汪 軍，賴慶仁，康洪銘，張 劉,*，李斌斌，趙 壘，金 熠

1.中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué) 工程科學(xué)學(xué)院精密機(jī)械與精密儀器系，合肥 230031 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，四川 綿陽(yáng) 621000 3.西南科技大學(xué) 土木工程與建筑學(xué)院，四川 綿陽(yáng) 621000 4.中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué) 工程與材料科學(xué)實(shí)驗(yàn)中心，合肥 230031

0 引言

在動(dòng)力增升技術(shù)中[1-2]，上表面吹氣技術(shù)[3]（Upper Surface Blowing,USB）基于柯恩達(dá)效應(yīng)，直接利用發(fā)動(dòng)機(jī)噴流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生額外升力，不需要額外的管路和吹/噴氣裝置，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明，上表面吹氣飛機(jī)的最大升力系數(shù)可達(dá)到10[4-6]，大大提高飛機(jī)的短距離起降性能，因而受到了研究人員和飛機(jī)設(shè)計(jì)師的青睞。

圖1 為典型的上表面吹氣系統(tǒng)示意圖。發(fā)動(dòng)機(jī)出口布置在機(jī)翼上方，噴流直接從機(jī)翼上表面流過(guò)。發(fā)動(dòng)機(jī)噴流到達(dá)下偏襟翼上方時(shí)，會(huì)在柯恩達(dá)效應(yīng)（附壁效應(yīng)）作用下向下偏轉(zhuǎn)，一方面，可直接產(chǎn)生升力；另一方面，繞機(jī)翼的外流在發(fā)動(dòng)機(jī)噴流裹挾下，流速增大，使繞機(jī)翼的環(huán)量增大，產(chǎn)生額外升力[7]。

圖1 典型USB 系統(tǒng)示意圖Fig.1 Typical USB system diagram

噴流偏轉(zhuǎn)后，系統(tǒng)的受力可以簡(jiǎn)化為豎直方向的升力FN和水平方向的推力FT。上表面吹氣系統(tǒng)的性能通常使用平均推力偏轉(zhuǎn)角υ（Average thrust turning angle，以下簡(jiǎn)稱推力偏角）和推力偏轉(zhuǎn)效率τ（Thrust turning efficiency，以下簡(jiǎn)稱推力效率）描述[8]：

式中：F1表示噴流偏轉(zhuǎn)后的總合力，F(xiàn)0表示噴流未偏轉(zhuǎn)時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。為提升上表面吹氣系統(tǒng)性能，通常需要較大的推力偏角和推力效率。

自20 世紀(jì)50年代NASA 蘭利研究中心提出上表面吹氣技術(shù)以來(lái)，國(guó)外對(duì)其進(jìn)行了比較深入的研究，如風(fēng)洞試驗(yàn)、數(shù)值模擬、壓力測(cè)量、噪聲研究等[9-12]，并已成功應(yīng)用于多種驗(yàn)證機(jī)和型號(hào)機(jī)，如YC-14、QSRA-715、ASKA[13]和An-72 等。

由于航空專業(yè)的特殊性，國(guó)內(nèi)很難獲取相關(guān)研究資料。上表面吹氣技術(shù)的研究起步很晚，公開發(fā)表的文獻(xiàn)很少，主要以數(shù)值模擬為主：趙國(guó)昌等[14]、Xiao 等[15]和Zhu 等[16]通過(guò)數(shù)值模擬手段研究了襟翼偏角、噴嘴幾何形狀等參數(shù)和主動(dòng)吹氣對(duì)升力的影響。

目前，國(guó)內(nèi)外關(guān)于上表面吹氣技術(shù)的研究，重點(diǎn)關(guān)注的是發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)、機(jī)翼翼型等對(duì)升力的直接影響，噴流偏轉(zhuǎn)的基礎(chǔ)研究不多，對(duì)決定推力偏角的襟翼研究也較少。因此，本文基于阿基米德螺旋線理論，通過(guò)逐漸增大曲率半徑的方法，設(shè)計(jì)了一種新型螺旋襟翼（Spiral flap），對(duì)上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)進(jìn)行控制。通過(guò)開展螺旋襟翼上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)實(shí)驗(yàn)，獲得了其關(guān)鍵控制參數(shù)對(duì)推力偏角和推力效率的影響規(guī)律，并與基本襟翼的控制效果進(jìn)行了比較，對(duì)二者的流動(dòng)控制機(jī)理進(jìn)行了分析對(duì)比。

