汪 軍，張 劉，李斌斌，趙 壘，李 昌，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

現代軍事行動中，具有更好短距離起降性能的飛機可以在更加惡劣的環(huán)境中實現起飛和著陸，從而在與傳統飛機的對抗中取得優(yōu)勢。因此，提高短距離起降性能一直是飛機設計者的研究方向，主要途徑是運用機械式增升裝置和動力增升技術[1]提高機翼產生的升力。機械式增升裝置受結構、重量等因素限制，所能達到的最大升力系數有限；動力增升技術利用動力裝置的能量增大或產生升力，效果更加顯著。常見的動力增升有噴氣襟翼、環(huán)量控制、邊界層控制、吹氣襟翼等。其中，上表面吹氣（Upper Surface Blowing,USB）技術[2]直接利用發(fā)動機排氣，無需添加其他管道，簡單實用，是一種有效的動力增升方法。

典型的上表面吹氣系統如圖1所示。發(fā)動機出口布置于機翼上表面，當后緣襟翼向下偏轉時，科恩達（Coanda）效應[3]使噴流向下偏轉，由此帶來的推力偏轉和機翼環(huán)量增大產生了增升效果；由于發(fā)動機被機翼遮蔽，該技術還可以有效抑制飛行過程中的噪聲[4]。國外關于USB 技術的研究起步早，內容比較全面[5-6]，已經應用于多種驗證機和型號，如美國波音公司的YC-14[7]、NASA 的QSRA-715、蘇聯安托諾夫設計局的An-72 等。

圖1 典型USB 系統示意圖Fig.1 Sketch of typical USB system

相比之下，國內相關研究較少，且主要以數值模擬為主，實驗方面的研究成果很少。趙國昌等[8]提出了一個由機翼和USB 襟翼組成的上表面吹氣動力增升簡化模型，在不考慮流動分離的前提下，根據伯努利方程和楔形流假設研究了速度和襟翼角度對升力系數的影響。Xiao、Zhu 等[9-10]通過數值模擬研究了發(fā)動機噴口幾何形狀和主動吹氣對升力的影響。上述工作對于預估升力系數范圍具有一定的參考價值。

本文開展了上表面噴流靜態(tài)推力實驗，通過改變襟翼形狀和在襟翼上游布置渦流發(fā)生器（Vortex Generator，VG）對噴流偏轉進行被動控制，研究了襟翼和渦流發(fā)生器對噴流偏轉的控制規(guī)律。

1 實驗系統

1.1 實驗裝置

實驗裝置如圖2所示，由支撐裝置、空氣橋、測力天平、噴流模擬裝置、襟翼以及渦流發(fā)生器等組成。高壓空氣通過空氣橋進入噴流模擬裝置，形成穩(wěn)定、均勻的噴流來模擬發(fā)動機噴流，噴流到達襟翼后向下偏轉。渦流發(fā)生器安裝在噴口和襟翼之間。

圖2 上表面噴流實驗裝置Fig.2 Design drawing of jet simulation device

1.1.1 噴流模擬裝置

噴流模擬裝置類似于一個小型風洞，包括氣源連通管道、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測量段和噴口段等，如圖3所示。高壓空氣從氣源連通管道進入，在噴口段形成穩(wěn)定噴流。噴流模擬裝置設計入口壓力范圍為0.5～4.0 MPa，出口壓力范圍為0.1～0.2 MPa；噴口形狀為矩形，寬度L=216 mm，高度h=36 mm。

圖3 噴流模擬裝置設計圖Fig.3 Design drawing of jet simulation device

1.1.2 襟翼和渦流發(fā)生器

襟翼采用傳統的富勒襟翼設計，形狀由襟翼偏角δ和曲率半徑R/h決定，其中R為襟翼半徑，h為噴口高度，如圖4所示。偏轉角δ設計了5 個角度，從10°到50°，每個間隔10°。曲率半徑R/h設計了4 個，分別為1.2、1.5、2.0 和3.0。

圖4 襟翼設計圖Fig.4 Design drawing of flap

實驗采用的渦流發(fā)生器由1 塊銅片彎折而成（形成的兩面為相互垂直的直角梯形），其平面形狀及尺寸如圖5所示。梯形高H為渦流發(fā)生器高度，有5、9 和13 mm 等3 種尺寸。

