协同射流在垂直尾翼流动控制中的应用研究

2022-02-22史子颉许和勇郭润杰刘智胜姜承尚董芳馨

航空工程进展 2022年1期

史子颉，许和勇，郭润杰，刘智胜，姜承尚，董芳馨

（西北工业大学航空学院，西安 710072）

0 引言

垂直尾翼是操纵飞机航向偏转，并保证飞机平稳飞行的主要部件。作为飞机的操纵面，垂直尾翼必须要有较强的控制能力，能够产生足够的侧向力即升力。为了达到这样的性能，垂直尾翼通常会有较大的尺寸，这就要付出质量、阻力和能耗等方面的代价，因此，如何提高飞机垂直尾翼的气动性能和控制效果是飞机设计研究的关键问题之一。近年来，主动流动控制技术（Active Flow Control，简称AFC）因其良好的应用前景受到越来越多的关注。该类技术通过控制局部的流动，达到改善翼型气动特性的目的。主动流动控制作为一种提高升力的手段，在减小垂直尾翼操纵面尺寸和质量方面也具有很大的潜力。

对于垂直尾翼的流动控制，波音公司和美国宇航局采用扫掠射流和合成射流两种技术，开展了一系列的研究工作。其中，N.W.Rathay 等对带有29.6%弦舵的后掠锥形尾翼进行了风洞实验，结果表明通过使用流动控制，在中等方向舵偏转时，侧向力增加了18%，且与合成射流相比，扫掠射流效果更好；M. Y. Andino 等对全尺寸模型装配扫掠喷气式AFC，在最大速度下和在垂直尾翼飞行包线上进行了舵偏角和侧滑角的测试，结果表明在方向舵上产生了明显的附着流，侧向力显著增强；美国加州理工学院R. Seele 等对14%的比例模型进行了亚尺寸实验，通过施加扫掠射流，实现了50%以上的侧向力增强。基于薄片振动的合成射流，产生的是脉冲式射流，注入流场中的能量较弱，且喷射方向难以做到沿壁面切线方向，对控制效果会产生一定影响。扫掠式射流需要设计较为繁琐的振荡装置，且动态扫掠难免对稳定的外流场产生不利影响。因此，探索和发展更为有效的垂直尾翼主动流动控制方法，仍然具有很好的工程意义。

协同射流技术（Co-flow Jet，以下简称CFJ）由于其具有零质量流量消耗、能耗低、控制效果显著的特点，被认为是目前最具发展潜力的主动流动控制技术之一。因此，使用协同射流技术控制垂直尾翼流动，对于提高其气动性能和控制效果有很重要的现实意义。

近年来对于协同射流开展了一系列研究，Zhang J 等对飞机垂直尾翼操纵面翼型进行了二维CFJ 数值模拟，证明了CFJ 操纵面在低能耗下非常有效，可以大幅减小操纵面尺寸和质量，简化操纵系统；Zha G C 等早期的风洞实验结果也表明随着射流动量系数从0.10～0.30 的变化，与基准翼型相比，CFJ 翼型的最大升力系数增加113%～220%，失速迎角提高100%～153%，最小阻力系数降低30%～127%；另外，Zha G C 等通过LSWT 风洞的CFJ 实验结果首次证明CFJ 翼型可以达到超升力系数（Super-lift Coefficient，简称SLC），这是势流理论定义的升力系数的理论极限；Xu K W 等研究了CFJ 操纵面的能量消耗，并对吹气口尺寸和位置的参数进行了研究，以获得CFJ装置的最佳气动效率，此外，还提出了两种在巡航条件下关闭CFJ，控制表面阻力最小化的方法，一种方法是在巡航时使用非常轻的射流，另一种方法是使用一个小的可移动表面段覆盖狭缝；B.Dano 等早期还提出了离散型协同射流的概念，并且通过实验验证了离散型协同射流在达到相同控制效果的前提下需要更少的射流质量流；Xu K W 等将CFJ 应用于三维垂直尾翼构型的流动控制，研究了射流动量系数等参数对连续型协同射流控制效果的影响规律，结果表明，协同射流对垂直尾翼的气动增效具有非常显著的作用。在国内，刘沛清等最早运用CFD 方法跟踪研究了协同射流对翼型的增升效果（论文将CFJ 翻译为联合射流）；随后朱敏等将CFJ（论文将CFJ 翻译为协同射流）应用至螺旋桨的气动增效研究中；杨慧强等将协同射流应用于旋翼翼型动态失速的控制（论文将CFJ 翻译为联合射流），研究结果表明，协同射流可以极大地改善翼型的动态失速特性，翼型的动态失速程度（迟滞环面积）和失速后气流再附着的时间均大幅降低，升力系数显著提升，阻力系数和力矩系数迟滞环的峰值显著降低；此外，许和勇等还将协同射流应用到了风力机翼型的静态失速和动态失速控制中，均取得了显著的控制效果。但在垂直尾翼协同射流控制方面，国内尚无研究结果公开发表。

