雙射流環量控制翼型的控制力矩特性研究

何玉娟，雷玉昌，張登成，*，張艷華，周章文

（1.空軍工程大學航空工程學院，西安 710038； 2.中國人民解放軍 95034部隊，百色 533601）

迄今為止，國內外的主流飛行器仍然采用控制舵面作為氣動力的控制部件，但是傳統的控制舵面存在一系列問題［1］，其中包括：結構質量增加、隱身性能差、工作噪聲大、控制舵面的偏轉存在嚴重的安全隱患，不僅降低了飛機的可維護性和使用效率，還嚴重影響了飛行器性能的發揮，制約著先進飛行器的發展。而主動流動控制技術的出現與發展，不僅極大地改善了飛機的氣動力特性，同時能夠根據飛行狀態實時調整擾動強度和方式，控制效率得到很大程度的提高。常見的主動流動控制技術包括合成射流、環量控制、等離子體激勵器等［2］。相比之下，環量控制技術能夠產生較大速度的射流，可用于干預附面層流場達到控制分離的效果，從而影響飛機的氣動性能，適用速度范圍較廣，相較于傳統舵面而言能夠達到相當、甚至更佳的增升效果。

基于Coanda效應［3］的環量控制技術，通過在翼型后緣上下表面設置縫隙的手段，對翼型近壁區施加切向射流，對后緣流場形成局部擾動，射流與外流相互混合，在黏性力作用下，高動量的射流持續向附面層注入能量，帶動流線偏折，使得翼型氣動彎度增加的同時，提高了繞流流體的動能，從而增加了繞翼型的環量，由此改善了翼型的氣動升力［4-5］。另外，環量控制還可以通過改變射流大小來改變氣動力，用以替代副翼和升降舵，進行俯仰和滾轉方向的飛行控制，并且可根據飛行狀態主動調節相應的控制參數和狀態，以此來提高飛行性能。

關于環量控制技術用于飛行控制可能性方面的研究，國內外已經有了相當豐富的研究成果。Englar［5-6］總結了環量控制與氣動升力系統的實驗進展，最早提出環量控制技術可以產生用來控制飛機運動的力和力矩，大量關于環量控制技術在該方面的研究工作由此相繼開展。與此同時，環量控制技術的飛行控制驗證機迅速發展，先后出現了各類基于環量控制的無舵面飛行器，其目標是希望開發出具有足夠控制力矩的氣動系統，使飛行器能夠在不使用傳統舵面的情況下進行飛行配平和操縱。其中，Tutor 40驗證機在機翼外側布置了環量控制射流機構，首次進行了利用射流進行飛機滾轉控制的飛行驗證。“DEMON”無人技術驗證機［7］將環量控制射流技術用于實現滾轉操縱，它的成功試飛，再次證明了利用環量控制射流進行飛機滾轉控制的可能性。Frith和Wood［8］通過進一步研究發現改變射流動量的大小可能引起升力的顯著變化。2011年，NASA的蘭利研究中心［9-13］全面構建了環量控制射流系統，并進行了整機模型的跨聲速半翼展風洞試驗，研究表明將環量控制技術用于機翼外側部分，可以有效改變飛機的滾轉性能。BAE系統公司配置環量控制射流的MAGMA無人機正在進行地面試驗，同時探索射流控制機制，計劃在下一次的巡航過程中使用，并驗證其俯仰和滾轉控制效果，其最終目標是實現從起飛到降落階段都能在射流控制下進行完整的飛行［14］。

國內對于環量控制射流技術也進行了一定程度的研究，北京航空航天大學的張攀峰等［15-16］采用等離子體射流和合成射流替代傳統的吹氣式射流，驗證了它們更為優越的增升效果。張艷華等［17-20］開展了等離子射流技術的相關實驗，研究了低速射流情況下，等離子體環量控制對氣動特性的影響規律。喬晨亮等［21-22］對風力機翼型應用了環量控制，研究其對流場的氣動特性及功率輸出特性的影響。齊萬濤等［23］研究了環量控制技術采用較低動量系數在飛機縱向俯仰控制中的應用。徐悅等［24］設計了一種射流飛控飛行器并進行了試飛，史志偉團隊也先后設計了常規布局［25］、鴨式布局［26］、飛翼布局［27］等環量控制技術驗證機，并成功利用射流實現了驗證機的滾轉控制。

