許建華，李凱，宋文萍，楊旭東

西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072

主動流動控制技術(shù)是當(dāng)前飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)，它是顯著提升飛行器性能的重要途徑之一。協(xié)同射流(Co-Flow Jet，CFJ)[1]作為一種新興的主動流動控制技術(shù)，打破了傳統(tǒng)空氣動力學(xué)觀念的束縛，極大地增加了飛行器的升力，并改善了失速特性[2-3]，從而使得飛行器的綜合性能得到了革命性的提升。

協(xié)同射流概念的提出者、美國邁阿密大學(xué)查戈成團(tuán)隊(duì)率先開展了一系列研究工作：針對二維翼型，先后開展了低速和跨聲速狀態(tài)下的協(xié)同射流增升減阻研究[4-5]，結(jié)果表明：協(xié)同射流翼型不僅可以提高最大升力系數(shù)，還可以提高巡航性能[6]；采用大渦模擬(Large Eddy Simulation，LES)研究了迎角為30°、大分離流狀態(tài)下的協(xié)同射流翼型流動混合機(jī)理[7]，研究了射流動量系數(shù)對流場的影響，結(jié)果表明：射流動量系數(shù)越大，抑制分離能力越強(qiáng)，尾跡區(qū)的湍流強(qiáng)度越?。会槍θS機(jī)翼，開展了基于協(xié)同射流主動流動控制技術(shù)的超高效、低噪聲、集成式新概念機(jī)翼設(shè)計(jì)[8]以及全機(jī)概念設(shè)計(jì)[9-10]。此外，基于NACA23121翼型開展了協(xié)同射流關(guān)鍵參數(shù)影響規(guī)律研究[11-13]，結(jié)果表明，隨著射流動量系數(shù)的增加，阻力減小、有效升阻比降低；吹氣口位置和迎角是影響能量消耗和氣動效率的重要參數(shù)；吸氣口位置向后移動，翼型升力和阻力增加。但由于所研究參數(shù)的變化幅度偏小，并且只針對迎角為10°的情況展開研究，因此所得結(jié)論的普適性有待進(jìn)一步驗(yàn)證。隨后，日本Sekimoto等比較了協(xié)同射流和反吹介質(zhì)阻擋放電等離子體激勵器對分離流動的控制效果[14]，結(jié)果表明：連續(xù)或脈沖式的協(xié)同射流激勵，以及反吹介質(zhì)脈沖式激勵均能有效地控制分離。

國內(nèi)開展協(xié)同射流研究的有：北京航空航天大學(xué)劉沛清等開展了聯(lián)合射流控制技術(shù)的數(shù)值模擬研究[15]，從環(huán)量增加和能量注入角度分析了升力增加和延遲分離的機(jī)理，結(jié)果表明，協(xié)同射流控制技術(shù)可以有效降低翼型零升迎角、提高翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角；西北工業(yè)大學(xué)朱敏等開展了應(yīng)用協(xié)同射流控制的臨近空間螺旋槳高增效方法研究[16]，結(jié)果表明：采用協(xié)同射流技術(shù)可以使臨近空間螺旋槳?dú)鈩有侍岣?%以上；宋超等開展了離散型協(xié)同射流的堵塞度和噴口密集度等關(guān)鍵參數(shù)對流場結(jié)構(gòu)、氣動特性、功率消耗及能量利用率的影響效應(yīng)與作用規(guī)律研究[17]，結(jié)果表明：堵塞度越高、噴口越密集，增升效果越明顯，但功率消耗更大；許和勇等開展了應(yīng)用協(xié)同射流控制技術(shù)的風(fēng)力機(jī)翼型繞流數(shù)值模擬[18]以及動態(tài)失速控制等研究[19]；張順磊等首次通過在翼型內(nèi)部布置小型風(fēng)機(jī)，實(shí)施對翼型的協(xié)同射流控制，并利用西北工業(yè)大學(xué)NF-3大型低速風(fēng)洞，進(jìn)行了協(xié)同射流的原理性驗(yàn)證[20]，證明了協(xié)同射流翼型能夠極大地增加翼型升力、減小阻力和增加失速裕度；南京航空航天大學(xué)石雅楠對聯(lián)合射流的控制效果和機(jī)理也做了一些研究[21]，從環(huán)量的角度分析了協(xié)同射流的增升原理。

