劉影 李春鵬 張鐵軍 錢戰(zhàn)森

摘要：針對(duì)民用飛機(jī)連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣機(jī)翼在起降大偏度狀態(tài)由于后緣流動(dòng)分離導(dǎo)致升力損失的問題，選取振蕩射流發(fā)生器開展流動(dòng)控制機(jī)理和應(yīng)用研究。首先基于二維流場(chǎng)通過給定不同入口參數(shù)分析了控制器內(nèi)外流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律，然后選取典型民機(jī)機(jī)翼二維翼段，通過對(duì)常規(guī)開縫后緣襟翼和有/無(wú)控制器的連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣開展升力特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的對(duì)比，分析了振蕩射流發(fā)生器在三維流場(chǎng)的流動(dòng)控制能力。結(jié)果表明，振蕩射流發(fā)生器能夠通過輸出周期性擺動(dòng)的高速射流有效消除后緣翼面分離，使連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣的升力達(dá)到與開縫襟翼相當(dāng)?shù)乃健?/p>

關(guān)鍵詞：振蕩射流發(fā)生器；后緣分離；流動(dòng)控制

中圖分類號(hào)：V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.005

基金項(xiàng)目：國(guó)家研究項(xiàng)目“變彎度機(jī)翼技術(shù)（VCAN）”

流動(dòng)分離是飛機(jī)繞流中普遍存在的現(xiàn)象，往往會(huì)使得飛機(jī)的阻力增大、升力減小，甚至導(dǎo)致失速提前，對(duì)飛行造成嚴(yán)重危害。因此，加深對(duì)分離流動(dòng)物理過程的認(rèn)識(shí)，發(fā)展分離流動(dòng)控制技術(shù)，一直是人們關(guān)注的焦點(diǎn)。

流動(dòng)控制技術(shù)按控制方式分為被動(dòng)控制與主動(dòng)控制，被動(dòng)控制是沒有輔助能量消耗的流動(dòng)控制方法。這種控制技術(shù)通過改變流動(dòng)邊界條件、壓強(qiáng)（壓力）梯度等達(dá)到控制流動(dòng)的目的，主要采用調(diào)節(jié)優(yōu)化幾何型面來(lái)實(shí)現(xiàn)。這種控制是事先確定的，當(dāng)實(shí)際情況偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)，控制效果有可能達(dá)不到最佳設(shè)計(jì)狀態(tài)。

主動(dòng)控制是將輔助能量注入流場(chǎng)的流動(dòng)控制方法。主動(dòng)控制包括以表面相對(duì)運(yùn)動(dòng)、吹吸氣、合成射流、激光、電子束、等離子體等[1-8]為載體的能量輸入方式。其中振蕩射流發(fā)生器有著體積緊湊、設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、節(jié)省能量、效果顯著等優(yōu)點(diǎn)，是一種很有前景的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。國(guó)內(nèi)外對(duì)于振蕩射流發(fā)生器已經(jīng)開展了較為廣泛的研究。

在振蕩射流發(fā)生器流動(dòng)機(jī)理研究方面，Johnson等[9]采用非定常流動(dòng)數(shù)值模擬方法對(duì)振蕩射流發(fā)生器內(nèi)部的流動(dòng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析，發(fā)現(xiàn)了振蕩射流發(fā)生器出口處頻率與最大速度之間存在的線性關(guān)系。吳西云等[10]利用數(shù)值模擬方法研究了振蕩射流發(fā)生器內(nèi)部的回流特性和切換機(jī)理。姬忠禮等[11]利用粒子圖像測(cè)速（PIV）技術(shù)開展了振蕩射流流動(dòng)控制的風(fēng)洞試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在振蕩射流發(fā)生器噴嘴和尖劈之間存在著旋轉(zhuǎn)方向相反的交替渦流，導(dǎo)致尖劈的兩端形成壓力擾動(dòng)，正是這種干擾波與不穩(wěn)定射流的相互作用誘發(fā)流動(dòng)振蕩。

