張 劉，姜裕標(biāo)，何 萌，陳 洪，高立華

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000；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，綿陽(yáng) 621000)

0 引言

起降性能是飛機(jī)初始設(shè)計(jì)階段最主要的限制因素，特別是短距起降設(shè)計(jì)，需要巨大的升力，即使最復(fù)雜的縫翼、襟翼組合高升力系統(tǒng)都無(wú)法滿足[1]。波音公司設(shè)計(jì)生產(chǎn)的C-17運(yùn)輸機(jī)利用外吹式襟翼（EBF）獲得短距起飛性能[2]，而其早期設(shè)計(jì)的YC-14采用上表面吹氣技術(shù)（USB）[3]。盡管這兩類(lèi)高升力系統(tǒng)可以獲得類(lèi)似的升力增量，但它們?cè)诎ǚ€(wěn)定性、維護(hù)費(fèi)用和巡航性能等細(xì)節(jié)方面有較大不同。環(huán)量控制是第三種增升方式，類(lèi)似上表面吹氣，利用柯恩達(dá)效應(yīng)[4]，即流體在曲面外形上的附壁效應(yīng)，使流動(dòng)沿著物面切線的方向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，通過(guò)高能量射流控制附面層內(nèi)的流動(dòng)形態(tài)，使繞翼型的流動(dòng)產(chǎn)生很大的環(huán)量,從而獲得高升力。

早期環(huán)量控制翼型[5-7]的設(shè)計(jì)采用圓形或近圓形尾緣，在不需要傳統(tǒng)襟縫翼的情況下，就可以獲得較為可觀的增升量。較大的尾緣半徑可以顯著增加升力，但在巡航時(shí)，厚度較大的鈍形尾緣產(chǎn)生不可忽略的附加阻力；較小的尾緣半徑可以滿足氣動(dòng)設(shè)計(jì)對(duì)巡航阻力的要求，但當(dāng)壓比達(dá)到一定值或射流縫寬較大時(shí)，射流在柯恩達(dá)型面偏轉(zhuǎn)之前就已發(fā)生分離，限制了環(huán)量控制高升力系統(tǒng)的增升能力。

內(nèi)吹式襟翼環(huán)量控制翼型[8-11]可以克服上述缺點(diǎn)。襟翼（Hinged Flap）可以在0°至90°范圍內(nèi)偏轉(zhuǎn)。起飛或著陸時(shí)，通過(guò)簡(jiǎn)單偏轉(zhuǎn)，像傳統(tǒng)襟翼一樣展開(kāi)，形成半徑較大的柯恩達(dá)型面，利用柯恩達(dá)效應(yīng)，沿前緣切向進(jìn)行吹氣，控制襟翼上的分離流動(dòng)，后緣駐點(diǎn)后移，在射流卷吸作用下，周?chē)黧w流動(dòng)加速，前緣駐點(diǎn)沿壓力面下移，環(huán)量增加，提高升力；巡航時(shí)襟翼收回，類(lèi)似傳統(tǒng)機(jī)翼的尖后緣，極大地減小了阻力。通過(guò)調(diào)節(jié)襟翼偏角，可使其適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)，且沒(méi)有縫道流動(dòng)，可大大降低飛機(jī)的噪聲水平[12]。這種類(lèi)型的增升方式，與早期環(huán)量控制翼型設(shè)計(jì)相比，增加了移動(dòng)部件，確實(shí)會(huì)增加重量和機(jī)械裝置的復(fù)雜性，但通過(guò)繞簡(jiǎn)單的鉸鏈旋轉(zhuǎn)，使其機(jī)械系統(tǒng)復(fù)雜性維持在合理水平。整體上來(lái)說(shuō)，吹氣襟翼設(shè)計(jì)在不額外增加巡航阻力的前提下，仍能提供高升力，滿足短距起降性能。