綜上所述，國內(nèi)外對協(xié)同射流翼型繞流的數(shù)值模擬，大多未考慮氣泵和內(nèi)部管道，與協(xié)同射流的工作原理不符。此外，至今尚未進(jìn)行射流關(guān)鍵參數(shù)對翼型氣動性能影響規(guī)律的系統(tǒng)性研究。為此，本文利用激勵盤簡化模型模擬氣泵，建立了一種新的協(xié)同射流翼型繞流求解方法,并利用低雷諾數(shù)下的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗(yàn)證。在此基礎(chǔ)上，開展了低雷諾數(shù)條件下射流動量系數(shù)、吹/吸氣口的開口尺寸和位置等關(guān)鍵參數(shù)對射流翼型的氣動性能影響規(guī)律研究。

1 協(xié)同射流翼型及其受力分析

協(xié)同射流主動流動控制技術(shù)是美國邁阿密大學(xué)查戈成團(tuán)隊(duì)[1]于2004年提出的流動控制新概念技術(shù)，指的是在翼型上表面前緣負(fù)壓區(qū)開口吹氣，在翼型上表面后緣高壓區(qū)開口吸氣，在翼型的內(nèi)部布置氣泵和管道。氣泵將吸入的氣體增壓后從前緣吹氣口噴出，經(jīng)吸氣口又將等量氣體吸入管道內(nèi)，如此循環(huán)，從而保持吹氣量與吸氣量相等。氣流從上翼面后緣高壓區(qū)經(jīng)管道流向上翼面前緣低壓區(qū)，這個(gè)過程很容易實(shí)現(xiàn)，且能量消耗低。其工作原理如圖1所示。

圖1 協(xié)同射流翼型工作原理Fig.1 Operating principle of co-flow jet airfoil

1.1 簡化模型

圖2(a)所示的簡化模型完全忽略了氣泵和內(nèi)部管道，是目前協(xié)同射流翼型數(shù)值模擬研究中最常見的簡化方式。

本文引入螺旋槳激勵盤模型[22]，提出了一種更符合實(shí)際的簡化模型(如圖2(b)所示)，即將內(nèi)部管道中的氣泵簡化成激勵盤。該簡化方式使得翼型受力分析更方便，同時(shí)可為氣泵的設(shè)計(jì)與選擇、內(nèi)部管道的優(yōu)化提供可靠的分析手段。

圖2 協(xié)同射流翼型的兩種簡化模型Fig.2 Two simplified models of co-flow jet airfoil

1.2 簡化模型受力分析

協(xié)同射流翼型在吹、吸氣的同時(shí)，會對翼型產(chǎn)生反作用力，因此，在計(jì)算翼型的升力和阻力時(shí)，必須考慮射流反作用力。

目前大多數(shù)研究采用如圖2(a)所示簡化模型，利用控制體分析方法，根據(jù)吹氣口和吸氣口處流動參數(shù)來計(jì)算射流反作用力[23]。該分析模型未考慮內(nèi)部管道，因此無法計(jì)及內(nèi)部管道所受的壓力和剪切力。

為彌補(bǔ)現(xiàn)有做法的缺陷，便于對協(xié)同射流系統(tǒng)進(jìn)行受力分析，本文采用一種基于激勵盤的簡化模型，即氣泵和內(nèi)部管道固連于翼型，組成一個(gè)完整的受力系統(tǒng)。激勵盤下游的滑流起到加速氣流的作用，而壓力增量產(chǎn)生反作用力，該力可以看做是外力通過激勵盤作用于整個(gè)系統(tǒng)(如圖3所示)。因此，在計(jì)算氣動力時(shí)，除了對翼型表面及內(nèi)部管道進(jìn)行壓力和剪切力積分，還要考慮激勵盤的反作用力，保證了協(xié)同射流系統(tǒng)受力的完整性。其中，激勵盤反作用力Fr的計(jì)算表達(dá)式為

Fr,d=(p2-p1)sacos(α+β)

(1)

Fr,l=(p2-p1)sasin(α-β)

(2)

式中：Fr,d為Fr在阻力方向的分量；Fr,l為Fr在升力方向的分量；p1、p2分別為氣泵增壓前后的壓力；sa為氣泵作用處管道的橫截面積；α為來流迎角；β為泵的安裝角(相對于翼型弦線)。若內(nèi)部管道平行于翼型的弦線，則β為0；若內(nèi)部管道相對于弦線逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，則β為負(fù)；若內(nèi)部管道相對于弦線順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，則β為正。

