孫衛(wèi)平，溫慶，彭新春

(中航通飛研究院有限公司 總體部，珠海 519040)

0 引 言

起降速度是影響水陸兩棲飛機(jī)抗浪能力的重要因素，采用多種增升手段降低起降速度之后，需要相應(yīng)提高方向舵的操縱能力。一種可能的方法是提高方向舵的可用偏度，但是舵面在大偏度時(shí)極容易發(fā)生氣流分離，因此需要應(yīng)用流動(dòng)控制技術(shù)消除方向舵大偏度的分離[1-3]。

流動(dòng)分離控制是學(xué)術(shù)界和航空界關(guān)注的重點(diǎn)研究方向之一，有關(guān)主動(dòng)流動(dòng)控制的概念、方法和應(yīng)用的研究更在近年來(lái)發(fā)展成了一個(gè)獨(dú)立的學(xué)科分支。主動(dòng)流動(dòng)控制的方法很多，吹氣/吸氣式附面層控制方法是其中之一[1]。

吹氣/吸氣式附面層控制是指利用吹氣或吸氣的方法，增加附面層的能量，改變壓力分布，延遲流動(dòng)分離，從而達(dá)到增升效果。近年來(lái)，國(guó)外對(duì)吹氣/吸氣式附面層控制開(kāi)展了大量的研究。A.Sohankara等[4]、G.Lubinsky等[5]和V.Uruba等[6]分別在方柱和后臺(tái)階模型上開(kāi)展了吹氣/吸氣對(duì)分離流動(dòng)控制的機(jī)理研究；M.Burnazzi等[7]研究了吹氣和吸氣共同作用時(shí)的襟翼增升效果，并分析了機(jī)翼前緣下垂的影響；L.Huang等[8]、Y.Kianoosh等[9]分別研究了對(duì)NACA0012翼型吹氣和吸氣的控制效果；A.Carnarius等[10]對(duì)二維多段翼型非定常吹氣進(jìn)行了模擬，研究了吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)升力特性的影響；Y.Kianoosh等[11]在原二維研究的基礎(chǔ)上開(kāi)展了三維機(jī)翼的吹氣控制研究。日本新明和公司研制的US-1及其改性型號(hào)US-2采用吹氣式附面層控制技術(shù)以后，抗浪能力達(dá)到3 m，出勤率達(dá)到95%，在此項(xiàng)技術(shù)的工程應(yīng)用上達(dá)到了世界領(lǐng)先水平[12]。基于水陸兩棲飛機(jī)高抗浪性的迫切需要，我國(guó)近幾年也在逐步開(kāi)展相關(guān)研究，目前大多是對(duì)增升裝置開(kāi)展研究分析。孫衛(wèi)平等[13-14]對(duì)水陸兩棲飛機(jī)的增升裝置開(kāi)展了吹氣式附面層控制優(yōu)化設(shè)計(jì)；郝璇等[15]以飛翼布局的艦載飛行器為研究對(duì)象，開(kāi)展了增升裝置的吹氣附面層控制研究；溫慶等[16]開(kāi)展了吹氣襟翼附面層控制的試驗(yàn)結(jié)果和CFD模擬對(duì)比計(jì)算，分析了計(jì)算誤差產(chǎn)生的原因。

目前吹氣/吸氣式附面層控制研究模型主要為機(jī)翼，應(yīng)用在尾翼舵面上的研究很少，且基本沒(méi)有考慮兩段翼之間的縫道間隙影響。本文將吹氣式附面層控制技術(shù)應(yīng)用到垂尾上，考慮方向舵與垂尾安定面之間的縫道，更加貼近工程實(shí)際情況；應(yīng)用附面層控制以后，方向舵采用較大的偏度，研究其失速較早的特性，并提出解決途徑，以增強(qiáng)附面層控制方案的實(shí)用性。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算模型

二維模型是從國(guó)內(nèi)某大型水陸兩棲飛機(jī)的垂尾上截取的，截取位置位于50%展長(zhǎng)處，翼型為NACA0012翼型，弦長(zhǎng)為4.8 m，舵面相對(duì)弦長(zhǎng)35%，設(shè)計(jì)最大舵面偏度45°。吹氣縫位于垂尾安定面后緣，寬度2 mm，在舵面偏度30°時(shí)，吹氣縫法線與舵面相切。

