无缝襟翼吹气控制机理和地面效应分析

赵光银，姜裕标，王万波，何 萌

(中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，四川绵阳 621000)

引 言

大载重和短距起降是未来军用运输机的发展趋势。增升系统设计是影响大型飞机起降性能的主要因素，其中无缝简单襟翼能够降低飞机结构质量和机械装置的复杂性，提高控制系统的可靠性[1]。对具有特殊短距起降要求的水陆两栖飞机，无缝简单襟翼增升无法满足抗浪能力对升力的要求[2]。基于Coanda效应[3]的吹气控制已被研究多年，其技术成熟度相对较高，激励强度较大，在控制大偏角襟翼流动分离，提高水陆两栖飞机起降阶段的升力方面具有明显优势。日本US-2水上飞机综合采用倾斜狭缝吹气及外吹(螺旋桨滑流)的流动控制方式，最大升力系数达7[4]。

国外对简单襟翼吹气增升开展了很多研究，累积有大量的文献和资料。Boeing公司、DARPA、NASA、空军研究实验室联合资助的高升力翼型主动流动控制项目做了一系列带简单襟翼的高升力翼型吹气控制风洞试验[5]。德国DLR和布伦瑞克工业大学联合开展面向民用飞机短距起降的BNF项目，开展螺旋桨滑流与内吹式襟翼组合作用下的半模气动特性，在简单襟翼偏角为65°时，吹气使模型截面最大升力系数超过了6[6]。

国内的中航通飞研究院、西北工业大学、中国空气动力研究与发展中心、南京航空航天大学[7]等对内吹式襟翼开展了较多的研究。中航通飞研究院[8]对吹气襟翼技术开展了大量的风洞试验，获得了较为系统的数据和结论，对飞机设计工作具有重要的参考价值。中国空气动力研究与发展中心[9]研究了内吹式襟翼升力响应过程，并将其与传统尖后缘翼型升力响应特性进行对比。西北工业大学[10]开发了一种针对内吹式襟翼的参数化方法，研究了襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置等几何参数对内吹式襟翼气动性能的影响，构建了一种针对内吹式襟翼几何参数的优化设计方法。还有很多相关研究这里不一一列举，感兴趣者可从综述性文献[11]中进一步获得相关研究进展。整体上，目前的多数研究工作主要瞄准工程应用，一方面通过数值模拟进一步优化;另一方面，积极开展风洞试验和飞行验证，提高技术成熟度。

当飞行器靠近地面、水面或者冰面等无孔介质时，流场将会受到物面影响而发生改变，靠近地面的流体将沿着平行于地面的方向流动，作用在飞机上的气动力也会受到影响，这种现象称作地面效应。风洞试验中一般采取镜像法、固定地板、活动地板等方法模拟地面。活动带地板需要复杂的机构，试验费用较高;吹吸边界层的固定地板需要有吹、吸装置，较为复杂;采用数值模拟手段，很容易将地板设置为移动壁面。

翼型/机翼/飞行器地效的相关研究中，侧重点各不相同，有单段和多段翼型之分，单段翼又分带简单襟翼、Gurney襟翼、对称翼型和带弯度翼型的地效;有的侧重不同离地高度、迎角和Reynolds数的影响;有固定离地高度的定常模拟和变高度的起降过程模拟[12];有的侧重地面形状(波浪地面、刚性地面和柔性水面)的影响;也有三维机翼和全机的地面效应[13];有的研究侧重分析地效飞行器的纵向稳定性[14]。

不同气动外形的地面效应不同。Hiemcke[15]在风洞中采用镜像法测量了地面效应下NACA5312单段翼型表面的压力分布，发现大迎角飞行时飞行高度降低易引发尾缘流动发生分离。对于双凸的单段翼型(RAE101)，地面效应使其在中等迎角区间增升减阻，使失速提前;地面效应却使多段增升构型(30P30N三段翼型)降升减阻[16]。对于有弯度的NACA4412翼型，Re=3×105时的试验发现在所测试迎角范围内(1～10°)，地面效应均引起了上翼面的吸力损失[17]，而翼型整体升力的升降与迎角有关;而在Re=6×106时的数值模拟[18]表明根据迎角不同，升力随距地高度的变化分为3种情况:小到中等迎角时，当距地高度降低，气流在翼型下表面与地面的收敛通道中受阻，导致翼型上下表面压力增加;大迎角时，距地高度减小，沿弦向的逆压梯度增大，分离流区域增大;负迎角时，气流由于Venturi效应在翼型下表面与地面之间的收缩-扩张通道中加速，导致翼型下表面产生较大吸力。