圖5 渦流發(fā)生器Fig.5 Vortex generator

1.2 測量設備

模型受力采用六分量天平TH2003 測量，表1為天平的設計載荷及精度。其中，Fx、Fy、Fz分別為x、y、z方向的分力；Mx、My、Mz分別為x、y、z方向的力矩。

表1 TH2003 天平載荷及精度表Table 1 Load and precision of TH2003 balance

噴流出口壓力通過總壓耙和電子掃描閥測量?？倝喊夜? 個，在測量段中沿橫向均勻布置，每個總壓耙上布置6 個總壓管，上下間距5 mm，共18 個總壓測量點，如圖6所示。

圖6 測量段總壓耙布置示意圖Fig.6 Layout diagram of total pressure rake in measuring section

電子掃描閥為DSA3217/16Px 型便攜式電子掃描閥，量程為103425 Pa（15 psi），精度為滿量程的0.05%，滿足實驗要求。噴管出口總壓p取所有總壓耙壓力的平均值。

2 實驗方法

由于發(fā)動機噴流流速較高，外界自由流動對噴流偏轉性能的影響較小，因此采用靜態(tài)推力實驗的方式進行實驗研究。

2.1 空氣橋影響修正

空氣橋可以在保證輸送高速氣流的同時，獲得準確的測力數據，本文所使用的空氣橋見文獻[11]。實驗前需對空氣橋進行校準，排除空氣橋剛度、壓力、內部流動和溫度對天平的影響。

校準方法為：1）在天平校準裝置上對空氣橋/天平組合體進行整體校準，得到附加空氣橋剛度影響的天平公式；2）改變通入空氣的壓力、流量和溫度，分別獲得天平載荷對應的變化關系，擬合出三者的修正公式。具體方法參見文獻[12]。

2.2 噴口落壓比控制

發(fā)動機推力越大，出口噴流流速越快，而噴流流速對USB 系統性能有較大影響[8]。本次實驗通過噴口落壓比λ模擬發(fā)動機推力變化情況：

式中，p0為大氣壓。

實驗落壓比為1.15、1.30、1.45 和1.60，分別對應發(fā)動機小推力、50%最大推力、75%最大推力和最大推力工作狀態(tài)。實驗前，改變高壓氣源供氣流量，擬合落壓比與供氣流量的變化關系，通過插值得到實驗落壓比對應的供氣流量。

2.3 巡航狀態(tài)推力標定實驗

巡航狀態(tài)推力標定實驗的目的是獲得噴口靜態(tài)合力F0與落壓比之間的關系曲線，用于計算正式實驗時的噴流偏轉參數。重復性實驗狀態(tài)如圖7所示，噴口段外不安裝任何控制部件，給定供氣流量，測量模型所受升力、推力以及噴口總壓。

圖7 重復性實驗狀態(tài)照片Fig.7 Photo of repeatability test status

圖8給出了多組推力合力F1隨落壓比變化的曲線以及線性擬合結果。從圖中可以看出：在實驗的落壓比范圍內，推力合力與落壓比成正比例關系，線性較好；當落壓比一定時，推力合力基本保持一致，說明系統重復性良好，數據測量準確。

圖8 巡航狀態(tài)F1-λ 曲線Fig.8 Thrust resultant force-drop ratio curves of cruise status

2.4 噴流偏轉控制實驗

安裝襟翼和渦流發(fā)生器，采集初讀數，給定供氣流量，同時測量模型受力和噴口壓力大小，FN為沿升力方向測得的力，FT為沿推力方向測得的力。增加襟翼和渦流發(fā)生器后，與巡航狀態(tài)相比，相同供氣流量下的落壓比會發(fā)生變化。需要通過插值，得到實驗落壓比下的噴口靜態(tài)推力F0，計算噴流平均推力偏轉角υ和推力偏轉效率τ：