計(jì)算網(wǎng)格采用四邊形網(wǎng)格，總共7.8萬(wàn)網(wǎng)格單元。網(wǎng)格及吹氣縫位置示意圖如圖1所示。

圖1 安定面后緣吹氣模型

1.2 計(jì)算方法及條件

吹氣縫的邊界條件采用壓力入口，入口條件按照相對(duì)總壓PC的形式給定。在附面層控制實(shí)際應(yīng)用中，吹氣壓比RP(吹氣總壓/環(huán)境靜壓)是一個(gè)比較重要的參數(shù)，因此在設(shè)置邊界條件時(shí)，參考總壓根據(jù)壓比來(lái)確定。吹氣縫相對(duì)總壓計(jì)算公式為

PC=RPPa-Pa

(1)

式中：Pa為大氣環(huán)境靜壓。

從式(1)可以看出：在給定大氣環(huán)境的情況下，吹氣縫相對(duì)總壓與吹氣縫壓比直接相關(guān)。

內(nèi)吹式附面層控制的吹氣強(qiáng)度用吹氣動(dòng)量系數(shù)Cμ表示[15]：

Cμ=MVj/qS

(2)

式中：M為吹氣質(zhì)量流量；Vj為高壓氣體等熵膨脹到大氣時(shí)的吹氣速度；q為自由來(lái)流動(dòng)壓；S為吹氣控制的翼面面積。

吹氣質(zhì)量流量和吹氣速度計(jì)算公式為[17]

(3)

(4)

式中：At為吹氣縫面積(m2)；k為氣體比熱比，空氣為1.4；R為氣體常數(shù)，空氣為287 J/(kgK)；T0為吹氣總溫(K)；P0為吹氣總壓(Pa)。

數(shù)值模擬時(shí)吹氣參考總壓設(shè)置在吹氣縫處。吹氣出口設(shè)為Pressure Inlet邊界條件(由于吹氣縫流出的空氣進(jìn)入了解算的流場(chǎng)區(qū)域，采用入口邊界條件)，利用給定出口的總壓來(lái)模擬射流作用。這種做法不僅可以減少網(wǎng)格數(shù)量，而且可以消除吹氣縫道引起的總壓損失[16]。

附面層控制的相似參數(shù)為吹氣動(dòng)量系數(shù)[2]，在吹氣縫尺寸一定的條件下，吹氣動(dòng)量系數(shù)只受吹氣壓比和來(lái)流速度影響。無(wú)論改變壓比或是來(lái)流動(dòng)壓均可以改變吹氣動(dòng)量系數(shù)。本文計(jì)算采用固定風(fēng)速變壓比的方法改變吹氣動(dòng)量系數(shù)，壓比與吹氣動(dòng)量系數(shù)的對(duì)應(yīng)表如表1所示(模擬的大氣參數(shù)為：高度H=0 km；溫度T=283.15 K)。

流場(chǎng)求解控制方程為雷諾平均N-S方程。選用分離式方法(pressure based)求解，并采用SIMPLEC算法。由于流場(chǎng)中的主流速度為低馬赫數(shù)不可壓流動(dòng)，但是吹氣氣流為高馬赫數(shù)可壓縮流，在計(jì)算時(shí)選用的流體介質(zhì)為完全氣體(ideal gas，即為滿足氣體狀態(tài)方程的空氣)。壓力項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散，對(duì)流項(xiàng)采用三階MUSCL格式離散，粘性項(xiàng)采用一階迎風(fēng)格式離散，湍流模型采用transition-SST模型。

2 安定面吹氣方案優(yōu)化設(shè)計(jì)

2.1 縫道擋板方案設(shè)計(jì)

首先計(jì)算方向舵最大偏度45°、迎角0°的狀態(tài)(二維模擬按迎角描述，相對(duì)飛機(jī)為側(cè)滑角)，計(jì)算結(jié)果如圖2～圖3所示，可以看出：在吹氣動(dòng)量系數(shù)0.04時(shí)，方向舵仍存在大范圍的氣流分離，即附面層控制沒(méi)有產(chǎn)生明顯的作用；在吹氣動(dòng)量系數(shù)0.05時(shí)，才消除了方向舵上的分離，需用吹氣動(dòng)量系數(shù)明顯偏大。主要原因是小吹氣動(dòng)量時(shí)，迎風(fēng)一側(cè)的高壓氣流經(jīng)過(guò)縫道流向低壓背風(fēng)面，使吹氣氣流向下偏轉(zhuǎn)，不能附著在舵面上，一直到吹氣動(dòng)量系數(shù)0.05時(shí)才能附著。

