朱自強(qiáng)， 吳宗成 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

特約

環(huán)量控制技術(shù)研究

朱自強(qiáng)*， 吳宗成 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100083

未來軍/民運(yùn)輸機(jī)的高性能要求促使近年來環(huán)量控制技術(shù)正成為研究的新熱點(diǎn)。本文簡單介紹了環(huán)量控制研究的進(jìn)展；深入討論了包括二維環(huán)量控制翼型標(biāo)模和CCA/OTW (Circulation Control Airfoil/Over the Wing)實(shí)驗(yàn)、半模型子系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)和三維翼身融合體全機(jī)實(shí)驗(yàn)等可供CFD驗(yàn)證用的NASA實(shí)驗(yàn)研究。 在2個(gè)尺寸相近的風(fēng)洞中對同一二維標(biāo)模的實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，源于切向吹氣的最大升力系數(shù)CLmax在中等縫道出口高度時(shí)可達(dá)8～9。 數(shù)據(jù)對比表明此實(shí)驗(yàn)結(jié)果可供計(jì)算流體力學(xué)(CFD)驗(yàn)證用。二維CCA/OTW實(shí)驗(yàn)表明，發(fā)動(dòng)機(jī)位置前移可大幅增大失速迎角和CLmax；CCA后緣吹氣噪聲的低頻部分強(qiáng)度與速度的8次方成正比，高頻部分與速度的6次方成正比。半模型子系統(tǒng)的FACT-MAC跨聲速實(shí)驗(yàn)不僅可研究高雷諾數(shù)效應(yīng)，且可提供2種飛行狀態(tài)的數(shù)據(jù)。初步結(jié)果表明，與無射流的低速數(shù)據(jù)相比，在α=25°時(shí)CL增大約33%， 跨聲速時(shí)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下射流可有效地使激波誘導(dǎo)的分離再附，在保持原有強(qiáng)度下激波位置可后推5%的弦長。三維全機(jī)CCW/OTW的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)尚在整理分析中，但初步結(jié)果已表明，應(yīng)用前緣吹氣可將失速迎角增大至25°，CLmax增大至6，正確安排OTW位置可增大升力線斜率等。

環(huán)量控制； 分離控制區(qū)； 超環(huán)量控制區(qū)； 動(dòng)力增升； 實(shí)驗(yàn)研究

美國的”新一代航空運(yùn)輸系統(tǒng)(NextGen)”計(jì)劃，研究與部署了未來先進(jìn)飛機(jī)的發(fā)展。NASA據(jù)此正在領(lǐng)導(dǎo)和開展針對亞聲速固定翼民機(jī)的發(fā)展新技術(shù)，以實(shí)現(xiàn)在噪聲、排污、油耗和起降跑道長度等性能上逐代均有大幅度改進(jìn)的目標(biāo)的基礎(chǔ)研究[1]。美國空軍在軍用運(yùn)輸機(jī)發(fā)展上提出了“速度機(jī)敏(Speed Agility)”概念，既要在跨聲速巡航速度(Ma=0.8)時(shí)有高的巡航效率，又要求低速(速度小于90 kn(1 kn=1.852 km/h))時(shí)能在2 000 ft(1 ft=0.304 8 m)跑道上著陸。承擔(dān)上述任務(wù)的波音、洛克希德·馬丁兩家設(shè)計(jì)單位均在他們的概念設(shè)計(jì)中不約而同地采用了環(huán)量控制(Circulation Control，CC)和動(dòng)力增升的概念及技術(shù)[2]，可見，這些技術(shù)對滿足上述高性能要求的重要性。本文主要討論環(huán)量控制技術(shù)的發(fā)展與研究。

1 環(huán)量控制翼型/機(jī)翼

普通翼型的后緣是尖銳的，上表面的流動(dòng)不可能以有限的速度繞過尖后緣流向下翼面，因此在某個(gè)確定的迎角下，流動(dòng)會(huì)在后緣附近分離，從而限制了翼型的最大升力。若將后緣改成圓弧型，在翼型內(nèi)部設(shè)一腔室及上翼面后緣前開一小縫，且由腔室通過內(nèi)管道從此縫道沿切線方向噴射一定的氣流(壁面射流)，該壁面射流沿凸曲面流動(dòng)，在翼型表面附近具有邊界層性質(zhì)，在離表面較遠(yuǎn)處變成自由射流。射流沿曲面表面的轉(zhuǎn)角與縫道高度、射流速度、后緣曲面(Coanda表面)的幾何形狀及曲率半徑等有關(guān)，在一定條件下可達(dá)180°，流線的這種偏轉(zhuǎn)相當(dāng)于翼型具有了氣動(dòng)型彎曲，增大了環(huán)量和升力，起到了機(jī)械式高升力系統(tǒng)的效果。射流能保持與曲面表面附體靠的是射流中的壓強(qiáng)和繞曲面形成的離心力平衡，即柯恩達(dá)效應(yīng)(Coanda Effect)(圖1)。這種翼型為環(huán)量控制翼型(CCA)[3]。研究表明，環(huán)量控制翼型的最大升力系數(shù)高達(dá)9，而復(fù)雜機(jī)械式増升裝置的翼型最大升力系數(shù)僅為6[4]。

Yaros等[5]總結(jié)了環(huán)量控制機(jī)翼(CCW)的優(yōu)缺點(diǎn)。優(yōu)點(diǎn)為：可能使最大升力系數(shù)CLmax增大4倍；可減少零件數(shù)，降低成本；可改進(jìn)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)和控制能力；可降低性能對雷諾數(shù)的敏感度；減小了尾跡渦的影響，提高了跑道使用率。缺點(diǎn)為：可能增大飛機(jī)巡航時(shí)的底阻；從發(fā)動(dòng)機(jī)引出的氣流會(huì)降低推力(估計(jì)降低5%)；增大了結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性，可能引起重量增加，降低安全性；可能形成非軸對稱的事故；與平衡相聯(lián)系的升力損失常會(huì)引起大的俯仰力矩；可能會(huì)有突然的機(jī)翼失速特性。

圖1 后緣處的柯恩達(dá)效應(yīng)示意圖

Fig.1 Trailing edge example of Coanda effect

因此在設(shè)計(jì)環(huán)量控制飛機(jī)時(shí)必須綜合考慮，盡量避免或抑制其缺點(diǎn)，折中起降性能和巡航效率以選擇合適的鈍后緣曲率半徑，并做成本/獲利分析。

CCA概念十分誘人，在過去六、七十年，研究者對此進(jìn)行了持續(xù)的研究[6-8]。1986年NASA舉行了環(huán)量控制研討會(huì)[9]，討論了CCA/CCW基礎(chǔ)研究和技術(shù)應(yīng)用研究的方向。

CCW概念應(yīng)用于實(shí)際飛機(jī)的研究也開始較早。為估計(jì)高升力的效果，David Taylor Naval Ship Research & Development Center(DTNSRDC)于1968年啟動(dòng)了A-6/CCW驗(yàn)證飛機(jī)的計(jì)劃[10-11]。結(jié)果表明，A-6/CCW STOL飛機(jī)的最大升力系數(shù)比原來A-6(襟翼偏角30°)增大85%，著陸速度降低35%，著陸距離減小65%，起飛速度降低30%，起飛距離減小60%，商載增大75%等。隨后又進(jìn)一步發(fā)展了聯(lián)合應(yīng)用CCW和上表面吹氣(Upper Surface Blown， USB)的增升系統(tǒng)方案[10-11]。飛行試驗(yàn)結(jié)果證實(shí)了氣流轉(zhuǎn)向可達(dá)165°，最大平衡升力可為常規(guī)最大升力的200%。

