邵 帥，郭 正，賈高偉，陰 鵬，侯中喜，張來平

(1. 國(guó)防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院， 湖南 長(zhǎng)沙 410073； 2. 軍事科學(xué)院 國(guó)防科技創(chuàng)新研究院， 北京 100071)

近年來，各軍事強(qiáng)國(guó)相繼推出飛翼布局隱身無人戰(zhàn)機(jī)的技術(shù)驗(yàn)證機(jī)型，包括法國(guó)的“神經(jīng)元”，英國(guó)的“雷神”，俄羅斯的“獵人”，中國(guó)的攻擊-11，美國(guó)的“幻影雷”、X-45A、X-47A和X-47B等[1]。飛翼布局具備優(yōu)良的氣動(dòng)特性與隱身性能，但在機(jī)動(dòng)和配平過程中，傳統(tǒng)舵面的偏轉(zhuǎn)將破壞飛翼布局的電磁隱身外形。同時(shí)舵面的使用增加了飛行器外模線上的開孔和狹縫，增大了雷達(dá)散射截面(radar cross section, RCS)。

后緣環(huán)量控制射流是指在機(jī)翼后緣沿切向射出一股流動(dòng)。根據(jù)柯恩達(dá)效應(yīng)，射流附著于后緣凸曲面，即柯恩達(dá)表面，并夾帶邊界層流動(dòng)同樣繞柯恩達(dá)表面偏轉(zhuǎn)一定角度。流線的偏轉(zhuǎn)使翼型產(chǎn)生氣動(dòng)型彎曲，從而改變翼型的環(huán)量和升力。左右機(jī)翼后緣不同射流組合方式可實(shí)現(xiàn)不同姿態(tài)控制，其中以滾轉(zhuǎn)控制效果最佳。后緣環(huán)量控制射流作為一種典型的主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，具備代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面進(jìn)行姿態(tài)控制的潛力[2]。

相比舵面，后緣環(huán)量控制射流應(yīng)用于飛行器姿態(tài)控制具備諸多優(yōu)勢(shì)[2-4]。首先，無須液壓傳動(dòng)和鉸鏈機(jī)構(gòu)，射流系統(tǒng)體積小質(zhì)量輕，可為飛行器增大裝載或增加航程。其次，姿態(tài)控制設(shè)備的零部件數(shù)量大幅度減小，提高了系統(tǒng)可靠性，進(jìn)而提升了飛行器的出勤率。最重要的是活動(dòng)部件減少，使得外模線更加光滑，機(jī)動(dòng)和配平過程中無舵面偏轉(zhuǎn)，有望大幅改善飛翼布局的動(dòng)態(tài)隱身特性。但同時(shí)環(huán)量控制設(shè)備需從獨(dú)立氣泵或者發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)引氣獲得高壓氣源，將持續(xù)消耗能量并對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力產(chǎn)生影響。此外，多項(xiàng)研究表明，隨來流馬赫數(shù)的增大，射流出口激波和邊界層的相互作用[5]使射流更易脫離柯恩達(dá)表面，導(dǎo)致Cμ失速現(xiàn)象提前發(fā)生，環(huán)量控制效果[6-9]顯著弱化。

盡管多數(shù)研究強(qiáng)調(diào)射流控制對(duì)飛行器隱身性能的顯著提升，但鮮有關(guān)于射流與舵面控制構(gòu)型RCS特性的對(duì)比研究和量化評(píng)估工作。此外，引氣導(dǎo)致的推力損失評(píng)估也少見于文獻(xiàn)研究。針對(duì)飛翼布局的飛行試驗(yàn)[10-15]、風(fēng)洞試驗(yàn)[2-3]和數(shù)值模擬[16-17]工作多關(guān)注低速時(shí)利用環(huán)量控制技術(shù)進(jìn)行部分姿態(tài)控制(以滾轉(zhuǎn)控制為主)的可行性。僅Forster[18]通過數(shù)值模擬確認(rèn)了高亞聲速(Ma=0.7)中飛翼布局SACCON(stability and control configuration)的機(jī)身內(nèi)側(cè)射流與舵偏10°產(chǎn)生的控制力矩接近。飛翼布局隱身無人戰(zhàn)機(jī)的實(shí)際飛行速度涵蓋了低速至高亞聲速，在寬速域范圍環(huán)量控制技術(shù)用于飛翼布局滾轉(zhuǎn)控制的可行性有待進(jìn)一步驗(yàn)證。