1 實(shí)驗(yàn)裝置與實(shí)驗(yàn)方法

1.1 實(shí)驗(yàn)裝置

圖2 為實(shí)驗(yàn)裝置示意圖，由供氣系統(tǒng)（圖中未示意）、空氣橋、噴流模擬裝置、天平、基本襟翼和螺旋襟翼等組成。

圖2 上表面噴流裝置示意圖Fig.2 Schematic diagram of upper surface jet device

整套裝置的核心部件是噴流模擬裝置，類似于一個(gè)小型風(fēng)洞。噴流模擬裝置整體與天平浮動(dòng)端相連，由進(jìn)氣管路、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測(cè)量段、噴口段等構(gòu)成，主要作用是對(duì)輸入的氣源進(jìn)行整流，在噴口段形成穩(wěn)定的噴流。噴口段截面為矩形，寬度L= 216 mm，高度h= 36 mm，模擬矩形發(fā)動(dòng)機(jī)出口。噴口處落壓比λ為：

其中，p為噴口總壓，p∞為當(dāng)?shù)卮髿鈮?。通過(guò)控制落壓比模擬發(fā)動(dòng)機(jī)推力狀態(tài)。本次實(shí)驗(yàn)共4 個(gè)落壓比：1.15、1.30、1.45、1.60，分別對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)小推力、50%最大推力、75%最大推力、最大推力工作狀態(tài)。

襟翼安裝在噴口段外，由對(duì)應(yīng)的修型平板實(shí)現(xiàn)過(guò)渡。空氣橋[17]用于解決供氣管路對(duì)天平測(cè)力的影響問題，由2 個(gè)橫置和1 個(gè)豎置的柔性節(jié)組合而成。供氣系統(tǒng)提供高壓氣體，可以對(duì)流量進(jìn)行精準(zhǔn)控制，確保實(shí)驗(yàn)過(guò)程中落壓比的穩(wěn)定。

1.2 實(shí)驗(yàn)方法

由于噴流流速較高，外界自由流動(dòng)對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響較小，因此本次實(shí)驗(yàn)為靜態(tài)推力實(shí)驗(yàn)。

實(shí)驗(yàn)前需進(jìn)行空氣橋校準(zhǔn)。通過(guò)空氣橋與天平組合校準(zhǔn)扣除空氣橋附加剛度的影響，再分別改變空氣橋的壓力、流量、溫度，測(cè)量天平載荷，擬合出空氣橋流量、溫度修正公式，對(duì)后續(xù)實(shí)驗(yàn)進(jìn)行修正，具體方法參見文獻(xiàn)[18]。

為獲得噴流偏轉(zhuǎn)性能，需測(cè)量噴流推力偏角和推力效率。在實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)天平測(cè)量系統(tǒng)升力FN和推力FT。實(shí)驗(yàn)采用的天平為六分量盒式天平TH2003，其載荷與精度見表1，滿足本次實(shí)驗(yàn)要求。表中Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z分別為x，y，z方向的分力；Mx，My，Mz分別為x，y，z方向的力距。

表1 TH2003 天平載荷與精度Table 1 Loads and accuracy of TH2003 balance

為獲得準(zhǔn)確的落壓比λ，通過(guò)總壓耙測(cè)量噴口總壓p，總壓耙均勻布置在噴口段上游的測(cè)量段中，通過(guò)軟管接入DSA3217 型壓力掃描閥進(jìn)行測(cè)量。該掃描閥可測(cè)量的最大壓力為15 psi（即103425 Pa），精度為滿量程的0.05%，滿足本次實(shí)驗(yàn)需求。

2 螺旋襟翼設(shè)計(jì)思路及方法

大量基于翼型的研究表明，曲率型面對(duì)流動(dòng)有著十分重要的影響[19]。上表面吹氣系統(tǒng)中，傳統(tǒng)襟翼曲率半徑固定，不隨角度變化，噴流流過(guò)襟翼表面時(shí)，逆壓梯度逐漸增大，當(dāng)噴流動(dòng)能無(wú)法克服逆壓梯度時(shí)，氣流便發(fā)生分離。因此，可以通過(guò)改變曲率型面的方法，減緩逆壓梯度的增大，促進(jìn)噴流附著。基于此思想，通過(guò)改變襟翼曲率型面，設(shè)計(jì)一種曲率半徑逐漸增大的新型螺旋襟翼，以控制上表面噴流流動(dòng)。