Lee-Rausch等[13]通過(guò)RANS方程對(duì)GTRI翼型的二維流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，表明基于RANS的求解器可以用于預(yù)測(cè)雙圓弧環(huán)量控制翼型的氣動(dòng)性能。Jones等[14]通過(guò)PIV技術(shù)在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中觀測(cè)了40°偏角雙圓弧環(huán)量控制襟翼與圓形尾緣環(huán)量控制翼型在不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，著重分析了這兩種典型環(huán)量控制翼型前緣駐點(diǎn)和分離區(qū)的流動(dòng)機(jī)理。德國(guó)布倫瑞克工業(yè)大學(xué)的Jensch等[15-16]采用數(shù)值模擬的方法分析了襟翼幾何參數(shù)、襟翼偏角、吹氣縫幾何參數(shù)和吹氣頻率等設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)內(nèi)吹式襟翼氣動(dòng)特性的影響，主要目的是優(yōu)化幾何參數(shù)，提高吹氣環(huán)量控制效率。Liu 等[17-18]研究了定常/脈沖吹氣對(duì)二維雙圓弧環(huán)量控制翼型氣動(dòng)特性的影響。

國(guó)內(nèi)針對(duì)內(nèi)吹式襟翼提升翼型低速高升力性能也開(kāi)展了大量的研究。朱自強(qiáng)等[19]主要討論了環(huán)量控制技術(shù)的發(fā)展與研究；孔博等[20]、王妙香等[21]、陳功[22]、劉睿等[23]主要分析了襟翼幾何參數(shù)影響，并對(duì)吹氣方案進(jìn)行設(shè)計(jì)優(yōu)化；姜裕標(biāo)等[24-25]對(duì)非定常升力響應(yīng)特性進(jìn)行了研究以及實(shí)驗(yàn)研究了地面效應(yīng)對(duì)射流增升翼型性能的影響。

人們采用試驗(yàn)或計(jì)算的方法對(duì)環(huán)量控制增升能力和流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了大量的研究，并對(duì)環(huán)量控制參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，致力于提高環(huán)量控制效率，但對(duì)內(nèi)吹式襟翼環(huán)量控制翼型流動(dòng)控制特性、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)、失速特性及失速機(jī)理研究較少。本文針對(duì)某亞聲速翼型內(nèi)吹式襟翼，研究不同吹氣動(dòng)量下翼型的氣動(dòng)特性及典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，分析不同控制階段環(huán)量控制機(jī)理及在無(wú)前緣裝置情況下失速特性、失速機(jī)理，進(jìn)一步提高對(duì)環(huán)量控制技術(shù)的認(rèn)識(shí)，為環(huán)量控制翼型設(shè)計(jì)、失速控制、控制策略選擇等提供參考，以推動(dòng)該技術(shù)向工程領(lǐng)域的應(yīng)用轉(zhuǎn)化。

1 算例驗(yàn)證

本文采用商用軟件CFX進(jìn)行計(jì)算，通過(guò)求解二維雷諾平均N-S方程，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行定常數(shù)值模擬。采用格心格式的有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，空間離散采用二階迎風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)方式采用LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss- Seidel）隱式時(shí)間推進(jìn)算法，采用全湍假設(shè)，兩方程k-ω SST（Shear-Stress-Transport）湍流模型。分別采用圓弧環(huán)量控制翼型和30P30N三段翼兩個(gè)算例用于求解器精度驗(yàn)證。

1.1 雙圓弧環(huán)量控制翼型

GTRI（Georgia Tech Research Institute）雙 圓 弧 環(huán)量控制翼型[13]是在GTRI 30 inch×40 inch亞聲速研究風(fēng)洞開(kāi)展的環(huán)量控制實(shí)驗(yàn)構(gòu)型之一。模型最大厚度為16%，弦長(zhǎng)c為0.2032 m，襟翼弦長(zhǎng)cf為0.0955c，襟翼偏角δf為30°，展長(zhǎng)為0.762 m，射流縫寬度為0.00191c，來(lái)流馬赫數(shù)為0.0842，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為0.37×10?6。實(shí)驗(yàn)是在自由轉(zhuǎn)捩條件下進(jìn)行。實(shí)驗(yàn)迎角修正從Cμ= 0時(shí)的 ?0.005°至Cμ= 0.374時(shí)的?0.056°。計(jì)算采用二維模型，幾何參數(shù)與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ推拭嬉恢拢菫?°，來(lái)流馬赫數(shù)與實(shí)驗(yàn)相同。

采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓?fù)?，?jì)算域?yàn)?0倍弦長(zhǎng)，翼型弦向布置380個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，展向拉伸一個(gè)網(wǎng)格尺度。二維模型網(wǎng)格單元約為2.25×105，物面第一層網(wǎng)格高度為1×10?5，滿足y+≤1，圖1為網(wǎng)格剖面圖。