在振蕩射流發(fā)生器應(yīng)用研究方面，Rathay等[12-13]首次證明了振蕩射流流動(dòng)控制系統(tǒng)在增大垂直尾翼側(cè)向力控制效能方面的有效性。Shmilovich等[14]將32個(gè)振蕩射流發(fā)生器安裝在垂直尾翼迎風(fēng)側(cè)，驗(yàn)證了其在增強(qiáng)方向控制、降低排放和提高飛機(jī)性能等方面的作用。Graff等[15]進(jìn)一步研究了振蕩射流發(fā)生器尺寸和間距的影響，并討論了振蕩射流發(fā)生器對(duì)后掠翼橫向流動(dòng)的控制能力。參考文獻(xiàn)[16]～參考文獻(xiàn)[20]也開展了利用振蕩射流發(fā)生器進(jìn)行垂直尾翼流動(dòng)控制研究。

本文以民用飛機(jī)連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣機(jī)翼為流動(dòng)控制對(duì)象，針對(duì)其在起降大偏度狀態(tài)由于后緣流動(dòng)分離導(dǎo)致升力損失的問題，開展了振蕩射流發(fā)生器的控制機(jī)理和應(yīng)用分析研究。借助非定常流動(dòng)數(shù)值模擬方法，明晰了典型振蕩射流發(fā)生器的流動(dòng)機(jī)理，探索了其應(yīng)用規(guī)律，然后通過不同構(gòu)型升力特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的對(duì)比，分析了振蕩射流發(fā)生器的三維流場(chǎng)控制效果，旨在為將該類流動(dòng)控制器進(jìn)一步推廣至工程應(yīng)用提供技術(shù)支撐。

1振蕩射流發(fā)生器模型

本文選用振蕩射流發(fā)生器模型如圖1所示[17]。該模型為雙喉道噴管，在后喉道前的腔體兩側(cè)布置對(duì)稱的反饋回路結(jié)構(gòu)。該模型產(chǎn)生振蕩射流的原理主要體現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是前喉道處的反饋回路擾動(dòng)，即在一定的入口壓力條件下，氣流除在模型中心腔體形成流動(dòng)外，后喉道附近的流動(dòng)擾動(dòng)也會(huì)通過反饋回路回傳到前喉道附近，由此影響中心腔體流場(chǎng)形成周期交替的振蕩流動(dòng)。二是采用大擴(kuò)張角的射流出口，即基于科恩達(dá)（Coanda）效應(yīng)設(shè)定較大的出口擴(kuò)張角，使在后喉道前出現(xiàn)偏離中心的流動(dòng)通過后喉道仍能保持原來(lái)的流動(dòng)方向，進(jìn)而在模型出口形成周期交替的振蕩流動(dòng)。

本文參照參照文獻(xiàn)[19]完成振蕩射流發(fā)生器模型設(shè)計(jì)，其中振蕩射流發(fā)生器流動(dòng)機(jī)理分析采用二維模型，振蕩射流發(fā)生器應(yīng)用研究模型是在二維模型的基礎(chǔ)上，根據(jù)三維翼段特征尺寸縮放拉伸而成。二維模型尺寸參數(shù)見表1。

2計(jì)算方法

本文采用的振蕩射流發(fā)生器參數(shù)研究的計(jì)算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，二維模型計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格量約為10萬(wàn)，三維模型計(jì)算網(wǎng)格約為500萬(wàn)，壁面第一層邊界層高度為特征長(zhǎng)度的10-6。流場(chǎng)解算控制方程為基于有限體積法的URANS方程，空間離散格式采用ROE格式，湍流模型為SA一方程模型。射流振蕩發(fā)生器入口設(shè)置壓力入口邊界，物面采用無(wú)滑移邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件為Ma0.2，壓力p∞=105Pa。物理時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)為0.0001s。

3振蕩射流發(fā)生器流動(dòng)機(jī)理分析

設(shè)定入口壓比PR為控制參數(shù)，PR為振蕩射流發(fā)生器入口壓力pin與來(lái)流壓力p∞的比值，即PR=pin/p∞，本文研究的壓比變化范圍為PR=1.4～5。

為了分析振蕩射流發(fā)生器出口射流的振蕩特性，在距模型出口一定距離處布置三個(gè)馬赫數(shù)監(jiān)控點(diǎn)，監(jiān)控點(diǎn)位置如圖3所示。

振蕩射流發(fā)生器流量系數(shù)、出口最大馬赫數(shù)和出口射流振蕩頻率隨壓比PR變化如圖4所示。

流量系數(shù)Cμ定義為喉道處流量和來(lái)流流量的比值，即Cμ=ρthuthAth/ρ∞u∞Aref，其中ρth，uth，Ath分別為喉道處密度、速度、面積；ρ∞，u∞分別為來(lái)流密度和速度，Aref為振蕩射流發(fā)生器出口面積。