阿基米德螺旋線的曲率半徑隨著角度的增大而增大，曲率逐漸減小，可以實(shí)現(xiàn)曲率型面的變化，在工程中有著廣泛應(yīng)用，與螺旋襟翼的設(shè)計(jì)思想吻合。據(jù)此設(shè)計(jì)的螺旋襟翼外型面極坐標(biāo)方程為：

式中：R為外型面的極徑（即襟翼半徑）；R0是θ= 0°時(shí)的極徑，即螺旋襟翼的起始半徑；b為螺旋線系數(shù)，表示每旋轉(zhuǎn)1°時(shí)極徑的增大量；θ表示角度。通過(guò)增大極徑的方式改變曲率半徑和曲率型面，本次設(shè)計(jì)中，θ每增大32°，R增大0.25h，h為噴口高度。

圖3 給出了起始半徑R0/h= 2.00 的螺旋襟翼的設(shè)計(jì)示意圖，由外型面和內(nèi)弧面組成。

圖3 螺旋襟翼的曲面設(shè)計(jì)Fig.3 Curve design of spiral flap

為研究曲率半徑變化對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的控制效果，安裝時(shí)，改變螺旋襟翼與機(jī)翼后緣對(duì)齊的位置，以獲得不同的曲率半徑變化狀態(tài)，如圖4所示。對(duì)齊位置所對(duì)應(yīng)的螺旋襟翼半徑稱為對(duì)齊半徑R1。因此，螺旋襟翼型面的控制參數(shù)為起始半徑R0/h和對(duì)齊半徑R1/h。為研究不同控制參數(shù)下的噴流偏轉(zhuǎn)規(guī)律，共設(shè)計(jì)了3 個(gè)起始半徑：2.00、2.50、3.00，每個(gè)起始半徑對(duì)應(yīng)4 個(gè)對(duì)齊半徑，如表2所示。

圖4 螺旋襟翼安裝示意圖Fig.4 Installation schematic diagram of spiral flap

表2 螺旋襟翼參數(shù)表Table 2 Parameter list of spiral flap

與螺旋襟翼半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法不同，傳統(tǒng)基本襟翼半徑為固定值，其型面由襟翼半徑R和襟翼偏角δ確定，如圖5所示。

圖5 基本襟翼示意圖Fig.5 Sketch map of basic flap

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 基本襟翼噴流特性研究

為研究不同曲率型面對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的控制效果，首先對(duì)襟翼半徑固定的基本襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)控制效果進(jìn)行分析。文獻(xiàn)[14]通過(guò)數(shù)值模擬方法得到，襟翼偏角約為50°時(shí)，上表面吹氣系統(tǒng)可以獲得最大的升力提升效果，但并未給出襟翼半徑對(duì)上表面吹氣系統(tǒng)的影響。因此，本文進(jìn)行了襟翼偏角δ= 50°時(shí)不同襟翼半徑狀態(tài)下的噴流偏轉(zhuǎn)控制實(shí)驗(yàn)。圖6 給出了襟翼偏角δ= 50°狀態(tài)下、基本襟翼半徑變化時(shí)的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖6 基本襟翼半徑變化時(shí)推力偏角和推力效率曲線（δ= 50°）Fig.6 υ-λ and τ-λ curves basic flap with different radius(δ= 50°)

可以看出，基本襟翼半徑增大時(shí)，推力偏角逐漸增大，原因是噴流繞流的曲率型面長(zhǎng)度增大；但推力效率在λ大于1.15 后逐漸降低，由式（2）可知，推力有所損失，原因是襟翼半徑增大導(dǎo)致了下游逆壓梯度增大，噴流分離加劇。同一襟翼半徑下，推力偏角隨落壓比增大而降低，原因是促進(jìn)噴流附著的離心力與速度平方成正比，落壓比越大，噴流越容易分離。