因此本文結(jié)合氣動(dòng)和隱身數(shù)值計(jì)算方法，在寬速域范圍(Ma為0.145～0.7)內(nèi)系統(tǒng)性研究后緣環(huán)量控制射流對(duì)飛翼布局的滾轉(zhuǎn)控制效果，并與傳統(tǒng)舵面控制構(gòu)型進(jìn)行對(duì)比。研究關(guān)注電磁隱身特性、滾轉(zhuǎn)控制特性、流動(dòng)機(jī)理分析和射流引氣影響四個(gè)方面。同時(shí)在射流引氣影響小節(jié)中，提出控制效率因子參數(shù)對(duì)比射流與舵面的控制效率。本文期望為射流主動(dòng)流動(dòng)控制無操縱面飛翼布局飛行器的設(shè)計(jì)工作提供量化參考依據(jù)。

1 研究對(duì)象

MULDICON(multi-disciplinary configuration)布局[19]由北約AVT-251任務(wù)組提出，如圖1所示，本文將其作為滾轉(zhuǎn)控制研究的飛翼平臺(tái)。參考長(zhǎng)度為cref=6 m，參考面積為Sref=77.8 m2，力矩參考點(diǎn)(moment reference point, MRP)坐標(biāo)為(x,y,z)ref=(6,0,0) m。其控制舵面包括內(nèi)側(cè)舵面(inner board, IB)和外側(cè)舵面(outer board, OB)。舵面控制構(gòu)型的幾何模型如圖2所示。單個(gè)舵面的面積為1.16%參考面積。舵面后緣下偏為正。

圖1 MULDICON布局幾何外形Fig.1 Geometry of MULDICON

圖2 舵面控制構(gòu)型的幾何模型Fig.2 Geometry of the flying wing with control surfaces

為保證可比性，將內(nèi)外側(cè)舵面在后緣上的相應(yīng)位置分別替換為環(huán)量控制設(shè)備，得到射流控制構(gòu)型。Michie[20]研究得到高效環(huán)量控制設(shè)備的幾何比例，本文據(jù)此對(duì)外翼段后緣修型，比例參數(shù)如圖3所示。每個(gè)環(huán)量控制設(shè)備均有上下兩個(gè)射流出口，使用IUJ、ILJ、OUJ和OLJ分別代表內(nèi)側(cè)上、內(nèi)側(cè)下、外側(cè)上和外側(cè)下四個(gè)出口的射流。

圖3 射流控制構(gòu)型的幾何模型Fig.3 Geometry of the flying wing with CC jets

考慮對(duì)稱性，本文以向右滾轉(zhuǎn)為例研究不同控制設(shè)備的滾轉(zhuǎn)控制效果。舵面控制時(shí)，左右機(jī)翼外側(cè)舵面差動(dòng)偏轉(zhuǎn)δOB分別為±10°、±20°(左機(jī)翼OB后緣下偏，右機(jī)翼OB后緣上偏)，為方便表述對(duì)應(yīng)構(gòu)型在后文分別簡(jiǎn)稱為舵偏10°構(gòu)型和舵偏20°構(gòu)型。使用舵面控制但舵面無偏轉(zhuǎn)時(shí)(即δOB=±0°)，簡(jiǎn)稱無舵偏構(gòu)型。射流控制時(shí)，左右機(jī)翼外側(cè)環(huán)量控制設(shè)備差動(dòng)射流(左機(jī)翼OUJ和右機(jī)翼OLJ射流開啟)。

2 數(shù)值方法及驗(yàn)證

2.1 氣動(dòng)計(jì)算方法及驗(yàn)證

氣動(dòng)數(shù)值模擬使用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格計(jì)算流體力學(xué)仿真軟件HyperFLOW[21-22]。計(jì)算中，無黏通量離散使用Roe格式，黏性項(xiàng)使用法向?qū)?shù)法離散，湍流模型采用k-ωSST兩方程模型。使用MULDICON布局和橢圓環(huán)量控制翼模型分別驗(yàn)證HyperFLOW準(zhǔn)確模擬飛翼布局繞流和環(huán)量控制翼繞流的能力。

2.1.1 飛翼布局繞流算例驗(yàn)證

驗(yàn)證分為兩步，首先進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證得到后續(xù)研究的網(wǎng)格基礎(chǔ)，接著在一定迎角范圍內(nèi)與文獻(xiàn)對(duì)比氣動(dòng)載荷結(jié)果，驗(yàn)證氣動(dòng)力和力矩的準(zhǔn)確性。

