双射流环量控制翼型的控制力矩特性研究

2022-01-15何玉娟雷玉昌张登成张艳华周章文

北京航空航天大学学报 2021年12期

何玉娟，雷玉昌，张登成，*，张艳华，周章文

（1.空军工程大学航空工程学院，西安 710038； 2.中国人民解放军 95034部队，百色 533601）

迄今为止，国内外的主流飞行器仍然采用控制舵面作为气动力的控制部件，但是传统的控制舵面存在一系列问题［1］，其中包括：结构质量增加、隐身性能差、工作噪声大、控制舵面的偏转存在严重的安全隐患，不仅降低了飞机的可维护性和使用效率，还严重影响了飞行器性能的发挥，制约着先进飞行器的发展。而主动流动控制技术的出现与发展，不仅极大地改善了飞机的气动力特性，同时能够根据飞行状态实时调整扰动强度和方式，控制效率得到很大程度的提高。常见的主动流动控制技术包括合成射流、环量控制、等离子体激励器等［2］。相比之下，环量控制技术能够产生较大速度的射流，可用于干预附面层流场达到控制分离的效果，从而影响飞机的气动性能，适用速度范围较广，相较于传统舵面而言能够达到相当、甚至更佳的增升效果。

基于Coanda效应［3］的环量控制技术，通过在翼型后缘上下表面设置缝隙的手段，对翼型近壁区施加切向射流，对后缘流场形成局部扰动，射流与外流相互混合，在黏性力作用下，高动量的射流持续向附面层注入能量，带动流线偏折，使得翼型气动弯度增加的同时，提高了绕流流体的动能，从而增加了绕翼型的环量，由此改善了翼型的气动升力［4-5］。另外，环量控制还可以通过改变射流大小来改变气动力，用以替代副翼和升降舵，进行俯仰和滚转方向的飞行控制，并且可根据飞行状态主动调节相应的控制参数和状态，以此来提高飞行性能。

关于环量控制技术用于飞行控制可能性方面的研究，国内外已经有了相当丰富的研究成果。Englar［5-6］总结了环量控制与气动升力系统的实验进展，最早提出环量控制技术可以产生用来控制飞机运动的力和力矩，大量关于环量控制技术在该方面的研究工作由此相继开展。与此同时，环量控制技术的飞行控制验证机迅速发展，先后出现了各类基于环量控制的无舵面飞行器，其目标是希望开发出具有足够控制力矩的气动系统，使飞行器能够在不使用传统舵面的情况下进行飞行配平和操纵。其中，Tutor 40验证机在机翼外侧布置了环量控制射流机构，首次进行了利用射流进行飞机滚转控制的飞行验证。“DEMON”无人技术验证机［7］将环量控制射流技术用于实现滚转操纵，它的成功试飞，再次证明了利用环量控制射流进行飞机滚转控制的可能性。Frith和Wood［8］通过进一步研究发现改变射流动量的大小可能引起升力的显著变化。2011年，NASA的兰利研究中心［9-13］全面构建了环量控制射流系统，并进行了整机模型的跨声速半翼展风洞试验，研究表明将环量控制技术用于机翼外侧部分，可以有效改变飞机的滚转性能。BAE系统公司配置环量控制射流的MAGMA无人机正在进行地面试验，同时探索射流控制机制，计划在下一次的巡航过程中使用，并验证其俯仰和滚转控制效果，其最终目标是实现从起飞到降落阶段都能在射流控制下进行完整的飞行［14］。

国内对于环量控制射流技术也进行了一定程度的研究，北京航空航天大学的张攀峰等［15-16］采用等离子体射流和合成射流替代传统的吹气式射流，验证了它们更为优越的增升效果。张艳华等［17-20］开展了等离子射流技术的相关实验，研究了低速射流情况下，等离子体环量控制对气动特性的影响规律。乔晨亮等［21-22］对风力机翼型应用了环量控制，研究其对流场的气动特性及功率输出特性的影响。齐万涛等［23］研究了环量控制技术采用较低动量系数在飞机纵向俯仰控制中的应用。徐悦等［24］设计了一种射流飞控飞行器并进行了试飞，史志伟团队也先后设计了常规布局［25］、鸭式布局［26］、飞翼布局［27］等环量控制技术验证机，并成功利用射流实现了验证机的滚转控制。