2 供CFD驗(yàn)證的實(shí)驗(yàn)研究計(jì)劃

2004年舉行的NASA/ONR環(huán)量控制專題研討會(huì)[12]認(rèn)為，當(dāng)時(shí)的CFD能力尚無法精確地計(jì)算CCA/CCW的性能，應(yīng)盡快提高CFD的能力；為驗(yàn)證CFD方法的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫也不足，應(yīng)補(bǔ)充實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。Joslin和Jones于2006年組織編輯和出版了“環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用”的論文集[13]，全面匯集了2006年之前的研究成果,包括:Englar總結(jié)了CC技術(shù)的發(fā)展歷史和應(yīng)用的系統(tǒng)(主要應(yīng)用在固定翼飛機(jī)和直升機(jī)等傳統(tǒng)航空領(lǐng)域);Gaeta等總結(jié)了CC技術(shù)在熱交換器方面的應(yīng)用;Englar研究了CC技術(shù)在汽車、通用飛機(jī)和競技飛行器方面的應(yīng)用；Day總結(jié)了該技術(shù)在非航空領(lǐng)域的應(yīng)用；Frith和Wood探討了這項(xiàng)技術(shù)在飛行控制上的應(yīng)用；Manro等研究了在降噪等方面的應(yīng)用；此外，還有其他有關(guān)的實(shí)驗(yàn)和計(jì)算研究的綜述。這些應(yīng)用成果充分顯示了環(huán)量控制技術(shù)的作用，但CFD能力不足的問題仍未很好解決(圖2[12])。采用某些湍流模型，如Menter SSTk-ω和帶有旋轉(zhuǎn)和曲率修正的Spalart-Allmaras(SA)[14]，也只是在某些條件下可得到合理的計(jì)算值，而用其他模型計(jì)算的結(jié)果隨參數(shù)變化很敏感；此外，CFD計(jì)算的結(jié)果存在著隨吹氣的增大而變得不合理的趨向。有人認(rèn)為上述現(xiàn)象主要與湍流模型和計(jì)算網(wǎng)格有關(guān)[15-17]，當(dāng)然二維實(shí)驗(yàn)中隨吹氣的增大也會(huì)增大三維效應(yīng)。同時(shí)，盡管已做過不少實(shí)驗(yàn)并取得了一定數(shù)量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，但大多數(shù)還集中于討論后緣形狀、縫道高度和吹氣速度。Jones等指出，實(shí)驗(yàn)中必須十分仔細(xì)地研究對環(huán)量控制性能影響最大的參數(shù)噴流動(dòng)量系數(shù)Cμ[18]。圖3[19]給出了升力系數(shù)CL隨Cμ變化的實(shí)驗(yàn)曲線，可見存在著2個(gè)分別被稱為分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)的區(qū)域，兩者有不同的控制效率，取決于后緣表面的幾何形狀和射流的特性，以及它們的相互作用，但如果需要明確如何從一個(gè)區(qū)過渡到另一個(gè)區(qū)，則需對多種不同后緣幾何形狀做實(shí)驗(yàn)以進(jìn)行系統(tǒng)的研究，如圖4[19]所示，其中,δjet為射流偏角，θjet為氣流分離角，δflap為襟翼偏角，m為質(zhì)量流量，Ujet為射流噴射速度，pduct為槽內(nèi)壓，φsep為分離角。NASA制定了一系列驗(yàn)證計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法的實(shí)驗(yàn)計(jì)劃[19]。同時(shí)NASA計(jì)劃開展可用于CC的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程和大渦模擬(LES)等，提升CFD能力的研究工作，以深入了解流動(dòng)物理和兩者(計(jì)算和實(shí)驗(yàn))不一致的原因，發(fā)展以CFD為基礎(chǔ)的環(huán)量控制方法，改變設(shè)計(jì)過程中傳統(tǒng)的經(jīng)驗(yàn)方法。

圖2 用RANS計(jì)算的CL-Cμ曲線與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較[12]

Fig.2 Comparison of CL- Cμcurves under experimental and RANS computation methord[12]

圖3 壁面吹氣(WB)對環(huán)量控制的影響[19]

Fig.3 Wall blowing(WB) influence on circulation control[19]

圖4 兩個(gè)Coanda效應(yīng)的表面例子[19]

Fig.4 Examples of two Coanda surfaces[19]

Jones等綜述了NASA為CFD驗(yàn)證的實(shí)驗(yàn)計(jì)劃[19]，圖5[20]為4個(gè)不同幾何復(fù)雜程度的代表性實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，分別代表基礎(chǔ)性單元的實(shí)驗(yàn)，二維算例的標(biāo)準(zhǔn)模型實(shí)驗(yàn)，三維半翼展機(jī)翼的子系統(tǒng)和三維混合翼身融合體系統(tǒng)級實(shí)驗(yàn)。討論了對這4個(gè)層次驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)的測量要求及實(shí)驗(yàn)中必須具備的實(shí)驗(yàn)子系統(tǒng)和儀器等。他還指出，對CFD驗(yàn)證最有用的測量內(nèi)容為：展向表面壓強(qiáng)分布、邊界層/射流的速度型和湍流剪切應(yīng)力型，以及粒子成像測速(PIV)。Milholen等進(jìn)一步概述了要在NTF(National Transonic Facility)中進(jìn)行的高雷諾數(shù)環(huán)量控制的實(shí)驗(yàn)研究計(jì)劃[20]，NTF實(shí)驗(yàn)條件限于-50°F(-46 ℃)和5個(gè)大氣壓，使在Ma=0.2時(shí)達(dá)到Re=1.5×107和Ma=0.8時(shí)達(dá)到Re=3.0×107，并專門設(shè)計(jì)和增加了供低速流和高速流工作的2個(gè)溫度可供的供氣系統(tǒng)及NTF-117S的半模天平。

圖5 4個(gè)不同復(fù)雜程度的CFD驗(yàn)證示意圖[20]

Fig.5 Four different complexity levels of CFD validation[20]

CFD計(jì)算的邊界條件是射流出口處以速度型為代表的射流特性，而在實(shí)驗(yàn)中測出出口處的速度型卻是十分困難的，因?yàn)樵谛〕叨蕊L(fēng)洞中一般射流縫道高度h為0.010″～0.060″，典型的高度是0.020″。而最小的皮托管的外徑為0.010″，類似的熱線儀也可能是縫道高度的5%～10%，這些因素都將導(dǎo)致測量的不確定度。在實(shí)驗(yàn)中有關(guān)噴流的惟一可用參數(shù)是噴流動(dòng)量系數(shù)Cμ，文獻(xiàn)[19]建議采用

(1)

采用式(1)，即可直接測量平均質(zhì)量流m，而避免測量縫道的幾何和射流密度。由于實(shí)驗(yàn)中很多參數(shù)的測量都存在不確定度，而它們又是累積的，建議同時(shí)采用多種測量技術(shù)。

3 二維標(biāo)準(zhǔn)模型實(shí)驗(yàn)

圖6[21]給出了二維標(biāo)模(CC020-010EJ)，它具有橢圓形前緣和大半徑的鈍后緣，可以準(zhǔn)確測定其射流特性。實(shí)驗(yàn)分別在NASA BART (Basic Aerodynamic Research Tunnel)風(fēng)洞和GTRI (Grorgia Tech Research Institut)的MTF (Model Test Facility)風(fēng)洞中進(jìn)行，兩者尺度及速度近似，但卻采用不同的測量技術(shù)。前者側(cè)重于研究細(xì)致的流動(dòng)物理和外流特性，選取不同吹氣條件研究前緣駐點(diǎn)和射流分離位置，確定射流軌跡等分離流動(dòng)和超環(huán)量流動(dòng)的控制；后者側(cè)重于研究環(huán)量控制模型的縫道高度、迎角和噴流動(dòng)量系數(shù)等對模型高升力吹氣性能的影響。

圖6 NASA/GTRI的二維CC-E0020EJ翼型[21]

Fig.6 NASA/GTRI 2D CC-E0020EJ airfoil[21]