对于带襟翼的NACA4412两段翼型，迎角对地面效应的影响与单段翼型类似[19];对于加装Gurney襟翼的NACA0012翼型[20]，与自由空间机翼相比，在相同攻角下地面效应机翼升力明显增加;对于加装Gurney襟翼倒置的Tyrrell-26翼型[21]，气流附着时，近地面下沉力增量是自由空间下沉量增量的两倍。

对于三段翼型30P30N，随着离地高度降低，翼型的升力、阻力和低头力矩均减小[22]。文献[23]认为随着离地高度的减小，多段翼型/机翼下表面的压力增大值小于上表面吸力的减小值，使升力减小。文献[24]研究了以NACA0012翼型为截面的二维翼型地面效应、三维机翼地面效应和端板机翼地面效应，地面效应使机翼易于失速，翼尖涡的发展受到抑制，带端板的地面效应机翼更易于失速。对于三维RA16SCI三段翼型[25]，随着飞行高度的降低，机翼升力、阻力和低头力矩均减小，迎角、展弦比越大，地面效应越明显，升力损失越大。

此外地面性质也会影响地面效应。文献[26]研究发现平板翼型受平直地面效应影响时的升力增量随迎角增大而增大;而山谷、山坡地面效应时的升力波动严重，可能产生负升力。文献[14]通过计算研究了自由空间、地面以及水面影响下的翼型流场，发现与中小攻角下地(水)面的管道效应不同，大攻角时的阻塞效应使柔性水面局部变形形成更为显著的恢复力矩;而Bulgarelli等[27]的理论分析、陈新等[28]的数值计算表明机翼扰动引起的水面变形非常微弱，可以忽略不计，用波浪地面代替波浪水面研究波浪对气动性能的影响是合理的;说明在中小迎角下地面效应的模拟可以为水面效应提供一定的参考。

采用吹气增升流动控制的翼型地面效应与常规翼型又有所不同，Patterson等[29-30]通过实验和数值模拟研究了NACA0018环量控制翼型的地面效应，试验发现在小动量系数(0.02)下，环量控制和地面效应相互消弱;大动量系数(0.151 9)的数值模拟发现环量控制和地面效应相互增强。

大多数翼型地面效应的研究从效果上或者工程应用的角度出发，以数值模拟研究为主，侧重地面引起的气动效果，对地面效应背后的流场分析还不够细致全面。对于在无缝简单襟翼上施加吹气控制的翼型，其地面效应研究较少。简单襟翼大偏角吹气控制主要用于飞行器起降阶段，因此地面效应和吹气效应耦合研究也很必要。本文采用数值模拟方法，首先分析了无缝简单襟翼吹气控制机理，进一步研究了地面效应和地面效应下吹气控制对翼型绕流的影响。

1 算例验证

1.1 计算方法

通过求解Reynolds平均N-S方程，对流场进行数值模拟。采用有限体积法对控制方程进行离散，空间离散格式为2阶精度的迎风格式，方程中的对流项采用2阶迎风离散格式，扩散项采用2阶的中心差分离散格式，速度和压力的耦合求解采用SIMPLEC算法。时间推进方式采用LU-SGS隐式时间推进算法，湍流模型选择两方程k-ωSST湍流模型，该模型在很多文献和书籍中已有介绍[31]。

1.2 算例验证

本文计算涉及地面效应和襟翼吹气的计算验证。地面效应的计算在文献[32]中已经进行验证;不少文献在计算基于Coanda表面的切向吹气时，选取的验证算例不尽相同;有的选用二维标模环量控制翼型(CC020-010EJ)的试验压力数据[33]，有的选用GTRI-DR襟翼吹气模型的试验数据[9];计算求解的多是Reynolds平均N-S方程，选取的多是两方程k-ωSST湍流模型。本文选取与后续计算工况接近的GACC-DR襟翼吹气试验数据，来验证本文的计算方法。

