汪 軍，賴慶仁，康洪銘，張 劉,*，李斌斌，趙 壘，金 熠

1.中國科學技術大學 工程科學學院精密機械與精密儀器系，合肥 230031 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000 3.西南科技大學 土木工程與建筑學院，四川 綿陽 621000 4.中國科學技術大學 工程與材料科學實驗中心，合肥 230031

0 引言

在動力增升技術中[1-2]，上表面吹氣技術[3]（Upper Surface Blowing,USB）基于柯恩達效應，直接利用發(fā)動機噴流偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生額外升力，不需要額外的管路和吹/噴氣裝置，結構簡單。風洞和飛行試驗數(shù)據(jù)表明，上表面吹氣飛機的最大升力系數(shù)可達到10[4-6]，大大提高飛機的短距離起降性能，因而受到了研究人員和飛機設計師的青睞。

圖1 為典型的上表面吹氣系統(tǒng)示意圖。發(fā)動機出口布置在機翼上方，噴流直接從機翼上表面流過。發(fā)動機噴流到達下偏襟翼上方時，會在柯恩達效應（附壁效應）作用下向下偏轉(zhuǎn)，一方面，可直接產(chǎn)生升力；另一方面，繞機翼的外流在發(fā)動機噴流裹挾下，流速增大，使繞機翼的環(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，以下簡稱推力偏角）和推力偏轉(zhuǎn)效率τ（Thrust turning efficiency，以下簡稱推力效率）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)時的發(fā)動機推力。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50年代NASA 蘭利研究中心提出上表面吹氣技術以來，國外對其進行了比較深入的研究，如風洞試驗、數(shù)值模擬、壓力測量、噪聲研究等[9-12]，并已成功應用于多種驗證機和型號機，如YC-14、QSRA-715、ASKA[13]和An-72 等。

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

目前，國內(nèi)外關于上表面吹氣技術的研究，重點關注的是發(fā)動機參數(shù)、機翼翼型等對升力的直接影響，噴流偏轉(zhuǎn)的基礎研究不多，對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，通過逐漸增大曲率半徑的方法，設計了一種新型螺旋襟翼（Spiral flap），對上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)進行控制。通過開展螺旋襟翼上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)實驗，獲得了其關鍵控制參數(shù)對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行了比較，對二者的流動控制機理進行了分析對比。

1 實驗裝置與實驗方法

1.1 實驗裝置

圖2 為實驗裝置示意圖，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，類似于一個小型風洞。噴流模擬裝置整體與天平浮動端相連，由進氣管路、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測量段、噴口段等構成，主要作用是對輸入的氣源進行整流，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)動機出口。噴口處落壓比λ為：

其中，p為噴口總壓，p∞為當?shù)卮髿鈮?。通過控制落壓比模擬發(fā)動機推力狀態(tài)。本次實驗共4 個落壓比：1.15、1.30、1.45、1.60，分別對應發(fā)動機小推力、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，由對應的修型平板實現(xiàn)過渡?？諝鈽騕17]用于解決供氣管路對天平測力的影響問題，由2 個橫置和1 個豎置的柔性節(jié)組合而成。供氣系統(tǒng)提供高壓氣體，可以對流量進行精準控制，確保實驗過程中落壓比的穩(wěn)定。

1.2 實驗方法

由于噴流流速較高，外界自由流動對噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響較小，因此本次實驗為靜態(tài)推力實驗。

實驗前需進行空氣橋校準。通過空氣橋與天平組合校準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，測量天平載荷，擬合出空氣橋流量、溫度修正公式，對后續(xù)實驗進行修正，具體方法參見文獻[18]。

為獲得噴流偏轉(zhuǎn)性能，需測量噴流推力偏角和推力效率。在實驗過程中，通過天平測量系統(tǒng)升力FN和推力FT。實驗采用的天平為六分量盒式天平TH2003，其載荷與精度見表1，滿足本次實驗要求。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

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

2 螺旋襟翼設計思路及方法

大量基于翼型的研究表明，曲率型面對流動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，噴流流過襟翼表面時，逆壓梯度逐漸增大，當噴流動能無法克服逆壓梯度時，氣流便發(fā)生分離。因此，可以通過改變曲率型面的方法，減緩逆壓梯度的增大，促進噴流附著?；诖怂枷?，通過改變襟翼曲率型面，設計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。

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，可以實現(xiàn)曲率型面的變化，在工程中有著廣泛應用，與螺旋襟翼的設計思想吻合。據(jù)此設計的螺旋襟翼外型面極坐標方程為：

式中：R為外型面的極徑（即襟翼半徑）；R0是θ= 0°時的極徑，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°時極徑的增大量；θ表示角度。通過增大極徑的方式改變曲率半徑和曲率型面，本次設計中，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 的螺旋襟翼的設計示意圖，由外型面和內(nèi)弧面組成。

圖3 螺旋襟翼的曲面設計Fig.3 Curve design of spiral flap

為研究曲率半徑變化對噴流偏轉(zhuǎn)的控制效果，安裝時，改變螺旋襟翼與機翼后緣對齊的位置，以獲得不同的曲率半徑變化狀態(tài)，如圖4所示。對齊位置所對應的螺旋襟翼半徑稱為對齊半徑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，共設計了3 個起始半徑：2.00、2.50、3.00，每個起始半徑對應4 個對齊半徑，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計方法不同，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 實驗結果與分析