驗(yàn)證算例來流條件為馬赫數(shù)Ma=0.4, 每米雷諾數(shù)Re=9.333×106。計(jì)算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，物面為40層棱柱網(wǎng)格，外部空間由四面體網(wǎng)格填充，機(jī)身周圍區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加密。表1列出了三套網(wǎng)格的參數(shù)，圖 4展示了中等密度網(wǎng)格細(xì)節(jié)，三套網(wǎng)格的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)相同。表2展示了網(wǎng)格加密對(duì)氣動(dòng)載荷的影響，迎角α=0°，從中等密度網(wǎng)格到密網(wǎng)格，升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的變化微小，故選擇中等密度網(wǎng)格開展后續(xù)研究。圖5展示了HyperFLOW求解器與采用SA-neg(negative sparlart-allmaras turbulance model)湍流模型的德國(guó)宇航中心DLR Tau求解器[23]對(duì)MULDICON布局的氣動(dòng)特性預(yù)測(cè)結(jié)果。兩者的CL和CD曲線吻合良好，Cm曲線在小迎角時(shí)吻合良好，當(dāng)迎角大于6°后由于湍流模型的差異而存在偏差，但變化趨勢(shì)一致。本文關(guān)注小迎角附近來流速度和射流強(qiáng)度對(duì)滾轉(zhuǎn)控制效果的影響，因此計(jì)算方法可用于后文飛翼布局氣動(dòng)特性的評(píng)估工作。

表1 MULDICON布局網(wǎng)格參數(shù)Tab.1 Details of grids of MULDICON

圖4 MULDICON布局網(wǎng)格剖分Fig.4 Grid of MULDICON

表2 網(wǎng)格加密對(duì)氣動(dòng)載荷的影響Tab.2 Influence of grid refinement on aerodynamic loads

圖5 MULDICON布局氣動(dòng)特性Fig.5 Aerodynamic characteristics of MULDICON

2.1.2 橢圓環(huán)量控制翼算例驗(yàn)證

橢圓環(huán)量控制翼模型風(fēng)洞試驗(yàn)[8]覆蓋了低速到跨聲速，是環(huán)量控制翼的標(biāo)準(zhǔn)驗(yàn)證算例之一。來流條件為Ma=0.3，Rec=1×106,α=3°和Ma=0.8，Rec=2.5×106,α=3°(Rec為基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù))。翼型剖面如圖 6(a)所示，試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃途W(wǎng)格如圖 6(b)所示，模型展長(zhǎng)為弦長(zhǎng)的2倍，藍(lán)色為端板以減少有限展長(zhǎng)的三維效應(yīng)，黃色為支撐模型的分流板作黏性壁面考慮[8]。機(jī)翼表面和氣室內(nèi)部的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格參考文獻(xiàn)[9]的剖分方式。機(jī)翼表面和柯恩達(dá)表面法向第一層網(wǎng)格厚度分別為1×10-5c和5×10-6c，以保證y+～Ο(1)。

(a) 翼型剖面(a) Airfoil section

(b) 網(wǎng)格(b) Grid圖6 橢圓環(huán)量控制翼的幾何和網(wǎng)格Fig.6 Geometry and grid of the elliptical CC airfoil

環(huán)量控制設(shè)備的高壓氣室前壁面使用壓力入口邊界條件，如圖 6(a)所示，總壓p0,plenum通過壓比NPR=p0,plenum/p∞設(shè)置，總溫T0,plenum=T∞，p∞和T∞分別為來流壓力和溫度，速度方向與邊界面垂直。射流動(dòng)量系數(shù)Cμ是環(huán)量控制的重要無量綱參數(shù)，表征射流動(dòng)量與來流動(dòng)壓的相對(duì)大小，定義如下：

(1)

(2)

其中，下標(biāo)b為邊界值，pc為動(dòng)量修正的壓力值。將壓力入口邊界視為常規(guī)壁面積分壓力和黏性切應(yīng)力，進(jìn)而得到修正的整機(jī)氣動(dòng)力和力矩。

圖7展示了橢圓環(huán)量控制翼的壓力系數(shù)Cp云圖和展向中間截面(Z=1)的流線圖，流線用Cp著色。從截面流線可以看出，射流作用下繞流偏轉(zhuǎn)顯著，翼型產(chǎn)生氣動(dòng)型彎曲。Ma=0.8時(shí)，機(jī)翼背風(fēng)面出現(xiàn)激波。此外，由于兩端受到端板和分流板的影響，表面Cp分布存在展向差異，因此積分展向中間截面的壓力系數(shù)作為翼型的升力系數(shù)。