盡管環量控制技術能夠大幅度提高飛行器升力，但是難以提供足夠的力矩以控制飛行器完成俯仰、偏航等動作［28］。且環量控制射流作用下的流場相互作用復雜，翼型鈍后緣表面氣流分離后產生的分離渦與尾渦相互耦合，射流、外流及迎角等因素均會影響后緣分離點的位置，進而導致后緣復雜渦系的移動和進一步發展。針對目前環量控制技術研究中存在的問題，本文主要借助CFD數值仿真方法，通過在翼型后緣施加切向射流，在定常流場下對定常射流環量控制翼型的控制力矩特性進行了數值仿真，分別研究單射流、雙射流對環量控制翼型氣動力矩特性的影響規律，將射流產生的虛擬舵面與傳統舵面作用下的控制力矩進行對比分析，并基于無舵面飛行器CCSCAOON進行相關氣動力矩的控制特性驗證，推動環量控制技術的更深層次研究，為環量控制技術實現進一步的工程應用提供理論依據與參考。

1 數值計算方法

1.1 CCSCAOON幾何模型

由于傳統舵面的SCAOON UCAV已有豐富的實驗和仿真數據，為了便于進行對比分析，在該構型基礎上，通過修改后緣形狀，在機翼一側設置內外、上下共4個射流噴口，用以驗證雙射流情況下的操縱特性。同時為了使機身機翼平滑過渡，將不同剖面的翼型均去掉尖后緣，變成鈍后緣翼型，基于環量控制的三維無舵面飛行器CCSCAOON如圖1所示，其中紅線部分表示原始翼型形狀。由于CCSCAOON保留了5°氣動扭轉，同時翼根與翼尖處翼型厚度不一，因此機翼內外側的射流口高度不一，A表示內側射流口的起始位置，射流口高度hA／cA＝0.000 5，后緣半徑rA／cA＝0.005；B表示外側射流口的終止位置，射流口高度hB／cB＝0.000 3，后緣半徑rB／cB＝0.003。參考氣動弦長cref＝0.41 m，展長l＝1.538 m，s為半展長，cr為機身長度，參考面積S＝0.75 m2，上下射流口的位置均不存在安裝偏角。AB之間為射流控制區域，將AB區域均勻分為內／外兩側區域，分別在內側或外側區域設置上／下2個射流出口，共計4個射流出口，如圖2所示。

圖1 CCSCAOON基本構型Fig.1 Basic configuration of CCSCAOON

圖2 CCSCAOON射流區域Fig.2 CCSCAOON jet area

1.2 網格劃分與計算方法

采用塊結構化網格生成方法，對于無舵面飛行器CCSCAOON而言，貼近機翼表面的第一層網格高度為1×10-5m，射流口附近第一層網格高度為6×10-6m。網格總數約為480萬。圖3為CCSCAOON計算網格及局部放大狀態。

圖3 CCSCAOON計算網格Fig.3 CCSCAOON computing grids

為了描述環量控制翼型的射流大小，引入射流動量系數：

式中：˙m和Vjet分別為射流的質量流量和速度大小；ρ∞為來流密度；V∞為來流速度；S為參考面積。本文用于計算的CCSCAOON飛行器，在機翼內外2個不同的截面處分別布置上下2個射流出口，將上射流口動量系數記為Cuup，下射流口動量系數記為Culw。

為驗證本文計算方法的準確性，設置計算條件：Ma＝0.17，Re＝1.93×106，溫度T＝293.15 K，控制方程為可壓流三維雷諾平均方程，使用k-ωSST湍流模型。遠場邊界為壓力遠場，壁面邊界為無滑移壁面，出口為壓力出口。對SCAOON構型在0°～25°不同迎角下進行氣動力特性的數值模擬，并將計算結果與文獻［29］中的實驗結果進行比較，得到的升力、阻力系數和實驗結果如圖4所示。

從圖4可以看出，升、阻力系數計算誤差較小，實驗數據與本文得到的仿真結果基本上是一致的，因此本文采用的數值計算方法是可靠的。

圖4 實驗與仿真結果對比Fig.4 Comparison of experimental and simulation results

2 射流的控制特性分析

2.1 單射流

圖5為氣動力和力矩的作用方向示意圖。圖中，α為飛行迎角，CL為升力系數，CD為阻力系數，Cl為滾轉力矩系數，Cm為俯仰力矩系數，Cn為偏航力矩系數。

圖5 氣動力、力矩的作用方向示意圖Fig.5 Schematic diagram of direction of aerodynamic force and torque

