李奇軒 杜海 徐悅 萬(wàn)曦 張國(guó)鑫 王宇航

摘要：脈沖吹氣消耗的氣源少，控制效果更好，在無(wú)操縱面飛行器上有使用價(jià)值。本文對(duì)帶有吹氣裝置的機(jī)翼模型進(jìn)行了風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)，開(kāi)展了脈沖吹氣的增升、滾轉(zhuǎn)控制效果研究，以及吹氣脈沖頻率、占空比等參數(shù)對(duì)翼型升力、滾轉(zhuǎn)力矩的影響規(guī)律研究。結(jié)果表明，環(huán)量控制機(jī)翼在脈沖吹氣情況下能夠產(chǎn)生和定常吹氣相當(dāng)?shù)脑錾Ч?，在占空比?.8時(shí)，不同頻率下脈沖吹氣產(chǎn)生的升力系數(shù)和定常吹氣時(shí)基本一致。同時(shí)，脈沖吹氣能夠產(chǎn)生飛行所需的滾轉(zhuǎn)力矩，在占空比為0.8時(shí)，環(huán)量控制裝置產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩最大。

關(guān)鍵詞：脈沖吹氣；環(huán)量控制；滾轉(zhuǎn)控制；流動(dòng)控制；占空比

中圖分類號(hào)：V211.7文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.004

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（51806181）

近年來(lái)，飛行器的應(yīng)用日益廣泛，人們對(duì)新型飛行器短距起降、高機(jī)動(dòng)性、隱身性等方面提出了更高的要求。常規(guī)飛行器為了滿足良好的操縱性，在機(jī)翼和尾翼等位置布置了多個(gè)活動(dòng)操縱部件，通過(guò)機(jī)械式的操縱機(jī)構(gòu)來(lái)完成飛行姿態(tài)的控制。這種傳統(tǒng)的控制方式帶來(lái)了一系列問(wèn)題，包括噪聲污染、維護(hù)頻繁、隱身性能降低等[1-2]。理論和實(shí)踐證明，環(huán)量控制[3]（circulation control，CC）技術(shù)作為主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)的一種，通過(guò)產(chǎn)生射流在機(jī)翼后緣形成科恩達(dá)效應(yīng)（Coanda Effect）來(lái)改變環(huán)量，形成虛擬舵面，替代了原有的活動(dòng)部件，在不改變飛機(jī)幾何外形的同時(shí)，減輕了重量，降低了使用維護(hù)成本，提高了軍用飛機(jī)的隱身性能，明顯改善了環(huán)境和安全問(wèn)題，在飛行器的性能改善和主動(dòng)控制等方面具有廣闊的應(yīng)用前景[4]。

1904年，普朗特首次利用吸氣的方式控制分離，主動(dòng)流動(dòng)技術(shù)開(kāi)始興起。1910年，發(fā)現(xiàn)并研究了科恩達(dá)效應(yīng)，但直至20世紀(jì)60年代，大量關(guān)于科恩達(dá)效應(yīng)的研究才開(kāi)始。Kind[5]等采用環(huán)量控制技術(shù)在一個(gè)較低的動(dòng)量系數(shù)下得到了一個(gè)高升力系數(shù)CL= 6。Englar[6]等將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于A-6/ CCW STOL并進(jìn)行了試飛。2010年，英國(guó)BAE系統(tǒng)公司（BAE System）聯(lián)合多所高校開(kāi)發(fā)的Demon無(wú)人驗(yàn)證機(jī)[7]在試飛期間僅依靠噴射氣流完成了升降和轉(zhuǎn)向控制，該機(jī)射流飛行控制系統(tǒng)就是由環(huán)量控制和射流推力矢量?jī)刹糠謽?gòu)成。Packard[8]等發(fā)現(xiàn)脈沖吹氣減小了低雷諾數(shù)下層流翼型表面的流動(dòng)分離。劉杰[9]等發(fā)現(xiàn)鴨翼展向脈沖吹氣能夠在中大迎角范圍內(nèi)增加升力，且脈沖寬度越高，布局升力越大，失速迎角也越大。王萬(wàn)波[10]等通過(guò)數(shù)值模擬研究了占空比、動(dòng)量系數(shù)等參數(shù)對(duì)無(wú)縫襟翼翼型升阻力影響規(guī)律，得出動(dòng)量系數(shù)小于臨界動(dòng)量系數(shù)時(shí)，脈沖吹氣增升效果優(yōu)于定常吹氣。