翼型的阻力D和升力L的表達(dá)式為

D=Rd+Fr,d

(3)

L=Rl-Fr,l

(4)

式中：Rd和Rl分別為氣動力(翼型表面和內(nèi)部管道表面的壓力和剪切力合力的積分)在阻力方向和升力方向的投影。

圖3 激勵盤反作用力示意圖Fig.3 Sketch of reaction force of actuator disk model

1.3 協(xié)同射流翼型的氣動特性

氣泵功率和氣泵功率系數(shù)的定義分別為[4]

(5)

(6)

傳統(tǒng)翼型的氣動效率定義為L/D，而協(xié)同射流翼型由于采用主動流動控制技術(shù)需要額外的能量消耗，因此，在計(jì)算氣動效率時(shí)，需考慮氣泵的能量消耗。根據(jù)文獻(xiàn)[23]，將氣泵消耗的功率等效為阻力，定義有效阻力和有效阻力系數(shù)，計(jì)算表達(dá)式分別為

De=D+P/V∞

(7)

CDe=CD+PC

(8)

式中：CD為翼型的阻力系數(shù)。同理，考慮氣泵功率消耗的升阻比，定義其為有效升阻比，計(jì)算公式為

(9)

對于傳統(tǒng)翼型，不存在氣泵，即能量消耗為0，則式(9)退化為傳統(tǒng)翼型的氣動效率計(jì)算公式。

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2 協(xié)同射流關(guān)鍵參數(shù)

本文涉及射流動量系數(shù)、吹氣口尺寸及位置、吸氣口尺寸及位置5個(gè)協(xié)同射流關(guān)鍵參數(shù)。

射流動量系數(shù)表達(dá)式為

式中：Vj為吹氣口射流速度。

吹/吸氣口的開口尺寸及開口位置如圖4所示。圖中x軸方向?yàn)橐硇拖揖€方向，y軸方向與x軸垂直。

3 協(xié)同射流翼型氣動分析方法及其驗(yàn)證

3.1 氣動分析方法

圖4 開口尺寸和開口位置示意圖Fig.4 Sketch of opening size and opening location

基于課題組自主開發(fā)的雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序——PMNS2D[24]，建立了適用于協(xié)同射流翼型的流動模擬方法。該程序基于結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(點(diǎn)對點(diǎn)搭接多塊網(wǎng)格形式)，采用格心有限體積法求解，可實(shí)現(xiàn)包括翼型在內(nèi)的任意二維幾何外形的定常/非定常繞流求解。定常模塊的時(shí)間推進(jìn)格式有龍格-庫塔和LU-SGS(Lower-Upper Symmetric-Gauss-Seidel)，非定常模塊的時(shí)間推進(jìn)格式為雙時(shí)間法。目前，流動求解程序包含的空間離散格式主要有：中心格式、Roe格式、AUSM(Advection Upstream Splitting Method)類格式等；包含的湍流模型有：B-L(Baldwin-Lomax)、S-A(Spalart-Allmaras)、k-ωSST(Shear Stress Transport)等；包含的流動轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法有基于線性穩(wěn)定性分析的eN方法和Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型。為了提高求解效率，相繼引入了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長、隱式殘值光順、多重網(wǎng)格、低速預(yù)處理、MPI(Message Passing Interface)并行等加速收斂技術(shù)。

對于傳統(tǒng)常規(guī)翼型的流動數(shù)值模擬，涉及的邊界條件主要是物面邊界、遠(yuǎn)場邊界和交界面邊界。對于協(xié)同射流翼型，還需設(shè)置激勵盤邊界條件，如圖5所示，圖中p為壓力，ρ為密度,V為速度，下標(biāo)“1”和“2”分別表示氣泵增壓前后的物理量。在實(shí)際計(jì)算過程中，通過改變激勵盤邊界處的壓力增量dp，使吹氣口處射流動量系數(shù)滿足預(yù)定要求。

圖5 激勵盤邊界條件Fig.5 Boundary condition of actuator disk model

在本文研究中，空間離散采用Jameson中心格式[25]，湍流模型選擇S-A[26]，時(shí)間推進(jìn)采用高效的牛頓型隱式LU-SGS[24]。同時(shí)，采用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長、隱式殘值光順、多重網(wǎng)格、低速預(yù)處理等加速收斂措施。