本文首次将离散型协同射流控制方法应用到三维垂直尾翼的流动控制中，通过将不同离散形式的协同射流控制结果与连续型协同射流控制的结果进行对比和分析，以获得射流动量系数、离散堵塞比、离散喷口数量等参数对垂直尾翼协同射流控制的影响规律，以期为未来协同射流控制垂直尾翼的设计提供技术支持。

1 模型及计算方法

1.1 计算模型和网格

协同射流工作原理如图1 所示，在翼型的吸力面前缘附近处设置吹气口，后缘附近处设置吸气口，气体由吸气口吸入，经过内部气泵装置加压，从吹气口以平行主流方向喷出，整个过程没有向系统加入任何质量，因此是一种零质量主动流动控制技术。

图1 协同射流工作原理示意图Fig.1 Schematic diagram of the co-flow jet

本文以文献［1］中的实验垂直尾翼模型作为研究对象。基准垂直尾翼构型呈梯形，前缘后掠角为42°，并采用NACA0012 翼型拉伸形成。襟翼长度为35%，展长为1.067 m，平均气动弦长为0.538 m，襟翼偏角为30°。CFJ 垂直尾翼构型是在基准垂直尾翼的基础上创建，在前缘附近设计吹气口，在襟翼位置附近设计吸气口。实际应用中，垂直尾翼双侧均布置有吹吸气口，为了简化，本文仅研究单侧的协同射流，如图2 所示。

图2 CFJ 垂直尾翼模型Fig.2 Co-flow jet vertical tail model

吹气口位于距前缘4%处，吸气口位于距前缘63%处，喷吸口高度为0.2%。在垂直尾翼的实验模型中，前主操纵面与襟翼之间的间隙很小，对三维操纵面的气动性能影响不大，因此模拟中忽略间隙。在前缘喷口设置入流边界条件，在后缘吸气口设置出流边界条件，实现前缘吹气与后缘吸气的效果。

计算域整体采用O 型拓扑的结构网格（网格单元量为300 万左右），径向远场为30，附面层区域第一层高度取平均弦长的1×10倍，约为1，CFJ 垂直尾翼网格在喷吸口之间槽道采用H 型网格，在喷吸口及壁面附近都进行了适当的局部加密。CFJ 垂直尾翼网格图如图3 所示，计算中吹吸气条件分别施加于喷吸口处，故计算网格不包括高、低压气室区域。

图3 CFJ 垂直尾翼截面网格Fig.3 Computation grid of the 3D CFJ vertical tail

1.2 CFJ 基本参数

对于协同射流技术，一个很重要的参数为射流动量系数，它是反映射流强度大小的无量纲参数，如式（1）所示。

为了衡量协同射流装置内气泵的功率消耗，引入气泵功率和功耗系数，如式（2）～式（3）所示。

式中：C为定压比热，取为1 003.4 J/（kg·K）；为吸口处的总温；为气泵的效率，本文假设气泵保持最佳效率，即1；、分别为喷口和吸口处的总压。

常规机翼的气动效率定义为由于CFJ主动流动控制消耗了能量，为了合理地将能量消耗考虑到气动效率中，对上述常规气动效率的定义进行修正。修正后的CFJ 机翼气动效率公式如式（4）所示。

