基于前緣合成雙射流的飛翼布局縱向氣動控制特性研究

鄧 雄，趙志杰，王秋旺，羅振兵，*，劉杰夫

(1. 國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073；2. 西安交通大學 能源與動力工程學院，西安 710049)

0 引 言

飛翼布局將機身/機翼/尾翼融為一體，機體/推進一體化高度融合，并取消了平尾、垂尾，最大限度地減小翼身/機體/推進的不利氣動干擾和雷達散射面積，顯著改善巡航氣動性能和提升隱身作戰能力，對新型轟炸機、傳感器飛機、遠程長航時無人機、隱身偵查無人機等先進飛行器設計具有重大意義[1-2]。但是，翼身融合升力面、無尾布局等設計特點也為飛翼布局飛機的飛行品質帶來了不利影響—航向穩定性不足、縱向操穩特性差等，以上都對飛行控制系統提出了極高的設計要求[3-4]。

為解決上述問題，放寬靜穩定性設計[5]、開裂式阻力方向舵[6]、全動翼尖[7]等技術紛紛涌現，這些技術都是基于機械舵面實現飛行器的穩定操控，控制系統較為復雜，且基于機械舵面的飛行控制技術存在以下不足：

1）機械舵面結構復雜，體積、重量占比大，可重復利用率低，維修困難，且存在飽和、死區等非線性特性。

2）為實現飛行穩定控制，往往需要機械舵面高頻聯動，這會破壞飛行器自身良好的隱身性能。

3）舵面低速操控能力不足。盡管前緣后掠增大了操縱力臂，但舵面的縱向控制能力遠不足平尾，導致巡航時配平、操縱難度加大；大攻角時，還存在舵面失效甚至反效問題，增加了飛行危險性。

主動流動控制（active flow control, AFC）技術可以在無舵面偏轉的情況下，僅在流場局部敏感點處施加控制，改變全局流場形態，重構飛行器表面壓力分布，產生姿態控制力及力矩，實現飛行器姿態操控。AFC 具有無需機械活動面、控制效率高、控制力可調、易于實現一體化設計等優點，目前已廣泛應用于飛行控制領域，包括分離/渦流控制[8-10]、環量控制[11-13]、推力矢量控制[14-15]等。

為提升大攻角操穩能力，拓寬飛行包絡，國內外對前緣主動流動控制技術進行了廣泛研究。美國空軍實驗室的Guy 等[8-10]將合成射流應用于后掠角70°的三角翼前緣，發現合成射流控制最大可延遲前緣渦破裂位置20%c（c指氣動弦長），失速攻角增大10°，最大升力系數提升40%。Amitay 等[16-17]將合成射流應用于Stingray 飛翼布局前緣，研究了合成射流對三軸氣動力/力矩的影響，結果表明：脈沖調制技術可有效捕獲分離產生的大渦結構，延遲分離，最佳調制頻率為1 倍流場特征頻率；合成射流控制可產生一定的橫向、縱向控制力矩，大攻角（＞14°）單側施加控制時，產生的滾轉控制效果優于機械舵面；單側施加控制時，可以僅通過改變激勵頻率，實現升力、滾轉力矩及俯仰力矩方向的切換；與此同時，還可以僅通過改變合成射流的調制頻率及激勵電壓，實現比例控制。Visser 等[18]針對前緣射流控制位置進行了詳細研究，發現當射流展向布置且靠近前緣，射流方向與機翼表面相切，控制效果最好。AVT-239 團隊基于ICE 構型[19]，將渦流控制器置于飛翼最前緣，通過數值仿真，驗證了其偏航控制能力。Xu 等[20-21]指出前緣合成射流可增強飛翼布局上表面邊界層與外流的摻混，提升邊界層抵抗逆壓梯度的能力，延遲前緣渦破裂與俯仰轉折，同時減小氣動力/力矩波動，削弱方向振蕩，非對稱開啟時可實現橫航向操控。Smith 等[22]將陣列式合成射流集成于飛翼布局前緣，發現大攻角下，施加合成射流控制后，升力最大增加15%，阻力最大減小10%，外側激勵效果要優于內側激勵；可通過調節激勵強度及開啟個數，實現比例控制。杜海[23]將納秒脈沖等離子體激勵器置于飛翼前緣，發現其可有效抑制分離，提高大攻角升力，產生滾轉控制力矩。

