基于合成雙射流的襟翼舵效增強(qiáng)技術(shù)研究

張鑒源，羅振兵,*，彭文強(qiáng)，梁睿琦，鄧雄，王萬波，趙志杰，劉杰夫

1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

0 引 言

飛機(jī)在執(zhí)行各種大機(jī)動動作時，會處于大迎角狀態(tài)，此時機(jī)翼和尾部水平/垂直安定面的背風(fēng)面都存在大面積流動分離。當(dāng)飛機(jī)需通過襟翼或升/降方向舵進(jìn)行姿態(tài)控制時，舵面上的流動分離會使舵面所受氣動力下降、舵面效率降低、舵面操縱能力不足，甚至還會使舵面反效。舵面效率低的根本原因是存在流動分離，如果對飛機(jī)采取舵效增強(qiáng)措施，有效控制舵面上的流動分離，使流動能附著在舵面表面，或者抑制流動分離的程度，減小分離區(qū)面積，便能改善舵面繞流情況。

主動流動控制已被證明可以減少甚至消除流動分離，從而提高機(jī)翼效率[1-7]。合成射流具有零質(zhì)量流量特性，無需氣源和管路，便于與機(jī)體集成化設(shè)計。通過合成射流激勵器（SJA）[8-12]可以避免流動重新附著的不穩(wěn)定性及不穩(wěn)定空氣動力載荷。氣動表面形狀的改變已經(jīng)被證明有利于控制無人駕駛飛行器[11]和進(jìn)氣道[12]的分離。

合成射流激勵器已被用于控制垂尾和襟翼的流動分離。Rathay 等采用合成射流在1∶25 垂尾縮比模型上進(jìn)行風(fēng)洞試驗[13]，在無側(cè)滑情況下，垂尾側(cè)力增大了20%；同時在1∶19 垂尾縮比模型上進(jìn)行了有側(cè)滑的風(fēng)洞試驗[14]，側(cè)力最大增大了34%；隨后進(jìn)一步增大模型尺度，在1∶9 模型上繼續(xù)開展了風(fēng)洞試驗[15]，垂尾側(cè)力最大增大了19%。Maines 等[16]在1∶4 薄翼戰(zhàn)斗機(jī)縮比模型的后緣襟翼鉸鏈處安裝了合成射流激勵器，進(jìn)行了風(fēng)洞試驗，結(jié)果表明：在后緣襟翼鉸鏈處施加流動控制影響了整個機(jī)翼上表面的壓力分布；根據(jù)預(yù)估的升力增量和全尺寸合成射流激勵器的性能，合成射流控制系統(tǒng)可以為戰(zhàn)斗機(jī)額外提供1 500～1 600 lb（1 lb=0.453 592 37 kg）的升力。

隨著研究的不斷深入，合成射流技術(shù)的缺陷逐漸暴露。合成射流激勵器存在環(huán)境適應(yīng)性差和控制能力不足等問題，嚴(yán)重制約了其在高速流動控制中的應(yīng)用[17]。針對這些局限，羅振兵等[17-20]設(shè)計了合成雙射流激勵器（DSJA），相較于合成射流激勵器，合成雙射流激勵器的能量利用率提高了近1 倍，可控流場特征頻率范圍也提高了1 倍，大幅降低了振動膜振動引起的環(huán)境噪聲，解決了合成射流技術(shù)環(huán)境適應(yīng)性差和控制能力弱的問題。

王林[21]、李玉杰[22]分別通過數(shù)值模擬和試驗證明：與傳統(tǒng)的合成射流相比，合成雙射流（DSJ）具有更好的控制效果；對于流動分離控制，合成雙射流兩出口在分離點之前或之間時有較強(qiáng)的控制效果。李玉杰等[23]通過風(fēng)洞試驗證明：合成雙射流對機(jī)翼大迎角流動分離具有較強(qiáng)的控制能力，可顯著提高機(jī)翼流動分離迎角；出口位置越靠近分離點，控制效果越明顯；合成雙射流激勵器射流能量越高，控制機(jī)翼流動分離的能力越好。

