付志杰 許和勇 杜海 王宇航 徐悅

摘要：在機(jī)翼后緣應(yīng)用環(huán)量控制技術(shù)可以改變機(jī)翼的氣動(dòng)力，為了研究環(huán)量控制技術(shù)在虛擬舵面飛行器上的控制效果，分別對(duì)不同舵偏角的機(jī)械舵面模型和不同射流動(dòng)量系數(shù)的虛擬舵面模型進(jìn)行了數(shù)值模擬。通過對(duì)比二者的升阻力系數(shù)和力矩系數(shù)曲線，發(fā)現(xiàn)前者在舵偏角θ= 0°、10°、20°和30°時(shí)的舵效分別與后者在Cμ= 0、0.005、0.009和0.012時(shí)相同，且θ與Cμ為二次多項(xiàng)式關(guān)系。為進(jìn)一步研究環(huán)量控制系統(tǒng)在虛擬舵面上的氣動(dòng)效率和能耗，對(duì)不同噴口高度的模型進(jìn)行數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)在射流速度相同的情況下，不同噴口高度的虛擬舵面的等效升阻比相同，但是大噴口的虛擬舵面需要耗費(fèi)更大的功率。

關(guān)鍵詞：虛擬舵面；環(huán)量控制；等舵效；能耗；等效升阻比

中圖分類號(hào)：V11文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.002

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金（11972306）；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費(fèi)（310201901A004）；翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金

舵面是固定翼飛行器的重要組成部分，偏轉(zhuǎn)舵面可以改變自由來流對(duì)飛行器的作用力，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的控制，如升降舵控制俯仰運(yùn)動(dòng)、方向舵控制偏航運(yùn)動(dòng)和副翼控制滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。機(jī)械舵面已經(jīng)伴隨飛行器存在了百余年時(shí)間，且應(yīng)用在幾乎所有的固定翼飛行器上。存在時(shí)間長(zhǎng)和應(yīng)用范圍廣似乎說明了機(jī)械舵面具有不可替代性。但近年來出現(xiàn)了一種新概念無舵面飛行器，這種飛行器通過環(huán)量控制技術(shù)和射流推力矢量技術(shù)來完成飛行器的俯仰、偏航和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用在機(jī)翼后緣上，高壓氣流從科恩達(dá)（Coanda）曲面上下兩端的槽道噴出形成射流，射流沿Coanda曲面繼續(xù)流動(dòng)直至分離，從而改變自由來流的方向，起到類似副翼和襟翼的作用。射流推力矢量技術(shù)應(yīng)用在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口上，借助引入的二次噴射氣流去改變發(fā)動(dòng)機(jī)尾流的流向，進(jìn)而產(chǎn)生特定方向的推力。

對(duì)環(huán)量控制技術(shù)的研究大致分為兩個(gè)階段，第一個(gè)階段主要發(fā)生在20世紀(jì)后30年，Englar[1-3]和Abramson[4]等主要研究Coanda的曲面形狀和噴口高度等幾何參數(shù)對(duì)機(jī)翼增升效果的影響，也有Loth[5]等研究將環(huán)量控制技術(shù)作為機(jī)械舵面的補(bǔ)充來產(chǎn)生更大的升力。這一階段的研究目的主要是利用環(huán)量控制技術(shù)提高機(jī)翼升力，實(shí)現(xiàn)短距起降，但Grumman A6等驗(yàn)證機(jī)都存在諸如較高的發(fā)動(dòng)機(jī)引氣量和阻力等問題，很難將這一技術(shù)真正應(yīng)用到實(shí)際中。第二個(gè)階段始于2000年左右，Warsop[6]、Frith[7]等利用環(huán)量控制技術(shù)產(chǎn)生類似舵面的控制力來控制飛行器。因?yàn)橄啾扔谶_(dá)到明顯增升效果所需的引氣量，產(chǎn)生有效控制力所需的引氣量更小，僅占發(fā)動(dòng)機(jī)總進(jìn)氣量的1%～2%。近幾年，英國BAE系統(tǒng)公司聯(lián)合多所高校研發(fā)的Demon[8-9]和MAGMA[10]無舵面（虛擬舵面）無人機(jī)相繼試飛成功，說明環(huán)量控制技術(shù)有很大潛力取代機(jī)械舵面，為飛行器提供控制力。