尽管环量控制技术能够大幅度提高飞行器升力，但是难以提供足够的力矩以控制飞行器完成俯仰、偏航等动作［28］。且环量控制射流作用下的流场相互作用复杂，翼型钝后缘表面气流分离后产生的分离涡与尾涡相互耦合，射流、外流及迎角等因素均会影响后缘分离点的位置，进而导致后缘复杂涡系的移动和进一步发展。针对目前环量控制技术研究中存在的问题，本文主要借助CFD数值仿真方法，通过在翼型后缘施加切向射流，在定常流场下对定常射流环量控制翼型的控制力矩特性进行了数值仿真，分别研究单射流、双射流对环量控制翼型气动力矩特性的影响规律，将射流产生的虚拟舵面与传统舵面作用下的控制力矩进行对比分析，并基于无舵面飞行器CCSCAOON进行相关气动力矩的控制特性验证，推动环量控制技术的更深层次研究，为环量控制技术实现进一步的工程应用提供理论依据与参考。

1 数值计算方法

1.1 CCSCAOON几何模型

由于传统舵面的SCAOON UCAV已有丰富的实验和仿真数据，为了便于进行对比分析，在该构型基础上，通过修改后缘形状，在机翼一侧设置内外、上下共4个射流喷口，用以验证双射流情况下的操纵特性。同时为了使机身机翼平滑过渡，将不同剖面的翼型均去掉尖后缘，变成钝后缘翼型，基于环量控制的三维无舵面飞行器CCSCAOON如图1所示，其中红线部分表示原始翼型形状。由于CCSCAOON保留了5°气动扭转，同时翼根与翼尖处翼型厚度不一，因此机翼内外侧的射流口高度不一，A表示内侧射流口的起始位置，射流口高度hA／cA＝0.000 5，后缘半径rA／cA＝0.005；B表示外侧射流口的终止位置，射流口高度hB／cB＝0.000 3，后缘半径rB／cB＝0.003。参考气动弦长cref＝0.41 m，展长l＝1.538 m，s为半展长，cr为机身长度，参考面积S＝0.75 m2，上下射流口的位置均不存在安装偏角。AB之间为射流控制区域，将AB区域均匀分为内／外两侧区域，分别在内侧或外侧区域设置上／下2个射流出口，共计4个射流出口，如图2所示。

图1 CCSCAOON基本构型Fig.1 Basic configuration of CCSCAOON

图2 CCSCAOON射流区域Fig.2 CCSCAOON jet area

1.2 网格划分与计算方法

采用块结构化网格生成方法，对于无舵面飞行器CCSCAOON而言，贴近机翼表面的第一层网格高度为1×10-5m，射流口附近第一层网格高度为6×10-6m。网格总数约为480万。图3为CCSCAOON计算网格及局部放大状态。

图3 CCSCAOON计算网格Fig.3 CCSCAOON computing grids

为了描述环量控制翼型的射流大小，引入射流动量系数：

式中：˙m和Vjet分别为射流的质量流量和速度大小；ρ∞为来流密度；V∞为来流速度；S为参考面积。本文用于计算的CCSCAOON飞行器，在机翼内外2个不同的截面处分别布置上下2个射流出口，将上射流口动量系数记为Cuup，下射流口动量系数记为Culw。

为验证本文计算方法的准确性，设置计算条件：Ma＝0.17，Re＝1.93×106，温度T＝293.15 K，控制方程为可压流三维雷诺平均方程，使用k-ωSST湍流模型。远场边界为压力远场，壁面边界为无滑移壁面，出口为压力出口。对SCAOON构型在0°～25°不同迎角下进行气动力特性的数值模拟，并将计算结果与文献［29］中的实验结果进行比较，得到的升力、阻力系数和实验结果如图4所示。