3.1 標(biāo)模的測量結(jié)果

Englar等的實(shí)驗(yàn)情況總結(jié)：迎角α=0°時(shí)的大量實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，對于中等縫道出口高度，CLmax可以高達(dá)8～9，且證實(shí)了高升力的產(chǎn)生能力源于切向吹氣而非迎角。吹氣縫道出口高度是今后進(jìn)一步研究的重要參數(shù)，實(shí)驗(yàn)表明，對于固定的Cμ值，產(chǎn)生最大升力的高度為中等高度范圍，而以往的實(shí)驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)[7,12]是高度越小，升力越大。此外，從α=0°時(shí)的(L/D)eq=CL/(CD+Cμ)隨Cμ變化的數(shù)據(jù)可知，在CL=1.5～2.5，h=0.018″時(shí)的(L/D)eq值最大。

圖7 MTF和BART風(fēng)洞中升力系數(shù)的比較(α=0°)[21]

Fig.7 Comparison of the lift coefficient obtained from MTF and BART (α=0°)[21]

圖8 壁面吹氣對阻力的影響(α=0°)[21]

Fig.8 Wall blowing effects on drag (α=0°)[21]

圖7和圖8[21]分別給出了2個(gè)風(fēng)洞中實(shí)驗(yàn)迎角α=0°時(shí)的CL和CD隨Cμ的變化。CL采用天平測力和積分壓強(qiáng)分布2種方法測得，圖7中除GTRI的天平測力值外的4條曲線彼此很吻合。圖8中，CD采用天平測力測得，2條曲線變化趨勢一致。因此上述風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)所獲得的數(shù)據(jù)可供CFD驗(yàn)證用。圖8的阻力曲線表明，低吹氣(Cμ=0.03～0.06)時(shí)阻力小，且調(diào)整Cμ可控制阻力的增減。因此在進(jìn)場時(shí)加大Cμ可在獲得較大升力的同時(shí)獲得較大阻力，而在起飛、爬升和巡航時(shí)減小Cμ以獲得較小的阻力。

圖7還給出了兩組實(shí)驗(yàn)對同一模型的CFD計(jì)算數(shù)據(jù)，計(jì)算的CL值均大于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，除因在射流計(jì)算中使用的湍流模型及其他原因外[19，22]，還需考慮風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中風(fēng)洞壁的影響。

圖9[21]是二維CFD計(jì)算的有/無地板和天花板的流場，圖中，AR=3.26，Cμ=0.115，射流噴管壓強(qiáng)比(NPR)為1.2，CL=4.87(無地板)，CL=4.43(有地板)，h/c=0.002 3，風(fēng)洞高/翼弦長=4.88，CC-E0020EJ翼型。圖10[21]是3D CFD計(jì)算的模型與側(cè)壁交接處的流動(dòng)，圖中，AR=3.26，Cμ=0.23，NPR=1.4，CL=5.09，h/c=0.002 3，CC-E0020EJ翼型。

圖9 二維CFD計(jì)算的有/無地板和天花板的流場[21]

Fig.9 2D CFD prediction of the flow fields of the with/without floor and ceiling walls[21]

圖10 三維CFD計(jì)算的模型與側(cè)壁交接處的流動(dòng)[21]

Fig.10 3D CFD prediction of the flow fields in the region of modle/wall juncture[21]

從圖9和圖10中看出，CFD計(jì)算的風(fēng)洞地板渦流對流場的影響使自由流動(dòng)的升力減小10%[23]。Novak等的實(shí)驗(yàn)[24]表明，側(cè)壁產(chǎn)生的旋渦誘導(dǎo)沿機(jī)翼翼展的下洗需要較大的迎角修正(如當(dāng)Cμ=0.226時(shí)，Δα=-8.94°)。若采用側(cè)壁吹氣或其他側(cè)壁邊界層控制，則可減少該修正。當(dāng)前尚缺乏足夠?qū)嶒?yàn)數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)來作此類實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正，可考慮采用CFD來估算此類修正。因此實(shí)驗(yàn)者使用了Overflow流場解，計(jì)算網(wǎng)格數(shù)約為500 000，其中近壁為300 000，重疊的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和遠(yuǎn)離物體為200 000的笛卡爾網(wǎng)格。數(shù)值計(jì)算中射流邊界層條件是給定進(jìn)入流的總壓和總溫。圖11[21]給出了NPR=1.208時(shí)翼型表面壓強(qiáng)分布的計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值的比較，可見，在縫道下游處計(jì)算的吸力峰值比實(shí)驗(yàn)值大得多。為此，可以在CFD計(jì)算中先調(diào)整NPR邊界條件(如NPR降至1.158)，使縫道下游處計(jì)算的壓強(qiáng)分布與實(shí)驗(yàn)值一致(如圖11(a)所示)。然后再調(diào)整迎角至α=-2°，使計(jì)算的前緣的吸力峰值也與實(shí)驗(yàn)值一致。獲得了Cμ=0.115時(shí)的迎角修正值。由此可見NPR作為控制參數(shù)的重要性。文獻(xiàn)[25]在原二維翼型上增加了前緣吹氣，可明顯增大前緣失速迎角，如CμLE=0.15時(shí)可使失速迎角增大9°～12°。

圖11 表面壓強(qiáng)的CFD和實(shí)驗(yàn)值比較(Cμ=0.10)[21]

Fig.11 Comparision surface pressures for CFD and experiment value (Cμ=0.10)[21]

3.2 CCA/OTW的二維實(shí)驗(yàn)

在上述低速實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上GTRI還進(jìn)行著高效巡航亞、跨聲速固定翼飛機(jī)跨聲速翼型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，利用吹氣降低巡航阻力，提高巡航升阻比L/Dbalance。圖12為該翼型的外形示意圖，它帶有一個(gè)短弦長、上表面雙曲率、下底較平的簡單襟翼；在襟翼偏角0°時(shí)后緣是尖銳的；起飛時(shí)δflap=20°～30°；著陸時(shí)δflap=90°，可使氣流偏轉(zhuǎn)130°～135°而產(chǎn)生很大的升力和阻力。該翼型將在位于GTRI內(nèi)的洛馬公司可壓縮流風(fēng)洞(CFWT)中測定在不同Ma、不同吹氣系數(shù)時(shí)對阻力、升力、力矩的控制等能力[25]。

圖12 雙曲率半徑襟翼CCW高升力翼型[25]

Fig.12 Dual-radius flap CCW high-lift airfoil[25]

GTRI另一項(xiàng)任務(wù)為：對CCW/OTW模型在GTRI的MTF風(fēng)洞和聲學(xué)飛行模擬器中分別作氣動(dòng)和聲學(xué)實(shí)驗(yàn)[25-27]，以及吹氣縫道高度、發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼的相對位置、發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏轉(zhuǎn)帽沿角、機(jī)翼前緣位置、迎角、雷諾數(shù)等參數(shù)對性能的影響，為三維大模型的實(shí)驗(yàn)[28]提供參考。圖13[25]是CCW/OTW模型在MTF風(fēng)洞中的照片，圖14[27]是聲學(xué)飛行模擬器中的模型照片，圖15[25]是偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流方向在噴口安裝的偏轉(zhuǎn)帽沿的照片。CCW的翼型類似于圖12，但前緣有可移動(dòng)60°的Krueger襟翼。GTRI進(jìn)行不同參數(shù)組合的共37種外形的實(shí)驗(yàn)所得結(jié)果簡述如下：

圖13 在MTF風(fēng)洞中的CCW/OTW模型[25]

Fig.13 CCW/OTW configuration installed in MTF tunnel[25]

圖14 在飛行模擬器中的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚27]

Fig.14 Test article installed in anechoic flight simulation facility[27]

圖15 可偏轉(zhuǎn)噴流方向的帽沿(帽沿偏角15°)[25]

Fig.15 Thrust-deflecting 15° hood on nacelle[25]