比起機(jī)械舵面，虛擬舵面機(jī)翼一體性強(qiáng)，沒有明顯的尖銳邊緣、縫隙和凸起物等雷達(dá)散射源，提高了隱身性能。虛擬舵面還去除了機(jī)械舵面所需的液壓作動(dòng)器、傳力關(guān)鍵件和傳動(dòng)接頭等組件，減輕機(jī)身重量的同時(shí)提高了機(jī)翼的維修性[11]。

機(jī)械舵面依靠控制舵面偏轉(zhuǎn)角度來控制飛行，虛擬舵面依靠調(diào)節(jié)射流動(dòng)量系數(shù)大小來控制飛行，為了研究這兩種完全不同的控制方式能否產(chǎn)生相同的控制效果，本文分別對(duì)不同舵偏角的機(jī)械舵面模型和不同射流動(dòng)量系數(shù)的虛擬舵面模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，從機(jī)翼的受力等方面分析二者的異同。為了進(jìn)一步研究虛擬舵面的環(huán)量控制系統(tǒng)的效率，本文對(duì)不同噴口高度的虛擬舵面進(jìn)行了能耗計(jì)算和對(duì)比，并定義了等效升阻比的概念來比較不同噴口高度的虛擬舵面的氣動(dòng)效率。

1模型和數(shù)值方法

1.1模型和網(wǎng)格

本文使用的是半展長(zhǎng)機(jī)翼模型[12]，基準(zhǔn)模型的俯視圖如圖1所示。機(jī)翼由內(nèi)、中、外三段組成，三段翼的4個(gè)端面A、B、C、D處的翼型如圖2所示，各個(gè)端面的弦長(zhǎng)和展向分布在表1中列出，其中展向分布是指各端面到翼根的距離與展長(zhǎng)的比值。機(jī)翼的前緣后掠角Λ= 35°，半展長(zhǎng)b/2 = 688mm，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)MAC = 328.7mm。

機(jī)械舵面和虛擬舵面模型均由基準(zhǔn)模型得到。圖3是兩種模型的簡(jiǎn)化示意圖，機(jī)械舵面的后緣是傳統(tǒng)的可上下偏轉(zhuǎn)的襟翼（見圖3（a）紅色部分），虛擬舵面的后緣是切向吹氣的Coanda曲面（見圖3（b）紅色部分）。襟翼和Coanda曲面只分布在外段翼上，后文的弦長(zhǎng)c指外段翼的弦長(zhǎng)，即c = 262.6mm。

機(jī)械舵面模型的襟翼繞位于x = 0.772c處的旋轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)。為了便于生成高質(zhì)量結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對(duì)基準(zhǔn)模型進(jìn)行如下處理：（1）在襟翼兩端各留出一個(gè)3mm的縫隙，如圖4所示；（2）襟翼與主翼的翼面用樣條線光順連接，如圖5所示。前者避免了偏轉(zhuǎn)襟翼的兩端與主翼形成的“剪刀差”幾何不連續(xù)問題，有利于提升網(wǎng)格質(zhì)量；后者提高了機(jī)翼的一體性，便于生成O形網(wǎng)格。

機(jī)械舵面整體為O形網(wǎng)格拓?fù)?，網(wǎng)格總量約為4.3×106，第一層網(wǎng)格高度0.01mm，保證了第一層網(wǎng)格的y+< 1。機(jī)械舵面模型共有4個(gè)，分別為襟翼舵偏角θ= 0°，10°，20°和30°。

虛擬舵面模型由基準(zhǔn)模型修型得到。將傳統(tǒng)翼型修型為環(huán)量控制翼型通常有兩種方法，第一種方法是適當(dāng)增大后半段翼型的厚度，變尖后緣為鈍后緣，這樣不僅滿足Coanda曲面的鈍后緣要求，也保證了充足的內(nèi)部空間來布置管道和閥等組件。此方法不改變弦長(zhǎng)，但在加厚翼型時(shí)要保證翼面足夠光順，難度大。第二種方法是直接切去尖后緣，變成鈍后緣翼型，這種方法操作簡(jiǎn)單，但缺點(diǎn)是弦長(zhǎng)變小。本文的機(jī)械舵面本身為鈍后緣，可直接將后緣修形為Coanda曲面，如圖6所示。圖7是Coanda曲面的放大圖，藍(lán)色區(qū)域表示Coanda曲面，紅色區(qū)域表示射流噴口。

Coanda曲面為半圓形，如圖8所示，半徑r = 5.36mm，噴口在x = 0.976c的位置，噴口高度h = 0.35mm，噴口寬度bj= 476.8mm。虛擬舵面整體為O形網(wǎng)格拓?fù)?，圖9是翼型示意圖以及噴口位置放大圖。