(a) Ma=0.3， Cμ=0.054

(b) Ma=0.8， Cμ=0.008圖7 橢圓環(huán)量控制翼繞流流場(chǎng)Fig.7 Flow field over the elliptical CC airfoil

圖8為展向中間截面升力系數(shù)增量ΔCL計(jì)算值與試驗(yàn)值[8]的對(duì)比。表 3列出了計(jì)算值與試驗(yàn)值的偏差。Ma=0.3與Ma=0.8且Cμ較小時(shí)，計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合良好。Ma=0.8且Cμ較大時(shí)，計(jì)算值與試驗(yàn)值的最大相對(duì)偏差為16.96%，遠(yuǎn)小于環(huán)量控制翼文獻(xiàn)中常見的升力系數(shù)25%的偏差[24]。因此，本文的計(jì)算方法能夠滿足寬速域環(huán)量控制翼的數(shù)值模擬需求。

(a) Ma=0.3， Rec=1×106, α=3°

(b) Ma=0.8， Rec=2.5×106, α=3°圖8 展向中間截面增升效果Fig.8 Lift augmentation of the midspan wing section

表3 ΔCL計(jì)算值與試驗(yàn)值的偏差Tab.3 Deviation between computational and experimental ΔCL

2.2 隱身計(jì)算方法及驗(yàn)證

X波段(8～12.5 GHz)是機(jī)載火控雷達(dá)的主要工作頻段，且在針對(duì)飛行器的雷達(dá)中占比最大[25]。故本文選擇10 GHz典型頻點(diǎn)研究射流控制對(duì)飛翼布局隱身性能的提升。電尺寸是RCS數(shù)值模擬中的重要指標(biāo)，是目標(biāo)尺寸與雷達(dá)工作波長(zhǎng)之比，用以選擇合適的數(shù)值計(jì)算方法準(zhǔn)確高效地完成RCS數(shù)值計(jì)算。MULDICON的尺寸相對(duì)10 GHz頻點(diǎn)為超電大尺寸，因此采用大面元物理光學(xué)法(large element physical optics, LEPO)進(jìn)行數(shù)值模擬。采用經(jīng)典金屬圓柱體模型對(duì)LEPO方法進(jìn)行驗(yàn)證。圓柱模型和計(jì)算設(shè)置如圖9所示。

圖9 金屬圓柱體RCS計(jì)算與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比Fig.9 Comparison between experimental and computational RCS results of a metal cylinder

圖9表明各個(gè)方位的RCS計(jì)算值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[26]均吻合良好，即LEPO方法能夠較為準(zhǔn)確地模擬金屬圓柱體等凸結(jié)構(gòu)的電磁散射特性，因此該方法能夠滿足超電大尺寸飛翼布局的RCS數(shù)值模擬需求。

3 結(jié)果分析

3.1 電磁隱身特性

滾轉(zhuǎn)控制時(shí)，飛行器將發(fā)生姿態(tài)變化，電磁隱身特性將隨之顯著變化。因此，本文將同時(shí)考慮滾轉(zhuǎn)角φ=0°和φ=10°時(shí)射流和舵面控制構(gòu)型的RCS散射特性。絕大多數(shù)空中機(jī)載火控雷達(dá)采用垂直極化(vertical polarization, VV)工作方式，本文模擬也采用這種極化方式。電磁波入射頻率10 GHz，入射角度θ為0°～360°。射流和舵面控制構(gòu)型的隱身計(jì)算網(wǎng)格的網(wǎng)格量分別為274萬和237萬。圖10展示了數(shù)值模擬中的雷達(dá)波入射角度。

