基于合成雙射流的襟翼舵效增強技術研究

張鑒源，羅振兵,*，彭文強，梁睿琦，鄧雄，王萬波，趙志杰，劉杰夫

1.國防科技大學 空天科學學院，長沙 410073

2.中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

0 引 言

飛機在執行各種大機動動作時，會處于大迎角狀態，此時機翼和尾部水平/垂直安定面的背風面都存在大面積流動分離。當飛機需通過襟翼或升/降方向舵進行姿態控制時，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，如果對飛機采取舵效增強措施，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，從而提高機翼效率[1-7]。合成射流具有零質量流量特性，無需氣源和管路，便于與機體集成化設計。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定性及不穩定空氣動力載荷。氣動表面形狀的改變已經被證明有利于控制無人駕駛飛行器[11]和進氣道[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 垂尾縮比模型上進行風洞試驗[13]，在無側滑情況下，垂尾側力增大了20%；同時在1∶19 垂尾縮比模型上進行了有側滑的風洞試驗[14]，側力最大增大了34%；隨后進一步增大模型尺度，在1∶9 模型上繼續開展了風洞試驗[15]，垂尾側力最大增大了19%。Maines 等[16]在1∶4 薄翼戰斗機縮比模型的后緣襟翼鉸鏈處安裝了合成射流激勵器，進行了風洞試驗，結果表明：在后緣襟翼鉸鏈處施加流動控制影響了整個機翼上表面的壓力分布；根據預估的升力增量和全尺寸合成射流激勵器的性能，合成射流控制系統可以為戰斗機額外提供1 500～1 600 lb（1 lb=0.453 592 37 kg）的升力。

隨著研究的不斷深入，合成射流技術的缺陷逐漸暴露。合成射流激勵器存在環境適應性差和控制能力不足等問題，嚴重制約了其在高速流動控制中的應用[17]。針對這些局限，羅振兵等[17-20]設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境噪聲，解決了合成射流技術環境適應性差和控制能力弱的問題。

王林[21]、李玉杰[22]分別通過數值模擬和試驗證明：與傳統的合成射流相比，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的控制效果。李玉杰等[23]通過風洞試驗證明：合成雙射流對機翼大迎角流動分離具有較強的控制能力，可顯著提高機翼流動分離迎角；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，控制機翼流動分離的能力越好。

基于合成雙射流激勵器的優越性能，本文對二維簡單襟翼展開研究，利用數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，以及不同參數的控制效果；并在此基礎上開展飛行試驗，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 數值模型與計算方法

1.1 合成雙射流控制參數

DSJ 的控制參數包括無量綱驅動頻率F+和無量綱動量系數Cμ，其表達式如下：

式中：f為驅動頻率，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，舵面偏轉角度為36°。在襟翼上共設置了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 布置方案和結構示意圖Fig.1 Scheme of airfoil and DSJA layout

1.3 數值模擬方法

數值模型計算域為O 型網格拓撲結構，其計算域及表面網格如圖2 所示。翼型表面和射流口位置的網格進行了加密處理，第一層網格高y+≈1，網格總數為8.148 5 × 104。翼型表面和激勵器壁面設為無滑移壁面邊界條件，計算域外邊界設為壓力遠場條件。DSJA 振動膜的壓力入口條件設置為周期性波動，能較好地模擬出膜片振動帶來的吹吸效應，其數學表達式為：

圖2 計算網格示意圖Fig.2 Diagram of computing grid

式中：p0為激勵器出口當地靜壓，pv為膜片振動所產生的動壓，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行求解。因為流動中伴隨流動分離現象，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行離散，對流項采用一階迎風格式，時間離散格式為一階隱式格式。溫度設置為300 K，大氣壓強為101 325 Pa，來流馬赫數Ma=0.1。在非定常計算中，設置時間步長為激勵器驅動周期的1/40，共進行50 個流動控制周期的計算，以確保合成雙射流能產生穩定的周期性流場。

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

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

針對簡單襟翼數值模型，采用不同數量的網格進行了數值模擬，試驗結果如表1 所示。由表可見：當網格量大于80 000 時，升、阻力系數趨于穩定，故本研究采用80 000 量級的網格進行計算。

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

2 氣動力控制特性

2.1 驅動頻率參數影響

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

圖4 不同驅動頻率控制氣動系數對比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°迎角時升力系數陡增，隨著迎角進一步增大，升力系數突然降低，甚至低于無控制狀態，整體呈非線性變化趨勢；當驅動頻率增加到3.89 倍特征頻率后，隨著迎角增大，升力系數始終緩慢降低，呈線性變化趨勢，迎角增大到4°以上后，升力系數低于無控制狀態。從圖4（b）和（c）可以看出：施加控制后，阻力系數和力矩系數較無控制情況下有所增大，且隨驅動頻率的升高而增大，二者均呈現出較好的線性關系。值得注意的是，在同一驅動頻率下，力矩系數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。

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

2.2 動量系數參數影響

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

從圖5（a）來看，隨著動量系數增大，升力系數線性增加，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，但不同動量系數的結果差別并不明顯。圖5（c）來看，力矩系數也隨動量系數增大而增大，與不施加控制情況相比顯著提高，且與驅動頻率的影響類似，同一動量系數下，力矩系數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，在一定范圍內動量系數越高，DSJ 對該翼型氣動性能的綜合提升越高。

