié)同射流技術，可以綜合三種技術方案的優(yōu)勢，是在薄翼型上推薦的最優(yōu)混合控制方案。在吹氣動量系數(shù)為0.1 條件下，該方案薄翼型的最大升力系數(shù)提高到CL,max=3.3127，增升96%。后續(xù)可通過優(yōu)化變彎度的方式、吹氣質量流量，射流裝置的幾何尺寸等進一步提高混合控制的效果。