僅考慮半翼展，舵面偏轉時的氣動力和力矩系數的表達式如式（2）所示：

式中：Fi，clean和Mi，clean分別為無舵面偏轉時的氣動力和氣動力矩；Fi和Mi為舵面偏轉時的氣動力和氣動力矩；q∞為來流動壓。以左半翼展為例，僅在機翼后緣的上射流口單獨吹氣，研究單射流作用下的氣動控制特性。圖6為在CCSCAOON上單射流吹氣時與傳統舵面偏轉時的氣動力和氣動力矩系數對比曲線。其中，LIB表示左半翼展內側傳統舵面或虛擬舵面，LOB表示左半翼展外側傳統舵面或虛擬舵面，ηLIB、ηLOB分別表示對應傳統舵面的內、外側舵面偏角。

圖6 單射流虛擬舵面與機械舵面氣動特性曲線Fig.6 Curve of aerodynamic characteristics of single-jet virtual rudder and mechanical rudder

從圖6曲線可以看出，與傳統舵面相比較，CCSCAOON的虛擬舵面完全能夠提供用于無舵飛行器飛行的氣動力和氣動力矩。僅單側虛擬舵面LIB而言，氣動力變化趨勢與傳統舵面幾乎是一致的，對于雙側虛擬舵面LIB+LOB而言，氣動力大小較傳統舵面偏轉角度明顯增加。因為外側的機械舵面難以提供有效的氣動力，當傳統舵面兩側偏轉時，氣動力幾乎沒有變化，而外側射流仍然能產生較大的氣動力增益，并反映到控制力矩的變化趨勢上。

對于升、阻力系數而言，單側虛擬舵面LIB即可達到傳統舵面兩側偏轉的增升效果，施加雙側射流后升力系數會進一步增大，同時在該動量系數下仍未表現出提前動態失速的特征。

對于滾轉力矩而言，單側虛擬舵面LIB下能夠提供的滾轉力矩即大于傳統舵面單側偏轉時的滾轉力矩，當施加雙側射流時，滾轉力矩進一步增大，說明CCSCAOON的滾轉特性要優于SCAOON。

對于俯仰力矩而言，虛擬舵面表現出的俯仰力矩變化趨勢基本與傳統舵面一致，同時在較低迎角下可以更好地抵消掉抬頭力矩的影響。

對于偏航力矩而言，CCSCAOON的偏航特性要遠遠優于SCAOON，可以看出，在較低迎角下偏航力矩提高約3～4倍。但是仍然需要注意的是，盡管CCSCAOON 提供的偏航力矩較SCAOON大，但是整體數值仍然較低，0°迎角下偏航力矩系數僅為0.006，而此時滾轉力矩系數為-0.025。同時，不管是虛擬舵面還是傳統舵面，都是靠增大一側的阻力來提高偏航力矩，但會帶來滾轉和俯仰之間的耦合。因此，如何進一步提高偏航力矩同時降低控制力矩之間的耦合作用非常關鍵。

圖7為迎角分別為5°和20°下CCSCAOON的表面壓力分布和流線圖。由于SCAOON構型存在的氣動扭轉，翼尖處的相對迎角變小，上表面壓力較大，流線向內偏折，因此在無射流情況下機翼上下表面存在流線的偏折。20°迎角下，機翼前緣大規模的流動分離導致壓力降低，流線偏折程度加劇，附體流動出現翼尖繞流的現象。

內側虛擬舵面LIB向下偏轉時（見圖7（b）），前緣低壓區擴大，升力增大，上翼面流線偏折程度加劇。同時上單射流對下翼面的流場存在一定程度的壓迫，使下翼面流線壓力增大，并使下翼面流線向翼尖移動，加劇了流線偏折程度。

圖7 CCSCAOON的表面壓力分布和流線圖Fig.7 Surface pressure distribution and streamlines of CCSCAOON

兩側虛擬舵面LIB+LOB向下偏轉時（見圖7（c）），前緣負壓區進一步擴大但不明顯，同時下翼面流線進一步向翼尖靠攏并逐漸形成尾跡渦。因為虛擬舵面的偏轉會導致流線偏折程度加劇，對機翼外側的氣動特性影響較大，因此外側舵面對升、阻力的影響較內側舵面低。內側虛擬舵面更適合用于控制氣動力，外側虛擬舵面更適合用于控制氣動力矩。