以上研究都展現了前緣主動流動控制對飛翼布局/三角翼的氣動控制能力，但目前工程所用的射流源大都是發動機引氣、背負氣源等有源射流方式，增大了系統的體積與重量，增加了能量消耗與系統整合的復雜度，無源合成射流[24]雖然具有質量輕、體積小、能耗低、易于實現一體化設計、方便調控等特點，但其能量利用率低，且易壓載失效，限制了其工程應用。合成雙射流激勵器（dual synthetic jet actuator,DSJA）[25]是一種單膜雙腔雙出口結構，除具備合成射流激勵器的優點外，能量利用效率和射流頻率均提高1 倍，還解決了振動膜壓載失效的問題。目前，合成雙射流環量控制技術及反向合成雙射流控制技術已成功集成于無人機中，并完成了初步飛行試驗驗證，具有一定的三軸姿態控制能力[26-28]。

為探究DSJ 對大攻角下小后掠飛翼布局的氣動控制能力，本文將陣列式DSJA 集成于飛翼布局前緣，研究其流動控制機理與氣動控制特性。

1 物理模型與計算方法

選用某一小后掠飛翼布局（集成多種流動控制方式后的氣動布局）作為控制對象，平均氣動弦長c為0.294 6 m，半模展長b為1.816 m，翼身融合體面積S為0.535 m2，前緣后掠角為26°。如圖1 所示，在飛翼前緣陣列式布置25 個合成雙射流激勵器，第1 個DSJA 位于11.7%b處，其余DSJA 沿展向均勻布置，DSJA 展向長度都為50 mm（2.57%b），機身段每個DSJA 的展向間距為0.854%b，機翼段DSJA 的展向間距為1.28%b，圖1（b）中前緣紅色線代表DSJA。文獻[18，20]的結果表明，射流控制位置越靠近前緣，射流方向與機翼表面所成角度越小，控制效果越好，同時考慮到實際工程中DSJA 的布局約束，設置DSJA 的出口分布如圖1（c）所示。DSJA 出口1 布置在飛翼最前緣，射流出口垂直于前緣且與上表面切向成45°，出口長度為0.7%c，出口2 布置于距離前緣1.35%c的位置，出口流向長度為0.7%c，射流出口與表面切向成45°。在計算中，設置來流馬赫數為0.1，基于平均氣動弦長的雷諾數為674 119。

圖1 飛翼布局及DSJA 布置方案示意圖Fig. 1 Flying wing and distribution of DSJAs

選用有限體積法離散三維可壓非定常Reynolds平均N-S 方程，并采用基于密度的求解器進行求解。因為流動中伴隨著流動分離現象，所以湍流模型選用SSTk-ω模型。采用Roe-FDS 通量差分分裂格式對空間項進行離散，對流項為二階迎風格式，時間離散格式為一階隱格式。設置收斂準則為殘差小于1×10-5，在非定常計算中，設置時間步長為激勵器驅動周期的1/80，每個時間步最大迭代步數為40 步，共進行200 個流動控制周期的計算，以確保結果的收斂性，文中所給出的控制結果，均是在計算200 個周期后，最后一個周期的結果。

計算網格為三維結構化O-H 型網格，在機翼表面、DSJA 出口、前后緣分別進行了網格加密處理。翼面的第一層網格無量綱高度y+≈1，流向前、后計算域長度為40c，法向上、下計算域長度為30c，展向計算域長度為30c。機翼表面及激勵器壁面設置為無滑移壁面邊界條件，計算域外邊界為壓力遠場條件，DSJA 出口設置為周期性正弦波動的壓力入口條件。