3.2 氣動分析方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證所提出的氣動分析方法的正確性，分別對基準(zhǔn)翼型NACA6415和協(xié)同射流翼型CFJ6415-065-13(吹氣口尺寸為0.65%c，位于7.5%c處；吸氣口尺寸為1.3%c，位于88.5%c處)進(jìn)行了繞流數(shù)值模擬，計(jì)算狀態(tài)為：來流馬赫數(shù)Ma∞=0.03，雷諾數(shù)Re∞=2.1×105。通過改變激勵盤邊界處壓力增量dp，使吹氣口處的射流動量系數(shù)與參考文獻(xiàn)[4]中一致，以便與試驗(yàn)值進(jìn)行對比。試驗(yàn)采用了前緣固定轉(zhuǎn)捩，因此本文數(shù)值模擬均基于全湍流假設(shè)。

圖7為不同迎角下，升力系數(shù)(CL)、阻力系數(shù)和氣泵功率系數(shù)的計(jì)算值(CFD)與試驗(yàn)值(test)對比(圖中Baseline代表NACA6415基準(zhǔn)翼型,CFJ代表協(xié)同射流翼型)。在升力系數(shù)線性段，計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好，而在大迎角狀態(tài)下，計(jì)算值與試驗(yàn)值存在較大誤差，其原因是RANS方法無法準(zhǔn)確模擬大分離流動。

基于上述分析，本文所有研究只針對線性段0°、5°和10°迎角的情況，從而確保計(jì)算結(jié)果和所得結(jié)論是可靠性的。

圖8為α=20°時(shí)，基準(zhǔn)翼型和協(xié)同射流翼型的馬赫數(shù)云圖和流線圖對比，由圖可知，吹氣口處射流速度很快，具有的能量也很高，射流與主流的湍流混合，使得能量從射流向主流單方向傳遞，克服逆壓梯度能力增強(qiáng)，從而抑制分離的能力增強(qiáng)。

圖6 協(xié)同射流翼型CFD求解網(wǎng)格Fig.6 Grids of co-flow jet airfoil for CFD solver

圖7 升力系數(shù)、阻力系數(shù)、氣泵功率系數(shù)計(jì)算值與 試驗(yàn)值的對比Fig.7 Comparison of CL, CD, PC between CFD results and test data

圖8 基準(zhǔn)翼型和協(xié)同射流翼型的馬赫數(shù)云圖和 流線圖對比(α=20°)Fig.8 Comparison of Mach number contours and streamlines between baseline and co-flow jet airfoil (α=20°)

圖9為α=20°時(shí)基準(zhǔn)翼型和協(xié)同射流翼型的壓力系數(shù)(Cp)分布對比，由圖可知：相比于基準(zhǔn)翼型，協(xié)同射流翼型的上表面具有更大的負(fù)壓，形成更大的前緣吸力效應(yīng)，從而升力系數(shù)顯著增加。此外，從圖8流線圖和圖9壓力系數(shù)曲線可以看出，協(xié)同射流翼型下表面的前緣駐點(diǎn)位置明顯后移，意味著有效迎角顯著提高，這也是升力系數(shù)能夠明顯提高的重要原因之一。

圖9 基準(zhǔn)翼型和協(xié)同射流翼型壓力系數(shù)分布 對比(α=20°)Fig.9 Comparison of pressure coefficient distribution between baseline and co-flow jet airfoil (α=20°)

4 關(guān)鍵參數(shù)的影響規(guī)律

本文以文獻(xiàn)[4]給定的射流動量系數(shù)Cμ=0.08、開口尺寸(吹氣口為0.65%c、吸氣口為1.3%c)、 開口位置(吹氣口位于7.5%c處、吸氣口位于88.5%c處)為基準(zhǔn)，開展協(xié)同射流關(guān)鍵參數(shù)影響規(guī)律研究，計(jì)算狀態(tài)固定為Ma∞=0.03，Re∞=2.1×105。

4.1 射流動量系數(shù)的影響

保持其他參數(shù)固定不變，在迎角分別為0°、5°和10°時(shí)，研究了射流動量系數(shù)對升力系數(shù)、有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響規(guī)律及機(jī)理。