从图4可以看出，升、阻力系数计算误差较小，实验数据与本文得到的仿真结果基本上是一致的，因此本文采用的数值计算方法是可靠的。

图4 实验与仿真结果对比Fig.4 Comparison of experimental and simulation results

2 射流的控制特性分析

2.1 单射流

图5为气动力和力矩的作用方向示意图。图中，α为飞行迎角，CL为升力系数，CD为阻力系数，Cl为滚转力矩系数，Cm为俯仰力矩系数，Cn为偏航力矩系数。

图5 气动力、力矩的作用方向示意图Fig.5 Schematic diagram of direction of aerodynamic force and torque

仅考虑半翼展，舵面偏转时的气动力和力矩系数的表达式如式（2）所示：

式中：Fi，clean和Mi，clean分别为无舵面偏转时的气动力和气动力矩；Fi和Mi为舵面偏转时的气动力和气动力矩；q∞为来流动压。以左半翼展为例，仅在机翼后缘的上射流口单独吹气，研究单射流作用下的气动控制特性。图6为在CCSCAOON上单射流吹气时与传统舵面偏转时的气动力和气动力矩系数对比曲线。其中，LIB表示左半翼展内侧传统舵面或虚拟舵面，LOB表示左半翼展外侧传统舵面或虚拟舵面，ηLIB、ηLOB分别表示对应传统舵面的内、外侧舵面偏角。

图6 单射流虚拟舵面与机械舵面气动特性曲线Fig.6 Curve of aerodynamic characteristics of single-jet virtual rudder and mechanical rudder

从图6曲线可以看出，与传统舵面相比较，CCSCAOON的虚拟舵面完全能够提供用于无舵飞行器飞行的气动力和气动力矩。仅单侧虚拟舵面LIB而言，气动力变化趋势与传统舵面几乎是一致的，对于双侧虚拟舵面LIB+LOB而言，气动力大小较传统舵面偏转角度明显增加。因为外侧的机械舵面难以提供有效的气动力，当传统舵面两侧偏转时，气动力几乎没有变化，而外侧射流仍然能产生较大的气动力增益，并反映到控制力矩的变化趋势上。

对于升、阻力系数而言，单侧虚拟舵面LIB即可达到传统舵面两侧偏转的增升效果，施加双侧射流后升力系数会进一步增大，同时在该动量系数下仍未表现出提前动态失速的特征。

对于滚转力矩而言，单侧虚拟舵面LIB下能够提供的滚转力矩即大于传统舵面单侧偏转时的滚转力矩，当施加双侧射流时，滚转力矩进一步增大，说明CCSCAOON的滚转特性要优于SCAOON。

对于俯仰力矩而言，虚拟舵面表现出的俯仰力矩变化趋势基本与传统舵面一致，同时在较低迎角下可以更好地抵消掉抬头力矩的影响。

对于偏航力矩而言，CCSCAOON的偏航特性要远远优于SCAOON，可以看出，在较低迎角下偏航力矩提高约3～4倍。但是仍然需要注意的是，尽管CCSCAOON 提供的偏航力矩较SCAOON大，但是整体数值仍然较低，0°迎角下偏航力矩系数仅为0.006，而此时滚转力矩系数为-0.025。同时，不管是虚拟舵面还是传统舵面，都是靠增大一侧的阻力来提高偏航力矩，但会带来滚转和俯仰之间的耦合。因此，如何进一步提高偏航力矩同时降低控制力矩之间的耦合作用非常关键。

图7为迎角分别为5°和20°下CCSCAOON的表面压力分布和流线图。由于SCAOON构型存在的气动扭转，翼尖处的相对迎角变小，上表面压力较大，流线向内偏折，因此在无射流情况下机翼上下表面存在流线的偏折。20°迎角下，机翼前缘大规模的流动分离导致压力降低，流线偏折程度加剧，附体流动出现翼尖绕流的现象。

内侧虚拟舵面LIB向下偏转时（见图7（b）），前缘低压区扩大，升力增大，上翼面流线偏折程度加剧。同时上单射流对下翼面的流场存在一定程度的压迫，使下翼面流线压力增大，并使下翼面流线向翼尖移动，加剧了流线偏折程度。