本文論述通過(guò)試驗(yàn)手段研究利用氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)和射流控制的環(huán)量控制機(jī)翼在脈沖吹氣下機(jī)翼升力和滾轉(zhuǎn)力矩的變化規(guī)律，并對(duì)吹氣頻率、占空比等對(duì)脈沖吹氣效果的影響做了對(duì)比研究。

1試驗(yàn)設(shè)備、模型及試驗(yàn)方法

1.1環(huán)量控制裝置設(shè)計(jì)

環(huán)量控制技術(shù)一般由固定的幾何升力面和圓形后緣組成，在升力面和圓形后緣之間（即接近后緣的位置）開(kāi)口，在機(jī)翼內(nèi)部空腔形成高壓氣流并通過(guò)開(kāi)口沿著物面切向產(chǎn)生射流，射流與外流混合后沿著彎曲的圓形后緣表面形成附壁效應(yīng)[11]，如圖1所示。射流沿著科恩達(dá)表面移動(dòng)的距離越大，后駐點(diǎn)位置越靠下，在射流作用下，孔口后邊界層內(nèi)的速度和動(dòng)量快速升高，靜壓降低，使孔口前后壓力差變大，帶動(dòng)上表面的流速增大，前駐點(diǎn)位置不斷下移，翼型環(huán)量值增加，升力變大。同時(shí)射流與外流混合，產(chǎn)生類似于襟副翼的效果。脈沖吹氣動(dòng)量系數(shù)[12]定義為：

環(huán)量控制裝置影響因素有很多，主要有射流出口高度h、后緣半徑RCC、射流出口展向速度均勻性等[13]。本文設(shè)計(jì)的環(huán)量控制裝置射流出口高度h為0.3mm，科恩達(dá)后緣半徑RCC為4.5mm。

環(huán)量控制裝置由噴管、導(dǎo)流裝置、射流孔和科恩達(dá)后緣組成，由高壓氣罐提供氣源，整個(gè)導(dǎo)流裝置埋入機(jī)翼內(nèi)部，導(dǎo)流裝置如圖2所示。噴管的一端連接外部高壓儲(chǔ)氣罐，另一端連接導(dǎo)流裝置，后緣處有一條488.928mm長(zhǎng)的出氣縫，后緣半徑與射流高度比值RCC/h=15。為了使出氣均勻，噴管內(nèi)部設(shè)置了導(dǎo)流片，導(dǎo)流片呈曲線狀將內(nèi)腔分為6個(gè)區(qū)域，導(dǎo)流片的厚度為1mm，在接近進(jìn)氣口處設(shè)有倒圓角。為了實(shí)現(xiàn)與舵面一樣的功能，使氣流發(fā)生上下偏轉(zhuǎn)，將噴管從進(jìn)氣口開(kāi)始設(shè)計(jì)成上下獨(dú)立的兩部分，由中部的一塊平板隔開(kāi)，上下兩部分內(nèi)腔體積相等，為下半部分管道提供氣源的高壓儲(chǔ)氣罐閥門打開(kāi)時(shí)，外部氣流被吸入下半部分管道，該股氣流從出氣縫射出時(shí)會(huì)沿圓形科恩達(dá)后緣向上偏轉(zhuǎn)。同樣的原理，當(dāng)為上半部分管道提供氣源的高壓儲(chǔ)氣罐閥門打開(kāi)時(shí)，外部氣流被吸入上半部分管道，該股氣流從出氣縫射出時(shí)會(huì)沿圓形科恩達(dá)后緣向下偏轉(zhuǎn)。