圖2 Cμ=0.04時(shí)的壓力分布和流線圖

圖3 Cμ=0.05時(shí)的壓力分布和流線圖

為了解決上述問(wèn)題，采用以下方案：

(1) 改變吹氣縫的吹氣角度；

(2) 將吹氣縫移動(dòng)至艙內(nèi)；

(3) 設(shè)計(jì)縫道擋板，阻擋縫道氣流沖擊。

計(jì)算結(jié)果表明，縫道擋板方案取得了很好的吹氣效果，其他方案效果較差。吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.02時(shí)，縫道有擋板和無(wú)擋板的局部吹氣流場(chǎng)圖如圖4～圖5所示。

圖4 Cμ=0.02時(shí)縫道無(wú)擋板吹氣效果圖

圖5 Cμ=0.02時(shí)縫道有擋板時(shí)吹氣效果圖

從圖4～圖5可以看出：縫道擋板阻止了氣流沖擊，在吹氣動(dòng)量系數(shù)0.02時(shí)，吹氣氣流由于柯恩達(dá)效應(yīng)附著在舵面上，提高了舵面的效率。

縫道有擋板的全局流場(chǎng)如圖6～圖7所示，可以看出：有擋板的狀態(tài)在吹氣動(dòng)量系數(shù)0.01時(shí)，方向舵還存在一定的分離，Cμ=0.02時(shí)已完全消除了分離。

圖6 Cμ=0.01時(shí)縫道有擋板壓力分布和流線圖

圖7 Cμ=0.02時(shí)縫道有擋板壓力分布和流線圖

舵面偏度45°時(shí)，有/無(wú)縫道擋板方案、不同吹氣動(dòng)量系數(shù)的升力系數(shù)對(duì)比如圖8所示，可以看出：無(wú)縫道擋板方案，直到吹氣動(dòng)量系數(shù)達(dá)到0.05時(shí)，升力系數(shù)才急劇增加到有擋板方案狀態(tài)；而有擋板狀態(tài)，吹氣動(dòng)量系數(shù)0.02以前急劇增加，達(dá)到0.02以后緩慢增加。

圖8 有/無(wú)縫道擋板吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)升力的影響

綜上所述，采用縫道擋板以后，較小的吹氣動(dòng)量系數(shù)即可產(chǎn)生很好的吹氣效果，提高了吹氣效率。

2.2 組合吹氣研究

上述研究均是在側(cè)滑角0°狀態(tài)(對(duì)于二維分析為0°迎角)下進(jìn)行的，但是飛機(jī)在飛行過(guò)程中，尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)故障狀態(tài)，會(huì)產(chǎn)生較大的側(cè)滑角，因此還需要研究垂尾在不同側(cè)滑角時(shí)的氣動(dòng)力特性。方向舵45°，吹氣動(dòng)量系數(shù)分別為0.02和0.03時(shí)不同迎角的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)如圖9所示，可以看出：由于舵面偏度較大，采用安定面后緣吹氣以后，失速迎角較小，對(duì)于方向舵來(lái)說(shuō)，可能會(huì)造成飛機(jī)抗側(cè)滑能力不足。

圖9 舵面偏度45°不同吹氣動(dòng)量系數(shù)時(shí)的升力曲線

隨著迎角增加，方向舵開(kāi)始在后緣分離。吹氣以后，后緣的分離情況又與無(wú)吹氣情況或吹氣能量不足時(shí)有所不同，常規(guī)的無(wú)吹氣狀態(tài)或者吹氣能量不足時(shí)，分離渦緊貼壁面，而吹氣以后由于吹氣增加了壁面附面層的能量，避免了分離，但是在遠(yuǎn)離壁面處出現(xiàn)了分離渦，其詳細(xì)流線圖如圖10所示。

圖10 舵面分離流線(迎角-10°)

由于吹氣能量比較大，在舵面表面形成了貼體的高速氣體壁面，該氣體壁面有兩個(gè)作用：阻礙了受逆壓梯度引起的壁面分離；對(duì)略遠(yuǎn)壁面氣流產(chǎn)生氣流引射，提高能量，抵抗分離。隨著迎角的進(jìn)一步增加，近壁面由于氣流能量較大，仍能夠抵抗氣流分離，但是在略遠(yuǎn)離壁面處，由于逆壓梯度逐漸增強(qiáng)，開(kāi)始逐漸產(chǎn)生分離渦。方向舵未分離時(shí)，舵面附近的逆壓情況如圖11所示。