式中：为功耗系数；C和C为CFJ 机翼产生的升力和阻力系数。

上述公式将CFJ 消耗的功率转换为一个等效力，并加入到气动阻力中。如果CFJ 射流关闭，则气泵功率为0，此公式就退化为常规机翼的气动效率。

1.3 数值方法及验证

本文使用的求解器为ANSYS CFX 18.0 的RANS 方法，湍流模型采用剪应力输运模型（SST）。对于CFJ 边界条件，喷、吸口处分别施加质量流量入口（Inlet）和质量流量出口（Outlet）边界条件。

为了验证本文数值方法求解CFJ 射流的准确性，选取文献［14］中的CFJ 二维翼型风洞实验模型作为验证模型。基准翼型为NACA6415 翼型，弦长为0.304 8 m，展长为0.590 6 m，在距离其前缘7.5%和88.5%c 处分别设计喷口和吸口，喷口和吸口的高度分别为0.65%和1.42%，形成CFJ6415 翼型。计算条件为：标准大气压力1 atm，温度288.15 K，=10 m/s，̇=0.06 kg/s。二维验证翼型网格划分如图4 所示。

图4 NACA6415-CFJ 翼型计算网格Fig.4 Grid of the NACA6415-CFJ airfoil

NACA6415 翼型与CFJ 翼型的升阻力系数实验值与模拟值的对比情况如图5 所示，其中EXP为实验结果，CFD 为本文计算结果。从图5 可以看出：数值模拟的结果和实验值总体上吻合良好，但在较大迎角下的阻力计算值偏小。因此，本文所采用的数值方法可以用于模拟CFJ 绕流。与基准翼型相比，CFJ 翼型的升力系数显著提高，升力线斜率和失速迎角增大，最大升力系数提高，而且阻力系数也大幅度减小。在小迎角范围内，阻力系数甚至为负值，这是因为CFJ 装置可以提供一个向前的反作用力，可以抵消部分阻力，从而大幅降低阻力系数。综上所述，CFJ 技术有显著的增升减阻和延缓失速的作用。

图5 计算结果对比图Fig.5 Comparison between calculation and experiment

迎角20°时，基准翼型与CFJ 翼型的压力云图与流场图如图6 所示，其中色谱图表示流场不同区域的压力，坐标轴表征翼型参考位置，坐标值表征翼型弦向距离前缘零点距离，坐标值为纵向距离，可以看出：迎角为20°时，基准翼型已经大面积流动分离，而CFJ 翼型依然保持很好的附着流动。这是由于前缘吹气与后缘吸气共同加快了翼型上表面气流的速度，并为上表面流场注入能量，从而降低逆压梯度，延迟了翼型在大迎角下的流动分离，体现了CFJ 技术对流动分离的显著抑制效果。CFJ 翼型出现了更大的上下表面压力差，并产生更强的前缘吸力，这是CFJ 技术提升升力系数的内在机理。

图6 基准翼型和CFJ翼型压力云图与流线对比图（α=20°）Fig.6 Comparison of pressure contours and streamlines between baseline and co-flow jet airfoil（α=20°）

2 结果与分析

2.1 基准垂直尾翼气动力计算验证

对基准垂直尾翼的风洞实验构型进行计算验证。计算条件采用R.Seele 等在实验中给出的自由来流条件：标准大气压力为1 atm，温度为288.15 K，来流速度为40 m/s（马赫数约为0.12），侧滑角=0°。基准垂直尾翼升阻力系数的CFD计算值与实验值的对比情况如表1 所示，可以看出：升力系数的计算值与实验值非常接近，而阻力系数计算值偏大，总体上二者吻合程度良好。

表1 基准垂直尾翼构型气动特性的实验值与计算值对比Table 1 Comparison of vertical tail aerodynamic characteristics between experiment and CFD