1.2風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

圖3是環(huán)量控制等值機(jī)翼模型圖，機(jī)翼展長(zhǎng)為460mm，后掠角為39.959°，弦長(zhǎng)為320.842mm，噴口出氣寬度LCC為488.928mm。

1.3試驗(yàn)設(shè)備

測(cè)力試驗(yàn)在西華大學(xué)的XHWT風(fēng)洞中進(jìn)行。XHWT風(fēng)洞為低速回流式風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸為3m×1.2m×1.2m，可控制風(fēng)速為0.5～60m/s，收縮比為7.11，湍流強(qiáng)度ε≤0.5%，氣流偏角|Δα|≤0.50，|Δβ|≤0.50。

試驗(yàn)采用盒式六分量應(yīng)變天平，天平響應(yīng)頻率大于80Hz，總體尺寸為200mm×100mm×60mm的矩形結(jié)構(gòu)，天平六分量的量程和校準(zhǔn)精度見(jiàn)表1，表中X、Y和Z為三個(gè)方向。

整個(gè)天平測(cè)力系統(tǒng)由天平、高精度直流電源、精密信號(hào)放大器、東華DH8300N動(dòng)態(tài)信號(hào)采集卡以及采集處理軟件構(gòu)成。高精度直流電源為天平提供直流電源，天平受力產(chǎn)生的微弱測(cè)量信號(hào)經(jīng)過(guò)信號(hào)放大器放大后輸送到東華采集系統(tǒng)，再經(jīng)過(guò)采集處理軟件的采集和處理，將各通道電信號(hào)轉(zhuǎn)換為模型各分量的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩系數(shù)。

2測(cè)試系統(tǒng)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證試驗(yàn)系統(tǒng)測(cè)量的精確性，在來(lái)流風(fēng)速為20m/s時(shí)，測(cè)量半模機(jī)翼模型的升阻力變化，重復(fù)4次。模型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線如圖4所示，升力系數(shù)的偏差量在±（0.002～0.008）之內(nèi)，標(biāo)準(zhǔn)差為0.016，升力系數(shù)曲線重復(fù)性較好。阻力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖5所示，阻力系數(shù)的偏差量在±（0.009～0.03）之內(nèi)，標(biāo)準(zhǔn)差為0.015，升阻力系數(shù)曲線反映的失速迎角相對(duì)應(yīng)，測(cè)量系統(tǒng)滿足試驗(yàn)要求。

3氣動(dòng)力控制結(jié)果

試驗(yàn)所用的高頻電磁閥工作范圍是0～25Hz，工作壓力范圍≤1.2MPa。重點(diǎn)研究脈沖參數(shù)（包括脈沖頻率、占空比）對(duì)升力的影響規(guī)律，并揭示脈沖吹氣獲得較高氣動(dòng)收益的機(jī)理。試驗(yàn)中使用的脈沖吹氣頻率分別為f =0.7Hz，5Hz和20Hz；測(cè)力迎角范圍-4°～28°，間隔2°。試驗(yàn)中占空比（Duty Cycle，DC）定義為一個(gè)周期內(nèi)吹氣時(shí)間占總時(shí)間的比例，使用了4個(gè)占空比參數(shù)，分別為DC=0.2，0.5，0.8，1.0。