圖10 飛翼布局雷達(dá)波入射示意圖Fig.10 Radar irradiation on the flying wing

圖11展示了無舵偏構(gòu)型在滾轉(zhuǎn)角φ=0°狀態(tài)下的RCS散射圖。該構(gòu)型具有對(duì)稱性，在θ為0°～180°方位內(nèi)存在四個(gè)強(qiáng)散射點(diǎn)，其中三個(gè)為θ=53°的垂直前緣方向、θ=90°的翼尖方向、θ=150°的垂直外翼段后緣方向。第4個(gè)強(qiáng)散射點(diǎn)在θ=120°方位，此方位上舵面轉(zhuǎn)軸縫隙充分暴露，形成較強(qiáng)的電磁波散射。圖 12對(duì)比了φ=0°時(shí)射流控制構(gòu)型、無舵偏構(gòu)型和舵偏20°構(gòu)型的RCS散射特性。在θ為53°、 90°、 150°三個(gè)方位和其對(duì)稱方位上，三種構(gòu)型的RCS峰值大小無明顯差異。但在θ=120°和θ=240°方位，相比無舵偏構(gòu)型，射流控制構(gòu)型的RCS顯著減小，舵偏20°構(gòu)型的RCS顯著增大。在θ=120°和θ=240°方位附近，以射流控制構(gòu)型RCS值小于舵面控制構(gòu)型時(shí)的方位角范圍標(biāo)示出角域1和角域2，代表舵面控制導(dǎo)致的峰值寬度，在圖 12中用黑色矩形標(biāo)出。表 4對(duì)比了三種構(gòu)型在兩個(gè)角域和前向威脅扇區(qū)(θ為-30°～30°)的RCS均值。在0°滾轉(zhuǎn)角狀態(tài)下，射流控制顯著提升了角域1和角域2內(nèi)的隱身特性，RCS均值相比舵偏20°構(gòu)型降幅大于23 dBsm；前向隱身特性也有提升，RCS均值相比舵偏20°構(gòu)型降幅大于2 dBsm。

圖11 φ=0°時(shí)無舵偏構(gòu)型RCS散射圖Fig.11 RCS of the flying wing with undeflected control surfaces at φ=0°

圖12 φ=0°時(shí)射流與舵面控制構(gòu)型RCS對(duì)比Fig.12 Comparison of RCS of flying wings with CC jets and with control surfaces at φ=0°

表4 φ=0°時(shí)不同構(gòu)型特定角域的RCS均值對(duì)比Tab.4 Mean value of RCS of different configurations at specific azimuth ranges at φ=0° 單位：dBsm

圖13展示了無舵偏構(gòu)型在滾轉(zhuǎn)角φ=10°狀態(tài)下的RCS散射圖。與圖 11對(duì)比，機(jī)身滾轉(zhuǎn)后，電磁散射特性明顯改變。機(jī)翼前緣和后緣散射產(chǎn)生的RCS峰值顯著減小，在θ=90°方位的翼尖散射峰值消失，但前向和側(cè)向的RCS顯著增大。同時(shí)除θ=120°和θ=240°方位外，θ=60°和θ=300°方位附近出現(xiàn)了新的強(qiáng)散射源。這些散射源均由機(jī)身滾轉(zhuǎn)后，舵面脫離機(jī)身遮擋而暴露形成。圖 14對(duì)比了φ=10°時(shí)射流控制構(gòu)型、無舵偏構(gòu)型和舵偏20°構(gòu)型的RCS散射特性。采用與圖12同樣的方法標(biāo)識(shí)出4個(gè)RCS峰值的角域3～6。在這些角域內(nèi)，射流控制構(gòu)型同樣顯著減小了RCS峰值大小。統(tǒng)計(jì)這些角域和前向威脅扇區(qū)的RCS均值，如表5所示。在10°滾轉(zhuǎn)角狀態(tài)下，射流控制相比舵偏20°構(gòu)型同時(shí)提升了角域3～6和前向的隱身特性，RCS均值降幅分別大于18 dBsm和3 dBsm。

圖13 φ=10°時(shí)無舵偏構(gòu)型RCS散射圖Fig.13 RCS of the flying wing with undeflected control surfaces at φ=10°

圖14 φ=10°時(shí)射流與舵面控制構(gòu)型RCS對(duì)比Fig.14 Comparison of RCS of flying wings with CC jets and with control surfaces at φ=10°

表5 φ=10°時(shí)不同構(gòu)型特定角域的RCS均值對(duì)比Tab.5 Mean value of RCS of different configurations at specific azimuth ranges at φ=10° 單位：dBsm

3.2 滾轉(zhuǎn)控制特性

在干凈布局的中等密度網(wǎng)格基礎(chǔ)上劃分舵面和射流控制構(gòu)型的網(wǎng)格，如圖15和圖16所示。環(huán)量控制設(shè)備氣室內(nèi)部和柯恩達(dá)表面區(qū)域使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行剖分，柯恩達(dá)表面第一層網(wǎng)格厚度為3×10-6m，以確保y+～Ο(1)。計(jì)算中來流速度覆蓋低速至高亞聲速，馬赫數(shù)分別為0.145、0.4和0.7，對(duì)應(yīng)的每米雷諾數(shù)分別為Re=3.3×106、Re=9.333×106和Re=1.881×107，迎角均為0°。所研究的射流壓比范圍為NPR為1.1～3。