基准垂直尾翼三个展向位置的压力分布对比情况如图7 所示，可以看出：内侧展向位置、中间展向位置、外侧展向位置三个位置压力系数的计算值与实验值总体吻合良好，而在后缘压力系数的CFD 结果略大于实验值，体现在基准垂直尾翼整体阻力系数值偏大，即与表1 的对比结果趋势一致。与图7 相对应的三个位置处的马赫数云图和流线图如图8 所示，可以看出：当方向舵偏转30°时，垂直尾翼在方向舵背风面的整个展向范围内都已经大面积分离。

图7 不同展向位置压力系数分布图Fig.7 Pressure coefficient distributions of baseline vertical tail

图8 基准垂直尾翼的剖面马赫数云图Fig.8 Mach number counters of baseline vertical tail

2.2 不同射流动量系数的影响

在实验状态下，即侧滑角为0°、襟翼偏转角为30°，自由来流速度为40 m/s 时，研究射流动量系数分别为0.025、0.05、0.075、0.1 和0.14 五种情况下的垂直尾翼气动特性情况。

基准垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼的气动特性计算结果如表2 所示，可以看出：所有的CFJ 工况都实现了升力系数的显著提高。

表2 不同射流动量系数下的气动参数Table 2 Aerodynamic parameters under different jet mo⁃mentum coefficients

CFJ 垂直尾翼在不同射流动量系数下的升力系数、阻力系数、功耗系数、升阻比、修正升阻比和压力系数曲线如图9 所示，可以看出：随着C的增加，升力系数C、功耗系数逐渐增加，升阻比C/C先略微减小后逐渐增加；随着射流动量系数C和升力系数C的增大，CFJ 功耗系数也逐渐增大，且增加的速度比升力系数快，因此修正后的总气动效率（C/C）逐渐减小；阻力系数呈先增加后减小的趋势；相比于基准垂直尾翼，CFJ 垂直尾翼在上表面形成更大的低压区，因此曲线所包围的面积更大，升力系数提高，且射流动量系数越大，曲线所包围的面积越大，即升力系数也随之增大；射流动量系数C为0.14 时CFJ 垂直尾翼的升力系数C达到了1.39，接近基准垂直尾翼升力系数的两倍，这就意味着CFJ 垂直尾翼的大小几乎是基准垂直尾翼的一半，这就大幅度减少了垂直尾翼的尺寸。但同时注意到，在该射流动量系数下，修正气动效率（C/C）降低了56%，因此，这意味着要付出更多能耗的代价。但与给飞机带来的尺寸、阻力和质量减少的优势相比，所消耗的射流功耗也是可以接受的。而按照陈剑波等运用结构有限元软件对于某中型干线客机垂直尾翼的质量估计为400～500 kg，假设垂直尾翼操纵性与稳定性正比于其升力系数C，运用CFJ 的客机垂直尾翼减重可以达到200 kg 左右，根据一般的总体设计指标，燃油质量系数为0.26～0.30 的中型干线客机可以节省约50～60 kg 的燃油质量。

图9 射流动量系数对气动性能的影响Fig.9 Effects of jet momentum coefficient on aerodynamic performance

基准垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼在C为0.025、0.1 和0.14 时位于展向内侧/=40%站位剖面的马赫数云图如图10 所示，可以看出：基准垂直尾翼襟翼上侧已出现大面积流动分离，而CFJ 垂直尾翼随着射流动量系数C的增大，襟翼上侧流动分离程度逐渐减小；随着C的增大，喷口处和垂直尾翼上表面的速度也增大，因此CFJ 控制下的垂直尾翼的增升效果显著。

图10 基准垂直尾翼与不同射流动量系数下的CFJ垂直尾翼马赫数云图Fig.10 Mach number counters of CFJ for different Cμ

2.3 离散型协同射流对垂直尾翼气动特性的影响

2.3.1 离散型协同射流的定义

离散型协同射流技术（DCFJ），是指在原有连续型协同射流的基础上，在喷口处设置若干堵片，使整个喷口被堵片隔成相应数量的小段，从而实现射流的离散化。该技术的提出所基于的原理和思路是：堵塞效应可以使离散的小股喷流既产生流向涡结构，又产生展向涡结构，加强了射流与外界主流和边界层之间的掺混作用，涡流能产生更有效的湍流混合，从而加速垂直尾翼表面空气流动，包括堵块后方的边界层流动，增大绕垂直尾翼的环量，增加垂直尾翼升力（侧向力）。