圖6～圖8是來(lái)流風(fēng)速20m/s，脈沖吹氣頻率為0.7Hz，5Hz和20Hz時(shí)，不同占空比情況下，定常吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ=0.02時(shí)，升力系數(shù)隨迎角變化曲線?？梢钥吹?，在-4°～ 20°迎角范圍內(nèi)，隨迎角的增加，升力系數(shù)線性增加。這一現(xiàn)象的增升機(jī)理是在機(jī)翼后緣位置吹氣可以延遲流動(dòng)分離，減少上翼面后緣部分的低能流體，增加流向動(dòng)量，從而使得繞機(jī)翼的環(huán)量增加，提升升力；在20°～28°迎角范圍內(nèi)，同一頻率下，不同占空比的升力系數(shù)差別不大（除占空比為0.2之外），這是因?yàn)榇藭r(shí)翼面流動(dòng)處于完全分離狀態(tài)，吹氣對(duì)其產(chǎn)生的影響小，因此改變占空比的升力系數(shù)基本保持不變。

從圖6～圖8中還可以發(fā)現(xiàn)，吹氣頻率一定時(shí)，升力系數(shù)隨著占空比的增加而不斷增加。這是由于占空比的增加，兩次吹氣射流之間的時(shí)間縮短，對(duì)模型所產(chǎn)生的影響時(shí)間變長(zhǎng)，同時(shí)其產(chǎn)生影響的衰減量將減少，最終脈沖吹氣的增升效果將隨著占空比的增加而增加。試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)頻率為0.7Hz和5Hz且占空比為0.2時(shí)的升力系數(shù)遠(yuǎn)低于其他工況，因此沒(méi)有研究頻率為20Hz、占空比為0.2時(shí)的升力系數(shù)變化曲線。

圖9～圖11是來(lái)流風(fēng)速為20m/s，占空比DC=0.2，0.5，0.8時(shí)，不同頻率下升力系數(shù)隨迎角的變化曲線?？梢钥闯觯伎毡菵C=0.2時(shí)，隨著吹氣頻率的增加，升力系數(shù)增加，但和定常吹氣時(shí)偏差較大；占空比DC=0.5時(shí)，隨著吹氣頻率的增加，升力系數(shù)接近于定常吹氣；DC=0.8時(shí)，不同吹氣頻率下升力系數(shù)差別不大，這是由于占空比較大時(shí)，兩次吹氣射流之間的時(shí)間已經(jīng)很短，在迎角小于20°時(shí)，翼面流動(dòng)處于穩(wěn)定狀態(tài)，脈沖吹氣所產(chǎn)生的環(huán)量增升效果已經(jīng)和定常吹氣基本相同，因此改變吹氣頻率的升力基本沒(méi)有變化。

4滾轉(zhuǎn)力矩控制結(jié)果

常規(guī)布局飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩控制是通過(guò)副翼的差動(dòng)偏轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)。本文采用的環(huán)量控制裝置進(jìn)行滾轉(zhuǎn)力矩控制時(shí)，通過(guò)單側(cè)的吹氣來(lái)實(shí)現(xiàn)，如要實(shí)現(xiàn)左滾則上翼面吹氣，相當(dāng)于副翼下偏，使得右側(cè)機(jī)翼升力增加，產(chǎn)生一個(gè)左滾力矩；同理，如要實(shí)現(xiàn)右滾則下翼面吹氣，相當(dāng)于副翼上偏，產(chǎn)生一個(gè)右滾力矩。

試驗(yàn)中選定來(lái)流風(fēng)速為20m/s，研究不同吹氣頻率和占空比下脈沖吹氣所產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩。圖12～圖14分別是吹氣頻率0.7Hz，5Hz和20Hz時(shí)不同占空比下的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線?？梢钥吹?，在-4°～20°迎角范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨著迎角的增加而增大，在迎角為20°時(shí)達(dá)到最大，之后滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)迅速下降，是因?yàn)榇藭r(shí)已經(jīng)失速，升力迅速降低；當(dāng)吹氣頻率一定時(shí)，隨著占空比的增加，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大。當(dāng)吹氣頻率f =0.7Hz，5Hz，占空比DC= 0.2時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線與較高占空比時(shí)相差較大，是由于此時(shí)占空比較小，脈沖射流對(duì)翼面流動(dòng)的影響減弱，使得滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)較低。