起飛狀態(tài)的氣動(dòng)[25-26]結(jié)果：圖16[25]給出了模型A(δflap=0°，δLE=0°，發(fā)動(dòng)機(jī)噴口位置x/c=0.75,z/D=0.23,D為噴口直徑)在不同CT和Cμ下的升力曲線?？梢奀T的增加雖提高了升力線斜率，但Cμ增大(沒有前緣控制)大大降低了失速迎角，表明這樣的發(fā)動(dòng)機(jī)位置對STOL并不十分有效。將發(fā)動(dòng)機(jī)位置前移，使其噴口位于x/c=0.03,z/D=0.37得到模型B，圖17[25]為模型B同樣在無前緣控制裝置時(shí)升力系數(shù)隨CT和Cμ的變化，與圖16對比，可見模型B在同樣的Cμ(0或0.5)下大大增大了失速迎角和CLmax，這顯然是由于機(jī)翼前緣附近發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的摻混阻止了前緣的分離所致。

圖16 模型A的CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.16 Configuration A CLwith respect to CTand Cμ[25]

進(jìn)場狀態(tài)的氣動(dòng)[25-26]結(jié)果如圖18[25]所示，圖中：α=0°，δflap=90°，x/c=0.25,z/D=0.7,h=0.01″，δLE=60°，并使用前緣Krueger襟翼。由于更多的發(fā)動(dòng)機(jī)推力摻混，得到了更大的升力和阻力，如α=0°時(shí)CL可達(dá)7～8；Krueger襟翼在δLE=60°時(shí)能防止高升力時(shí)前緣分離；發(fā)動(dòng)機(jī)噴口帽沿可使更多噴流偏轉(zhuǎn)而指向后緣；發(fā)動(dòng)機(jī)噴口位于更靠近機(jī)翼前緣處，可使噴流覆蓋機(jī)翼上表面更大部分。

圖17 模型B的CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.17 Configuration B CLwith respect to CTand Cμ[25]

圖18 FF構(gòu)形CL隨CT和Cμ的變化[25]

Fig.18 Configuration FF CLwith respect to CTand Cμ[25]

噪聲結(jié)果[27,29]：環(huán)量控制翼型后緣噪聲的低頻部分聲壓級與速度的8次方成正比，高頻部分聲壓級與速度的6次方成正比；機(jī)翼屏蔽噴流噪聲的能力取決于機(jī)翼弦長，因?yàn)樵撛肼暤姆逯滴挥趪娍谙掠?～7倍噴口直徑處。圖19[27]表示噴口位置對遠(yuǎn)場噪聲聲壓水平(SPL)隨頻率變化，其中，α=0°，風(fēng)速vT=0 ft/s，后緣縫道噴流速度vTE=0 ft/s，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流速度MaEng=0.9。圖20[27]表示輻射的遠(yuǎn)場噪聲總體聲壓水平(OASPL)隨極角變化的影響，其中：vT=100 ft/s，vTE=500 ft/s。可以看出，噴口距后緣的距離x/D對噪聲的影響很大，而噴口離機(jī)翼表面的距離z/D的影響并不明顯?？傮w來說，離開機(jī)翼上表面至少0.5D，盡可能向前布置發(fā)動(dòng)機(jī)可獲得更小的遠(yuǎn)場噪聲；噴流“擦洗”機(jī)翼表面會(huì)產(chǎn)生噪聲，氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)表明，噴口離機(jī)翼前緣更近，離上表面更近可得到更好的升力性能；而噪聲實(shí)驗(yàn)表明，噴口至少應(yīng)離上表面0.5D才可使遠(yuǎn)場噪聲更小(使“擦洗”噪聲更小)，因此需充分利用氣動(dòng)/噪聲的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行折衷，才能得到所要求的氣動(dòng)性能和噪聲性能。

圖19 噴口位置對遠(yuǎn)場噪聲的影響[27]

Fig.19 Effect of exhaust nozzle location on far field noise[27]

圖20 輻射遠(yuǎn)場噪聲沿極角的變化[27]

Fig.20 Polar distribution of radiated far field noise[27]

4 子系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)

供子系統(tǒng)層次CFD驗(yàn)證的實(shí)驗(yàn)之一是NASA，AFRL和NGC(Northrop Grumman Systems Corporation)于2007年4～7月在LaRC 14 ft×22 ft亞聲速風(fēng)洞中所做的HWBSTOL全模型(如圖21[30]所示)低速(q=30 psf(1 psf=47.85 Pa)，Ma=0.143)高升力和吹氣襟翼的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[30-31]。此處HWB外形是將翼身融合體外形進(jìn)一步結(jié)合高升力和CC控制技術(shù)一起而形成的外形，希望實(shí)現(xiàn)STOL的目的。中心體產(chǎn)生飛行器總升力的1/3，其余2/3升力由包含內(nèi)部吹氣的機(jī)翼產(chǎn)生。NGC收集了實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)并用作CFD的驗(yàn)證。

NASA的FAST-MAC (Fundamental Aerodynamics Subsonic/Transonic-Modular Active Control)翼身組合體半?？缏曀亠L(fēng)洞(NTF)的低速高升力狀態(tài)和跨聲速巡航狀態(tài)實(shí)驗(yàn)是子系統(tǒng)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)的主要項(xiàng)目，也是在NTF中研究流動(dòng)控制的先例，為隨后其他類型的主動(dòng)流動(dòng)控制研究打下了基礎(chǔ)。其突出作用是彌補(bǔ)現(xiàn)有環(huán)量控制數(shù)據(jù)集中接近飛行雷諾數(shù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的空白，此外還要分別完成上述兩種飛行狀態(tài)下的環(huán)量控制技術(shù)實(shí)驗(yàn)，獲得的數(shù)據(jù)集不僅可研究雷諾數(shù)效應(yīng)，還可成為將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于綜合兩種飛行狀態(tài)的設(shè)計(jì)依據(jù)。為此LaRC在NTF中專門建立了高、低壓雙路空氣供氣系統(tǒng)，低壓通道供模擬流動(dòng)控制使用，高壓通道供模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣使用，兩路供氣系統(tǒng)分別連接于風(fēng)洞側(cè)壁上的支持系統(tǒng)(Sidewall Mounted Support System-SMSS)，圖22為SMSS系統(tǒng)的示意圖[20]。圖23出了實(shí)驗(yàn)半模型的平面形狀，機(jī)身具有最大寬度4.0″的橢園橫截面[20]。機(jī)翼為超臨界機(jī)翼，在原始翼型NASATMA-0712基礎(chǔ)上，在某些幾何和流場約束條件下用CDISC設(shè)計(jì)方法[32]設(shè)計(jì)所得。機(jī)翼展弦比為5.0，梢根比為0.4，前緣后掠角為30°，無上反，切向吹氣的縫道位于85%弦長處，后15%弦長為簡單鉸鏈?zhǔn)浇笠?。機(jī)翼內(nèi)段保持12%的相對厚度，外翼的相對厚度由12%過渡到10%，沿展向有5°的線性扭轉(zhuǎn)。設(shè)計(jì)條件：Ma=0.85，CL=0.5，基于平均氣動(dòng)弦的雷諾數(shù)為30×106。低速高升力模態(tài)外形的前緣仍使用10%弦長的前緣縫翼，后緣襟翼可下偏60°和30°，圖24[20]表示FAST-MAC的低速高升力構(gòu)形(襟翼下偏角60°)。為進(jìn)行FAST-MAC跨聲速實(shí)驗(yàn)，NTF又研制了新的NTF-117S天平。

圖21 HWB STOL模型(δflap=60°)[30]

Fig.21 HWB STOL model (δflap=60°)[30]

圖22 NTF側(cè)壁支持系統(tǒng)[20]

Fig.22 NTF sidewall mounted support system[20]

圖23 FAST-MAC半翼展模型平面形狀[20]