相比于连续型协同射流技术，离散型协同射流提高了翼型表面气流抵抗后缘逆压梯度的能力，增大了失速迎角，从而实现了延迟流动分离和失速；在发生分离后，离散型协同射流装置可以更好地对垂直尾翼流向和展向气流的分离起到很好的抑制作用。离散型协同射流技术装置示意图如图11 所示。

图11 离散型协同射流技术装置示意图Fig.11 Schematics of discrete co-flow jet

本文离散型协同射流控制垂直尾翼模型与连续型协同射流控制垂直尾翼模型相同，计算网格是在连续型协同射流控制垂直尾翼网格的基础上修改得到的。将前缘喷口处的网格沿展向按照规定的离散参数进行重新标识，分为射流喷口网格面和堵片网格面；保持后缘吸气口处构型不变，然后在设置边界条件时，将前缘射流喷口面网格设置成质量流量入口边界条件，将堵块网格面部分设置成无滑移壁面边界条件。对于离散型协同射流技术，堵塞比（Blockage Ratio，简称BR）和喷口数量（Hole Number，简称HN）为影响垂直尾翼气动性能的主要离散参数。其中，堵塞比是指堵片长度与喷口的长度之比；喷口数量表征喷口的密集程度。

2.3.2 堵塞比对垂直尾翼气动性能的影响

采用侧滑角为0˚、襟翼偏转角为30˚，自由来流速度为40 m/s 作为基本条件研究堵塞比对离散型协同射流控制垂直尾翼模型气动性能的影响。前缘喷口数量均为10，堵塞比分别为25%、50%和75%，命名为DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75，垂直尾翼模型如图12 所示。

图12 不同堵塞比的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.12 Vertical tail models with different blockage ratios

基准垂直尾翼、CFJ 垂直尾翼和DCFJ 垂直尾翼的升力系数、阻力系数、功耗系数、升阻比及修正升阻比的情况如表3 所示。由于堵塞比增加，射流喷射面积减小，为保证喷口处空气流动速度不变，射流动量系数也呈相应比例的减小，因此DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75 的射流动量系数分别为0.075、0.050 和0.025。

表3 离散型联合射流在不同堵塞比情况下的气动特性Table 3 Aerodynamic characteristics under different blockage ratios of discrete co-flow jet

从表3 可以看出：所有的DCFJ 垂直尾翼都实现了增升的效果，同时随着堵塞比的减小，升力系数逐渐增大，这是由于射流动量系数增大，导致绕垂直尾翼环量增加；而相比于基准垂直尾翼，DCFJ 垂直尾翼的阻力系数均有所增加，这是因为对于堵块部位，无射流喷出的槽道改变了基准垂直尾翼的外形，增加了流动阻力；功耗系数也随着堵塞比的增大而减小，射流动量系数C的不同是造成功耗系数这样变化的主要原因；修正升阻比（C/C）与堵塞比的变化趋势相同，随着堵塞比的增大，C+P减小的速度比C减小的速度更快，尤其是功耗系数的减小，使得修正升阻比逐渐增大。

不同堵塞比下DCFJ 垂直尾翼展向喷口位置和堵片位置截面的马赫数云图对比如图13 所示，可以看出：喷口位置和堵片位置处的气流速度都明显大于周围区域，这说明虽然堵片位置处没有射流喷出，但两侧喷口处的射流裹挟了该部分的空气一起流动，从而提高了垂直尾翼上表面整体空气流动速度，增大了绕垂直尾翼的环量，从而达到了增升减阻的目的。

图13 DCFJ 垂直尾翼不同堵塞比展向位置马赫数云图Fig.13 Mach number counters for different blockage ratios