3.2 螺旋襟翼參數(shù)對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響

基本襟翼噴流偏轉(zhuǎn)控制實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：基本襟翼在大落壓比下的推力偏角損失比較嚴(yán)重，說(shuō)明定襟翼半徑型面噴流附著能力較差，增大半徑可以提高推力偏角，但會(huì)導(dǎo)致推力效率降低，流動(dòng)控制效果不佳。因此，對(duì)變曲率半徑型面狀態(tài)下的噴流偏轉(zhuǎn)規(guī)律進(jìn)行了研究，開展了不同控制參數(shù)的螺旋襟翼噴流偏轉(zhuǎn)控制實(shí)驗(yàn)。

螺旋襟翼的型面控制參數(shù)為起始半徑和對(duì)齊半徑。首先研究了對(duì)齊半徑變化時(shí)的噴流偏轉(zhuǎn)性能。圖7 給出了螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.00 狀態(tài)下、對(duì)齊半徑變化時(shí)的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

從推力偏角曲線可以看出：起始半徑R0/h= 2.00狀態(tài)下，推力偏角最大值約為18°；對(duì)齊半徑增大時(shí)，

推力偏角變化不大，未呈現(xiàn)明顯規(guī)律性；結(jié)合圖6 可以看出，螺旋襟翼在大落壓比狀態(tài)下的推力偏角損失較小，原因是螺旋襟翼采用了襟翼半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法，促進(jìn)了噴流在高速狀態(tài)下的附著，說(shuō)明該設(shè)計(jì)方法降低了噴流偏轉(zhuǎn)對(duì)落壓比的敏感性，提升了大落壓比下的噴流偏轉(zhuǎn)性能。

從推力效率曲線可以看出：安裝螺旋襟翼后的推力效率較高，為98%左右，對(duì)齊半徑和落壓比變化時(shí)，推力效率無(wú)明顯變化，同樣反映了螺旋襟翼噴流附著能力始終較強(qiáng)，說(shuō)明襟翼半徑逐漸增大的型面可以改善噴流控制效果。

為進(jìn)一步研究起始半徑和對(duì)齊半徑對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響。圖8、9 分別給出了螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.50 和R0/h= 3.00 狀態(tài)下、對(duì)齊半徑變化時(shí)的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖8 螺旋襟翼對(duì)齊半徑變化時(shí)推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 2.50）Fig.8 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 2.50)

結(jié)合圖7 可以看出，螺旋襟翼推力偏角在起始半徑R0/h= 2.50、對(duì)齊半徑R1/h= 3.00 時(shí)達(dá)到最大值19.6°，推力偏轉(zhuǎn)性能略有提升；所有狀態(tài)下，落壓比增大時(shí)，推力偏角均未出現(xiàn)明顯下降，推力效率均大于96%，說(shuō)明襟翼半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法促進(jìn)了噴流附著。

圖7 螺旋襟翼對(duì)齊半徑變化時(shí)推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 2.00）Fig.7 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 2.00)

3.3 螺旋襟翼與基本襟翼的控制效果分析

為進(jìn)一步分析不同曲率型面的噴流偏轉(zhuǎn)特性，探究曲率型面變化對(duì)噴流控制效果的影響，對(duì)本次實(shí)驗(yàn)中曲率型面狀態(tài)最為接近的螺旋襟翼和基本襟翼進(jìn)行了比較分析。圖10 給出了起始半徑R0/h=2.00、對(duì)齊半徑R1/h= 2.25 的螺旋襟翼和半徑R/h=2.00、偏角δ= 50°的基本襟翼的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖10 螺旋襟翼與基本襟翼推力偏角和推力效率曲線對(duì)比Fig.10 υ-λ and τ-λ curves comparison of spiral flap and basic flap

可以看出，螺旋襟翼最大推力偏角約為18.5°，隨落壓比增大緩慢減小；基本襟翼最大推力偏角約為18°，隨落壓比增大急劇減小。噴流速度較慢（λ= 1.15）時(shí)，螺旋襟翼的推力偏角略高于基本襟翼，原因是二者初始半徑相差不大，整體型面比較接近，噴流附著情況和偏轉(zhuǎn)角度幾乎沒有區(qū)別；當(dāng)落壓比增大時(shí)，螺旋襟翼的推力偏角損失較小，而基本襟翼則比較嚴(yán)重。噴流速度較快（λ= 1.60）時(shí)，螺旋襟翼的推力偏