由圖10可知，射流動量系數(shù)超過0.03時(shí)，射流翼型的升力系數(shù)大于基準(zhǔn)翼型。對于迎角為0°和5°的附著流動，射流翼型消耗的氣泵功率系數(shù)PC高于翼型阻力系數(shù)CD的減小量，導(dǎo)致其有效阻力高于基準(zhǔn)翼型，有效升阻比沒有明顯提高，甚至下降；而當(dāng)迎角達(dá)到10°時(shí)，流動出現(xiàn)較大的分離，射流翼型能夠以較小的功率消耗抑制分離，從而獲得較大的減阻收益，導(dǎo)致其有效阻力顯著低于基準(zhǔn)翼型，有效升阻比顯著高于基準(zhǔn)翼型。

迎角為0°和5°時(shí)的氣動性能變化規(guī)律相近，即隨著射流動量系數(shù)增加，升力系數(shù)逐漸增加，有效阻力系數(shù)先減小后增加，有效升阻比先增加后減小，氣泵功率系數(shù)增加較快。隨著迎角增加，最大升阻比對應(yīng)的射流動量系數(shù)也增加。

迎角為10°時(shí)，射流動量系數(shù)在0.016～0.037 范圍內(nèi)，氣動力變化最為顯著；隨著射流動量系數(shù)增加，升力系數(shù)先緩慢增加，然后迅速增加，最后緩慢線性增加；有效阻力系數(shù)先緩慢減小，然后迅速減小，最后逐漸增加；有效升阻比先緩慢增加，然后迅速增加，達(dá)到最大升阻比后又迅速下降；氣泵功率系數(shù)經(jīng)歷先增加，后減小，再增加的復(fù)雜過程。

圖10 射流動量系數(shù)對氣動性能的影響Fig.10 Effects of jet momentum coefficient on aerodynamic performance

為了揭示迎角為10°時(shí)變化規(guī)律的本質(zhì)，分別給出了射流動量系數(shù)為0.016、0.026和0.037的馬赫數(shù)云圖和流線圖，如圖11所示，分別對應(yīng)氣動力發(fā)生顯著變化的起始點(diǎn)、氣泵功率系數(shù)極大值和極小值等狀態(tài)?？梢钥闯?，迎角為10°時(shí)，射流動量系數(shù)增加到0.016，翼型上翼面仍然存在明顯的分離流動，因此氣動力并未出現(xiàn)明顯變化；隨著氣泵功率系數(shù)進(jìn)一步增加，能量注入更大，上翼面分離區(qū)減小，氣動力發(fā)生了顯著變化；當(dāng)射流動量系數(shù)增加到0.026時(shí)，氣泵功率系數(shù)達(dá)到局部極大值，但上翼面仍然存在較大分離區(qū)；隨著射流動量系數(shù)進(jìn)一步增加，分離區(qū)進(jìn)一步逐漸減小，升阻特性仍然變化顯著，當(dāng)射流動量系數(shù)增加到0.037時(shí)，分離區(qū)基本消失，此時(shí)氣泵功率系數(shù)達(dá)到局部極小值；當(dāng)流動分離被完全抑制時(shí)，隨著射流動量系數(shù)增加，升阻特性變化規(guī)律與小迎角狀態(tài)類似。

此外，相同射流動量系數(shù)下，5°迎角的氣泵功率系數(shù)均小于0°迎角的氣泵功率系數(shù)，原因是5°迎角的前緣負(fù)壓更大，后緣吸氣口和前緣吹氣口的壓差更大，因此更容易形成協(xié)同射流循環(huán)，這也是協(xié)同射流高效的重要原因。但是，10°迎角下，大分離流動導(dǎo)致后緣吸氣口與前緣吹氣口之間的壓差小，達(dá)到相同的射流動量系數(shù)時(shí)所消耗的氣泵功率更大；而當(dāng)射流動量系數(shù)增加到完全抑制分離流動時(shí)，相同射流動量系數(shù)下的氣泵功率消耗又是最低的。

綜上，迎角為10°時(shí)的變化規(guī)律比其他小迎角時(shí)的變化規(guī)律更為復(fù)雜的根本原因是迎角為10°時(shí)存在大分離流動，分離流動導(dǎo)致氣泵功率增加，并且隨著射流動量系數(shù)增加，流動分離被逐漸抑制，氣動力變化也最為劇烈。

圖11 不同射流動量系數(shù)下的馬赫數(shù)云圖和 流線圖(α=10°)Fig.11 Mach number contours and streamlines for different jet momentum coefficients(α=10°)

4.2 吹氣口尺寸的影響

保持其他參數(shù)不變，在迎角分別為0°、5°和10°時(shí)，研究了吹氣口尺寸對升力系數(shù)、有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響規(guī)律及機(jī)理。吹氣口尺寸變化范圍為0.52%c～1.30%c，如圖12所示。