GACC-DR模型是最大厚度17%的超临界翼型，参考弦长为10.014 in(1 in=0.025 4 m)，展长28 in，双圆弧襟翼的偏角为55.7°，襟翼长度为0.088 倍的弦长，射流缝高度h/c=0.001 1，如图1所示。美国Langley实验室(LcRC)BART的风洞试验提供了该翼型带双圆弧襟翼的吹气试验数据[34]。

图1 GACC-DR模型Fig.1 GACC-DR airfoil profile

试验中采用吹气动量系数Cμ来衡量吹气的强弱，吹气动量系数Cμ定义如下

(1)

式中，mj为射流口吹气质量流量;Vj为根据驻室压力等熵膨胀至来流静压时的吹气速度;ρ∞为自由来流密度;S为翼型参考面积;ρj为吹气气流密度，Cμ=0.09时驻室的压比设置为1.206 3。

计算区域的网格采用混合网格，见图2。主翼翼面法向2.05%c范围内为结构网格，边界层网格增长率为1.2，射流口以及主翼与襟翼交接处台阶的高度范围采用等高度的结构网格。根据第1层网格高度，设置3种网格来验证网格的合理性。

图2 局部网格(工况1)Fig.2 Local mesh(case 1)

实验迎角修正从Cμ=0时的-2.09°，至Cμ=0.09 时的-4.62°。计算采用二维模型，模型的几何参数与实验模型剖面参数一致，计算状态为Ma=0.082 4，Re=0.47×106(基于参考弦长)，这一工况与本文后续开展的计算工况接近。选取时间步长为δt=5×10-5，网格设置和计算升力见表1。

表1 3种网格的参数Table 1 Parameters of the three grids

由于对试验数据采用了迎角修正，计算结果与试验结果(CL=3.08)存在一定偏差，文献[34]的计算升力系数为4.0，本文的升力计算结果要好于文献[34]，翼面压力分布的比较如图3所示。

图3 计算与试验压力分布[34]对比(Cμ=0.09)Fig.3 Comparison of GACC-DR airfoil pressure distributions at Cμ=0.09 between simulation and experiment[34]

3种网格均可获得与试验一致的压力分布，主翼前缘的负压峰值捕捉得较好，襟翼前缘负压峰值略有差别。与试验压力的差别主要是修正角度与升力系数有关，吹气动量系数越大时，修正角越大，修正误差会引起计算与试验的偏差;试验模型与风洞壁面连接处产生角区分离，对翼型流场也会产生一定的干扰;吹气口附近压力梯度较大，试验中压力测量难度较大。

3种网格计算结果之间的主要差别在上翼面两个负压峰值处，由于该处压力梯度较大，相对密集的网格在捕捉压力峰值上具有优势。从升力系数上看(表1)，工况1获得的升力系数与工况2和工况3差别较大，工况2和工况3的升力系数差别较小，说明网格的影响在逐渐缩小。由于吹气口尺寸较小，吹气口网格疏密程度对吹气控制后的升力系数的捕捉有较大影响，表1和图3的计算结果表明本文选择的网格划分方案、计算方法可以较好地模拟吹气控制效果，为后续计算提供了指导。

2 吹气控制机理分析

翼型为某型飞机翼根剖面处的翼型[2]，模型弦长c=0.5 m，最大厚度为18%，襟翼弦长为0.257c，襟翼偏角为50°，吹气缝位于主翼和襟翼连接处，吹气缝高hj为0.000 6c，定义襟翼后缘最低点到地面的距离h为距地高度，前缘顶点为坐标原点，来流方向为x轴正向，如图4所示。吹气的几何参数和气动参数是参考国内外相关文献设定的，几何参数的优化参见文献[33];同时在文献[35]中设置的缝高为0.6‰c，试验得出Cμ=0.045是临界动量系数;文献[6]通过计算也得出了较为接近的临界动量系数。本文在临界动量系数前后各选一个动量系数，即Cμ=0.01和Cμ=0.08两个动量系数研究。

计算区域入口、出口和上下边界距离翼型20c，翼型周向网格数为1 100个，近壁区沿法向1%c距离内为结构网格，壁面法向第1层网格无量纲高度满足y+<1，近壁区法向网格间距向外以1.2倍速度增长，近壁区以外为三角形网格。这种混合网格可以在翼型周围网格加密的同时，大幅度降低计算区域的网格数量，网格数量约1.08×105，计算区域和网格如图4(a)所示。图4(b)为襟翼附近网格的局部放大图。将计算区域分为1区和2区上下两部分，在无地面效应计算时，上下两部分区域的交界面为内部边界;在考虑地面效应时交界面设置为运动的无滑移壁面，以模拟地面效应。