图7 CCSCAOON的表面压力分布和流线图Fig.7 Surface pressure distribution and streamlines of CCSCAOON

两侧虚拟舵面LIB+LOB向下偏转时（见图7（c）），前缘负压区进一步扩大但不明显，同时下翼面流线进一步向翼尖靠拢并逐渐形成尾迹涡。因为虚拟舵面的偏转会导致流线偏折程度加剧，对机翼外侧的气动特性影响较大，因此外侧舵面对升、阻力的影响较内侧舵面低。内侧虚拟舵面更适合用于控制气动力，外侧虚拟舵面更适合用于控制气动力矩。

在20°迎角下，由于上表面分离，低压区较大，翼尖绕流的现象明显，两侧偏转时的外侧流线全部与绕翼尖流线形成尾迹涡，流线偏折程度加剧，因此，虚拟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 双射流

上述关于单射流的相关研究已经证明了虚拟舵面能够达到甚至优于传统舵面产生的气动力和力矩。在此基础上，分别在机翼后缘内外两侧的上、下射流口吹气，即在4个射流口全开状态下，验证双射流技术的偏航力矩特性。不同工况下气动力矩随迎角的变化趋势如图8所示，具体的射流动量系数配置情况如表1所示。

图8 不同工况下的气动力矩变化趋势Fig.8 Variation trend of aerodynamic moment under different operating conditions

表1 不同工况下的射流动量系数Table 1 Momentum coefficient of jet flow

对于俯仰力矩而言，从图8（a）中的变化趋势来看，在每一固定迎角下，俯仰力矩的变化范围最小，在施加一定程度的下射流后，俯仰力矩系数几乎不发生任何变化，因此，通过双射流控制基本上能实现横向力矩与纵向力矩的解耦。

对于滚转力矩而言，LIO080与LIO082对应的滚转力矩系数基本一致，LIO060与LIO062对应的滚转力矩系数略有差别，并且在低迎角下差别较小，高迎角下差别较大。根据上文关于翼型双射流研究的结果，上射流对于下射流存在一定的抑制作用，在下射流动量系数低于一定数值时，对机翼升力影响很低，进而对滚转力矩影响很低。

对于偏航力矩而言，LIO080与LIO082对应的偏航力矩数值相差较大，实现了偏航力矩与滚转力矩的相互解耦。但是仍然需要注意的是，此刻的偏航力矩数值仍然较低，并且这种解耦只有在上射流口动量系数较大的时候效果才会明显。

图9给出了LIO80和LIO82工况对应下的后缘流场和涡量图。其中，机身云图为压力分布，左侧后缘流场为速度流场，右侧整体流场为涡量流场。

图9 LIO080和LIO082工况对应下的后缘流场和涡量图Fig.9 Trailing-edge flow field and vorticity under LIO080 and LIO082 operating conditions

从后缘流场图可以看出，5°迎角时，下射流的产生对射流的偏折影响程度不大，射流影响范围基本一致。从涡量分布图可以看出，下射流的产生主要影响了翼尖处尾涡的相互耦合效应，LIO082相较于LIO080对应的后缘涡系向内偏折，翼尖处对应的尾涡耦合现象减弱，因此在低迎角下调节下射流气动效果明显。20°迎角下，机翼上表面出现大范围分离现象，机翼上表面后缘压力较低，因此上射流对于下射流的抑制作用减弱，射流流线上偏，同时出现分离涡。从涡量图可以看出，此时翼尖涡系耦合严重，内侧射流引起的涡系严重外偏，此时调节射流气动效果不明显，说明在大迎角下控制效果变差。

综上所述，对于CCSCAOON可以提出如下控制策略：对于纵向俯仰力矩，仅使用内侧单射流控制效果较好，此时横向力矩数值较低；对于横向滚转力矩，使用内外两侧单射流同时控制效果较好，此时纵向力矩数值较低；对于航向偏航力矩而言，使用内外两侧双射流控制效果较好，此时能大幅度降低偏航力矩与滚转、俯仰力矩的耦合情况。上述策略在迎角较低时控制效果明显，而在大迎角下控制效果变差。