角比基本襟翼高3.07°，反映了噴流在螺旋襟翼表面附著能力更強(qiáng)，說(shuō)明曲率半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法可以促進(jìn)噴流的附著。由推力效率曲線可以看出，螺旋襟翼推力效率比基本襟翼高2%左右，原因是基本襟翼噴流偏轉(zhuǎn)后，分離更加嚴(yán)重，導(dǎo)致了部分升力和推力的損失，同樣說(shuō)明襟翼半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法可以促進(jìn)噴流的附著，改善噴流偏轉(zhuǎn)性能。

由螺旋襟翼和基本襟翼的對(duì)比分析可知，襟翼半徑的變化造成了噴流偏轉(zhuǎn)控制效果的差異。為解釋產(chǎn)生差異的原因，分析了襟翼半徑對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的控制機(jī)理，圖11 給出了螺旋襟翼和基本襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)控制機(jī)理分析示意圖（螺旋襟翼對(duì)齊半徑R0/h=2.25，基本襟翼半徑R/h= 2.00）。從圖中可以看出，當(dāng)落壓比較小、噴流速度較慢時(shí)，噴流都能較好地附著，分離位置無(wú)明顯差別，推力偏角相差不大。落壓比增大后，噴流分離的離心力大大增加，在基本襟翼上提前分離，推力偏角減??；螺旋襟翼由于采用了襟翼半徑逐漸增大的設(shè)計(jì)方法，抑制了逆壓梯度的迅速增大，保持噴流繼續(xù)附著并偏轉(zhuǎn)，分離點(diǎn)與小落壓比時(shí)無(wú)明顯差別，推力偏角無(wú)明顯降低，改善了噴流控制效果。

圖9 螺旋襟翼對(duì)齊半徑變化時(shí)推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 3.00）Fig.9 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 3.00)

圖11 噴流偏轉(zhuǎn)控制機(jī)理分析示意圖Fig.11 Schematic diagram of jet turning control mechanism analysis

4 結(jié)論

基于阿基米德曲線理論，通過(guò)改變襟翼半徑的方法設(shè)計(jì)了一種新型的流動(dòng)控制襟翼—螺旋襟翼。通過(guò)地面靜態(tài)噴流偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)，研究了螺旋襟翼的控制參數(shù)對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的影響規(guī)律，并與固定襟翼半徑的基本襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)控制效果進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明：

1）與基本襟翼相比，螺旋襟翼更容易促進(jìn)噴流的流動(dòng)附著，推力偏角隨落壓比的變化較為平穩(wěn)，且可以改善大落壓比下的噴流偏轉(zhuǎn)性能。

2）起始半徑和對(duì)齊半徑是螺旋襟翼的兩個(gè)關(guān)鍵控制參數(shù)。當(dāng)螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.50，對(duì)齊半徑R1/h= 3.00 時(shí)，可獲得較大的平均推力偏角19.6°。

3）對(duì)初始半徑狀態(tài)相近的螺旋襟翼和基本襟翼而言，小落壓比時(shí)，二者襟翼半徑的變化對(duì)推力偏角

影響不大；大落壓比時(shí)，螺旋襟翼促進(jìn)噴流附著，推力偏角增大約3°，推力效率提高2%。

綜上所述，襟翼半徑逐漸增大的螺旋襟翼可以促進(jìn)噴流附著，在大落壓比下仍能保持較大的推力偏角和推力效率，改善噴流控制效果，提升上表面吹氣系統(tǒng)性能。

需要指出的是，實(shí)際的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流通常為旋流，本文所設(shè)計(jì)的噴流裝置無(wú)法模擬，旋流對(duì)上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)的影響規(guī)律有待進(jìn)一步研究；另外，通過(guò)測(cè)力獲取噴流偏轉(zhuǎn)規(guī)律的手段過(guò)于單一，后續(xù)將結(jié)合數(shù)值模擬、流場(chǎng)顯示和測(cè)壓等手段，獲得更加直觀的推力偏轉(zhuǎn)角度、壁面分離位置等信息，對(duì)上表面吹氣技術(shù)進(jìn)行更加深入的研究。