1.2數(shù)值方法和網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

本文的所有算例使用ANSYS CFX求解器計(jì)算，湍流模型采用基于RANS方程的SST模型。美國國家航空航天局（NASA）[13]建立了環(huán)量控制翼型的試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫，目的是幫助驗(yàn)證計(jì)算流體力學(xué)（CFD）程序的可靠性和準(zhǔn)確性。

本文用CC020-010EJ翼型的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)來驗(yàn)證本文中使用的數(shù)值模擬方法。計(jì)算條件是Ma = 0.1，Cμ= 0.047，α= 0°，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re = 5×105。射流入口的邊界條件為質(zhì)量流入口。對(duì)于給定的Cμ，通過以下公式可計(jì)算出對(duì)應(yīng)的質(zhì)量流率：

對(duì)比CC020-010EJ翼型的表面壓力系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值[11]，如圖11所示，發(fā)現(xiàn)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果高度吻合，三條不同網(wǎng)格密度的壓力系數(shù)曲線幾乎重合，說明本文中使用的數(shù)值方法有較高的可靠性和準(zhǔn)確性。

對(duì)不同網(wǎng)格密度的CC020-010EJ翼型的升阻力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較（見表3），可以發(fā)現(xiàn)數(shù)值模擬的升阻力系數(shù)比試驗(yàn)結(jié)果稍大，但總體而言計(jì)算值與試驗(yàn)值很接近。隨著網(wǎng)格量增大，計(jì)算結(jié)果的精度更高，但加密網(wǎng)格所帶來的精度收益在逐漸減小，同時(shí)消耗更多的計(jì)算資源和時(shí)間。所以平衡計(jì)算精度和效率，本文選擇中等網(wǎng)格的節(jié)點(diǎn)分布作為兩種模型網(wǎng)格劃分的參考。

2結(jié)果與討論

2.1試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果對(duì)比

兩種模型的計(jì)算條件是自由來流速度V∞=20m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re = 5×105，迎角范圍從-4°到30°。機(jī)械舵面的舵偏角θ分別為0°，10°，20°和30°；虛擬舵面的射流動(dòng)量系數(shù)分別為0，0.001，0.003，0.005，0.009，0.013，0.015，0.02，0.025，0.03，0.035，0.04。

本文的試驗(yàn)數(shù)據(jù)來自于西華大學(xué)的風(fēng)洞試驗(yàn)。圖12是機(jī)械舵面升阻力系數(shù)的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。從升力系數(shù)曲線對(duì)比圖看，迎角在-4°～8°的線性段內(nèi)試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合程度很好，尤其是舵偏角為0°和10°時(shí)，二者幾乎重合，舵偏角增大到20°和30°時(shí)，試驗(yàn)結(jié)果比計(jì)算結(jié)果偏大，但升力系數(shù)曲線的斜率保持相同；在大迎角狀態(tài)時(shí)，試驗(yàn)結(jié)果表明機(jī)械舵面有較好的失速特性，沒有出現(xiàn)升力突然下降的情況，保證了飛機(jī)的失速改出能力，計(jì)算結(jié)果的最大升力系數(shù)和失速迎角均比試驗(yàn)結(jié)果大，原因可能是使用的RANS湍流模型在模擬大分離流動(dòng)時(shí)精度不高。從阻力系數(shù)曲線對(duì)比圖看，由于CFX軟件對(duì)阻力的計(jì)算精度不高，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相差較大。

計(jì)算結(jié)果顯示Cμ> 0.015時(shí)虛擬舵面的升阻力系數(shù)比機(jī)械舵面舵最大偏角θ= 30°的大很多，說明Cμ超過0.015后，其產(chǎn)生的控制力超過了機(jī)械舵面最大舵偏角產(chǎn)生的控制力，二者無法作對(duì)比，所以本節(jié)僅針對(duì)具有對(duì)比意義的0≤Cμ≤0.013區(qū)間進(jìn)行分析。

圖13是虛擬舵面升阻力系數(shù)曲線的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。從升力系數(shù)曲線對(duì)比圖看，迎角在-4°～8°的線性段內(nèi)Cμ= 0，0.005和0.009的試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合程度很好，Cμ= 0.013的計(jì)算結(jié)果稍大于試驗(yàn)結(jié)果；大迎角時(shí)，虛擬舵面與機(jī)械舵面的情況類似，計(jì)算結(jié)果的最大升力系數(shù)和失速迎角均比試驗(yàn)結(jié)果大。從阻力系數(shù)曲線看，在較小迎角（6°以下）及失速以后（20°以上），計(jì)算值與試驗(yàn)值的變化趨勢(shì)和吻合度較好，但是在6°至失速前的范圍內(nèi)，二者相差較大，特別是試驗(yàn)值呈下降趨勢(shì)，而計(jì)算值呈單調(diào)遞增趨勢(shì)。