式中：F1為發(fā)動力推力偏轉后測量得到的合力，為了提高短距離起降性能，就需要較大 的平均推力偏轉角和較高的推力偏轉效率。

3 結果與討論

3.1 襟翼形狀對噴流偏轉影響

圖9為襟翼R/h=1.5、襟翼偏角δ變化時的平均推力偏轉角?落壓比曲線。由圖可見：1）所有狀態(tài)下，都產生了比較明顯的平均推力偏轉角υ，這是因為噴流在經過向下偏轉的襟翼時，在科恩達效應作用下有了向下偏轉的角度，并增加了繞機翼的環(huán)量，產生了升力。平均推力偏轉角越大，說明噴流向下偏轉的角度越大，噴流更容易附著于襟翼表面，反之則表面噴流更容易分離。2）υ在δ=30°時最大，最小值約18°。3）δ≤30°時，υ隨δ增大而增大，但都比較小，且小于δ，說明噴流并未沿襟翼表面流動，沒有完全附著，原因是噴流流速較快，產生了流動分離。4）δ>30°時，υ變化沒有顯著規(guī)律，可能是因為δ過大，噴流下游壓差增大，分離加劇。5）同一δ下，υ隨落壓比λ的增大而減小，說明落壓比增大時，噴流附著的難度加大，因為保持附著的離心力與噴流速度的平方成正比例關系。6）隨著δ增大，υ-λ曲線斜率的絕對值逐漸變大，λ增大時的平均推力偏轉角下降趨勢增大，說明襟翼偏角越大，噴流越容易發(fā)生分離。

圖9 襟翼角度變化υ-λ 曲線（R/h =1.5）Fig.9 υ-λ curve of flap with different angles (R/h =1.5)

圖10為襟翼δ=50°、曲率半徑R/h變化時的平均推力偏轉角?落壓比曲線。由圖可見：隨著曲率半徑增大，υ穩(wěn)定增大；R/h≥1.5 后，隨λ的增大，υ的下降趨勢逐漸變緩，說明噴流附著能力逐漸增強，這是由于襟翼曲率半徑增大時，噴流繞流的曲率形面長度增大、半徑增大，偏轉所需的離心力減小，噴流更容易附著。

圖10 襟翼曲率半徑變化υ-λ 曲線Fig.10 υ-λ curve of flap with different radius of curvature

3.2 渦流發(fā)生器控制效果

由圖9可見，在單一襟翼狀態(tài)下，最大平均推力偏轉角約19°，噴流沒有完全附著，具有提升的空間。

本文將渦流發(fā)生器應用于上表面吹氣噴流偏轉控制。渦流發(fā)生器布置在襟翼上游，采用兩側對向安裝方式（間距24 mm），開展了不同位置、安裝角度和高度的渦流發(fā)生器控制實驗，如圖11所示。X/h表示安裝位置，X為渦流發(fā)生器前緣到噴口的距離；β表示安裝角度，即渦流發(fā)生器對折邊與來流方向的夾角。3 種尺寸的渦流發(fā)生器H/h分別為0.14、0.25 和0.36。

圖11 渦流發(fā)生器安裝情況Fig.11 VG installation

3.2.1 位置影響

圖12為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、β=33°、X/h變化時的平均推力偏轉角?落壓比曲線。從圖中可以看到：1）在襟翼上游增加渦流發(fā)生器后，υ的變化范圍由 13°～18°增大至 33°～38°，說明增加渦流發(fā)生器后，噴流向靠近襟翼的方向偏轉，附著能力增強，原因是噴流流經渦流發(fā)生器時會產生流向渦，對邊界層進行能量補充，抑制了分離的發(fā)生；2）X/h=0.58 時，υ最大，說明渦流發(fā)生器離襟翼越近，對噴流的偏轉控制效果越好，原因是離襟翼越近，流向渦的衰減越?。?）安裝渦流發(fā)生器后，υ隨落壓比λ的變化更為平穩(wěn)，說明渦流發(fā)生器增強了噴流在大落壓比下的附著能力。

圖12 VG 安裝位置變化υ-λ 曲線Fig.12 υ-λ curve of VG with different locations

3.2.2 安裝角度影響

圖13為襟翼R/h=2.0、δ=50°、H/h=0.25、X/h=2.58、β變化時的平均推力偏轉角?落壓比曲線。結合4 個λ下的υ值可以看到：β=33°時，可獲得最大的平均推力偏轉角約38°。安裝角太小或太大，都會導致υ的減?。簻u流發(fā)生器安裝角太小，會導致產生的流向渦強度不夠；安裝角太大，渦流發(fā)生器迎風面積增加，會產生額外的阻力，二者都會導致平均推力偏轉角的減小[13]。