(a) Computational domain

(a) Jet-induced velocity at Cμ=0.01

本文定义V∞为远前方来流速度，吹气边界为速度出口边界，吹气动量系数与式(1)相同。

2.1 无来流时的吹气特性

以V∞=20 m/s,c=0.5 m为参考条件，选取吹气动量系数Cμ分别为0.01和0.08，研究了无来流时的吹气特性。在Cμ=0.01时，吹气口的速度为65 m/s，Cμ=0.08时 吹气口的速度达170 m/s,如图5所示,为方便比较,图例保持一致。随着射流附壁运动的发展，在黏性和逆压梯度的作用下，壁面附近的最大射流速度逐渐减小，也意味着射流抵抗逆压梯度的能力下降;到襟翼尾缘处，Cμ=0.01 的射流对应的(Vx,Vy)=(3.8，-8.5) m/s,而Cμ=0.08的射流对应的(Vx,Vy)=(11.7，-24.5) m/s。

提取翼面上射流诱导形成的局部静压(见图6)，较大的Cμ在射流口后方一段距离内可以诱导出较大的负压峰值，约-200 Pa;较小的Cμ诱导的当地静压相对较小，约-25 Pa。负压明显的地方是在襟翼前缘翼面曲率变化较大处(x=0.38～0.42);由于流体在Coanda表面的附壁效应，在曲率变化较大处，流体微团需要较大的向心力以维持附壁运动。

图6 Coanda表面射流引起的压力变化Fig.6 Pressure change caused by the Coanda wall jet

假设有单位展长的近壁流体微团δV=Δl·hj,见图6，密度为ρj,沿曲率半径为r的壁面做速度为Vj的附壁运动，那么流体微团需要的向心力F为

F=δV·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

=Δl·hj·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

在缝高hj相对于曲率半径r足够小时，可认为分母(r+0.5hj)≈r。再根据式(1)可得，吹气缝高虽不同，相同的Cμ可诱导出相同的向心力F,进而产生相同的局部压力梯度，这也是Cμ常常作为无量纲相似参数的原因。

向心力F的来源是Coanda壁面法向压力梯度。在无来流时，微团外侧的压力接近环境压力，只有近壁面维持较大的负压才能提供向心力，因而在曲率变化较大的模型上表面存在近似“方波式”的负压区间(见图6)。如果以来流速度20 m/s，来流静压p∞=1 atm(1 atm=1.013 25×105Pa)为参考条件对翼型气动力进行无量纲化，Cμ=0.01和0.08的吹气在无来流时诱导产生的升力系数分别为0.002 5 和0.022，是非常小的值，因此单纯的吹气本身不具有明显增升作用。

2.2 有来流时的吹气控制

在V∞=20 m/s，p∞=1 atm下开展吹气控制的数值模拟，固定翼型迎角为0°，襟翼偏转50°，选择两个Cμ分别为0.01和0.08，研究定常吹气控制下的效果和流场，分析襟翼定常吹气增升的机理。计算稳定后吹气前后的升力系数见图7。未吹气时，升力系数具有明显的周期性变化，对应了襟翼上方流场完全分离引起的分离涡的形成与脱落。

图7 吹气控制前后的升力系数Fig.7 Lift coefficients before and after blowing control

整体上，施加Cμ=0.01和0.08的吹气控制后，升力系数从1.9分别提高到2.45和4.45，分别提高了28.95%和134.2%，远远高于无来流单纯射流诱导的升力系数增量。因此，升力增量更多是在主流与射流作用之后，来自主流的变化。