3 流場控制機理

以0°～8°迎角下不同DSJ 控制參數為例，分析控制前后機翼流場、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理。

圖6 為機翼在迎角為4°時，DSJ 不工作、在最佳頻率工作和在最佳動量系數下工作時的速度云圖，圖中X、Y 軸代表流場的坐標位置，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：機翼上表面發生流動分離（ls/c=0.78，ls為分離點X 軸坐標），襟翼上方形成了一個大分離區。F+=3.89、Cμ=2.695×10-3時，DSJ 的舵效增強效果最好，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以最大動量系數狀態工作，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包圍。施加控制后，由于DSJ 的周期性吹/吸氣作用，邊界層出現了小尺度的渦結構，非定常射流產生的周期性湍流渦結構增強了邊界層的動量交換，改善了上翼面的流場質量。

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，不論驅動頻率高低，襟翼上表面的分離區都得到有效控制，雖然在襟翼后方仍存在一部分分離區，但表面邊界層流線仍完全再附，流動情況明顯改善；驅動頻率增大后，機翼上表面高流速區域面積減小；DSJ 形成的周期性渦結構與襟翼上表面分離區相互融合，增強了外流與邊界層內的流動摻混；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，將分離區外的高速氣流引射至分離區內，提高了襟翼表面邊界層流動速度，從而抑制分離，減小了分離區面積。從圖7（c）來看：驅動頻率增大后，前緣駐點上移，機翼前緣壓力包絡面積顯著減小，襟翼上表面分離區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分布（α=6°）Fig.7 Velocity nephogram and pressure coefficient distribution at different frequencies (α=6°)

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

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，周期性渦結構與分離區融合程度更深，外流與邊界層內的流動摻混更強，影響范圍更大，對分離流場的控制能力更強。從圖8（c）看，施加控制后，動量系數改變對機翼前緣壓力幾乎沒有影響；隨著動量系數的增大，合成雙射流渦結構穿透能力更強，對分離區抑制效果更好；襟翼上方吸力峰值隨動量系數增大大幅上升，翼型整體升力增大，力矩系數增大。從以上結果可以看出，在一定范圍內，高動量系數的DSJ 對流場的控制能力更強。

圖8 不同動量系數下的速度云圖及壓力系數分布（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果，以驗證陣列合成雙射流舵效增強技術的可行性。

4.1 激勵器模型及飛行平臺

如圖9 所示，對傳統合成雙射流激勵器結構進行改進，設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，極易實現一體化設計。

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

無人機和激勵器安裝位置如圖10 所示。該無人機結構簡單，運行成本較低，且機翼滿足激勵器安裝所需空間，同時具有姿態角控制系統，有副翼可用于控制滾轉、升降舵用于控制俯仰，滿足飛行試驗所需設備條件。

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

飛機總體氣動布局為上單翼，尾翼為倒V 尾。裝配總質量為15 kg，展長為2 400 mm，機翼面積為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。在機翼翼梢尾端布置反向安裝合成雙射流激勵器，對機翼產生減升增阻的效果，布置長度為195 mm。

4.2 飛行試驗結果分析

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

左側DSJA開啟前、后的飛行狀態機上視角如圖11 所示。從圖中可以發現：在施加控制3 s 后，飛行器姿態明顯發生變化，這是因為在左側DSJA 控制下，飛行器左側機翼升力減小、阻力增大，飛行器受到向左的滾轉力矩和向左的偏航力矩，2 個力矩耦合使飛行器向左側滾轉偏航。控制過程中的飛行姿態參數變化如圖12 所示。在施控前，飛手將飛機調控至近似平飛狀態，在A 點處，飛手松桿，并開啟DSJA 控制，B 點處機械舵面介入控制，DSJA 控制結束。從圖中可以發現：左側DSJA 開啟瞬間產生了幅值較小的右滾轉角速度，隨后滾轉角速度反向并不斷增大，最大滾轉角速度可達11.75 (°)/s；左側DSJA完全開啟后會產生持續約1 s 的幅值較小的右偏航角速度，這可能是由空中側風所致，隨后偏航角反向并不斷增大。在二者的共同作用下，飛行器向左發生滾轉，且滾轉角不斷增大，同時向左發生偏航，滾轉、偏航角速度的變化幾乎沒有延遲。

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

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

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

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

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

通過上述飛行參數對比，還可以明顯發現左、右側DSJA 控制都會產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，飛行器姿態參數還未穩定，波動較大；另一方面，是由于合成雙射流操控力矩、飛行器自身穩定力矩、空中側風的綜合作用。

5 總 結

本文數值模擬了在NACA2412 翼型襟翼上表面設置5 個合成雙射流激勵器時，控制參數對該翼型氣動特性的影響，揭示了控制機理；并對DSJA 與襟翼進行了一體化設計，將DSJA 安裝在常規布局無人機上，進行了飛行試驗驗證，具體結論如下：

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構，加強邊界層內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，高動量系數的合成雙射流增大升力、增強舵效的效果更好。

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