圖13 VG 安裝角度變化時的υ-λ 曲線Fig.13 υ-λ curve of VG with different installation angles

3.2.3 高度影響

圖14為襟翼R/h=2.0、δ=50°、β=33°、X/h=2.58、H/h變化時的平均推力偏轉角?落壓比曲線。從圖中可以看到：1）H/h=0.14 時，υ的最大值為30°，且隨落壓比的增大而急劇減小。當落壓比最大時，基本沒有控制效果。當渦流發(fā)生器高度不夠時，產生的流向渦強度較弱，向邊界層注入的能量不夠，進而導致噴流附著能力減弱，且在大落壓比下，流向渦容易受到破壞[14]。2）H/h=0.25 時，最大平均推力偏轉角可達38°。平均推力偏轉角隨落壓比的變化較為平穩(wěn)，在大落壓比狀態(tài)下，最大平均推力偏轉角仍可達35°。其原因是渦流發(fā)生器高度增大后，產生的流向渦強度增強，向邊界層注入了更多能量，促進了噴流附著。3）H/h由0.25 增大至0.36 后，控制效果的變化不顯著，平均推力偏轉角在落壓比最大時反而降低。其原因是渦流發(fā)生器尺寸過大，在增強流向渦的同時，還產生了額外的附加阻力。

圖14 VG 高度變化時的υ-λ 曲線Fig.14 υ-λ curve of VG with different heights

渦流發(fā)生器控制實驗結果表明：安裝角和高度是渦流發(fā)生器控制的兩個關鍵參數，對最大平均推力偏轉角的影響最為顯著；渦流發(fā)生器位置的變化對平均推力偏轉角有一定的影響，但影響不大。本次實驗最優(yōu)的渦流發(fā)生器參數為：H/h=0.25，β=33°，X/h=2.58。

3.3 優(yōu)化比較

圖15和16 分別為襟翼R/h=2.0、δ=50°狀態(tài)與安裝最優(yōu)參數渦流發(fā)生器狀態(tài)的平均推力偏轉角?落壓比曲線與推力偏轉效率?落壓比曲線。由圖可見，安裝渦流發(fā)生器后：1）平均推力偏轉角增大，由18°增大到38°；2）落壓比增大時，平均推力偏轉角減?。?）推力偏轉效率提高，且大于1，可見安裝渦流發(fā)生器后，推力合力增加，原因是渦流發(fā)生器產生的流向渦增大了機翼環(huán)量，產生了額外升力。

圖15 VG 控制影響υ-λ 曲線Fig.15 υ-λ curve of VG influence

圖16 VG 控制影響τ-λ 曲線Fig.16 τ-λ curve of VG influence

4 結 論

本文通過實驗方法得到機翼上表面噴流在單一襟翼下的偏轉規(guī)律，通過渦流發(fā)生器對噴流進行被動控制，研究了渦流發(fā)生器安裝位置、安裝角度和渦流發(fā)生器高度對噴流偏轉的影響規(guī)律，得到結論如下：

1）單一襟翼狀態(tài)下，噴流無法完全附著，分離比較嚴重，其偏轉角和曲率半徑對噴流偏轉角度影響有限，能達到的最大平均推力偏轉角約19°，增升效率不足。

2）渦流發(fā)生器可以抑制襟翼上表面噴流分離，促進噴流附著，增大噴流偏轉角度，并改善大落壓比下平均推力偏轉角降低的現象；還可以提高襟翼上表面噴流推力偏轉效率，提供額外升力。

3）渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝角和渦流發(fā)生器高度都會影響噴流偏轉控制，本次實驗的最優(yōu)參數為X/h=2.58、β=33°、H/h=0.25；安裝角和渦流發(fā)生器高度是關鍵參數，過大或過小的安裝角和渦流發(fā)生器高度都會導致噴流偏轉性能下降。