圖2為0°迎角時(shí)不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下，升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比。吹氣動(dòng)量系數(shù)為0時(shí)，即襟翼不吹氣，由于襟翼偏角較大，翼型尾緣附近有較大范圍的分離區(qū)，采用兩方程k-ω SST湍流模型和準(zhǔn)定常計(jì)算，很難獲得滿意的結(jié)果；吹氣動(dòng)量系數(shù)小于0.16時(shí)，升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值誤差在5%以內(nèi)，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好；吹氣動(dòng)量系數(shù)繼續(xù)增加，升力系數(shù)計(jì)算值大于實(shí)驗(yàn)值，誤差增加。吹氣動(dòng)量系數(shù)較大時(shí)，升力系數(shù)計(jì)算值大于實(shí)驗(yàn)值，主要是由以下幾方面原因：1）計(jì)算均為0°迎角，而實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)迎角進(jìn)行修正后小于0°，且隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，實(shí)驗(yàn)迎角逐漸減小[26]；2）對(duì)于高升力構(gòu)型，模型與風(fēng)洞壁面連接處產(chǎn)生的渦結(jié)構(gòu)，對(duì)二維翼型的流場(chǎng)產(chǎn)生較大干擾[27]；3）吹氣動(dòng)量系數(shù)較大時(shí)，射流面強(qiáng)度和射流偏角較大，這時(shí)洞壁對(duì)升力增加產(chǎn)生不利干擾。

圖2 迎角0°時(shí)GTRI翼型升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Fig. 2 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the GTRI airfoil at 0° angle of attack

下文中內(nèi)吹式襟翼環(huán)量增升技術(shù)涉及的吹氣動(dòng)量系數(shù)均小于0.12，屬于中小吹氣動(dòng)量系數(shù)范圍，在該范圍內(nèi)，認(rèn)為計(jì)算結(jié)果較為可信。

1.2 30P30N三段翼

30P30N翼型是道格拉斯公司設(shè)計(jì)的三段翼，已有大量的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究[28]，是廣泛應(yīng)用于CFD驗(yàn)證的標(biāo)模之一。計(jì)算網(wǎng)格如圖3，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓?fù)?，?jì)算域?yàn)?5倍弦長(zhǎng)，弦向前緣縫翼布置65個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，主翼布置203個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，襟翼布置105個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，網(wǎng)格量約3.2×105，物面第一層網(wǎng)格高度為2×10?6，滿足y+≤1。計(jì)算狀態(tài)為Ma= 0.2，Re=5.0×106。

圖3 30P30N翼型網(wǎng)格剖面Fig. 3 Schematic of 30P30N airfoil mesh grid

圖4為升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比，30P30N翼型的計(jì)算結(jié)果在線性段與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，失速評(píng)估相較于實(shí)驗(yàn)值略微提前。

圖4 30P30N翼型升力系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Fig. 4 Comparison of calculated and experimental results of the lift coefficient of the 30P30N airfoil

本文采用的數(shù)值方法在模擬大分離方面存在不足，失速后襟翼上方流場(chǎng)存在非定常渦旋結(jié)構(gòu)，定常求解時(shí)升力波動(dòng)，故采用平均升力系數(shù)代表計(jì)算結(jié)果。通過(guò)對(duì)雙圓弧環(huán)量控制翼型和30P30N翼型計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果表明采用的求解器具有可滿足工程應(yīng)用研究需求的計(jì)算精度和可靠性。

2 亞聲速翼型數(shù)值模擬

2.1 模型設(shè)計(jì)

取某亞聲速機(jī)翼根部10%展長(zhǎng)處剖面翼型為計(jì)算模型，弦長(zhǎng)縮比至1 m，最大厚度為18%，襟翼弦長(zhǎng)cf= 0.25c，襟翼偏角δf= 60°，偏轉(zhuǎn)軸為翼型下表面75%弦長(zhǎng)處。射流縫高度h= 0.001c，主翼尾緣壁厚d= 0.001c，射流出口位于襟翼前緣，其與偏轉(zhuǎn)軸的連線與弦線垂直，射流方向與出口處曲線相切，與弦線平行。圖5為模型幾何外形圖。