由圖13可知，隨著吹氣口尺寸增加，升力系數(shù)幾乎不變；有效阻力系數(shù)先減后增，并且迎角越大，最小有效阻力系數(shù)對應(yīng)的吹氣口尺寸越??；有效升阻比先增后減，并且迎角越大，最大升阻比對應(yīng)的吹氣口尺寸越??；氣泵功率系數(shù)的變化規(guī)律與有效阻力系數(shù)的變化規(guī)律基本一致，說明氣泵功率系數(shù)在有效阻力系數(shù)中占主導(dǎo)地位。

圖14給出了迎角為10°時(shí)，不同吹氣口尺寸的馬赫數(shù)云圖和流線圖。在射流動量系數(shù)相同的條件下，隨著吹氣口尺寸增加，吹氣口速度減小，導(dǎo)致氣泵功率系數(shù)減小，從而有效阻力系數(shù)減小、有效升阻比增加。當(dāng)吹氣口尺寸達(dá)到0.91%c時(shí)，氣泵功率系數(shù)和有效阻力系數(shù)最小，有效升阻比最大，但此時(shí)吸氣口處的速度較低，必須從吸氣口上方吸入更多的氣流才能保證與吹氣口相等的質(zhì)量流量，因此在吸氣口管道內(nèi)形成一個(gè)小的分離渦。當(dāng)吹氣口尺寸進(jìn)一步增加時(shí)，吹氣口速度進(jìn)一步減小，甚至無法維持附著流動，同時(shí)吸氣口管道內(nèi)形成更嚴(yán)重的分離渦，導(dǎo)致氣泵功率系數(shù)和有效阻力系數(shù)反而增加，從而有效升阻比減小。因此，每一個(gè)迎角下，均存在一個(gè)最佳吹氣口尺寸，使得氣泵功率系數(shù)最小、有效升阻比最大。

圖12 最小和最大吹氣口尺寸示意圖Fig.12 Sketch of minimum and maximum injection sizes

圖13 吹氣口尺寸對氣動性能的影響(Cμ=0.08)Fig.13 Effects of injection size on aerodynamic performance (Cμ=0.08)

圖14 不同吹氣口尺寸下的馬赫數(shù)云圖和流線圖(α=10°)Fig.14 Mach number contours and streamlines for different injection sizes (α=10°)

4.3 吹氣口位置的影響

保持其他參數(shù)不變，在迎角分別為0°、5°和10°時(shí)，研究了吹氣口位置對升力系數(shù)、有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響規(guī)律及機(jī)理。吹氣口位置變化范圍為4.5%c～9.0%c，如圖15所示。

由圖16可知，相對于吹氣口尺寸，吹氣口位置的變化對升力系數(shù)幾乎沒有影響，對有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響很小，且無明顯規(guī)律。分析其原因主要是，不同吹氣口位置引起的翼型前緣吹氣口附近的負(fù)壓變化并不顯著，同時(shí)后緣吸氣口處的壓力系數(shù)分布基本不變，如圖17所示。

圖15 最小和最大吹氣口位置示意圖Fig.15 Sketch of minimum and maximum injection locations

圖16 吹氣口位置對氣動性能的影響(Cμ=0.08)Fig.16 Effects of injection location on aerodynamic performance (Cμ=0.08)

4.4 吸氣口尺寸的影響

保持其他參數(shù)不變，在迎角分別為0°、5°和10°時(shí)，研究了吸氣口尺寸對升力系數(shù)、有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響規(guī)律及機(jī)理。吸氣口尺寸變化范圍為0.78%c～1.82%c，如圖18所示。

圖17 不同吹氣口位置的壓力系數(shù)分布對比(α=10°)Fig.17 Comparison of pressure coefficient distribution at different injection locations(α=10°)

圖18 最小和最大吸氣口尺寸示意圖Fig.18 Sketch of minimum and maximum suction sizes

由圖19可知，隨著吸氣口尺寸增加，翼型的升力系數(shù)幾乎不變；有效阻力系數(shù)和氣泵功率系數(shù)逐漸減??；有效升阻比先增加，后趨于平穩(wěn)。吸氣口尺寸較小時(shí)，氣動力變化相對較大，并且迎角越大，變化越明顯。