Fig.23 Planform view of the FAST-MAC semi-span model[20]

圖24 FSAT-MAC模型低速構(gòu)型(δflap=60°)[20]

Fig.24 FAST-MAC model configured for high-lift testing (δflap=60°)[20]

4.1 第1輪實(shí)驗(yàn)結(jié)果

低速(Ma=0.2/0.1)高升力實(shí)驗(yàn)時(shí)后緣襟翼下偏60°，縫道高度h/c=0.003 1 (出口收縮比為6∶1)，雷諾數(shù)為5×106～15×106。圖25[33]給出α=0°，Re=5×106時(shí)CL隨Cμ和NPR的變化曲線，由圖可知，Cμ=0.075為分離控制和超環(huán)量控制的分界值。Cμ<0.075時(shí)，與無射流相比，未修正的CL可增大192%。Cμ>0.075時(shí)，Ma=0.1模型仍能以較小速率增大CL，維持超環(huán)量控制模態(tài)，而Ma=0.2時(shí)無法始終維持環(huán)量控制。圖26[33]給出了在Ma=0.2、Re=15×106時(shí)兩種吹氣NPR值的未修正升力系數(shù)隨迎角變化，由圖25已知，NPR=1.20是分離控制區(qū)的末端，而NPR=1.50已處于超環(huán)量控制區(qū)，但圖26表明，相比于無射流狀態(tài)，2種NPR值的射流均可使升力線曲線的直線保持等量的升力增量，同時(shí)可以在α=25°時(shí)增大最大升力系數(shù)約33%。

圖25 吹氣對FAST-MAC高升力性能的影響(δflap=60°，α= 0°,Re=5×106)[33]

Fig.25 Effect of blowing on FAST-MAC high lift performance (δflap=60°， α =0°, Re=5×106)[33]

圖26 NPR對60°襟翼的未修正升力系數(shù)的影響(Ma=0.20,Re=15×106)[33]

Fig.26 Effect of NPR on the uncorrected lift coefficient for the 60° flap (Ma=0.20, Re=15×106)[33]

跨聲速實(shí)驗(yàn)時(shí)保持襟翼偏角為0°，h/c=0.001 9(出口處收縮比為12∶1)，實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)為 0.70～0.88, 雷諾數(shù)為10×106～30×106。在設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.85實(shí)驗(yàn)時(shí)，附加小吹氣量會(huì)使機(jī)翼升力減小且激波前移。增大吹氣量至NPR=1.41 時(shí)激波回復(fù)至原位，并使縫道下游升力增大，NPR達(dá)2.25時(shí)，射流在不改變激波強(qiáng)度下改變激波結(jié)構(gòu)。表明射流在附著流條件下會(huì)增大巡航時(shí)襟翼上的載荷而改變機(jī)翼的空氣動(dòng)力。若將環(huán)量控制應(yīng)用于非設(shè)計(jì)條件如Ma=0.85，α=3.92°，Re=30×106時(shí)，具有NPR=1.53的射流使得無射流時(shí)外翼邊界層的分離再附和激波后移5%弦長。NPR=2.48則可使外翼的3個(gè)截面上的激波再后推5%弦長，激波后移的同時(shí)仍保持原有的強(qiáng)度，意味著沒有增大波阻。若將環(huán)量控制應(yīng)用于Ma=0.86和Ma=0.87時(shí)會(huì)得到類似的結(jié)果。只在外翼截面吹氣的實(shí)驗(yàn)得到了類似的效果，且可改變滾轉(zhuǎn)力矩，故只在外翼截面上進(jìn)行環(huán)量控制，一方面可節(jié)省吹氣流的量，另一方面還可用于滾轉(zhuǎn)的控制[33]。

4.2 第2輪實(shí)驗(yàn)結(jié)果

改進(jìn)流動(dòng)系統(tǒng)[34]和加熱系統(tǒng)BCRS(Balance Cavity Recirculation System)后對FAST-MAC模型的第2輪風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[35]中還增加了跨聲速部分改變展向位置的吹氣分布，低速部分不同縫道高度及后緣襟翼偏角為30°等內(nèi)容。實(shí)驗(yàn)中用PIP(Pressure Interface Piece)代替同心波紋管大大改進(jìn)了天平數(shù)據(jù)的重復(fù)性精度，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，軸向力和法向力分量的改進(jìn)分別達(dá)19.7%和46%。BCRS的改進(jìn)雖將阻力測量的重復(fù)性提高到±10 counts，但仍低于±5 counts的要求，表明今后仍需進(jìn)一步改進(jìn)。

低速實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，縫道高度與弦長的比值h/c從0.003 2減小至0.002 1，環(huán)量控制可以在迎角為0°時(shí)將升力提高約28.75%。圖27[35]給出了CL隨NPR和Cμ的變化，兩種縫道高度均約在Cμ=0.10時(shí)取得最大升力，雖然最大升力相同，但小縫道高度的吹氣量降低了31%，并在Cμ≈0.03時(shí)即開始了超環(huán)量控制。圖28[35]給出δflap=60°和30°時(shí)，CL隨NPR和Cμ變化的比較，可見δflap=30°時(shí)很小的Cμ(0.01)就開始了超環(huán)量控制，且與Cμ呈線性關(guān)系。

圖27 縫道高度對高升力性能的影響(δflap=60°, Ma=0.20, α= 0°, Re=10×106)[35]

Fig.27 Effect of blowing slot height on high-lift performance (δflap=60°， Ma=0.20, α=0°, Re=10×106)[35]

圖28 NPR對30°和60°襟翼的性能影響(h/c=

0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

Fig.28 Effect of NPR on the performance of the 30° and 60° flaps (h/c=0.002 1， Ma=0.20, Re=15×106)[35]

跨聲速實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在附著流設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.85時(shí)射流對機(jī)翼流動(dòng)的影響與第一輪的實(shí)驗(yàn)相同。而在非設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.88時(shí)，射流有效地使激波誘導(dǎo)的分離流再附，激波保持原有強(qiáng)度且后推5%弦長。實(shí)驗(yàn)中實(shí)驗(yàn)者用CFD方法取得的隨展向位置變化的吹氣分布(NPR值從內(nèi)翼的1.15至外翼的1.76，平均NPR值為1.46)實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，它有效地使分離流再附，且減小吹氣量近40%。

由于實(shí)驗(yàn)技術(shù)的高難度和高復(fù)雜程度，F(xiàn)AST-MAC實(shí)驗(yàn)雖已完成了2輪次，NTF實(shí)驗(yàn)室仍在不斷改進(jìn)實(shí)驗(yàn)裝置和測量技術(shù)的精度，如SMSS -環(huán)量控制流動(dòng)系統(tǒng)[34]、半模測力系統(tǒng)[36-37]、推力扣除方法的研究[38]等還將開展第3輪實(shí)驗(yàn)。

5 三維混合翼身融合體的系統(tǒng)級實(shí)驗(yàn)

CFD驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)計(jì)劃的最后一個(gè)項(xiàng)目是應(yīng)用CCW/OTW技術(shù)的CESTOL全機(jī)模型實(shí)驗(yàn)。NASA在固定翼項(xiàng)目計(jì)劃中通過NRA (NASA Research Announcement)的研究將CCW/OTW相結(jié)合的概念應(yīng)用于可作為100座支線飛機(jī)的混合翼身融合體(HWB)低噪聲CESTOL (Cruise

Efficient Short Take-off and Landing)[39-40]的設(shè)計(jì)中去。這種CESTOL有如下特性：起飛和著陸距離均小于2 000 ft (1 ft=0.304 8 m)；巡航馬赫數(shù)Ma≥0.8；航程為1 400～2 000 mile (1 mile=1.61 km)；更小的噪聲足跡和一定的低速機(jī)動(dòng)性。