图8给出的压力系数和局部流线，是一个升力振荡周期内100个等时间间隔的瞬时压力场和速度场的算术平均结果。观察翼面压力系数(见图8(a))，相对于基准压力系数，吹气后主翼前缘和襟翼前缘出现了明显的负压峰值，说明襟翼分离得到了不同程度的控制。控制前后的流场如图9所示，Cμ=0.01 时分离点向襟翼尾缘后移，并没完全消除襟翼分离，并存在一定尺度的分离涡的形成与脱落，升力系数也存在小幅的周期波动(见图7)，这属于附面层控制;Cμ=0.08属于超过了临界动量系数(0.05以下)的吹气控制，属于超环量控制[35]。根据吹气的付出和收益定义吹气增升效率:ΔCL/Cμ。Cμ=0.01 和0.08的增升效率分别为55%和37.9%，吹气动量系数(Cμ=0.08)大于临界值时，进入超环量控制区，增升效率随吹气动量系数增加而下降[11]。

(a) Wall pressure coefficients

对于下翼面(压力面)，相对于基准，吹气之后压力整体增加，较大的Cμ对应较大的下翼面压力。

在下翼面靠近翼型前缘处，下翼面最大压力处(Cp=1)对应驻点位置(见图8(b))。吹气控制后，驻点沿下翼面向后移动，Cμ越大，驻点后移越多，这需要从吹气施加后主流的整体变化去分析。为了更明确地观察主流的变化，将同一工况下基准的时均流场定义为A流场，将施加吹气后稳定的时均流场定义为B流场，通过后处理提取流场变量的差值(B-A),可获得吹气后引起的流场变量的净增量，进而全面认识襟翼吹气增升的作用机理。

这里主要分析吹气后引起的流场速度变化，即B-A中的ΔV,见图10。从ΔV云图上看，在吹气口上方的主流区，速度方向发生了明显的偏转，而且Cμ=0.08时主流的下偏角度明显更大，基本是顺沿着襟翼上翼面。从速度增量看，Cμ=0.01时上翼面主流区的加速量(最大达30 m/s)已经高于来流速度20 m/s，Cμ=0.08时诱导的主流速度增量更高(最大达50 m/s)。

结合翼面压力系数的变化(见图8(a))，除襟翼上翼面尾缘处，吹气使翼型近壁面的压力分布变得“吸处更吸”，使得下翼面的“压处更压”。而吸力变化最明显的两个地方在主翼前缘和襟翼前缘，出现了明显的吸力峰值，这与主流当地速度的变化是对应的。吹气后，在主翼前缘和襟翼前缘的当地流速均得到了不同程度的提高。以ΔVx和ΔVy为速度矢量，做出流场净增量ΔV的流线，见图10。吹气引起了绕翼型速度环量的增加，诱导的速度环量在前缘处形成类似上洗的效应，使得前缘局部迎角增加。在上翼面顺流方向形成对主流的加速作用，在下翼面逆流方向形成对主流的阻滞作用。

(a) Base case

(a) Cμ=0.01

通过以上分析，可以将基于Coanda表面的襟翼定常吹气控制的作用机理概括为两个字:“引”与“射”;“引”是吹气施加后主流在压力梯度的作用下，在襟翼前缘上方向下偏转;“射”是吹气施加后吹气口上方的主流得到了加速。吹气施加之后，局部低压形成压力梯度，使射流上方主流偏转和加速是主要增升机理;另外，吹气造成下翼面气流受到一定的阻滞，下翼面气流的减速增压也使得翼型升力有一定增量。为方便比较，将翼面分为3部分:襟翼上翼面、主翼上翼面、整个下翼面，从壁面压力分布(见图8)可分别计算出3部分的压力变化对增升的贡献率，见表2。

表2 吹气后翼面各部分对增升量的贡献率Table 2 Lift increment of each part of the airfoil surface after blowing

从表2可看出吹气增升主要是来自主翼上表面的压力降低，其次是来自襟翼上翼面和整个下翼面的压力增加;并且随着吹气动量系数的增大，主翼上翼面的增升贡献略有降低。在小的动量系数(Cμ=0.01)下，整个下翼面增升高于襟翼上翼面的增升;在大的动量系数(Cμ=0.08)下，襟翼上翼面增升占比超过了下翼面。

根据“引射”的机理展开想象，在一个射流口无法满足控制效果时，采取在Coanda曲面上分段吹气的多射流口方案(见图11)，形成接力“引射”的作用，往往可以取得更好的环量控制效果，同时吹气能耗大大降低[36]。

图11 多射流口方案[36]Fig.11 Illustration of the multiple slotted airfoil[36]