總體來看，CFD方法能準(zhǔn)確計(jì)算出機(jī)械舵面和虛擬舵面的氣動(dòng)力，二者的對(duì)比具有可靠性和準(zhǔn)確性。

2.2機(jī)械舵面與虛擬舵面對(duì)比

2.2.1兩種舵面的等舵效關(guān)系

通過調(diào)節(jié)射流動(dòng)量系數(shù)，虛擬舵面能否產(chǎn)生與機(jī)械舵面相同的控制力和力矩是本文研究的主要內(nèi)容。本文將4個(gè)不同舵偏角的機(jī)械舵面的升阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線作為目標(biāo)曲線，用不同Cμ的虛擬舵面的力和俯仰力矩系數(shù)曲線和目標(biāo)曲線作對(duì)比，若三條曲線均吻合，則認(rèn)為該Cμ具有與目標(biāo)曲線舵偏角相同的舵效。為得到最好的匹配結(jié)果，增加計(jì)算Cμ在0～0.013范圍內(nèi)以0.001為間隔的之前沒有計(jì)算的狀態(tài)。

數(shù)值模擬的匹配結(jié)果如圖14（a）～圖14（c）所示，圖14（d）～圖14（f）是對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果的匹配對(duì)比。從圖14（a）～圖14（c）中的匹配情況看，θ=0°與Cμ=0、θ=10°與Cμ=0.005、θ=20°與Cμ= 0.009和θ=30°與Cμ=0.012具有相同的舵效。除了虛擬舵面的失速迎角比機(jī)械舵面大一點(diǎn)，4組等舵效的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)曲線幾乎重合。從圖14（b）還發(fā)現(xiàn)θ=0°的阻力系數(shù)比Cμ=0的大，這是因?yàn)樾扌魏筇摂M舵面后緣更鈍，壓差阻力增大，其余三組的虛擬舵面的阻力系數(shù)均小于機(jī)械舵面，這說明虛擬舵面的環(huán)量控制技術(shù)具有減阻的作用。

圖14（d）～圖14（f）的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比也證明了上述的等舵效關(guān)系。從圖14（d）還發(fā)現(xiàn)，機(jī)械舵面失速后沒有出現(xiàn)升力突然下降的情況，而虛擬舵面的升力下降非常明顯，說明前者的失速特性要優(yōu)于后者。

2.2.2兩種舵面構(gòu)型的流場(chǎng)對(duì)比

雖然等舵效的機(jī)械舵面和虛擬舵面具有相同的控制力和力矩，但是兩種舵面存在結(jié)構(gòu)差異，機(jī)翼表面的壓力分布和流線必然存在一些不同之處。圖16對(duì)比了兩種舵面的極限流線和表面壓力分布。從圖16（a）機(jī)械舵面上翼面的極限流線可以發(fā)現(xiàn)，氣流在主翼面上為附著流動(dòng)，在襟翼上的展向流動(dòng)十分明顯，產(chǎn)生了流動(dòng)分離現(xiàn)象，而圖16（b）虛擬舵面的對(duì)應(yīng)位置展向流動(dòng)幾乎沒有，整個(gè)翼面均為附著流動(dòng)。對(duì)比二者極限流線，說明虛擬舵面在根本上避免了襟翼大角度偏轉(zhuǎn)所帶來的流動(dòng)分離現(xiàn)象，機(jī)翼弦向的載荷分布更好。

機(jī)械舵面在襟翼上表面發(fā)生了流動(dòng)分離，而虛擬舵面為附著流動(dòng)，這兩種控制方式對(duì)機(jī)翼下游的流場(chǎng)是否產(chǎn)生不同的影響？圖17給出了機(jī)械舵面和虛擬舵面的三維流線圖。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，兩種舵面的下游流場(chǎng)比較類似，即外段翼兩端均有兩個(gè)大小不同的渦，內(nèi)側(cè)的渦小但向下偏折角度大。這更直觀地說明了兩種舵面的不同控制方式對(duì)下游的流場(chǎng)產(chǎn)生了基本等效的影響。