圖15 舵面控制構(gòu)型的網(wǎng)格剖分Fig.15 Cell of the flying wing with control surfaces

圖16 射流控制構(gòu)型的網(wǎng)格剖分Fig.16 Cell of the flying wing with CC jets

圖17為不同馬赫數(shù)下，射流控制時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量ΔCl=Cl-Cl0隨Cμ的變化。當(dāng)Ma≥0.4時(shí)，ΔCl隨Cμ線性增長(zhǎng)到最大值后下降；當(dāng)Ma=0.145時(shí)，Cμ增大至0.013后，ΔCl仍然保持增長(zhǎng)趨勢(shì)。為方便表述，將此時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩增量視為所研究壓比范圍內(nèi)ΔCl的最大值。表 6列出了射流滾轉(zhuǎn)控制特性系數(shù)，其中射流滾轉(zhuǎn)控制舵效?Cl/?Cμ由圖 17中曲線的線性段作最小二乘估計(jì)得到。隨馬赫數(shù)的增大，射流控制可產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)最大值(ΔCl)max顯著減小，來流馬赫數(shù)從0.145增至0.4時(shí)，(ΔCl)max降至低速時(shí)的56%；馬赫數(shù)繼續(xù)增大到0.7時(shí)，進(jìn)一步減小至低速時(shí)的23%。但Ma=0.4和Ma=0.7時(shí)的射流舵效較為接近，均超過Ma=0.145的15倍。

圖17 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量隨Cμ的變化Fig.17 Changes of increasements of roll moment coefficients due to Cμ variation

表6 射流滾轉(zhuǎn)控制特性系數(shù)Tab.6 Roll control characteristics of the CC jet

圖18對(duì)比了寬速域下射流控制與舵面控制的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量。隨來流速度增大，射流能夠產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制力矩系數(shù)顯著減小，舵面的滾轉(zhuǎn)控制力矩系數(shù)卻有小幅增長(zhǎng)。具體來看Ma=0.145、Ma=0.4和Ma=0.7時(shí)，在所研究的射流壓比范圍內(nèi)，后緣環(huán)量控制射流產(chǎn)生的(ΔCl)max分別約為舵偏20°的2.7倍、1.3倍和0.5倍。同時(shí)Ma=0.7時(shí)，射流的(ΔCl)max仍能達(dá)到舵偏10°的1.2倍。

圖18 射流與舵面控制滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量對(duì)比Fig.18 Comparison of increasements of roll moment coefficients of the CC jet and control surface

飛翼布局使用傳統(tǒng)舵面控制時(shí)容易產(chǎn)生控制力矩耦合[27]，讓飛行器進(jìn)入非指令耦合運(yùn)動(dòng)，控制難度較大。根據(jù)不同馬赫數(shù)下射流與舵面滾轉(zhuǎn)控制能力差異，調(diào)整射流強(qiáng)度使射流在Ma為0.145、0.4和0.7時(shí)分別產(chǎn)生與舵偏20°、20°和10°相同的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，進(jìn)而對(duì)比射流與舵面在滾轉(zhuǎn)控制中的力矩耦合特性。

三個(gè)射流算例對(duì)應(yīng)的射流條件如表7所示。圖19對(duì)比了三組射流與舵面控制算例的力矩耦合特性。Ma=0.145時(shí)，射流滾轉(zhuǎn)控制產(chǎn)生的耦合俯仰力矩和偏航力矩分別比舵面偏小93%和15%；Ma=0.4時(shí)，射流相比舵面的耦合俯仰力矩和偏航力矩分別偏大169%和139%；Ma=0.7時(shí)，射流控制的耦合力矩略微偏大。整體來看，射流滾轉(zhuǎn)控制時(shí)力矩耦合特性受馬赫數(shù)影響顯著，與舵面相比，低速時(shí)橫向與縱向和航向力矩耦合減弱，高速時(shí)力矩耦合增強(qiáng)。

表7 與舵面滾轉(zhuǎn)力矩相同時(shí)的射流條件Tab.7 Jet conditions when the CC jet produces the same roll moment coefficient as a control surface

(a) ΔCm-Ma

(b) ΔCn-Ma圖19 射流與舵面控制的力矩耦合特性對(duì)比Fig.19 Comparison of moment coupling characteristics between the CC jet and control surface