5.1 氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)和初步結(jié)果

Cal Poly的Marshall等承擔(dān)了設(shè)計(jì)并制造1個(gè) CCW/OTW大尺寸全機(jī)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵赃M(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，建立可供CFD驗(yàn)證的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)集[28]。項(xiàng)目歷時(shí)5年，第1年任務(wù)是利用CFD方法從候選外形(BWB和HWB)中確定一個(gè)供項(xiàng)目研究[41]，通過對巡航狀態(tài)(Ma=0.8)和起飛狀態(tài)(Ma=0.2,α=0°，δflap=30°)的計(jì)算，Marshall團(tuán)隊(duì)確認(rèn)HWB優(yōu)于BWB[42]。隨后的3年，他們設(shè)計(jì)、制造和校準(zhǔn)了供風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)用的1∶11 的CESTOL飛機(jī)模型(AMELIA)，最后1年進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。

模型展長10 ft；機(jī)翼展弦比為6.33，梢根比為0.174，無上反，機(jī)翼上裝有可折裝的偏轉(zhuǎn)角為0°、30°、60°和80°的CC雙曲率襟翼，機(jī)翼內(nèi)有前后緣的吹氣腔室，模型還包括1個(gè)高壓空氣系統(tǒng)，1個(gè)低壓空氣系統(tǒng)，可裝折的尾翼和渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)模擬器(TPS-TDI-441模擬器)等(如圖29所示[28])。這是第1個(gè)具有前后緣環(huán)量控制機(jī)翼和機(jī)翼上裝有TPS的整機(jī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀MELIA 將在美國國家全尺寸(90 ft×80 ft)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)(NFAC)中同時(shí)進(jìn)行氣動(dòng)和聲學(xué)實(shí)驗(yàn)，圖30[49]為模型裝于風(fēng)洞中的照片，照片中還顯示了測量遠(yuǎn)場噪聲的揚(yáng)聲器和模型的相對位置，共有6個(gè)流向和1個(gè)側(cè)向固定揚(yáng)聲器及1組大型(70個(gè))陣列揚(yáng)聲器。

圖29 AMELIA內(nèi)部和外部的結(jié)構(gòu)圖[28]

Fig.29 View of AMELIA internal and external components[28]

圖30 位于NFAC實(shí)驗(yàn)段中的AMELIA[49]

Fig.30 AMELIA mounted in the test section at the NFAC[49]

圖31(a)給出高壓空氣系統(tǒng)從模型進(jìn)口至TPS的示意圖，圖31(b)給出了用于環(huán)量控制的低壓空氣系統(tǒng)通往左機(jī)翼的完整系統(tǒng)示意圖(左圖)和通往每一流動(dòng)控制平臺(tái)的結(jié)構(gòu)示意圖(右圖)[46]。圖32給出CCW剖面的結(jié)構(gòu)示意圖[49]，前后緣噴口的收縮比為15∶1，前緣縫道高度(h/c)L和后緣縫道高度(h/c)T分別為0.001 43和0.002 38,由圖可見，采用了一些金屬填充物，金屬篩網(wǎng)層和固定裝置來固定平臺(tái)位置不受高壓氣體的影響[43]。左機(jī)翼上布置230個(gè)靜壓測量點(diǎn)(圖33[49])。8個(gè)非定常傳感器布置在TPS短艙附近，用以研究機(jī)艙內(nèi)噪聲和發(fā)動(dòng)機(jī)下游與機(jī)翼的相互作用。右機(jī)翼上僅布5個(gè)測壓點(diǎn)，以判定流動(dòng)左右對稱性，整個(gè)右機(jī)翼上采用干涉圖象表面摩擦(Finge-Imagine Skin Friction-FISF)技術(shù)直接測量摩擦力。

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，共有低短艙掛架(Z/D=0.84，D為短艙直徑)(全機(jī))；高短艙掛架(Z/D=1.25)(全機(jī))；干凈機(jī)翼(無TPS)-前緣和后緣吹氣；干凈機(jī)翼-僅后緣吹氣等4種外形。實(shí)驗(yàn)風(fēng)速分別為40 kn，60 kn和100 kn；馬赫數(shù)分別為0.061，0.091 和0.151；基于平均氣動(dòng)弦長的雷諾數(shù)分別為0.82×106、1.23×106和1.99×106；迎角范圍為-5°～25°。文獻(xiàn)[44-50]詳細(xì)地討論和闡述項(xiàng)目的實(shí)驗(yàn)內(nèi)容，目前公布的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)皆為未修正的，下面給出部分結(jié)果。

圖31 壓縮空氣系統(tǒng)示意圖[46]

Fig.31 Schematic of the compressible air system[46]

圖32 翼剖面和內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖[49]

Fig.32 Wing section and internal components[49]

圖33 靜壓口和非定常壓力傳感器[49]

Fig.33 Static pressure ports and the unsteady pressure transducers[49]

圖34[46]給出僅后緣吹氣的干凈機(jī)翼CL與α變化曲線。雖然吹氣大大提高了升力，但失速迎角會(huì)隨Cμ增大而減小，在Cμ=0.38時(shí)失速迎角為0°。表明必須有前緣吹氣，也印證了二維實(shí)驗(yàn)的結(jié)果。與此相對應(yīng)的圖35[49]中，在α=10°時(shí)曲線存在一個(gè)陡降的現(xiàn)象，因?yàn)檫@時(shí)分離發(fā)生在前緣，增大后緣吹氣來增大升力的效果不明顯。對于α=0°，Cμ值小時(shí)CL增加較快，這對應(yīng)著分離控制區(qū)，增大Cμ進(jìn)入超環(huán)量控制區(qū)后，升力增加較慢。圖36[49]給出干凈機(jī)翼外形在最大吹氣強(qiáng)度時(shí)不同襟翼偏角下CL隨α的變化曲線?？梢娊笠砥?0°時(shí)對升力的增加并無效果，最大升力甚至低于在襟翼偏角60°時(shí)的，在整個(gè)迎角范圍也顯得很低效。低短艙掛架外形的類似曲線也顯示出襟翼偏角80°效率低下的結(jié)果[49]。圖37[49]給出了低掛架外形在有無吹氣條件下發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣對CL隨α變化的影響，可見發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣能在大迎角時(shí)提高高升力性能，在實(shí)驗(yàn)風(fēng)速 40 kn 和襟翼偏角60°下可提高最大升力系數(shù)值大于1(與Cμ=0.93和Cμ=0時(shí)相比，分別提高30%和150%左右)。其他曲線表明，增大來流速度和增大襟翼偏角可以再使升力略微增大，但無法阻止失速[49]。圖38[49]給出了4種不同外形CL隨α變化的比較，可見增加前緣吹氣可使失速迎角增大至25°，最大升力系數(shù)可從3增大至6，增加發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣可增大升力線斜率。更詳盡的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可見待發(fā)表的NASA TM[51]。

圖34 僅后緣吹氣的干凈機(jī)翼典型升力曲線

(v=40 kn, δflap=60°)[46]

Fig.34 Typical lift curve for TE-only blowing configuration (v=40 kn, δflap=60°)[46]

圖35 僅后緣吹氣對升力性能的影響(v=40 kn,

δflap=60°)[49]

Fig.35 Effect of TE-only blowing on lift performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

圖36 增大襟翼偏轉(zhuǎn)角對干凈機(jī)翼性能的影響[49]

(v=40 kn, Cμ=0.90)

Fig.36 Effect of increasing flap deflection on clean wing performance (v=40 kn, Cμ=0.90)[49]

圖37 低掛架外形發(fā)動(dòng)機(jī)噴氣對升力的影響

(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.37 Effect of engine jet on lift for the low pylon configuration (v=40 kn, δflap=60°)[49]

圖38 模型結(jié)構(gòu)性能的比較(v=40 kn， δflap=60°)[49]

Fig.38 Comparison of model configuration performance (v=40 kn, δflap=60°)[49]