圖19 吸氣口尺寸對氣動性能的影響(Cμ=0.08)Fig.19 Effects of suction size on aerodynamic performance (Cμ=0.08)

圖20給出了10°迎角下，不同吸氣口尺寸的馬赫數(shù)云圖和流線圖，可以看出，吸氣口尺寸較小(0.78%c)時(shí)，雖然吸氣口處氣流速度較高，但是通過吸氣口管道截面的質(zhì)量流量仍然無法維持與吹氣口相同的質(zhì)量流量，因此必須從吸氣口上方吸入額外的氣流以彌補(bǔ)流量的不足，導(dǎo)致吸氣口內(nèi)壁存在較大的分離流動，從而氣泵功率系數(shù)較大，相應(yīng)的有效阻力系數(shù)也就更大；隨著吸氣口尺寸增加，“流量不平衡”的問題得以緩解，分離逐漸減小直至消失，氣泵功率系數(shù)也因此逐漸減小。

圖20 不同吸氣口尺寸的馬赫數(shù)云圖和流線圖(α=10°)Fig.20 Mach number contours and streamlines for different suction sizes(α=10°)

隨著吸氣口尺寸增加，吸氣口內(nèi)壁存在的流動分離逐漸消失，流動發(fā)生了本質(zhì)變化，這是吸氣口尺寸較小時(shí)氣動力變化相對較大的主要原因，因此為避免吸氣口內(nèi)側(cè)出現(xiàn)分離流動，吸氣口尺寸不宜過小。

4.5 吸氣口位置的影響

保持其他參數(shù)不變，在迎角分別為0°、5°和10°時(shí)，研究了吸氣口位置對升力系數(shù)、有效阻力系數(shù)、有效升阻比和氣泵功率系數(shù)的影響規(guī)律及機(jī)理。吸氣口位置變化范圍為62.0%c～88.5%c，如圖21所示。

由圖22可知，吸氣口位置對翼型氣動力幾乎沒有影響，但隨著吸氣口位置向后移動，氣泵功率系數(shù)逐漸增加。圖23分別給出了迎角為10°時(shí)不同吸氣口位置的馬赫數(shù)云圖和流線圖，圖24給出了不同吸氣口位置的壓力系數(shù)分布。吸氣口位置越靠后，射流向主流輸送的能量越多，同時(shí)吸氣口處主流速度越低，因此氣泵加速氣流消耗能量越大，從而氣泵功率系數(shù)越大。

圖21 最小和最大吸氣口位置示意圖Fig.21 Sketch of minimum and maximum suction location

圖22 吸氣口位置對氣動性能的影響(Cμ=0.08)Fig.22 Effects of suction location on aerodynamic performance(Cμ=0.08)

圖23 不同吸氣口位置的馬赫數(shù)云圖和 流線圖(α=10°)Fig.23 Mach number contours and streamlines at different suction locations (α=10°)

圖24 不同吸氣口位置的壓力系數(shù)分布對比(α=10°)Fig.24 Comparison of pressure coefficient distribution at different suction locations (α=10°)

5 結(jié) 論

1) 本文提出的基于激勵盤模型的協(xié)同射流翼型繞流數(shù)值模擬方法是有效的。

2) 隨著射流動量系數(shù)增加，有效升阻比先增后減，而氣泵功率系數(shù)的總體趨勢是增加的。最大有效升阻比對應(yīng)的射流動量系數(shù)隨迎角增加而增大。大迎角狀態(tài)下，流動分離使得射流動量系數(shù)對翼型氣動性能的影響規(guī)律更加復(fù)雜。當(dāng)流動分離被完全抑制后，影響規(guī)律與小迎角附著流動狀態(tài)相似。

3) 隨著吹氣口尺寸增加，升力系數(shù)幾乎不變，有效阻力系數(shù)和氣泵功率系數(shù)存在一個(gè)最小值，從而有效升阻比存在一個(gè)最大值，該最大值對應(yīng)的吹氣口尺寸隨迎角增加而減小。

4) 隨著吸氣口尺寸增加，升力系數(shù)幾乎不變，有效阻力系數(shù)和氣泵功率系數(shù)逐漸減小，有效升阻比先增加，后很快趨于平穩(wěn)。為避免吸氣口內(nèi)壁出現(xiàn)分離，吸氣口尺寸應(yīng)不小于1%c。

5) 吹氣口位置和吸氣口位置對翼型氣動性能和氣泵功率系數(shù)的影響較小。