3.1 基本襟翼噴流特性研究

為研究不同曲率型面對噴流偏轉(zhuǎn)的控制效果，首先對襟翼半徑固定的基本襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)控制效果進行分析。文獻[14]通過數(shù)值模擬方法得到，襟翼偏角約為50°時，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上表面吹氣系統(tǒng)的影響。因此，本文進行了襟翼偏角δ= 50°時不同襟翼半徑狀態(tài)下的噴流偏轉(zhuǎn)控制實驗。圖6 給出了襟翼偏角δ= 50°狀態(tài)下、基本襟翼半徑變化時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，推力偏角逐漸增大，原因是噴流繞流的曲率型面長度增大；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)對噴流偏轉(zhuǎn)性能的影響

基本襟翼噴流偏轉(zhuǎn)控制實驗結果表明：基本襟翼在大落壓比下的推力偏角損失比較嚴重，說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，但會導致推力效率降低，流動控制效果不佳。因此，對變曲率半徑型面狀態(tài)下的噴流偏轉(zhuǎn)規(guī)律進行了研究，開展了不同控制參數(shù)的螺旋襟翼噴流偏轉(zhuǎn)控制實驗。

螺旋襟翼的型面控制參數(shù)為起始半徑和對齊半徑。首先研究了對齊半徑變化時的噴流偏轉(zhuǎn)性能。圖7 給出了螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.00 狀態(tài)下、對齊半徑變化時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°；對齊半徑增大時，

推力偏角變化不大，未呈現(xiàn)明顯規(guī)律性；結合圖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計方法，促進了噴流在高速狀態(tài)下的附著，說明該設計方法降低了噴流偏轉(zhuǎn)對落壓比的敏感性，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，對齊半徑和落壓比變化時，推力效率無明顯變化，同樣反映了螺旋襟翼噴流附著能力始終較強，說明襟翼半徑逐漸增大的型面可以改善噴流控制效果。

為進一步研究起始半徑和對齊半徑對噴流偏轉(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、對齊半徑變化時的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖8 螺旋襟翼對齊半徑變化時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、對齊半徑R1/h= 3.00 時達到最大值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，推力偏角均未出現(xiàn)明顯下降，推力效率均大于96%，說明襟翼半徑逐漸增大的設計方法促進了噴流附著。

圖7 螺旋襟翼對齊半徑變化時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噴流控制效果的影響，對本次實驗中曲率型面狀態(tài)最為接近的螺旋襟翼和基本襟翼進行了比較分析。圖10 給出了起始半徑R0/h=2.00、對齊半徑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??；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，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；當落壓比增大時，螺旋襟翼的推力偏角損失較小，而基本襟翼則比較嚴重。噴流速度較快（λ= 1.60）時，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，說明曲率半徑逐漸增大的設計方法可以促進噴流的附著。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，分離更加嚴重，導致了部分升力和推力的損失，同樣說明襟翼半徑逐漸增大的設計方法可以促進噴流的附著，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，分析了襟翼半徑對噴流偏轉(zhuǎn)的控制機理，圖11 給出了螺旋襟翼和基本襟翼的噴流偏轉(zhuǎn)控制機理分析示意圖（螺旋襟翼對齊半徑R0/h=2.25，基本襟翼半徑R/h= 2.00）。從圖中可以看出，當落壓比較小、噴流速度較慢時，噴流都能較好地附著，分離位置無明顯差別，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?。宦菪笠碛捎诓捎昧私笠戆霃街饾u增大的設計方法，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)，分離點與小落壓比時無明顯差別，推力偏角無明顯降低，改善了噴流控制效果。

圖9 螺旋襟翼對齊半徑變化時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)控制機理分析示意圖Fig.11 Schematic diagram of jet turning control mechanism analysis

4 結論

基于阿基米德曲線理論，通過改變襟翼半徑的方法設計了一種新型的流動控制襟翼—螺旋襟翼。通過地面靜態(tài)噴流偏轉(zhuǎn)試驗，研究了螺旋襟翼的控制參數(shù)對噴流偏轉(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)控制效果進行了對比分析。結果表明：

1）與基本襟翼相比，螺旋襟翼更容易促進噴流的流動附著，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）起始半徑和對齊半徑是螺旋襟翼的兩個關鍵控制參數(shù)。當螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.50，對齊半徑R1/h= 3.00 時，可獲得較大的平均推力偏角19.6°。

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

影響不大；大落壓比時，螺旋襟翼促進噴流附著，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，實際的發(fā)動機噴流通常為旋流，本文所設計的噴流裝置無法模擬，旋流對上表面吹氣噴流偏轉(zhuǎn)的影響規(guī)律有待進一步研究；另外，通過測力獲取噴流偏轉(zhuǎn)規(guī)律的手段過于單一，后續(xù)將結合數(shù)值模擬、流場顯示和測壓等手段，獲得更加直觀的推力偏轉(zhuǎn)角度、壁面分離位置等信息，對上表面吹氣技術進行更加深入的研究。