5.2 聲學(xué)實(shí)驗(yàn)的初步結(jié)果

聲學(xué)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的修正和整理正在進(jìn)行中，初步判斷數(shù)據(jù)的質(zhì)量很好[52]。從實(shí)驗(yàn)風(fēng)速40 kn、迎角0°和側(cè)滑角0°的實(shí)驗(yàn)結(jié)果看出[53]，CCW吹氣速度的增大可使機(jī)體噪聲增大12 dB和26 dB，TPS可使總聲壓水平增加5 dB至10 dB，其中機(jī)翼對不同掛架高度遮擋效果的不同可以有2～3 dB 的噪聲差異。

6 結(jié)束語

環(huán)量控制的概念來源已久，積累的成果也不少，然而真正應(yīng)用到飛機(jī)上的卻很少，近年來隨著對軍/民運(yùn)輸機(jī)性能要求的進(jìn)一步提高，國際工業(yè)界、學(xué)術(shù)界對環(huán)量技術(shù)應(yīng)用的重視和研究熱情也日益提高。為避免在飛機(jī)設(shè)計(jì)中應(yīng)用環(huán)量技術(shù)時(shí)僅依靠風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)，必須發(fā)展CFD技術(shù)(因篇幅所限，本文未涉及CFD方法的討論)。因此在發(fā)展先進(jìn)CFD設(shè)計(jì)方法的同時(shí)，亟需提供CFD驗(yàn)證用的可靠實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫，包括氣動(dòng)數(shù)據(jù)和噪聲數(shù)據(jù)。本文較為具體地討論了至今這些方面所取得的成果，盡管已投入大量人力、財(cái)力等資源，目前尚未出現(xiàn)突破性的進(jìn)展，可見其應(yīng)用的難度之大。國內(nèi)此方面的成果與經(jīng)驗(yàn)甚為缺乏，為使中國未來軍/民運(yùn)輸機(jī)達(dá)到國際先進(jìn)水平，具有自主知識(shí)產(chǎn)權(quán)的環(huán)量控制技術(shù)，建議學(xué)術(shù)界和工程界共同關(guān)注，并投入力量。

[1] 張正國. NASA未來先進(jìn)民用飛機(jī)與推進(jìn)系統(tǒng)[J]. 國際航空， 2010(2): 56-59. ZHANG Z G. Advanced civil aircraft and propulsion system design in NASA[J]. International Aviation, 2010(2): 56-59 (in Chinese).

[2] ZEUNE C H. An overview of the airforce’s speed agile concept demonstration program: AIAA-2013-1097[R]. Reston: AIAA, 2013.

[3] NIELSON J N, BIGGERS J C. Recent progress in circulation control aerodynamics: AIAA-1987-0001[R]. Reston: AIAA, 1987.

[4] JONES G S, VIKEN S A, WASHBUR A E, et al. An active flow circulation controlled flap concept for general aviation aircraft applications: AIAA-2002-3157[R]. Reston: AIAA, 2002.

[5] YAROS A F, SEXSTONE M G, HUEBNER L D, et al. Synergistic airframe-propulsion interactions and integration: NASA TM-1998-207644[R], Washington, D.C.: NASA, 1998.

[6] WOOD N, NIELSON J N. Circulation control airfoils past, present, and future: AIAA-1985-0204[R]. Reston: AIAA, 1985.

[7] ENGLAR R J. Circulation control pneumatic aerodynamics: blown force and moment augmentation and modification: past, present and future: AIAA-2000-2541[R]. Reston: AIAA, 2000.

[8] LIU Y, SANLAR L N, ENGLAR R J, et al. Numerical simulations of the steady and unsteady aerodynamic characteristics of a circulation control airfoil: AIAA-2001-0704[R]. Reston: AIAA, 2001.

[9] NIELSON J N. Proceedings of circulation control workshop: NASA CP-2432[R]. Washington, D.C.: NASA, 1986.

[10] ENGLAR R J. Development of the A-6/circulation control wing flight demonstrator configuration: DTNSRDC/ASED-79/01[R]. 1979.

[11] PUGLIESE A J, ENGLAR R J. Flight testing of the circulation control wing： AIAA-1979-1791[R]. Reston: AIAA, 1979.

[12] JONES G S, JOSLIN R D. Proceedings of the 2004 NASA/ONR circulation control workshop: NASA CD-2005-213509[R]. Washington, D.C.: NASA, 2005.

[13] JOSLIN R D, JONES G S (editors). Progress in Astronautics and Aeronautics[M]. Reston: AIAA, 2006.

[14] SHUR M L, STRELETS M K, TRAVIN A K, et al. Turbulence modeling in rotating and curved channels: assessing the Spalart-Shur correction[J]. AIAA Journal, 2000, 38(5): 784-792.

[15] SWANSON R C, RUMSEY C L, ANDERS S G. Progress towards computational method for circulation control airfoils: AIAA-2005-0089[R]. Reston: AIAA, 2005.

[16] LEE-RAUSCH E M, VASTSA V N, RUMSEY C L. Computational analysis of dual radius circulation control airfoils: AIAA-2006-3012[R]. Reston: AIAA, 2006.

[17] SLOMSKIl J F, CHANG P A, Arunajatesan S. Large-eddy simulation of a circulation control airfoil: AIAA-2006-3011[R]. Reston: AIAA, 2006.

[18] JONES G S, YAO C, ALLEN B G. Experimental investigation of a 2-D supercritical circulation control airfoil using particle image velocimetry: AIAA-2006-3009[R]. Reston: AIAA, 2006.

[19] JONES G S, LIN J C, ALLEN B G, et al. Overview of CFD validation experiments for circulation control applications at NASA[C]//International Powered Lift Conference. London: Royal Aeronautical Society, 2008: 22-24.

[20] MILHOLEN W E, JONES G S, CAGLE C M. NASA high Reynolds number circulation control research—overview of CFD and planned experiments (Invited): AIAA-2010-0344[R]. Reston: AIAA, 2010.

[21] ENGLAR R J, JONES G S, ALLEN B G, et al. 2-D circulation control airfoil benchmark experiments intended for CFD code validation: AIAA-2009-0902[R]. Reston: AIAA, 2009.

[22] SWANSON R C, RUMSEY C L. Numerical issues for circulation calculations: AIAA-2006-3008[R]. Reston: AIAA, 2006.

[23] ENGLAR R J, WILLIAMS R M. Test techniques for high lift two dimensional airfoils with boundary an circulation control for application to rotary wing aircraft[J]. Canadian Aeronautics and Space Journal, 1973, 19(3): 93-108.

[24] NOVAK C J, CORNELIUS K C, ROADS R K. Experimental investigations of the circular wall jet on a circulation control airfoil: AIAA-1987-0155[R]. Reston: AIAA, 1987.

[25] ENGLAR R J, BLAYLOCK G M, GAETA R J, et al. Recent experiment development of circulation control airfoils and Pneumatic powered-lift systems: AIAA-2010-345[R]. Reston: AIAA, 2010.

[26] ENGLAR R J, GAETA R J, LEE W J, et al. Development of Pneumatic over the wing powered-lift technology, Part I: aerodynamic/propulsive: AIAA-2009-3942[R]. Reston: AIAA, 2009.

[27] GAETA R J, ENGLAR R J, AVERA M. Development of Pneumatic over the wing powered-lift technology, Part II: aeroacoustics: AIAA-2009-3941[R]. Reston: AIAA, 2009.

[28] MARSHALL D, JAMESON T. Overview of recent circulation control modeling activities at Cal. Poly: AIAA-2010-0348[R]. Reston: AIAA, 2010.

[29] GAETA R J, LEE W J, FLICK A. Over the wing, powered lift, engine-airframe integration effects on acoustic shielding: AIAA-2009-0282[R]. Reston: AIAA, 2009.

[30] COLLIUS S W, WESTRA B W, LIN J C, et al. Wind tunnel testing of powered lift, all wing STOL model[J]. Aeronautical Journal, 2009, 113(1140): 129-137.