圖5 模型幾何外形Fig. 5 Geometry of prototype mode

2.2 邊界條件及參數(shù)說(shuō)明

邊界條件：遠(yuǎn)前方來(lái)流v∞= 40 m/s，認(rèn)為腔內(nèi)是穩(wěn)定氣源，入口邊界條件為總壓p0、 總溫T0，參考?jí)簽閬?lái)流靜壓p∞，假定腔內(nèi)為一維等熵流，可得到出口名義射流速度vJet：

動(dòng)量系數(shù)定義：

其中，m˙為流經(jīng)射流出口的質(zhì)量流量，通過(guò)對(duì)氣源入口進(jìn)行積分求得，S為翼型參考面積。計(jì)算保持射流縫高度不變，通過(guò)調(diào)節(jié)氣源入口壓力，改變壓比，進(jìn)而改變出口處的氣流速度和質(zhì)量流量，改變吹氣動(dòng)量系數(shù)。

2.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性

計(jì)算采用二維模型，展向拉伸一個(gè)網(wǎng)格尺度。使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，O型網(wǎng)格拓?fù)洌?jì)算域?yàn)?0倍弦長(zhǎng)，網(wǎng)格生成過(guò)程中保持物面上滿足y+≤1。分別生成兩套網(wǎng)格，網(wǎng)格量分別為2.25×105萬(wàn)（翼型弦向布置380個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)）和3.37×105（翼型弦向布置421個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)）。圖6為網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及網(wǎng)格剖面圖。

圖6 拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及網(wǎng)格剖面Fig. 6 Schematic of mesh grid configuration

表1給出了兩套網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果對(duì)比。由表1可知，兩套網(wǎng)格的計(jì)算精度相當(dāng)，為減小計(jì)算量，選擇第一套網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。

表1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性研究Table 1 Study on Computational grid

3 結(jié)果分析

3.1 內(nèi)吹式襟翼氣動(dòng)力特性分析

圖7給出了迎角0°下翼型升力系數(shù)隨吹氣動(dòng)量系數(shù)變化曲線，由圖可知，升力系數(shù)隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加非線性變化。根據(jù)控制效果和控制機(jī)理，把吹氣控制區(qū)分成兩段，附面層分離控制區(qū)和超環(huán)量控制區(qū)，交界處吹氣動(dòng)量系數(shù)定義為臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)。本算例臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.031，臨界吹氣動(dòng)量對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)為3.8985，與不吹氣情況相比，升力增加125%。

圖7 0°迎角下翼型氣動(dòng)力特性Fig. 7 Aerodynamic characteristics of airfoil at 0° angle of attack

升力系數(shù)增量與吹氣動(dòng)量系數(shù)的比值定義為增升效率，用來(lái)衡量吹氣控制增升效能。圖8為0°迎角下，環(huán)量控制增升效率曲線。由圖看出，臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)對(duì)應(yīng)的增升效率最高，約為70；吹氣動(dòng)量系數(shù)小于臨界值，增升效率增加；吹氣動(dòng)量系數(shù)大于臨界值，增升效率下降。在設(shè)計(jì)翼型的時(shí)候，可以根據(jù)目標(biāo)升力系數(shù)合理選擇襟翼幾何參數(shù)，使得設(shè)計(jì)狀態(tài)出現(xiàn)在臨界狀態(tài)右側(cè)附近，提高控制效率，同時(shí)留有足夠的安全余量。

圖8 0°迎角增升效率曲線Fig. 8 Efficiency of lift for different blowing momentum coefficient Cμ,α= 0°

對(duì)主翼和襟翼上的升力進(jìn)行分部積分，分析吹氣作用下，主翼和襟翼上的升力系數(shù)增量變化。圖9為主翼和襟翼上的升力增量隨吹氣動(dòng)量系數(shù)變化曲線，其中實(shí)線表示部件升力增量，虛線表示部件升力增量占總升力增量的百分比。吹氣動(dòng)量系數(shù)0.031，主翼和襟翼上的升力增量分別為1.7009、0.4639，占比分別為78.6%和21.4%；吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.088時(shí)，主翼和襟翼上的升力增量分別為2.7342、0.81，占比分別77.1%和22.9%。可見(jiàn)施加吹氣作用后，翼型升力增加主要來(lái)自于主翼上環(huán)量升力增加，其貢獻(xiàn)了約78%的升力增量，襟翼上由于射流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的升力增加僅占約22%，且各自所占比例隨吹氣動(dòng)量系數(shù)變化較小。