2.3噴口高度對(duì)氣動(dòng)效率和能耗的影響

2.3.1功率系數(shù)和等效升阻比的定義

機(jī)械舵面飛行器靠活動(dòng)操縱面改變流場(chǎng)，活動(dòng)操縱面由液壓作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)，作動(dòng)器所消耗的能量占比很小，甚至可忽略不計(jì)。與機(jī)械舵面飛行器不同，虛擬舵面飛行器需要消耗額外的能量產(chǎn)生所需的射流，射流向流場(chǎng)注入能量，起到控制作用。虛擬舵面飛行器在機(jī)動(dòng)飛行或巡航時(shí)，氣壓泵持續(xù)不斷引氣所消耗的能量不可忽略，對(duì)其進(jìn)行能耗分析十分必要。

假設(shè)環(huán)量控制系統(tǒng)的氣壓泵入口連接自由流動(dòng)的氣體，出口連接高壓腔入口。自由流動(dòng)的氣體經(jīng)氣壓泵壓縮后進(jìn)入高壓腔（即射流通道），高壓氣體從噴口噴出形成射流。氣壓泵所消耗的功率計(jì)算公式如下：

圖19給出了不同噴口高度的虛擬舵面升阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和等效升阻比曲線。從圖19（a）～圖19（c）可以看出，相同Cμ下噴口高度h的虛擬舵面的升阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)均比噴口高度2h的大，說明相同Cμ下噴口高度h的控制力強(qiáng)于噴口高度2h的。這是因?yàn)閲娍诟叨仍叫?，射流速度越大，射流附著Coanda曲面流動(dòng)的距離越遠(yuǎn)，機(jī)翼繞流環(huán)量越大，升力系數(shù)越大。但從圖19（d）發(fā)現(xiàn)，噴口高度h的虛擬舵面的等效升阻比反而要比噴口高度2h的低，這是因?yàn)殡m然前者的升力大于后者，但是前者的阻力和能耗也大于后者且所占比重大，導(dǎo)致前者的等效升阻比比后者小。

為保證射流的噴口處速度相同，現(xiàn)對(duì)噴口高度2h的虛擬舵面的升阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和等效升阻比曲線的橫坐標(biāo)進(jìn)行坐標(biāo)變換，即Cμ= 1/2 Cμ。變化后的2h-scaled曲線如各圖中紅色虛線所示。從圖19（a）～圖19（c）可以看出，h與2h-scaled兩條曲線在Cμ< 0.01時(shí)的升阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)幾乎相同；Cμ> 0.01時(shí)2h-scaled曲線的值小于h曲線。但是圖19（d）表明h與2h-scaled的等效升阻比曲線幾乎重合，說明在射流速度相同的情況下，不同噴口高度的虛擬舵面的等效升阻比相同。

2.3.3噴口高度對(duì)能耗的影響

圖20給出了不同噴口高度的虛擬舵面所消耗的pc， jet隨Cμ的變化趨勢(shì)。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，隨著Cμ增大，pc， jet—Cμ曲線的斜率逐漸增大。這說明在大Cμ時(shí)，增加相同的Cμ需要更大的pc， jet增量，意味著更明顯的能量消耗提升。圖中兩條實(shí)線為噴口高度h和2h的虛擬舵面的原始pc， jet—Cμ曲線，發(fā)現(xiàn)相同Cμ下，小噴口需要耗費(fèi)更大的功率。

前文圖18已經(jīng)給出了相同Cμ情況下，噴口高度大，射流速度小。為了分析在相同射流速度下不同噴口高度的pc， jet變化，對(duì)噴口高度2h的虛擬舵面的pc， jet—Cμ曲線進(jìn)行坐標(biāo)變換，即Cμ =（1/2）Cμ，得到圖中2h-scaled的紅色虛線。比較噴口高度h和2h-scaled這兩條曲線，發(fā)現(xiàn)噴口高度2h的pc， jet比噴口高度h大，且差值隨Cμ增大而增大。說明在射流速度相同的情況下，噴口高度較大的氣壓泵比噴口高度較小的消耗更多的能量。

圖19和圖20證明了相同Cμ下，噴口高度h的虛擬舵面控制力強(qiáng)但氣壓泵所需功率高，噴口高度2h的虛擬舵面控制力弱但氣壓泵所需功率低，說明噴口高度的設(shè)計(jì)受到機(jī)翼的控制力大小和氣壓泵所需功率大小的雙重限制。噴口高度的最優(yōu)化設(shè)計(jì)仍需要繼續(xù)深入研究。