在20°迎角下，由于上表面分離，低壓區較大，翼尖繞流的現象明顯，兩側偏轉時的外側流線全部與繞翼尖流線形成尾跡渦，流線偏折程度加劇，因此，虛擬舵面在大迎角下的控制效果要比在小迎角下的控制效果更差。

2.2 雙射流

上述關于單射流的相關研究已經證明了虛擬舵面能夠達到甚至優于傳統舵面產生的氣動力和力矩。在此基礎上，分別在機翼后緣內外兩側的上、下射流口吹氣，即在4個射流口全開狀態下，驗證雙射流技術的偏航力矩特性。不同工況下氣動力矩隨迎角的變化趨勢如圖8所示，具體的射流動量系數配置情況如表1所示。

圖8 不同工況下的氣動力矩變化趨勢Fig.8 Variation trend of aerodynamic moment under different operating conditions

表1 不同工況下的射流動量系數Table 1 Momentum coefficient of jet flow

對于俯仰力矩而言，從圖8（a）中的變化趨勢來看，在每一固定迎角下，俯仰力矩的變化范圍最小，在施加一定程度的下射流后，俯仰力矩系數幾乎不發生任何變化，因此，通過雙射流控制基本上能實現橫向力矩與縱向力矩的解耦。

對于滾轉力矩而言，LIO080與LIO082對應的滾轉力矩系數基本一致，LIO060與LIO062對應的滾轉力矩系數略有差別，并且在低迎角下差別較小，高迎角下差別較大。根據上文關于翼型雙射流研究的結果，上射流對于下射流存在一定的抑制作用，在下射流動量系數低于一定數值時，對機翼升力影響很低，進而對滾轉力矩影響很低。

對于偏航力矩而言，LIO080與LIO082對應的偏航力矩數值相差較大，實現了偏航力矩與滾轉力矩的相互解耦。但是仍然需要注意的是，此刻的偏航力矩數值仍然較低，并且這種解耦只有在上射流口動量系數較大的時候效果才會明顯。

圖9給出了LIO80和LIO82工況對應下的后緣流場和渦量圖。其中，機身云圖為壓力分布，左側后緣流場為速度流場，右側整體流場為渦量流場。

圖9 LIO080和LIO082工況對應下的后緣流場和渦量圖Fig.9 Trailing-edge flow field and vorticity under LIO080 and LIO082 operating conditions

從后緣流場圖可以看出，5°迎角時，下射流的產生對射流的偏折影響程度不大，射流影響范圍基本一致。從渦量分布圖可以看出，下射流的產生主要影響了翼尖處尾渦的相互耦合效應，LIO082相較于LIO080對應的后緣渦系向內偏折，翼尖處對應的尾渦耦合現象減弱，因此在低迎角下調節下射流氣動效果明顯。20°迎角下，機翼上表面出現大范圍分離現象，機翼上表面后緣壓力較低，因此上射流對于下射流的抑制作用減弱，射流流線上偏，同時出現分離渦。從渦量圖可以看出，此時翼尖渦系耦合嚴重，內側射流引起的渦系嚴重外偏，此時調節射流氣動效果不明顯，說明在大迎角下控制效果變差。

綜上所述，對于CCSCAOON可以提出如下控制策略：對于縱向俯仰力矩，僅使用內側單射流控制效果較好，此時橫向力矩數值較低；對于橫向滾轉力矩，使用內外兩側單射流同時控制效果較好，此時縱向力矩數值較低；對于航向偏航力矩而言，使用內外兩側雙射流控制效果較好，此時能大幅度降低偏航力矩與滾轉、俯仰力矩的耦合情況。上述策略在迎角較低時控制效果明顯，而在大迎角下控制效果變差。

3 結 論

本文通過對環量控制翼型在不同射流情況下的氣動控制效果進行了數值模擬與分析，結合對無舵面飛行器CCSCAOON的控制力矩驗證結果，總結出以下結論：

1）雙射流環量控制相對于單射流，一方面能夠有效提高翼型的升阻比，特別是在高動量系數下能維持一個較高的升阻比；另一方面可通過合理配置雙射流動量系數，實現操縱力矩的大幅改變，具備飛行控制的可能，同時能夠維持較高的升阻比。

2）對于采用射流控制的CCSCAOON而言，采用單射流可以實現與傳統舵面相當或更強的控制力矩，內側射流可以實現縱向俯仰力矩的解耦，內外兩側射流可以實現橫向滾轉力矩的解耦，采用內外兩側雙射流可以實現航向偏航力矩的解耦，在較大迎角下控制效果會變差。