进一步分析，分离控制往往强调在分离点之前施加激励，不过这还不够准确。基于Coanda效应的激励还需要考虑曲面的曲率变化;在物面曲率变化较大处，流体微团运动向心力不足，易于分离，在此处施加激励更易于产生控制效果;因此基于Coanda表面切向射流的“引射”控制机理，在鼓包背风坡、S弯进气道等曲面绕流分离控制方面也具有一定的指导意义。

3 地面效应分析

3.1 无吹气时的地面效应

在来流速度Ma=0.1,Re=1.056×106条件下，选取两个迎角α=0°和8°，地面效应高度h/c=0.2，2.0,∞，开展无吹气状态下的计算，得到的翼型气动力数据见表3。

表3 吹气前后不同离地高度的计算结果Table 3 Calculation results at different heights before and after blowing control

在同一迎角下，相对于无地面效应(h/c=∞)时，地面效应的存在减小了翼型升力系数和阻力系数，同时襟翼流场分离的旋涡脱落主频率降低了;同一迎角下，随着距地高度的减小，升力系数也减小;迎角越大，升力系数的减小量也越大，本文计算的地面效应对升力系数的影响趋势与相关试验一致[37]。

为分析地面效应对流场影响，提取一个升力周期内的平均流场，将有地面效应的流场变量减去无地面效应的流场变量，分析地面效应引起的翼型周围流场速度、压力、密度的净增量，如图12所示。

(a) Net increment of velocity for α=0° at h/c=0.2

对于α=0°，h/c=0.2工况，相对于离地无穷远状态，翼型上下翼面附近的流速均降低了，下翼面处减速更为明显;尤其是最大厚度处(Vx减小 8～9 m/s)，这是翼型与地面之间的流道收缩所致，上翼面Vx减速4～5 m/s。同时上下翼面的压力均提高了，上翼面的压力增大更多，使吸力下降，这是升力系数下降的原因。地面效应的存在对下翼面形成了阻滞作用，下方流体密度增大比上翼面更明显。以速度净增量(ΔVx,ΔVy)为矢量做出的流线见图12(a)。通过流线看，襟翼上方由于地面效应，尾迹下偏受阻，与无地面效应相比，产生了y方向的速度增量，起到使翼型环量减小的作用。

在α=8°迎角下，地面效应的作用与α=0°时基本一致，不同的是上翼面的压力增大更多，使吸力下降得更多，上翼面的减速也有所增强，尤其是上翼面前缘处，形成了较为明显的y方向减速。这是由于迎角增大，使得下翼面流道收缩比增大，上翼面流道扩张比增大的缘故。

将翼型离地高度增加至h/c=2.0，结果见图13，上下翼面附近仍存在一定的减速效应，不过减速的量值已经很小，在1～2 m/s范围内，而且上翼面的减速略大于下翼面的减速，这与h/c=0.2时不同;上下翼面的压力均有所增大，在量级上低于h/c=0.2时的地面效应状态。通过翼面压力(见图14)可知，h/c=2.0时的下翼面压力已经接近于无穷远处的状态，而上翼面压力依然存在相对比较明显的差异，说明翼型在此状态时地面效应对上翼面的影响更大。

(a) Net increment of velocity

(a) α=0°

总体上，α=8°与α=0°地面效应类似，地面效应使上下翼面附近的流体受到阻滞而减速。随着离地高度的增加，地面效应对翼面上下流场的阻滞作用减弱。在地面效应下，上下翼面压力均增加，上翼面增加较多，整体上使翼型升力下降。

3.2 吹气时的地面效应

在吹气口动量系数Cμ=0.028时，开展h/c=0.2，2.0，∞工况下的吹气控制计算，将吹气加地面效应的控制工况与无吹气无地面效应的基准工况进行比较，计算得到的升阻力系数见表3。相比于无吹气控制，吹气控制增大了升力系数，降低了阻力系数，说明分离得到较好的控制;同一迎角下吹气控制状态相比，h/c越大，升阻力系数越大，这与无吹气控制时地面效应的影响规律一致。吹气之前，迎角增大，升阻力系数也增大;吹气之后8°迎角升力系数已经低于0°迎角，说明襟翼吹气控制降低了临界迎角，这是由于吹气控制后前缘驻点后移，增大了当地有效迎角，失速提前。