综上所述，离散型协同射流技术对垂直尾翼气动力系数的提升较为明显，当喷口处的射流速度保持不变时，堵塞比越低，增升减阻效果越显著，对于环量增加是有益的。而且堵片位置仍能实现气动增效，这是离散型CFJ 的优势所在。但是随着堵塞比降低，消耗的能量也就越多，因此在应用中的最优情况仍需要依据实际情况进行研究。

2.3.3 喷孔数量对垂直尾翼气动性能的影响

采用侧滑角为0˚、襟翼偏转角为30˚，来流速度为40 m/s 作为基本条件，研究喷口数量对离散型协同射流控制垂直尾翼模型气动性能的影响。前缘喷口堵塞比均为50%，喷口数量分别为1、2、3、5、10 和20，因此分别命名为DCFJ-HN1、DCFJ-HN2、DCFJ-HN3、DCFJ-HN5、DCFJHN10 和DCFJ-HN20。喷口数量为1、3 和10 的DCFJ 垂直尾翼模型如图14 所示。

图14 不同喷口数的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.14 Vertical tail models with different jet hole numbers

由于协同射流喷口面积减少一半，因此为保证射流在垂直尾翼上表面喷口处气流流动速度保持不变，射流动量系数随射流喷射面积的减小而相应减少一半，即C=0.05。

不同喷口数量下计算结果与基准垂直尾翼和连续型CFJ 垂直尾翼计算结果的对比情况如表4所示。

表4 离散型协同射流技术不同喷口数量气动参数Table 4 Aerodynamic characteristics under different jet hole numbers of discrete co-flow jet

从表4 可以看出：所有的离散型协同射流控制垂直尾翼都实现了升力系数的提高，相比于连续型协同射流，离散型协同射流由于射流动量系数减小了一半，其增升效果略微减弱。

对于不同喷口的离散型协同射流，随着喷口数量增多，升力系数先增大后减小：当喷口数量分别为1、2、3 和5 时，增升效果逐渐明显；当喷口数量分别为5、10 和20 时，增升效果逐渐减弱；当喷口数量为5 时，增升效果最显著。这可能是因为随着喷口数量增多，喷口密集程度增大，射流与主流及边界层的混合也就越充分，5 孔的离散射流可以使射流与外部主流充分混合，而过多的喷口数量则又不利于增升效果的提高。因此，对于实际应用，需要根据不同工况研究最优的离散喷口数量。

所有离散型协同射流控制垂直尾翼阻力系数都大于基准垂直尾翼，说明协同射流槽道对垂直尾翼外形带来的影响较为显著，增加了阻力。随着喷口数量的增多，功耗系数逐渐减小，升阻比先减小后增大，而修正后的升阻比变化较为复杂，总体上与连续型CFJ 在同一水平，但当喷口数量达到20 时，由于功耗的降低而使得修正升阻比显著增大。

不同喷口数量下垂直尾翼展向喷口位置和堵片位置切片的马赫数云图如图15 所示。

图15 DCFJ 垂直尾翼不同喷口数量下展向位置马赫数云图Fig.15 Mach number counters for different numbers of jet holes

从图15 可以看出：当喷口数量为1 和3 时，由于喷口数量较少，射流与主流混合不够充分，因此堵片部分存在流动分离。随着喷口数量增多，CFJ不但抑制了喷口后方的流动分离，而且明显地抑制了堵片后方的流动分离。例如，当喷口数量为5和10 时，喷口密集程度增大，射流与主流充分混合，此时不管是喷口截面还是堵片截面都保持很好的附着流动。也可以看出：堵片位置的气流被两侧射流带动，垂直尾翼上表面空气流动速度明显提高，从而达到了增升的效果。该现象和结论亦与2.3.3 节分析改变堵塞比时堵片位置处的流动情形相一致。

综上所述，对于阻塞比为50%的离散型协同控制垂直尾翼模型来说，喷口数量的变化对于气动特性的影响较为显著，随着喷口数量的增多，增升效果先增大后减小，其中喷口为5 的DCFJ 垂直尾翼增升效果最好，但若考虑阻力和能耗时，喷口数量为20 的DCFJ 垂直尾翼气动效率更好。