在網格無關性驗證中，采用三套網格，網格分別為7 598 812、10 809 704、19 523 244，對應y+為1.80、1.00、0.65。表1 給出了攻角14°、施加DSJ 控制前、后這三套網格條件下計算得到的升、阻力系數。在網格量大于1 080 萬時，控制前、后的升、阻力系數已經趨于穩定，故選擇計算總網格量為10 809 704。

表1 不同網格下，升阻力系數對比（攻角14°）Table 1 Comparison of CL and CD in different grids (AOA=14°)

圖2 展示了M6 機翼剖面壓力分布的計算結果與試驗數據[29]的對比，表明該計算方法可以對壓力場進行較好預測。圖3 選取某內部機翼風洞模型的氣動試驗數據（雷諾數為250 000）與本文計算結果進行對比，結果表明該計算方法可以對升力系數、阻力系數、失速攻角進行較好預測。施加射流控制后的計算方法驗證已在文獻[30]中進行了闡述。綜上，該計算方法可以對飛翼布局流場和氣動性能進行較好的預測。

圖2 M6 機翼壓力系數的數值模擬與試驗數據對比Fig. 2 Pressure coefficient comparison between numerical simulations and experimental data（M6 wing）

圖3 某內部機翼模型升阻力系數的模擬與試驗對比Fig. 3 CL and CD comparison between numerical simulations and experimental data（in-house wing model）

DSJA 的控制參數包括無量綱驅動頻率f+與無量綱動量系數Cμ，其表達式如公式（1、2）：

式中：U∞為 來流速度，Umax為 射流峰值速度，f為射流驅動頻率，A j為DSJA 出口面積，K為DSJA 個數，K=25。在進行數值仿真時，選取驅動頻率為DSJA 振動膜共振頻率500 Hz，射流峰值速度為42.7 m/s（此處為所有出口的峰值速度平均值，每個射流出口峰值速度最大相差1.83 m/s），對應的無量綱參數為：f+= 4.24，Cμ= 0.014 15。

2 氣動力控制特性

攻角0°～18°范圍內，施加控制前后的升力系數、阻力系數、俯仰力矩系數、升阻比變化如圖4 所示，重心設在距離前緣403 mm 處。

圖4 氣動力/力矩控制前后對比分析Fig. 4 Aerodynamic forces / torque comparison before and after control

圖4（a）中升力系數曲線變化表明，無控制時，失速攻角為10°，施加控制后并未延遲失速，但升力均有所提升，緩和了失速后升力陡降現象；除了攻角為10°時升力略有減小，攻角8°～10°的升力變化量明顯小于12°～18°的。可見，前緣DSJA 對大攻角下分離流場的控制效果更明顯，這與文獻[16]中的結論一致。阻力系數曲線變化表明，無控制時，在10°攻角失速后，阻力出現突增，施加控制后阻力均有所減小。圖4（b）中俯仰力矩系數曲線表明，無控制時，轉折出現在攻角8°；施加控制后轉折并未得到延遲，且俯仰力矩出現了非線性變化：分別在8°、10°、14°、16°攻角下，施加控制使抬頭力矩增大，而在12°、18°攻角下，施加控制使低頭力矩增大，該變化與重心前后表面壓力分布變化不對稱有關。此外，攻角8°～10°的力矩變化量明顯小于12°～18°的。升阻比曲線變化表明，施加控制后升阻比均有所提升。從上述控制特性可知，前緣陣列式DSJA 可以實現飛翼布局大攻角下的滾轉操控，但會耦合非線性俯仰力矩變化，需要升降舵予以配平。