可以看出，流量系數(shù)隨壓比增加呈線性變化規(guī)律，出口最大馬赫數(shù)Ma隨壓比增加而增大，當(dāng)壓比大于2時(shí)，出口最大馬赫數(shù)Ma隨壓比增加的幅度有所減小。出口射流振蕩周期隨壓比增加而減小，且在壓比大于2時(shí)，變化速度突然減慢，基本變化不大。

以壓比為2時(shí)的流場(chǎng)為基準(zhǔn)，壓比為1.4時(shí)，出口流量系數(shù)減小40%，出口最大馬赫數(shù)Ma減小43%，出口射流振蕩周期增加36%，壓比為5時(shí)，出口流量系數(shù)增加142%，出口最大馬赫數(shù)Ma增加120%，出口射流振蕩周期減小25%。

典型壓比下出口監(jiān)控點(diǎn)馬赫數(shù)Ma隨時(shí)間變化對(duì)比如圖5所示?？梢钥闯?，壓比為1.4時(shí)中心點(diǎn)馬赫數(shù)變化連續(xù)性較好，但偏離中心點(diǎn)位置的最大速度區(qū)存在較大的速度波動(dòng)。不同監(jiān)控點(diǎn)的速度基本相當(dāng)，表明出口射流擺動(dòng)幅度較大，基本能夠覆蓋出口扇形區(qū)。壓比為2.0時(shí)，各監(jiān)控點(diǎn)的速度都具有較好的連續(xù)性，在高速區(qū)的速度波動(dòng)明顯減弱。各監(jiān)控點(diǎn)馬赫數(shù)Ma對(duì)比表明核心射流范圍明顯減小，但在核心射流范圍之外的監(jiān)控點(diǎn)P1的馬赫數(shù)Ma也與壓比為1.4時(shí)相當(dāng)。壓比為5.0時(shí)，不同監(jiān)控點(diǎn)的最大馬赫數(shù)Ma相差較多，但相同位置的Ma都大于小壓比的情況。

為了明確壓比為1.4時(shí)監(jiān)控點(diǎn)Ma不規(guī)則變化的原因，基于監(jiān)控點(diǎn)1的馬赫數(shù)Ma隨時(shí)間變化曲線（見圖5（a））選取特征時(shí)刻進(jìn)行流場(chǎng)分析，如圖6所示。

壓比為1.4時(shí)的特征時(shí)刻，振蕩射流發(fā)生器內(nèi)部及出口馬赫數(shù)Ma云圖對(duì)比如圖7所示。通過不同時(shí)刻的對(duì)比可以看出，出口流速較低B、D、F時(shí)刻射流出口速度的減小與反饋回路的速度增加明顯相關(guān)，即反饋回路的流動(dòng)減小了出口速度，導(dǎo)致在速度峰值區(qū)的速度不連續(xù)變化。

不同壓比典型時(shí)刻流場(chǎng)對(duì)比如圖8所示。可以看出，隨著壓比增大，射流核心區(qū)的長(zhǎng)度和寬度都明顯增加，尤其在壓比為5時(shí)，在振蕩射流發(fā)生器出口形成超聲速射流。從下游流場(chǎng)對(duì)比來(lái)看，盡管高壓比時(shí)擺動(dòng)效應(yīng)有所減弱，但是速度明顯增加且控制范圍明顯增大的射流顯然具有更強(qiáng)的流動(dòng)控制能力。

4后緣連續(xù)偏轉(zhuǎn)翼段后緣分離的流動(dòng)控制

基于二維流場(chǎng)計(jì)算開展的射流振蕩發(fā)生器入口壓比與流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的相互關(guān)系研究基礎(chǔ)上，本節(jié)進(jìn)一步探討其在真實(shí)機(jī)翼三維復(fù)雜流場(chǎng)結(jié)構(gòu)中的流動(dòng)控制能力。為使研究簡(jiǎn)潔明了，這里選取典型民機(jī)機(jī)翼的二維翼段作為研究對(duì)象開展流動(dòng)控制應(yīng)用研究。