圖9 主翼與襟翼升力增量分布Fig. 9 Lift incremental distribution on main foil and flap

表2給出了超環(huán)量控制階段不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下焦點(diǎn)相對(duì)位置。由表可以發(fā)現(xiàn)，吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，翼型氣動(dòng)中心位置后移。與臨界狀態(tài)相比，吹氣動(dòng)量系數(shù)0.073時(shí)升力系數(shù)增加了29.4%，氣動(dòng)中心位置后移1.4%c。

表2 吹氣對(duì)焦點(diǎn)相對(duì)位置的影響研究Table 2 Variation of position of aerodynamic center with different blowing momentum coefficients

3.2 內(nèi)吹式襟翼增升機(jī)理分析

圖10給出了不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下的表面壓力系數(shù)分布，當(dāng)吹氣動(dòng)量系數(shù)為0時(shí)，翼型上的壓力分布比較平緩，由于襟翼上存在大分離，因此翼型前緣負(fù)壓峰值小。施加吹氣控制后，翼型壓力面壓力系數(shù)變化較小，吸力面壓力系數(shù)發(fā)生明顯變化，但壓力分布形態(tài)相似：整個(gè)吸力面上負(fù)壓絕對(duì)值均有顯著增加，在翼型中段表面曲率較小的地方增加較少，主翼前緣和襟翼前緣表面曲率較大的地方增加更多，出現(xiàn)吸力峰值；隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，吸力峰值繼續(xù)增加。

圖10 不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下壓力系數(shù)分布Fig. 10 Pressure coefficient distributions for different blowing momentum coefficient Cμ

壓力系數(shù)變化反映的是流動(dòng)形態(tài)的變化，整個(gè)翼型上表面、主翼前緣和襟翼前緣負(fù)壓絕對(duì)值增加，說(shuō)明高速射流除了有增加襟翼附面層能量，吹除襟翼上分離流動(dòng)的作用，還通過(guò)對(duì)繞主翼附面層低速流體的卷吸作用，增加繞主翼流動(dòng)速度和前緣上洗，提高背風(fēng)面和前緣吸力進(jìn)而增加升力。

圖11給出了翼型繞流2條特殊的流線，一條止于駐點(diǎn)，稱之為駐點(diǎn)處流線，一條始于尾緣，稱之為尾緣處流線。隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，前緣駐點(diǎn)后移，上洗作用增強(qiáng)，翼型的有效迎角更大；隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，尾緣流線與來(lái)流夾角越來(lái)越大，射流沿著襟翼尾緣壁面的切線方向流動(dòng)形成虛擬型面，對(duì)下翼面流動(dòng)的阻滯作用增強(qiáng)，翼型環(huán)量增加，升力增加。

圖11 前緣駐點(diǎn)流線和尾緣處流線Fig. 11 Leading edge stagnation point streamlines and trailing edge streamlines

3.3 襟翼上典型流動(dòng)結(jié)構(gòu)分析

圖12為臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)下襟翼上典型流動(dòng)結(jié)構(gòu)，流場(chǎng)為準(zhǔn)定常附著流動(dòng)[29]。分別在射流出口的上邊界和70%弦長(zhǎng)處主翼附面層的外邊界劃流線，分別表示射流的外邊界和主翼附面層尾跡的外邊界，這兩條流線將襟翼上的流動(dòng)劃分為3個(gè)區(qū)域，射流區(qū)、主翼附面層尾流區(qū)和外流區(qū)。第一條流線與襟翼壁面之間的區(qū)域?yàn)樯淞鲄^(qū)，兩條流線之間的區(qū)域?yàn)槔@主翼流動(dòng)附面層尾跡區(qū)，尾跡區(qū)的外側(cè)為外流區(qū)。其中主翼附面層尾跡區(qū)又可以根據(jù)速度大小劃分為混合區(qū)和低速尾流區(qū)。在襟翼90%弦長(zhǎng)處沿壁面法線方向劃一條直線，長(zhǎng)度為0.04c，以確定射流邊界和主翼附面層尾跡外邊界在90%弦長(zhǎng)處壁面法線上的位置。