3 流場控制機理

下面以攻角8°～18°為例，分析控制前后吸力面壓力分布、剖面流場、剖面壓力分布及極限流線，闡述前緣陣列式DSJA 對飛翼布局的流動控制機理。

無控制時，攻角8°下的基本流場如圖5 所示。由于機翼前緣后掠形成了展向分速度，在機翼表面出現了反S 形流線，如圖5（a）所示，進而導致了翼根效應與翼梢效應，在機翼前段展向上形成了由翼根指向翼梢的正向壓力梯度，使得氣流從翼根向翼梢方向移動，增大了翼梢附近的邊界層厚度，致使翼梢附近流動首先發生分離。圖5（b）展示了z= -1.75 m 及z=-1.7 m 處的速度云圖，分離起始于兩處截面之間，z=-1.7 m 之前都為附著流場。

圖5 未施加控制時的流場特征（攻角8°）Fig. 5 Flow characteristics before control （AOA = 8°）

施加控制后，攻角8°的流場特征和剖面壓力分布對比如圖6 所示。從圖6（a）看出，施加控制后，翼尖處的分離流場得到全部抑制。圖6（b）展示了剖面z=-1.5 m 前緣附近詳細的流場演化過程（以出口1 的狀態命名控制工況）。當出口1 處于加速吹階段時，出口2 處于加速吸階段，低速回流區在出口1、出口2 之間形成，并向下游移動；當出口1 處于減速吹階段時，該回流區移動至出口2 之后，且面積減小；當出口1 處于加速吸階段時，出口2 處于加速吹階段，由于射流的阻擋作用，在出口2 下游形成較強的低速回流區，并與上階段演化后的弱回流區相互融合，往下游移動，合成雙射流的周期性演化過程伴隨著吸力面前緣回流區的形成與消失。從圖6（c）的剖面壓力分布看，針對z= -1.75 m（未施加控制時，為分離狀態），施加控制后，前緣吸力峰值增加，吸力面負壓整體得到回升，升力增加；針對z= -1.5 m（未施加控制時，為附著狀態），施加控制后，僅有前緣吸力峰值增加，前緣后的壓力分布變化不明顯，同樣有增升、減阻的效果。雖然翼尖處分離得到完全抑制，重心之后的升力增加，但重心之前，即使是附著流態，DSJA 控制仍會使吸力峰值增加，進而增大升力。在重心前、后氣動力的綜合作用下，抬頭力矩增大。

圖6 施加控制后的流場特征（攻角8°）Fig. 6 Flow characteristics after control （AOA = 8°）

未施加控制時，攻角10°下的流場特征如圖7 所示，此時展向分離位置在z= -1.6 m 附近，較攻角8°時有所提前。施加控制后，10°攻角的流場與剖面壓力分布對比如圖8 所示。從圖8（a）看出，施加控制后，翼尖處分離得到有效抑制，但在機翼段后緣形成高壓區，誘導靠近后緣處流動發生分離，形成分離線。從圖8（b）的剖面壓力看，對于z= -1.7 m 截面（未施加控制時的分離區域），吸力峰值增加，分離被抑制，吸力面后緣正壓增加，壓力包絡面積增大，整體升力增加，阻力減小；對于z= -1.6 m 截面（未施加控制時的附著流區域），施加控制后，前緣附近壓力幾乎沒有變化，僅有吸力面后緣正壓增加，致使升力減小，阻力減小。雖然翼尖分離區被有效抑制，但分離區面積較小，其增升作用小于機翼段后緣正壓增加導致的減升效果，故整體升力略有減小。由于重心之后升力減小占主導作用，此時抬頭力矩增大。