基于合成雙射流激勵器的優(yōu)越性能，本文對二維簡單襟翼展開研究，利用數(shù)值模擬探究陣列式合成雙射流對二維簡單襟翼氣動性能的影響，以及不同參數(shù)的控制效果；并在此基礎(chǔ)上開展飛行試驗，驗證陣列式合成雙射流對簡單襟翼表面流動分離的控制能力。

1 數(shù)值模型與計算方法

1.1 合成雙射流控制參數(shù)

DSJ 的控制參數(shù)包括無量綱驅(qū)動頻率F+和無量綱動量系數(shù)Cμ，其表達(dá)式如下：

式中：f為驅(qū)動頻率，u∞為來流速度，uj為射流峰值速度，c1為襟翼弦長，d為射流出口寬度，ρj為射流密度，ρ∞為來流密度。

1.2 數(shù)值模型

選用NACA2412 二維翼型作為控制對象，如圖1（a）所示，翼型弦長c=0.5 m，襟翼弦長c1=0.135 m，翼型最大厚度h=0.06 m，舵面偏轉(zhuǎn)角度為36°。在襟翼上共設(shè)置了5 個合成雙射流激勵器，分別位于0%、4%、28%、52.4%和72%襟翼弦長處，如圖1（b）所示。第1 個DSJA 腔體長2%c、高8%h，出口1 與上表面切向成 70°、寬度為0.18%c，出口2 方向平行于弦長指向流向、寬度為0.4%c，如圖1（c）所示。其余4 個DSJA 腔體每個長2%c、高3%h，出口長度為0.57%c、寬度為0.18%c、與上表面切向成30°，如圖1（d）所示。

圖1 翼型及DSJA 布置方案和結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Scheme of airfoil and DSJA layout

1.3 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模型計算域為O 型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，其計算域及表面網(wǎng)格如圖2 所示。翼型表面和射流口位置的網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，第一層網(wǎng)格高y+≈1，網(wǎng)格總數(shù)為8.148 5 × 104。翼型表面和激勵器壁面設(shè)為無滑移壁面邊界條件，計算域外邊界設(shè)為壓力遠(yuǎn)場條件。DSJA 振動膜的壓力入口條件設(shè)置為周期性波動，能較好地模擬出膜片振動帶來的吹吸效應(yīng)，其數(shù)學(xué)表達(dá)式為：

圖2 計算網(wǎng)格示意圖Fig.2 Diagram of computing grid

式中：p0為激勵器出口當(dāng)?shù)仂o壓，pv為膜片振動所產(chǎn)生的動壓，pv=(0.5ρjujsin 2πft)。此外，空氣為理想氣體，使用Sutherland 公式計算氣體黏性。

選擇有限體積法離散二維可壓非定常雷諾平均Navier-Stokes 方程，利用基于密度的求解器進(jìn)行求解。因為流動中伴隨流動分離現(xiàn)象，所以湍流模型選用SST k-ω模型。采用Roe-FDS 通量差分分裂格式對空間項進(jìn)行離散，對流項采用一階迎風(fēng)格式，時間離散格式為一階隱式格式。溫度設(shè)置為300 K，大氣壓強(qiáng)為101 325 Pa，來流馬赫數(shù)Ma=0.1。在非定常計算中，設(shè)置時間步長為激勵器驅(qū)動周期的1/40，共進(jìn)行50 個流動控制周期的計算，以確保合成雙射流能產(chǎn)生穩(wěn)定的周期性流場。

針對NACA0015 翼型，采用上述方法進(jìn)行數(shù)值模擬，并與文獻(xiàn)中的試驗結(jié)果[24-25]進(jìn)行對比，試驗結(jié)果如圖3 所示，其中，CL為升力系數(shù)，CD為阻力系數(shù)，α為迎角。結(jié)果表明：該數(shù)值模擬方法可以較好地預(yù)測升力系數(shù)、阻力系數(shù)及失速迎角，具有一定的合理性。

圖3 升力系數(shù)、阻力系數(shù)的數(shù)值模擬與試驗結(jié)果對比Fig.3 Comparison between numerical simulation and test results of lift coefficient and drag coefficient