3.3 流動(dòng)機(jī)理分析

滾轉(zhuǎn)控制方面，低速時(shí)射流比舵面控制能力強(qiáng)，但來流速度增大后控制能力顯著下降。本節(jié)通過分析流動(dòng)結(jié)構(gòu)和壓力分布，以揭示背后的流動(dòng)機(jī)理。

圖 20展示了射流控制得到最大滾轉(zhuǎn)力矩時(shí)全機(jī)壓力分布和外翼段繞流。以右側(cè)機(jī)翼后緣繞流為例做進(jìn)一步分析，如圖 21所示。兩圖中紅色和藍(lán)色流線分別為射流和機(jī)身繞流流線。Ma=0.145時(shí)，最大滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)應(yīng)的射流壓比NPR=3，射流在出口處于欠膨脹狀態(tài)，不斷膨脹和壓縮形成一系列馬赫盤，如圖 21(a)所示。射流繞過柯恩達(dá)表面來到上表面，此時(shí)仍未充分膨脹，壓力較高，因此在上表面后緣形成一片沿展向分布的高壓區(qū)域，如圖 21(b)所示。射流在上表面繼續(xù)向上游流動(dòng)，阻滯上表面來流形成大范圍流動(dòng)分離。分離區(qū)上游形成高壓區(qū)，分離區(qū)下方則形成低壓區(qū)。射流方向垂直機(jī)翼后緣(后掠角30°)，速度存在展向分量，因此射流脫離壁面向下游折返的同時(shí)向翼梢方向流動(dòng)并匯入尾跡，如圖 20(a)所示。射流與繞流的相互作用區(qū)域覆蓋整個(gè)外翼段外側(cè)和翼梢區(qū)域。該區(qū)域遠(yuǎn)離對(duì)稱面，延長(zhǎng)了橫向操縱力臂，并且局部壓力系數(shù)Cp變化幅度較大，因此低速時(shí)射流控制產(chǎn)生了較強(qiáng)的滾轉(zhuǎn)控制效果。

(a) Ma=0.145, 上表面(a) Ma=0.145, upper surface

(b) Ma=0.4, 上表面(b) Ma=0.4, upper surface

(c) Ma=0.7, 上表面(c) Ma=0.7, upper surface

(d) Ma=0.145, 下表面(d) Ma=0.145, lower surface

(e) Ma=0.4, 下表面(e) Ma=0.4, lower surface

(f) Ma=0.7, 下表面(f) Ma=0.7, lower surface圖20 射流滾轉(zhuǎn)控制時(shí)Cp分布和繞流流場(chǎng)Fig.20 Cp distributions and flow fields of the flying wing with CC jets for roll control

(a) Ma=0.145, Ma云圖(a) Ma=0.145, contours of Ma

(b) Ma=0.145, 后緣繞流(b) Ma=0.145, flow over trailing edge

(c) Ma=0.4, contours of Ma(c)Ma=0.4, Ma云圖

(d) Ma=0.4, 后緣繞流(d) Ma=0.4, flow over trailing edge

(e) Ma=0.7, Ma云圖(e) Ma=0.7, contours of Ma

(f) Ma=0.7, 后緣繞流(f) Ma=0.7, flow over trailing edge圖21 右側(cè)機(jī)翼后緣繞流和z=-4.5 m截面Ma云圖Fig.21 Flow fields over right wing′s trailing edge and Mach number contours on z=-4.5 m section