圖7 未施加控制時的流場特征（攻角10°）Fig. 7 Flow characteristics before control （AOA = 10°）

圖8 施加控制后的流場特征（攻角10°）Fig. 8 Flow characteristics after control （AOA = 10°）

未施加控制時，攻角12°下的基本流場特征如圖9 所示，此時展向分離位置發生在機身段與機翼段的交界處，機翼段形成復雜的三維分離流場。圖9（b）截取了z= -1.4 m 處的速度云圖，流場處于分離狀態。施加控制后，12°攻角的流場特征與剖面壓力分布對比如圖10 所示。圖10（a）顯示，施加控制后，吸力面前緣負壓回升，抵抗逆壓梯度能力增加，升力增加，機翼段無序分離結構消失，分離流場一致性增加，機翼段分離得到有效削弱，在吸力面中段形成波浪形分離線，但展向分離起始位置有所提前。圖10（b）為z= -1.4 m 的平均速度云圖，未施加控制時的大面積分離區變為兩個分離泡，一個穩定在機翼后緣，一個在DSJA 出口附近，在DSJ 作用下交替形成，并向下游演化；此外，表面流場被加速，預示著吸力面負壓增加。從圖10（c）的剖面壓力分布看出，對于機翼段兩剖面（z= -1.4 m、z= -0.6 m），吸力峰值增加，分離被有效抑制，壓力包絡面積增大，整體升力增加，阻力減小。由于重心之后的升力增加占主導作用，此時低頭力矩增大。

圖9 未施加控制時的流場特征（攻角12°）Fig. 9 Flow characteristics before control （AOA = 12°）

圖10 施加控制后的流場特征（攻角12°）Fig. 10 Flow characteristics after control （AOA = 12°）

未施加控制時，攻角14°下的基本流場如圖11所示。展向分離位置發生在機身中段，機翼段出現復雜三維分離流動，機身段、機翼段的典型剖面（z=-0.3 m）都處于分離狀態。施加控制后，攻角14°的流場與剖面壓力分布對比如圖12 所示。從圖12（a）看出，施加控制后，吸力面前緣（尤其是機身段）負壓回升，升力增加，機翼段分離并未抑制，靠近展向分離起始點處的分離流場被明顯抑制。由此可見，控制位置越靠近分離起始位置，控制效果越好。從圖12（b、c）看出，施加控制后，針對機翼段剖面z= -1.6 m，雖然分離未被延遲，但DSJA 形成的周期性渦結構與上翼面大分離區相互融合，增強了外流與邊界層內的流動摻混，提升了吸力面流體速度；針對機身剖面z= -0.3 m，分離得到有效延遲。從圖12（d）的剖面壓力分布看出，施加控制后，吸力峰值增加，吸力面負壓提升，且機身段分離區減小，升力增加，阻力減小。由于重心之前的負壓提升致使的升力增加占主導作用，此時抬頭力矩增大。

圖11 未施加控制時的流場特征（攻角14°）Fig. 11 Flow characteristics before control （AOA = 14°）

圖12 施加控制后的流場特征（攻角14°）Fig. 12 Flow characteristics after control （AOA = 14°）

未施加控制時，攻角16°下的基本流場如圖13（a）所示，展向分離位置發生在機身中段，機翼段完全分離。施加控制后（圖13（b）），前緣吸力峰值增加，特別是機身段前緣附近，負壓值及低壓面積明顯增大，整體升力增加，阻力減小。此外，施加控制后，機翼段分離并未得到抑制，靠近機身展向分離起始點處的分離流場被部分抑制，驗證了控制位置越靠近起始位置，控制效果越好的觀點。

圖13 施加控制前、后的流場特征（攻角16°攻角）Fig. 13 Flow characteristics after control（AOA = 16°）

未施加控制時，攻角18°下的基本流場如圖14 所示。圖14（b）截取了z= -1.5 m 處的速度云圖，此時流動已完全分離。施加控制后，攻角18°的流場特征與剖面壓力分布對比如圖15 所示。從圖15（a）看出，施加控制后，前緣吸力增加，升力增大；雖然分離展向位置并未得到延后，但流向分離位置會在DSJA 減速吹階段得到延遲，在出口2 后形成分離線。圖15（b）為z= -1.5 m 剖面不同控制相位的速度云圖與局部壓力分布圖，可見，施加控制后，分離被有效削弱，分離區內速度增加，負壓增加，升力增大；分離位置被延遲，在減速吹階段，分離流向位置被推遲最遠；在DSJA 作用下，前緣交替形成的渦結構與大的分離渦相互融合，加強了邊界層底部低速流體與主流的摻混，增加了邊界層內流體的能量，進而削弱了流動分離。圖15（c）為機翼段典型剖面的壓力分布，施加控制后，雖然分離僅被部分抑制，但前緣吸力峰值及吸力面負壓增加，整體升力增加，阻力減小。由于重心之后升力增加占主導作用，此時低頭力矩增大。