圖12 襟翼上典型流動(dòng)結(jié)構(gòu)圖，Cμ = 0.031Fig. 12 Flow structure over flap at Cμ = 0.031

射流區(qū)主要是射流出口噴出的高速射流流經(jīng)的區(qū)域，速度較高，由于壁面摩擦，靠近壁面處速度較低，沿壁面外法線方向，速度越來(lái)越高。主翼尾跡區(qū)的流體主要是繞主翼流動(dòng)附面層內(nèi)的流體，從射流邊界沿壁面法向向外看，速度先減小，后增加，呈非對(duì)稱“V”字形分布，即兩側(cè)高，中間低。主翼附面層尾跡中最靠近壁面的流動(dòng)區(qū)域，與高速射流發(fā)生摻混、受射流卷吸，流動(dòng)速度增加最明顯，把該區(qū)域定義為混合區(qū)，即“V”字形的近壁面一側(cè)高點(diǎn)區(qū)域?；旌蠀^(qū)內(nèi)的速度沿壁面外法線方向逐漸減小，射流外邊界定義為混合區(qū)的內(nèi)邊界，混合區(qū)外側(cè)與主翼附面層流動(dòng)外邊界速度相同的位置定義為混合區(qū)的外邊界。繞主翼附面層流動(dòng)中間區(qū)域受射流和外流影響都較弱，能量最低，速度最小，此區(qū)域即是“V”字形分布的中間低點(diǎn)；繞主翼附面層最外側(cè)的區(qū)域，受外流影響，沿壁面外法線方向速度逐漸增加，此為“V”字形分布的遠(yuǎn)壁面一側(cè)高點(diǎn)。主翼附面層尾跡區(qū)以外的流動(dòng)區(qū)域?yàn)橥饬鳌?/p>

圖13為翼型90%弦長(zhǎng)位置沿壁面法線無(wú)量綱切向速度分布。與圖12對(duì)應(yīng)，沿壁面外法向把流動(dòng)分為4個(gè)區(qū)域，依次為射流區(qū)、混合區(qū)、低速尾流區(qū)和外流區(qū)?？梢园l(fā)現(xiàn)，隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，射流區(qū)速度越來(lái)越高，但射流高度越來(lái)越??；主翼附面層尾跡區(qū)范圍逐漸減小，其中混合區(qū)范圍增加，速度也有較大提高，而低速尾跡區(qū)范圍減小，甚至消失；外流越來(lái)越靠近壁面。

圖13 90%弦長(zhǎng)位置無(wú)量綱速度剖面Fig. 13 Dimensionless velocity profiles at the 90% chord location of airfoil

射流區(qū)范圍減小，是由于吹氣動(dòng)量增加，根據(jù)柯恩達(dá)效應(yīng)，內(nèi)外壓差加大，進(jìn)一步將射流壓向壁面，根據(jù)射流自相似性，隨著吹氣動(dòng)量增加，在射流下游90%弦長(zhǎng)位置，射流與壁面之間的距離逐漸減??；主翼附面層尾跡減小同理，內(nèi)外壓差加大進(jìn)一步將尾跡流壓向壁面；吹氣動(dòng)量增加，射流速度與主翼附面層尾流之間的速度梯度增大，加之內(nèi)外壓差加大，射流與附面層尾跡之間的摻混增強(qiáng)，有更多的能量傳遞至尾流中，使得混合區(qū)的范圍增加，速度更高，低速尾跡區(qū)的范圍減小，甚至消失。

隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，主翼附面層尾跡更靠近壁面，反映的是柯恩達(dá)效應(yīng)增強(qiáng)，內(nèi)外壓差增大，將流動(dòng)進(jìn)一步壓向壁面；主翼附面層尾跡區(qū)范圍更小，速度更高，說(shuō)明其抵抗分離的能力增強(qiáng)。從襟翼上流動(dòng)結(jié)構(gòu)隨吹氣動(dòng)量系數(shù)變化規(guī)律，也可以更好的理解吹氣襟翼增升控制機(jī)理。

3.4 失速特性分析

圖14為不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線。在計(jì)算吹氣動(dòng)量系數(shù)范圍內(nèi)，失速迎角先減小后增加，總趨勢(shì)是減小。

圖14 不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下升力系數(shù)隨迎角變化曲線Fig. 14 Lift coefficient in function of angle ofattack for different Cμ