壁面压力系数如图15所示，对比无穷远工况，吹气使得翼型压力面压力增大，这与地面效应对翼型压力面的影响一致(结合图14分析);加上地面效应之后，压力面的压力进一步增大，说明地面效应加吹气对下翼面流动的阻滞作用更加明显。

(a) α=0°

对于吸力面(除α=8°，h/c=0.2时)，吹气使得翼型主翼上吸力面的吸力得到加强，抵消了地面效应引起的吸力面压力增大，说明襟翼吹气对上翼面主流的“引射”作用明显;比较3个不同离地高度下的吹气效果(见图15)，地面效应使下翼面压力增大，使上翼面吸力减小，这与无吹气时地面效应影响趋势一致(见图14)。对于α=8°，h/c=0.2状态(见图15(b))，吹气使主翼前缘和襟翼前缘负压增大，而主翼中部的负压却是低于基准状态，说明此时的吹气并没有完全抵消地面效应对吸力面的负面影响，也说明迎角增大后，地面效应对吸力面的阻滞增强了，进一步可以通过流场变化来分析吹气后的地面效应。

选取h/c=0.2和2.0的吹气控制后的流场，分别减去对应的h/c=∞无吹气工况流场，得到流场速度的净增量，见图16。

(a) α=8°，h/c=0.2

α=8°，h/c=0.2时(图16(a))，与图12相比，地效作用依然比较明显，吹气控制加强了下翼面的阻滞作用，增大了下翼面减速区域的范围和量值;吹气后，地效对上翼面的减速变弱，减速范围变小，主翼上翼面的前后缘也出现了不同程度的加速，然而地效对上翼面的阻滞并没有完全被吹气控制的“引射”效应抵消，在主翼上方仍然存在一定的减速区域，不过Vx降低的量值已经较小;通过(ΔVx,ΔVy)画出的流线可看出，8°迎角时翼型前缘流线已经上偏。进一步将h/c提高至2.0，见图16(b)，上翼面的减速区已经变为加速区，说明吹气控制的“引射”效应已经抵消了地面效应在上翼面的减速效应。

综合Coanda表面切向吹气流动控制机理和地面效应的影响，襟翼吹气控制通过增大翼型压力面压力和吸力面吸力，增大了翼型上下翼面的压差，提高了升力系数;地面效应使翼型上下翼面压力均增大，上翼面增大较多，整体上减小了升力系数。在翼型压力面，襟翼吹气控制和地面效应作用相同，使气流减速增压;在翼型吸力面，襟翼吹气控制和地面效应作用相反，襟翼吹气对上翼面由于地面效应引起的流场减速起抵消作用，这种抵消作用随迎角增大而减弱。

4 结论

本文选择吹气控制机理和地面效应影响两个基础性问题，通过数值模拟，主要从流场变化上分析了某无缝襟翼定常吹气的流动控制机理、翼型施加吹气控制前后时的地面效应，得到以下主要结论:

(1)通过流场净增量分析，基于Coanda表面切向吹气的襟翼分离控制机理可以概括为两个字“引射”:“引”是指施加吹气控制后主流在压力梯度的作用下，在襟翼前缘上方向下偏转，改变了方向;“射”是指吹气施加后，吹气口上方的主流得到了加速，引起的主翼上翼面吸力增加是整个翼型增升的主要来源。另外，吹气造成下翼面气流受到一定程度的阻滞，下翼面气流的减速增压也使得翼型升力有一定增量。

(2)分析了地面效应引起的流场变量的净增量。地面效应下，翼型上下翼面压力均增加，上翼面增加较多，总体上使翼型的升力系数降低了;上下翼面附近的流速均有所降低;随着离地高度的增加，地面效应对翼面上下流场的阻滞作用减弱。

(3)襟翼吹气控制通过增大翼型压力面的压力和吸力面的吸力，增大了翼型上下翼面的压差，提高了升力系数;在翼型压力面，襟翼吹气控制和地面效应作用相同，使气流减速增压;在翼型吸力面，襟翼吹气控制和地面效应作用相反，襟翼吹气对上翼面由于地面效应引起的流场减速起抵消作用，这种抵消作用随迎角的增大而减弱。

本文结论对吹气流量分配具有指导意义，在无缝襟翼吹气系统工作时，近地滑跑时可适当增加吹气动量系数，以补偿地面效应引起的上翼面吸力损失。本文的数据处理和分析方法也丰富了本领域的研究方法。