針對簡單襟翼數(shù)值模型，采用不同數(shù)量的網(wǎng)格進(jìn)行了數(shù)值模擬，試驗結(jié)果如表1 所示。由表可見：當(dāng)網(wǎng)格量大于80 000 時，升、阻力系數(shù)趨于穩(wěn)定，故本研究采用80 000 量級的網(wǎng)格進(jìn)行計算。

表1 不同網(wǎng)格下的升、阻力系數(shù)Table 1 Lift and drag coefficients with different number of grids

2 氣動力控制特性

2.1 驅(qū)動頻率參數(shù)影響

在保證無量綱動量系數(shù)Cμ=2.695×10-3不變的情況下，在0°～8°迎角范圍內(nèi)對襟翼施加不同驅(qū)動頻率（F+為0.49、0.97、1.95、3.89）的控制，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)CM、升阻比L/D 變化如圖4 所示。

圖4 不同驅(qū)動頻率控制氣動系數(shù)對比Fig.4 Comparison of aerodynamic coefficients of different driving frequencies

從圖4（a）可以看出：在施加0.49 倍和0.97 倍特征頻率的控制后，相同迎角下的升力系數(shù)較無控制情況有明顯提升，且隨迎角增大而線性增加；施加1.95 倍特征頻率的控制時，在4°迎角時升力系數(shù)陡增，隨著迎角進(jìn)一步增大，升力系數(shù)突然降低，甚至低于無控制狀態(tài)，整體呈非線性變化趨勢；當(dāng)驅(qū)動頻率增加到3.89 倍特征頻率后，隨著迎角增大，升力系數(shù)始終緩慢降低，呈線性變化趨勢，迎角增大到4°以上后，升力系數(shù)低于無控制狀態(tài)。從圖4（b）和（c）可以看出：施加控制后，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)較無控制情況下有所增大，且隨驅(qū)動頻率的升高而增大，二者均呈現(xiàn)出較好的線性關(guān)系。值得注意的是，在同一驅(qū)動頻率下，力矩系數(shù)隨迎角的變化并不明顯。從圖4（d）可以看出：隨著迎角增大，升阻比整體呈下降趨勢；在施加0.49 倍的特征頻率控制后，各個迎角下的升阻比較無控制狀態(tài)均有所提升；施加0.97 倍的特征頻率控制后，除0°迎角時升阻比有所提升，其余迎角下升阻比均低于無控制狀態(tài)。

從上述控制特性可知，DSJ 對襟翼的控制在小迎角下可以達(dá)到增加升力、增強(qiáng)舵效的效果，且高頻射流對舵效的增強(qiáng)效果更好，而0.49 倍的特征頻率控制對升阻比的提升效果最好。

2.2 動量系數(shù)參數(shù)影響

在保證無量綱驅(qū)動頻率F+=0.97不變的情況下，在0°～8°迎角范圍內(nèi)對襟翼施加不同動量系數(shù)（Cμ為2.065 × 10-3、2.695 × 10-3、3.01 × 10-3）的控制，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、力矩系數(shù)、升阻比變化如圖5 所示。

從圖5（a）來看，隨著動量系數(shù)增大，升力系數(shù)線性增加，與不施加控制情況相比顯著提高。從圖5（b）來看，阻力系數(shù)隨迎角增大線性增大，與不施加控制情況相比明顯增大，但不同動量系數(shù)的結(jié)果差別并不明顯。圖5（c）來看，力矩系數(shù)也隨動量系數(shù)增大而增大，與不施加控制情況相比顯著提高，且與驅(qū)動頻率的影響類似，同一動量系數(shù)下，力矩系數(shù)隨迎角的變化并不明顯。從圖5（d）來看，只有在0°迎角、Cμ為2.695 × 10-3和3.01 × 10-3時，升阻比才較無控制情況有所提高，其余工況下升阻比均低于不施加控制情況。