在附面層分離控制區(qū)，射流能量不足無(wú)法始終附著在襟翼上表面。小迎角時(shí)，射流與襟翼之間存在分離流動(dòng)，射流與外流附著在一起，見(jiàn)圖15（a）。隨迎角增加，前緣吸力峰值增加，附面層動(dòng)量損失厚度增加，由圖16襟翼上分離點(diǎn)之前剖面的切向速度分布可以看出，射流與外流之間的附著效應(yīng)減弱，Cμ= 0.011時(shí)，10°迎角下，射流附著在襟翼上表面，受射流效應(yīng)直接影響、動(dòng)量較大的尾跡仍然與射流附著，動(dòng)量較小的尾跡與射流分離，因此射流對(duì)外流的動(dòng)量傳遞減弱，外流發(fā)生流道擴(kuò)張，出現(xiàn)回流區(qū)，見(jiàn)圖15（b），翼型失速。

圖16 分離點(diǎn)之前的切向速度分布，Cμ = 0.011Fig. 16 Velocity profiles before separation point,Cμ = 0.011

隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，射流能量增強(qiáng)，改善了柯恩達(dá)效應(yīng)，襟翼上分離區(qū)減小，見(jiàn)圖15（c），分離點(diǎn)向襟翼尾緣移動(dòng)。相同迎角下，頭部吸力峰值更高，因此在較小迎角下，射流就與外流發(fā)生分離，形成回流區(qū)，失速提前。圖17給出了最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)迎角下的壓力系數(shù)分布。由圖可以發(fā)現(xiàn)，在失速迎角附近，翼型頭部吸力峰值幾乎相同。

圖15 內(nèi)吹式襟翼不同吹氣動(dòng)量系數(shù)失速過(guò)程下馬赫數(shù)云圖和流線圖Fig. 15 Ma contour and streamlines under the stall process of internal blown flap for different blowing momentum coefficient

圖17 不同吹氣動(dòng)量下最大升力對(duì)應(yīng)迎角的壓力分布Fig. 17 Pressure distribution at different angle of CLmax

在超環(huán)量控制區(qū)，射流始終附著在襟翼上表面。與附面層分離控制區(qū)相比，有更多的射流動(dòng)量傳遞至外流，因此較小迎角下，外流仍然與射流附著。隨著迎角增加，襟翼上方發(fā)生急劇的流道擴(kuò)張，速度迅速降低，出現(xiàn)回流區(qū)，如圖15（f 、g），翼型失速。增加吹氣動(dòng)量，增強(qiáng)柯恩達(dá)效應(yīng)，提高了使外流附著流動(dòng)的能力，如圖15（i 、j），同時(shí)有更多的射流能量傳遞到外流，外流有更多的能量克服逆壓梯度，因此失速推遲。

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)60°偏角下某無(wú)縫襟翼在吹氣控制下的二維流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，分析其在不同吹氣動(dòng)量系數(shù)下的氣動(dòng)特性、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和失速特性，獲得以下結(jié)論：

1）隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，升力系數(shù)非線性變化，增升效率先增加后減小，在臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)下，內(nèi)吹式襟翼由非定常分離流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)闇?zhǔn)定常附著流動(dòng)，增升效率最高，約為70；

2）施加吹氣作用后，翼型升力增加主要來(lái)自主翼上環(huán)量升力增加；隨吹氣動(dòng)量系數(shù)增加，翼型氣動(dòng)中心后移；

3）不同的吹氣控制階段，增升機(jī)理不同。在附面層分離控制區(qū)，射流主要起到柯恩達(dá)效應(yīng)的作用，通過(guò)吹除襟翼上分離流動(dòng)增加升力；在超環(huán)量區(qū)，主要是射流效應(yīng)，形成不可穿透射流面，改變襟翼有效長(zhǎng)度，增加升力；

4）隨著吹氣動(dòng)量系數(shù)的增加，翼型升力增加，但是失速迎角先下降后略有增加，翼型在小迎角時(shí)就可能發(fā)生失速，增加升力并延遲失速迎角是低速飛行安全的重要保證，故可設(shè)計(jì)前緣下垂裝置來(lái)延緩失速，也可考慮在前緣采用主動(dòng)邊界層控制來(lái)延遲失速，但額外的吹氣會(huì)降低系統(tǒng)效率，需進(jìn)一步研究。