[31] LIN J C, JONES G S, ALLAN B G, et al. Flow field measurement of a hybrid wing body model with blown flaps: AIAA-2008-6718[R]. Reston: AIAA, 2008.

[32] CAMPBELL R L. Efficient viscous design of realistic aircraft configurations (invited): AIAA-1998-2539[R]. Reston: AIAA, 1998.

[33] MILHOLEN W E, JONES G S, CHAND T, et al. High Reynolds number circulation control testing in the National Transonic Facility (invited): AIAA-2012-0103[R]. Reston: AIAA, 2012.

[34] JONES G S, MILHOLEN W E, CHAN D T, et al. Development of the circulation control flow scheme used in the NTF semi-span FAST-MAC model: AIAA-2013-3048[R]. Reston: AIAA, 2013.

[35] MILHOLEN W E, JONES G S, CHAN D T, et al. Enhancements to the FAST-MAC circulation control model and recent high-Reybolds number testing in the National Transonic Facility: AIAA-2013-2794[R]. Reston: AIAA, 2013.

[36] LYNN K C, RHEW R D, ACHESON M J, et al. High-Reybolds number active blowing semi-span force measurement system developments: AIAA-2012-3318[R]. Reston: AIAA, 2012.

[37] LYNN K C, TORO K G, LANDMAN D, et al. Enhancements to the National Transonic Facility high-Reybolds number active blowing semi-span force measurement system: AIAA-2014-0275[R]. Reston: AIAA, 2014.

[38] CHAN D T, MILHOLEN W E, JONES G S, et al. Thrust removal methodology for the FAST-MAC circulation control model tested in the National Transonic Facility: AIAA-2014-2402[R]. Reston: AIAA, 2014.

[39] RICH P, MCKINLEY R J, JONES G S. Circulation control in NASA’s vehicle systems: NASA CP 2005-213509[R]. Washington, D.C.: NASA, 2005.

[40] CALLWAY R V, WARDWELL D A, ZUK J. Development of a system engineering process for an ESTOL transport planning activity: AIAA-2003-6856[R]. Reston: AIAA, 2003.

[41] BLESSING B H, PHAM J, MARSHALL D D.Using CFD as a design tool on new innovaiive airliner configuration: AIAA-2009-0045[R]. Reston: AIAA, 2009.

[42] 朱自強(qiáng)， 吳宗成， 陳迎春， 等. 民機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)先進(jìn)技術(shù)[M]. 上海： 上海交通大學(xué)出版社, 2013. ZHU Z Q, WU Z C, CHEN Y C, et al. Advanced technology of aerodynamic design for commercial aircraft[M]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2013 (in Chinese).

[43] WETZEL D, GRIFFIN J, LIU F, et al. An experimental study of a circulation airfoil trailing edge flow field: AIAA-2010-4756[R]. Reston: AIAA, 2010.

[44] JAMESON K K, MARSHALL D D, GOLDEN R, et al. Part 1: The wind tunnel model design and Fabrication of Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft: AIAA-2011-1306[R]. Reston: AIAA, 2011.

[45] JAMESON K K, MARSHALL D D, EHRMANN R, et al. Part 2: Preparation for wind tunnel model testing and verification of Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft: AIAA-2011-1307[R]. Reston: AIAA, 2011.

[46] JAMESON K K, MARSHALL D D, EHRMANN R, et al. Cal Poly’s AMELIA 10 foot span hybrid wing body low noise CESTOL aircraft wing tunnel test and experimental results overview: AIAA-2013-0974[R]. Reston: AIAA, 2013.

[47] MARSHALL D D, LICHTWARDT J A, PHAM J, et al. Summary of the aerodynamic modeling efforts for AMELIA: AIAA-2013-0973[R]. Reston: AIAA, 2013.

[48] PACIANO E N, LICHTWARDT J A, JAMESON K K, et al. Flow uniformity calibration of AMELIA’s circulation control wings: AIAA-2013-0975[R]. Reston: AIAA, 2013.

[49] LICHTWARDT J A, PACIANO E N, JAMESON K K, et al. STOL performance of Cal Poly’s AMELIA: AIAA-2013-0976[R]. Reston: AIAA, 2013.

[50] EHRMANN R, PACIANO E N, LICHTWARDT J A, et al. Global skin friction measurements on a circulation control airliner in the NFAC: AIAA-2013-0977[R]. Reston: AIAA, 2013.

[51] MARSHALL D D, JAMESON K K, FONG R K, et al. AMELIA Technical Memorandum[M]. Washington, D.C.: NASA (in press).

[52] HORNE W C, BURNSIDE N J. AMELIA CESTOL test: Acoustic characteristics of circulation control wing leading edge and trailing edge slot blowing： AIAA-2013-0978[R]. Reston: AIAA, 2013.

[53] BURNSIDE N J, HORNE W C. Acoustic surveys of a scaled model CESTOL transport aircraft in static and forward speed conditions： AIAA-2013-2231[R]. Reston: AIAA, 2013.

朱自強(qiáng) 男， 教授， 博士生導(dǎo)師， 主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)， 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

Tel: 010-82314186

E-mail： zhuzq@buaa.edu.cn

吳宗成 女， 博士， 副研究員， 主要研究方向： 計(jì)算流體力學(xué)， 飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

E-mail： wuzc@buaa.edu.cn

Received： 2015-10-14； Revised： 2015-10-19； Accepted： 2015-11-10； Published online： 2015-11-11 17:00

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

*Corresponding author. Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

Study of the circulation control technology

ZHU Ziqiang*, WU Zongcheng

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China

The circulation control technology is being a new reseach highlight recently, due to the high performance needs of the fufure military/commercial transports. The research progress of the circulation control is introduced briefly and the NASA experimental research plan, including 2D CC airfoil benchmark and CCA/OTW (circulation control airfoil/over the wing)experiments, half-model subsystem experiments, and 3D hybrid wing body aircraft experiments, intended for CFD code validation is discussed in detail in the present paper. The experimental data of the same model in two similar sized wind tunnels shows that when the slot exit height is moderateCLmaxcan be reach 8-9 due to the tangential blowing. Comparison of the 2 tunnels’ data indicates that the data can be used for CFD validation. 2D CCA/OTW experiments show that both stall angle of attack andCLmaxcan be increased largely by the position forward movement of the engine. The lower frequency intensity of the trailing blowing noise is proportional to the velocity’s 8th power and the higher frequency’s is 6th. Results of the half model subsystem FACT-MAC transonic experiments can be used not only to study the effect of high Reynolds number, but also to provide the results of two flight regimes. The preliminary results indicate that comparing with no blowing the increase ofCLis about 33% atα=25° at low speed, and the separation induced by shock wave can be effectively reattached and the shock wave’s position is moved aft 5% chord while keeping its strength in off-design condition at transonic speed. Being analysed and compared now, the results of 3D large scale full span CCW/OTW aircraft tests will be presented in the upcoming NASA TM. The published data illustrates that with leading edge blowing the wing stall angle of attack can be greater than 25°andCLmaxcan be increased to over 6. And the lift curve slope is increased with the application of OTW.

circulation control; separation control regime; super-circulation control regime; powered lift; experimental study

2015-10-14；退修日期：2015-10-19；錄用日期：2015-11-10； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：

時(shí)間： 2015-11-11 17:00

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20151111.1700.006.html

.Tel.： 010-82314186 E-mail: zhuzq@buaa.edu.cn

朱自強(qiáng)， 吳宗成． 環(huán)量控制技術(shù)研究[J]． 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(2): 411-428. ZHU Z Q, WU Z C. Study of the circulation control technology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(2): 411-428.

10.7527/S1000-6893.2015.0282

V211.7

：A

： 1000-6893(2016)02-0411-18

*

http://hkxb.buaa.edu.cn hkxb@buaa.edu.cn