圖15～圖17是占空比DC=0.2，0.5，0.8時(shí)，在不同頻率下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。可以看到，占空比為0.2時(shí)，隨著吹氣頻率的提高，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變大，但此時(shí)占空比較小，兩次吹氣射流之間的時(shí)間較長(zhǎng)，脈沖吹氣對(duì)模型產(chǎn)生的影響減少，使得滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)明顯低于其他工況；占空比為0.5時(shí)，吹氣頻率增大到一定程度后，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)不再增加；占空比為0.8時(shí)，隨吹氣頻率的增加，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)差別不大，原因可能是占空比較大時(shí)，兩次脈沖射流之間的間隔已經(jīng)很短，此時(shí)通過(guò)增加頻率對(duì)流動(dòng)產(chǎn)生的影響與定常吹氣時(shí)效果基本相同，致使環(huán)量機(jī)翼的滾轉(zhuǎn)力矩基本不變。

5結(jié)論

本文通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)環(huán)量控制機(jī)翼在脈沖吹氣下的氣動(dòng)力和滾轉(zhuǎn)特性進(jìn)行了探究，得到以下結(jié)論：

（1）通過(guò)研究脈沖吹氣下環(huán)量控制機(jī)翼對(duì)升力的影響，發(fā)現(xiàn)脈沖吹氣能夠產(chǎn)生和定常吹氣相當(dāng)?shù)脑錾ЧＴ诓煌禋忸l率下，占空比為0.8時(shí)增升效果最好。

（2）通過(guò)改變脈沖吹氣的參數(shù)，包括占空比、吹氣頻率，脈沖吹氣下環(huán)量控制裝置可以改變飛行器兩側(cè)機(jī)翼的升力，達(dá)到對(duì)飛行器滾轉(zhuǎn)氣動(dòng)力矩的控制。因此在環(huán)量機(jī)翼中可以考慮使用脈沖吹氣來(lái)進(jìn)行飛行器的滾轉(zhuǎn)控制。

（3）在吹氣量更少的情況下，脈沖吹氣能夠產(chǎn)生一定的滾轉(zhuǎn)力矩。脈沖吹氣頻率一定時(shí)，增大占空比可以增大滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。在占空比為0.8時(shí)，不同頻率下產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)基本一致，此時(shí)兩次脈沖吹氣之間的間隔很短，脈沖吹氣對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生影響的時(shí)間加長(zhǎng)，使得此時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩基本保持不變。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

李奇軒（1994-）男，碩士。主要研究方向：實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)。

Tel：18635800518

E-mail：519087505@qq.com

杜海（1985-）男，講師，博士。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)及飛行器總體設(shè)計(jì)。

Tel：15196686983

E-mail：duhai@mail.xhu.edu.cn

Experimental Study on Aerodynamic Characteristics of Circulation Control Wing under Pulse Blowing

Li Qixuan1，Du Hai1，*，Xu Yue2，Wan Xi2，Zhang Guoxin2，Wang Yuhang2

1. Xihua University，Chengdu 610039，China

2. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

Abstract： Pulse blowing consumes less air source and has better control effect， so it is valuable in the flapless aircraft. In this paper， the wind-tunnel force measurement experiment of the wing model with air blowing device was conducted， the effect of pulse blowing on lift-enhancement and roll control was studied， and also the study on influence of pulse frequency， duty cycle and other parameters on lift and roll moment of the airfoil was conducted. The results show that under the condition of pulse blowing， the circulation control wing can produce the same lift effect as the steady blowing. When the duty cycle is 0.8， the lift coefficient of pulse blowing at different frequencies is basically the same as that of the steady blowing. At the same time， pulse blowing can produce the roll moment needed for flight. When the duty cycle is 0.8， the roll moment produced by the circulation control device is the largest.

Key Words： pulse blowing； circulation control； roll control； flow control； duty cycle