圖14 未施加控制時的流場特征（攻角18°）Fig. 14 Flow characteristics before control （AOA = 18°）

圖15 施加控制后的流場特征（攻角18°）Fig. 15 Flow characteristics after control （AOA = 18°）

4 與合成射流的對比

以下探究了合成雙射流與傳統合成射流在大攻角氣動控制特性上的差異，如圖16 所示。在合成射流控制方式中，將射流出口2 關閉，只保留射流出口1。這是因為文獻[20]指出射流出口1 的控制效果優于射流出口2，其他控制參數均與合成雙射流控制保持一致。從失速控制特性上看，合成雙射流與合成射流均無法有效延遲失速，但合成雙射流控制在失速后所產生的升力增量及阻力減小量更大。即在進行大迎角姿態控制時，合成雙射流所產生的氣動控制力更大，故其應用潛力優于合成射流。圖17（a、b）比較了攻角12°下，分別施加合成射流、合成雙射流控制前、后的壓力分布。可見，合成雙射流在前緣形成的低壓區面積及低壓峰值更大，抑制分離能力更強，故其增升減阻效果優于合成射流。

圖16 施加DSJ/SJ 控制前、后的氣動特性Fig. 16 Aerodynamic characteristics comparison before and after DSJ/SJ control

圖17 施加DSJ/SJ 控制后的平均壓力分布（攻角12°）Fig. 17 Average pressure distributions after DSJ/SJ control（AOA = 12°）

5 總結與展望

本文將25 個DSJA 集成于小后掠飛翼布局前緣，探究了其對飛翼布局縱向氣動特性的影響，揭示了其流場控制機理，具體結論與展望如下：

1）氣動特性方面，前緣陣列式DSJA 雖然不能延遲失速，但可有效提高大攻角升力，減小阻力，增加升阻比，也會使俯仰力矩出現非線性變化，具備大攻角滾轉姿態操控能力，但需升降舵予以配平。

2）流場控制機理方面，前緣陣列式DSJA 可在前緣形成周期性演化的渦結構，加強了邊界層內低速流體與主流的摻混，提升了邊界層的能量，進而抑制流動分離。攻角8°時，分離僅發生在翼尖，DSJ 可完全抑制分離，提高升力；攻角10°時，展向分離位置提前，DSJ 仍可有效抑制分離，但會使靠近機翼后緣處壓力增加，形成分離區，致使升力略有減小；攻角12°時，分離發生在機身段與機翼段交界處，DSJ 可推遲機翼段流動分離，使分離線移動至機翼中段；攻角14°～16°時，分離發生在機身中部，DSJ 雖然僅可有效抑制靠近展向分離起始位置處的流動分離，但同時也增加了分離區內的流動能量，有效提高升力；攻角18°時，吸力面近乎完全分離，DSJ 雖僅能在減速吹階段將分離線移動至出口2 之后，但會使前緣吸力峰值回升，仍有增升、減阻的效果。

3）與傳統合成射流控制相比，合成雙射流可在前緣形成更大的低壓區面積及更高的低壓峰值，更有利于抑制分離，故其產生的升力、阻力變化量更大，在大迎角姿態控制領域，更具應用潛力。

4）從流動分離延遲控制來看，前緣陣列式DSJA并未起到好的效果，下一步將改進射流出口形狀（如將矩形出口改為圓形出口，可延長分離控制區域[31]）、測試不同的驅動頻率及增大射流動量系數來優化其控制效果。此外，為實現飛翼布局前緣陣列式DSJA控制的工程應用，下一步還將通過風洞試驗詳細研究驅動頻率、驅動電壓對氣動力/力矩的控制規律，建立基于前緣DSJ 的氣動控制模型。