圖11 背風(fēng)面逆壓梯度

安定面后緣吹氣可以使方向舵在很大偏度時(shí)仍能保持操縱能力，但安定面后緣吹氣并不能提高失速迎角。采用前后組合吹氣可以明顯提高失速迎角和吹氣效率，甚至在超環(huán)量范圍內(nèi)都是有利的[17]。前后組合吹氣是指除了前述安定面后緣吹氣以外，在安定面頭部再增加一個(gè)吹氣位置。頭部吹氣模型如圖12所示。吹氣縫位于弦長(zhǎng)3%處，縫高2 mm，計(jì)算狀態(tài)如表2所示。

圖12 增加的頭部吹氣

狀態(tài)壓力/Pa前吹氣后吹氣19 00025 500212 80025 500325 50025 500425 50012 800

從表2可以看出：狀態(tài)1～狀態(tài)3的頭部吹氣壓力逐漸增加，位于安定面后緣的后部吹氣壓力不變，狀態(tài)2和狀態(tài)4的前后壓力互換。

迎角為-14°時(shí)，狀態(tài)2和狀態(tài)4的計(jì)算對(duì)比如圖13所示，可以看出：由于位于安定面后緣的后部吹氣壓較小，吹氣氣流不能附著在舵面上，頭部吹氣也不能提高效率，表明頭部吹氣起作用的前提條件是后部氣流能夠附著。

(b) 狀態(tài)4

排除狀態(tài)4由于后部吹氣壓力較小引起的舵面分離，狀態(tài)1～狀態(tài)3均為后部吹氣壓力固定，變化頭部吹氣壓力的情況，計(jì)算結(jié)果如圖14所示，可以看出：在后部吹氣能夠使舵面氣流附著的條件下，頭部只需要很少的吹氣量，便可顯著地提高失速迎角和增升效果，且隨著頭部吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加而增強(qiáng)。

圖14 組合吹氣效果對(duì)比

僅后緣有足夠的吹氣動(dòng)量系數(shù)條件下，舵面可以避免分離，但是隨著迎角增加，遠(yuǎn)離壁面的區(qū)域仍舊產(chǎn)生明顯的分離渦，造成舵面效率下降，而增加了頭部吹氣以后，可以增加遠(yuǎn)離舵面區(qū)域的氣流能量，抵抗逆壓梯度，消除分離。因此，安定面頭部和安定面后緣的組合吹氣可以顯著提高失速迎角，效果明顯優(yōu)于單獨(dú)安定面后緣吹氣,失速迎角可以提高8°左右。

2.3 舵面偏度影響研究

為了考核方向舵采用附面層控制以后的舵效增量,計(jì)算方向舵面偏度15°、25°、35°、45°四個(gè)狀態(tài)的氣動(dòng)力，由于15°狀態(tài)未涉及舵面分離，只計(jì)算無(wú)吹氣狀態(tài)的結(jié)果，如表3和圖15所示。

表3 Cy計(jì)算結(jié)果

圖15 不同舵面偏度的計(jì)算結(jié)果

從表3和圖15可以看出：未采用附面層控制時(shí)，方向舵舵面偏度在25°～30°之間，升力系數(shù)不超過(guò)-2；采用附面層控制以后，舵面偏度可以增加至45°，升力系數(shù)接近-4，操縱能力增加1倍左右。

3 結(jié) 論

(1) 采用安定面后緣吹氣時(shí)，舵面與安定面的縫道嚴(yán)重影響吹氣效果，必須采取措施將舵面縫道封死，防止縫道的高速氣流影響吹氣氣流的附著。采用縫道擋板以后，臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)由0.05降至0.02。

(2) 安定面后緣吹氣可以明顯提高吹氣效果，但是由于舵偏角較大，吹氣只能控制舵面壁面附近流場(chǎng)不發(fā)生分離，略遠(yuǎn)離舵面壁面的流場(chǎng)在逆壓梯度的作用下，隨著迎角增加極易發(fā)生分離，失速迎角較小。

(3) 采用安定面頭部和安定面后緣組合吹氣方式，可以使失速迎角提高8°左右。

(4) 采用附面層控制以后，方向舵操縱能力增加1倍左右。