從上述控制特性可知，在不考慮升阻比的條件下，在一定范圍內(nèi)動量系數(shù)越高，DSJ 對該翼型氣動性能的綜合提升越高。

3 流場控制機(jī)理

以0°～8°迎角下不同DSJ 控制參數(shù)為例，分析控制前后機(jī)翼流場、表面壓力分布，探究襟翼合成雙射流對該試驗翼型的流動控制機(jī)理。

圖6 為機(jī)翼在迎角為4°時，DSJ 不工作、在最佳頻率工作和在最佳動量系數(shù)下工作時的速度云圖，圖中X、Y 軸代表流場的坐標(biāo)位置，其零點位于翼型前緣處。無控制時，4°迎角下的無控流場如圖6（a）所示：機(jī)翼上表面發(fā)生流動分離（ls/c=0.78，ls為分離點X 軸坐標(biāo)），襟翼上方形成了一個大分離區(qū)。F+=3.89、Cμ=2.695×10-3時，DSJ 的舵效增強(qiáng)效果最好，其受控流場如圖6（b）所示。由圖可見：襟翼上表面大部分流動分離被抑制，流動分離點后移至ls/c=0.93處，流線基本再附，控制效果明顯。F+=0.97、Cμ=3.010×10-3時，DSJ以最大動量系數(shù)狀態(tài)工作，其受控流場如圖6（c）所示。與圖6（b）類似，此時襟翼上表面大部分流動分離被抑制，流動分離點后移至ls/c=0.95處，流線基本再附。

圖6 不同控制參數(shù)的速度云圖（α=4°）Fig.6 Velocity diagram of different control parameters (α=4°)

從圖6 可以看出：無控制時，襟翼上表面流場從襟翼鉸鏈處開始分離，襟翼的上翼面完全被回流區(qū)包圍。施加控制后，由于DSJ 的周期性吹/吸氣作用，邊界層出現(xiàn)了小尺度的渦結(jié)構(gòu)，非定常射流產(chǎn)生的周期性湍流渦結(jié)構(gòu)增強(qiáng)了邊界層的動量交換，改善了上翼面的流場質(zhì)量。

6°迎角、Cμ=2.065×10-3、F+分別為0.97、3.89的流場速度云圖與翼型表面壓力系數(shù)Cp分布對比如圖7 所示。從圖7（a）和（b）可以看出：施加控制后，不論驅(qū)動頻率高低，襟翼上表面的分離區(qū)都得到有效控制，雖然在襟翼后方仍存在一部分分離區(qū)，但表面邊界層流線仍完全再附，流動情況明顯改善；驅(qū)動頻率增大后，機(jī)翼上表面高流速區(qū)域面積減??；DSJ 形成的周期性渦結(jié)構(gòu)與襟翼上表面分離區(qū)相互融合，增強(qiáng)了外流與邊界層內(nèi)的流動摻混；周期性交替吹/吸將吸走襟翼表面低流速的邊界層，并為邊界層注入能量，將分離區(qū)外的高速氣流引射至分離區(qū)內(nèi)，提高了襟翼表面邊界層流動速度，從而抑制分離，減小了分離區(qū)面積。從圖7（c）來看：驅(qū)動頻率增大后，前緣駐點上移，機(jī)翼前緣壓力包絡(luò)面積顯著減小，襟翼上表面分離區(qū)吸力峰值變化不明顯。

圖7 不同頻率下的速度云圖及壓力系數(shù)分布（α=6°）Fig.7 Velocity nephogram and pressure coefficient distribution at different frequencies (α=6°)

從以上結(jié)果可以看出，在一定范圍內(nèi)，DSJ 高頻控制效果比低頻更明顯，增強(qiáng)舵效的效果更好。

4°迎角、F+=0.97、Cμ分別為2.065 × 10-3和3.010 × 10-3時的流場特征和壓力分布對比如圖8 所示。從圖8（a）和（b）看，動量系數(shù)越高，對襟翼上方流動分離的抑制效果越明顯，分離點更延后，周期性渦結(jié)構(gòu)與分離區(qū)融合程度更深，外流與邊界層內(nèi)的流動摻混更強(qiáng)，影響范圍更大，對分離流場的控制能力更強(qiáng)。從圖8（c）看，施加控制后，動量系數(shù)改變對機(jī)翼前緣壓力幾乎沒有影響；隨著動量系數(shù)的增大，合成雙射流渦結(jié)構(gòu)穿透能力更強(qiáng)，對分離區(qū)抑制效果更好；襟翼上方吸力峰值隨動量系數(shù)增大大幅上升，翼型整體升力增大，力矩系數(shù)增大。從以上結(jié)果可以看出，在一定范圍內(nèi)，高動量系數(shù)的DSJ 對流場的控制能力更強(qiáng)。