4.1后緣連續(xù)偏轉(zhuǎn)翼段模型

選取某民機(jī)帶有前后緣開縫襟翼的起降構(gòu)型內(nèi)翼翼型拉伸形成二維開縫襟翼翼段，以此為基礎(chǔ)修改后緣開縫襟翼為連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣襟翼，形成連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段。兩種翼段模型對(duì)比如圖9所示，左圖為常規(guī)開縫襟翼翼段，右圖為連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段。

計(jì)算來(lái)流條件為Ma0.2，迎角為0°，基于翼段弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為Re=1.32×107。該典型計(jì)算狀態(tài)下兩種翼段流場(chǎng)對(duì)比如圖10所示。連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段因?yàn)樵诤缶墰]有高能氣流注入，存在比較明顯的氣流分離，將導(dǎo)致升力出現(xiàn)顯著損失。

在連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段上安裝振蕩射流發(fā)生器會(huì)使表面形成臺(tái)階，有無(wú)臺(tái)階的翼段的表面極限流線和壓力分布對(duì)比如圖11所示?？梢钥闯?，臺(tái)階的存在使得后緣流動(dòng)分離位置相對(duì)固定，并未對(duì)分離位置和表面壓力產(chǎn)生明顯的影響，在振蕩射流發(fā)生器的應(yīng)用研究中，可以忽略臺(tái)階對(duì)后緣流動(dòng)的干擾。

4.2連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段的振蕩射流控制

針對(duì)后緣存在明顯分離的連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段，在后緣分離線附近平行布置振蕩射流發(fā)生器，振蕩射流發(fā)生器出口高度與開縫襟翼主翼翼段后緣厚度相同，振蕩射流發(fā)生器出口寬高比為10，相鄰振蕩射流發(fā)生器出口中心間距與出口寬度比值為3.5，射流出口方向與當(dāng)?shù)匾砻媲邢驃A角為10°。帶振蕩射流發(fā)生器連續(xù)偏轉(zhuǎn)后緣翼段模型如圖12所示。

振蕩射流發(fā)生器出口流量及翼段升力隨振蕩射流發(fā)生器入口壓比變化曲線如圖13所示。可以看出，在出口流量方面，當(dāng)入口壓比較小時(shí)，控制器出口流量增加較快，當(dāng)壓比大于1.6時(shí)，控制器出口流量隨壓比近似線性變化，但增量較低壓比時(shí)略小。在翼段升力方面，當(dāng)壓比大于2.0時(shí)，翼段升力隨入口壓比近似線性增加，當(dāng)壓比為5.0時(shí)，翼段升力達(dá)到二維開縫襟翼升力的95%，與二維開縫襟翼翼段相當(dāng)。

在振蕩射流發(fā)生器出口布置監(jiān)控點(diǎn)，振蕩射流發(fā)生器壓比為5.0時(shí)，射流控制器出口監(jiān)控點(diǎn)馬赫數(shù)隨時(shí)間變化如圖14所示?？梢钥闯觯袷幧淞靼l(fā)生器出口射流呈周期性擺動(dòng)，射流出口最大馬赫數(shù)為0.98，最大偏轉(zhuǎn)位置射流最大馬赫數(shù)為0.93，最小馬赫數(shù)為0.6，射流擺動(dòng)周期為0.03s。

Liu Ying*，Li Chunpeng，Zhang Tiejun，Qian Zhansen

Aero Science Key Lab of High Reynolds Aerodynamic Force at High Speed，AVIC Aerodynamics Research Institute，Shenyang 110134，China

Abstract： In order to solve the problem of obvious flow separation leading to lift loss on the trailing edge of continuous deflection wing of civil aircraft under take-off and landing conditions， an oscillating jet generator is selected to study the flow control mechanism and application. Firstly， based on the two-dimensional flow field， the change rules of the flow field structure inside and outside the controller are analyzed by giving different inlet pressures. And then， a typical civil aircraft wing 2D wing section is selected. The conventional slotted trailing edge flaps and the continuous deflection of the trailing edge with and without the controller are used to compare the lift characteristics and the flow field structure， and the flow control ability of the oscillating jet generator in the three-dimensional flow field is analyzed. The results show that the oscillating jet generator can effectively eliminate the trailing edge airfoil separation by outputting a high-speed jet that periodically swings， so that the lift of the continuously deflected trailing edge reaches a level equivalent to that of the slotted flap.

Key Words： oscillating jet generator； trailing edge separation； flow control