3結(jié)論

本文對(duì)機(jī)械舵面和虛擬舵面兩種機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，進(jìn)一步探尋了機(jī)械舵面舵偏角θ和虛擬舵面射流動(dòng)量系數(shù)Cμ之間的等舵效關(guān)系。為了研究虛擬舵面的噴口高度對(duì)氣動(dòng)效率和能耗的影響，又對(duì)噴口高度2h的模型進(jìn)行計(jì)算，并且定義了一個(gè)新的計(jì)算虛擬舵面氣動(dòng)效率的公式，對(duì)比了射流動(dòng)能相同的情況下不同噴口高度的虛擬舵面的升阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)和等效升阻比曲線，還對(duì)比了不同噴口高度下的環(huán)量控制系統(tǒng)的能量消耗?？梢缘贸鋈缦陆Y(jié)論：

（1）通過對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果，發(fā)現(xiàn)用本文中的CFD方法能較準(zhǔn)確模擬出機(jī)械舵面和虛擬舵面的真實(shí)氣動(dòng)力。

（3）機(jī)械舵面失速后沒有出現(xiàn)升力突然下降的情況，而虛擬舵面失速后升力下降非常明顯，說明機(jī)械舵面的失速特性要優(yōu)于虛擬舵面。

（4）機(jī)械舵面的襟翼上表面會(huì)發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象，而虛擬舵面上全部為附著流動(dòng)，射流控制技術(shù)能避免機(jī)械舵面上的襟翼大角度偏折情況下的流動(dòng)分離現(xiàn)象，且兩種控制方式對(duì)下游氣流的影響幾乎相同。

（5）在射流速度相同的情況下，不同噴口高度的虛擬舵面的等效升阻比相同，但噴口高度h的氣壓泵所消耗的功率小于噴口高度2h的氣壓泵所消耗功率。

（6）在Cμ相同時(shí)，噴口高度h的虛擬舵面控制力強(qiáng)但氣壓泵所需功率高，噴口高度2h的虛擬舵面控制力弱但氣壓泵所需功率低。噴口高度的設(shè)計(jì)受到機(jī)翼的控制力大小和氣壓泵所需功率大小的雙重限制。

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（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

付志杰（1994-）男，碩士研究生。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)、流動(dòng)控制。

Tel：15620032372

E-mail：zjfu@mail.nwpu.edu.cn

許和勇（1980-）男，博士，教授。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)、流動(dòng)控制。

Tel：15802935215

E-mail：xuheyong@nwpu.edu.cn

杜海（1985-）男，博士，講師。主要研究方向：空氣空力學(xué)、流動(dòng)控制。

Tel：15196686983

E-mail：duhai2017@163.com

王宇航（1991-）男，碩士，工程師。主要研究方向：飛行器設(shè)計(jì)。

Tel：15810113662

E-mail：yunmengjingtian@163.com

徐悅（1979-）男，博士，研究員。主要研究方向：空氣動(dòng)力學(xué)、流動(dòng)控制。

Tel：010-84929359

E-mail：xuyue@cae.ac.cn

Investigation on Flapless Wing Based on Circulation Control

Fu Zhijie1，Xu Heyong1，*，Du Hai2，Wang Yuhang3，Xu Yue3

1. National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research，Northwestern

Polytechnical University，Xian 700072，China

2. Key Laboratory of Fluid and Power Machinery，Ministry of Education，Xihua University，Chengdu 610039，China 3. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

Abstract： Applying circulation control at the wing trailing edge could change the aerodynamics of the wing. The numerical simulations of the flap wing with different flap deflection anglesθand the flapless wing with different jet momentum coefficients Cμare conducted to investigate the control effect of the circulation control applied on the flapless aircraft. It is found that the control authority of the flap wing atθ=0°， 10°， 20°， 30°are equivalent to that of the flapless wing with Cμ= 0， 0.005， 0.009， 0.012 after comparing the lift， drag and moment coefficient curves between them. Andθand Cμare quadratic polynomial relations. Further， the numerical simulations of the flapless wing with different slot heights are conducted to access the aerodynamic efficiency and the energy expenditure for the flapless wing. It is found that the equivalent lift-to-drag ratios of the flapless wing with different slot heights are equal when they have the same jet velocity， however， the flapless wing with lager slot height needs relatively more power.

Key Words： flapless wing； circulation control； equivalent control authority； energy expenditure； equivalent lift-todrag ratio