圖8 不同動量系數(shù)下的速度云圖及壓力系數(shù)分布（α=4°）Fig.8 Velocity nephogram and pressure coefficient distribution at different momentum coefficient (α=4°)

4 飛行試驗研究

開展飛行試驗研究得到在飛行試驗層面的控制結(jié)果，以驗證陣列合成雙射流舵效增強(qiáng)技術(shù)的可行性。

4.1 激勵器模型及飛行平臺

如圖9 所示，對傳統(tǒng)合成雙射流激勵器結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)，設(shè)計了雙膜三腔與單膜雙腔混合式合成雙射流激勵器。射流出口寬度為1 mm，出口指向y 軸正向，襟翼偏角為35°，x、y、z 方向上的長度分別為65、103 和40 mm，整個激勵器尺寸很小，極易實現(xiàn)一體化設(shè)計。

圖9 陣列合成雙射流激勵器模型Fig.9 The model of array dual synthetic jet actuator

無人機(jī)和激勵器安裝位置如圖10 所示。該無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，運行成本較低，且機(jī)翼滿足激勵器安裝所需空間，同時具有姿態(tài)角控制系統(tǒng)，有副翼可用于控制滾轉(zhuǎn)、升降舵用于控制俯仰，滿足飛行試驗所需設(shè)備條件。

圖10 無人機(jī)示意圖和DSJA 安裝位置示意圖Fig.10 Size of flight platform and DSJA installation position

飛機(jī)總體氣動布局為上單翼，尾翼為倒V 尾。裝配總質(zhì)量為15 kg，展長為2 400 mm，機(jī)翼面積為0.732 m2；前緣后掠角為4.1°，翼根弦長為370 mm，翼尖弦長為240 mm，副翼長度為410 mm；飛行速度為25 m/s。在機(jī)翼翼梢尾端布置反向安裝合成雙射流激勵器，對機(jī)翼產(chǎn)生減升增阻的效果，布置長度為195 mm。

4.2 飛行試驗結(jié)果分析

飛行試驗中，當(dāng)飛行器處于平飛狀態(tài)（迎角為2°～4°）時，同一時間僅開啟一側(cè)DSJA，以實現(xiàn)單方向的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)操控，激勵器驅(qū)動電壓為 ± 240 V、驅(qū)動頻率為600 Hz。共進(jìn)行2 個架次的測試，其中第一架次測試僅開啟左側(cè)DSJA，第二架次測試僅開啟右側(cè)DSJA。

左側(cè)DSJA開啟前、后的飛行狀態(tài)機(jī)上視角如圖11 所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)：在施加控制3 s 后，飛行器姿態(tài)明顯發(fā)生變化，這是因為在左側(cè)DSJA 控制下，飛行器左側(cè)機(jī)翼升力減小、阻力增大，飛行器受到向左的滾轉(zhuǎn)力矩和向左的偏航力矩，2 個力矩耦合使飛行器向左側(cè)滾轉(zhuǎn)偏航?？刂七^程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖12 所示。在施控前，飛手將飛機(jī)調(diào)控至近似平飛狀態(tài)，在A 點處，飛手松桿，并開啟DSJA 控制，B 點處機(jī)械舵面介入控制，DSJA 控制結(jié)束。從圖中可以發(fā)現(xiàn)：左側(cè)DSJA 開啟瞬間產(chǎn)生了幅值較小的右滾轉(zhuǎn)角速度，隨后滾轉(zhuǎn)角速度反向并不斷增大，最大滾轉(zhuǎn)角速度可達(dá)11.75 (°)/s；左側(cè)DSJA完全開啟后會產(chǎn)生持續(xù)約1 s 的幅值較小的右偏航角速度，這可能是由空中側(cè)風(fēng)所致，隨后偏航角反向并不斷增大。在二者的共同作用下，飛行器向左發(fā)生滾轉(zhuǎn)，且滾轉(zhuǎn)角不斷增大，同時向左發(fā)生偏航，滾轉(zhuǎn)、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲。

圖11 左側(cè)DSJA 控制效果Fig.11 Control effect of left DSJA

圖12 施加左側(cè)DSJA 控制后的飛行參數(shù)Fig.12 Flight parameters after applying left DSJA control

右側(cè)DSJA 開啟前、后的飛行狀態(tài)機(jī)上視角如圖13 所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)：在施加控制3 s 后，飛行器姿態(tài)明顯發(fā)生變化，這是因為在右側(cè)DSJA 控制下，飛行器右側(cè)機(jī)翼升力減小、阻力增大，飛行器受到向右的滾轉(zhuǎn)力矩和向右的偏航力矩，2 個力矩耦合后使飛行器向右側(cè)滾轉(zhuǎn)偏航?？刂七^程中的飛行姿態(tài)參數(shù)變化如圖14 所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)：右側(cè)DSJA 開啟瞬間產(chǎn)生了幅值較小的右滾轉(zhuǎn)角速度，且不斷增大，最大滾轉(zhuǎn)角速度可達(dá)15.91 (°)/s；同時產(chǎn)生右偏航角速度，且不斷增大。在二者的綜合作用下，飛行器向右發(fā)生滾轉(zhuǎn)，且滾轉(zhuǎn)角不斷增大，同時向右發(fā)生偏航。滾轉(zhuǎn)、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲，滾轉(zhuǎn)角的變化存在約0.3 s 的延遲。

圖13 右側(cè)DSJA 控制效果Fig.13 Control effect of right DSJA

圖14 施加右側(cè)DSJA 控制后的飛行參數(shù)變化Fig.14 Flight parameters after applying right DSJA control

通過上述飛行參數(shù)對比，還可以明顯發(fā)現(xiàn)左、右側(cè)DSJA 控制都會產(chǎn)生一定的角速度波動。一方面，這是由于合成雙射流操控時間過短，飛行器姿態(tài)參數(shù)還未穩(wěn)定，波動較大；另一方面，是由于合成雙射流操控力矩、飛行器自身穩(wěn)定力矩、空中側(cè)風(fēng)的綜合作用。

5 總 結(jié)

本文數(shù)值模擬了在NACA2412 翼型襟翼上表面設(shè)置5 個合成雙射流激勵器時，控制參數(shù)對該翼型氣動特性的影響，揭示了控制機(jī)理；并對DSJA 與襟翼進(jìn)行了一體化設(shè)計，將DSJA 安裝在常規(guī)布局無人機(jī)上，進(jìn)行了飛行試驗驗證，具體結(jié)論如下：

1） 無DSJ 控制時，隨迎角增大，舵率降低、升力增大、阻力增大、升阻比降低。

2） 施加DSJ 控制，可在襟翼上方形成周期性渦結(jié)構(gòu)，加強(qiáng)邊界層內(nèi)低速流體與主流的摻混，增大邊界層的能量，抑制分離，顯著提高舵效，并提高了襟翼上表面流動速度，從而增大升力；高頻條件下，翼型前緣駐點前移，翼型失速迎角變大；不考慮升阻比，在一定范圍內(nèi)，高動量系數(shù)的合成雙射流增大升力、增強(qiáng)舵效的效果更好。

3） 飛行試驗結(jié)果顯示：DSJA 工作時，襟翼舵效得到顯著增強(qiáng)，產(chǎn)生的減升增阻效果實現(xiàn)了無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)與偏航，兩力矩耦合使飛機(jī)向同一方向滾轉(zhuǎn)偏航，驗證了DSJA 在舵效增強(qiáng)方面的可行性與控制效果。