馬赫數(shù)增大至0.4后，最大滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)應(yīng)的射流壓比NPR=2，射流在出口處于輕微的欠膨脹狀態(tài)，膨脹加速后超過聲速，如圖21(c)所示?？拷鼨C(jī)身內(nèi)側(cè)3/4的射流保持附著，靠近翼梢1/4的射流提前與柯恩達(dá)表面分離，如圖 21(d)所示。保持附著的射流繞至上表面后，壓力已經(jīng)較小，在上表面向上游前進(jìn)較短距離后便折返向下游流動(dòng)。上表面來流受到射流阻擋在后緣形成小范圍的分離區(qū)，Cp受影響的區(qū)域也集中于此(4 m≤|z|≤6 m)，如圖 20(b)所示。馬赫數(shù)繼續(xù)增大至0.7，壓比NPR=2.5，欠膨脹射流在出口形成馬赫盤，繞柯恩達(dá)表面偏轉(zhuǎn)大約60°后脫離，如圖 21(e)所示。射流脫離曲面后形成“氣幕”，對(duì)來流形成一定阻擋，導(dǎo)致上表面后緣出現(xiàn)小范圍的高壓區(qū)，如圖 21(c)和圖21(f)所示。從Ma=0.4到Ma=0.7，射流對(duì)機(jī)身表面Cp的影響區(qū)域在弦向進(jìn)一步縮窄，僅限于極靠近后緣的區(qū)域。同時(shí)對(duì)比圖 20(d)、圖20(e)、圖20(f)所示的右機(jī)翼下表面后緣，射流對(duì)下表面邊界層流動(dòng)存在剪切加速作用，使后緣出現(xiàn)低壓區(qū)，低壓區(qū)隨馬赫數(shù)增大強(qiáng)度減弱且范圍縮小。總結(jié)來看，隨來流速度增大，存在兩個(gè)效應(yīng)使得射流滾轉(zhuǎn)控制能力下降：①射流從翼梢端開始提前脫離柯恩達(dá)曲面，對(duì)對(duì)側(cè)邊界層流動(dòng)的阻滯效應(yīng)減弱；②射流與來流速度差減小，對(duì)同側(cè)邊界層的夾帶效應(yīng)減弱。

圖22展示了圖20中z=-4 m、 -5 m、 -6 m、 -7 m四個(gè)典型截面的Cp分布。其中Ma=0.145和Ma=0.4時(shí)，z=-5 m截面上表面后緣Cp大幅波動(dòng)對(duì)應(yīng)于射流繞至上表面迫使上表面來流發(fā)生分離。z=-6 m和z=-7 m截面上，Ma=0.145的Cp分布與另外兩組Cp分布存在顯著差異。其上表面后緣存在較大范圍的低壓平臺(tái)，這是因?yàn)樯淞鲗?dǎo)致的流動(dòng)分離區(qū)覆蓋了翼梢區(qū)域。馬赫數(shù)增大至0.4后，射流對(duì)下表面流動(dòng)夾帶效應(yīng)和對(duì)上表面流動(dòng)的阻滯效應(yīng)減弱，對(duì)機(jī)身繞流的影響范圍限于后緣附近，對(duì)z=-7 m截面Cp分布的影響也幾乎消失。

(a) z=-4 m

(b) z=-5 m

(c) z=-6 m

(d) z=-7 m圖22 射流滾轉(zhuǎn)控制時(shí)四個(gè)典型截面Cp分布Fig.22 Cp distributions on four sections in cases of CC jets for roll control

3.4 射流引氣影響

本節(jié)將從推力損失和壓氣設(shè)備功率系數(shù)兩方面綜合評(píng)估射流引氣的影響，并將壓氣耗能轉(zhuǎn)化為阻力，提出控制效率因子，對(duì)比射流與舵面的滾轉(zhuǎn)控制效率。

接著考慮環(huán)量控制所需壓氣設(shè)備的功率系數(shù)。環(huán)量控制通過獨(dú)立氣泵或者發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)獲得高壓氣源，需持續(xù)消耗能量維持射流。壓氣耗能的功率系數(shù)Pc,jet可以用如下公式[30]計(jì)算：

(3)

(4)

結(jié)合等熵過程總溫與靜溫及總壓與靜壓關(guān)系,式(3)可轉(zhuǎn)化為：

(5)

其中：T0,∞和p0,∞分別為來流總溫和總壓；ρ∞和u∞分別為來流密度和速度；cp為等壓熱容；η為壓氣設(shè)備效率，這里設(shè)定為η=85%。

圖23 射流滾轉(zhuǎn)控制壓氣設(shè)備功率系數(shù)隨Cμ的變化Fig.23 Changes of pump′s power coefficients due to Cμ variation in cases of CC jets for roll control

最后提出控制效率因子表征單位阻力系數(shù)獲得的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)改變量。舵面的控制效率因子定義如下：

(6)

式中，|Cl-Cl0|和CD-CD0分別為設(shè)備產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)改變量和伴生的附加阻力系數(shù)。

類比文獻(xiàn)[30]將壓氣耗能等效為阻力并修正升阻比的做法，本文將壓氣設(shè)備功率系數(shù)視為額外阻力系數(shù)，修正射流的控制效率因子為：

(7)

式中：CD-CD0為增大后緣厚度(增大阻力)與射流反沖作用(減少阻力)對(duì)阻力系數(shù)的綜合影響，壓氣耗能的功率系數(shù)Pc,jet在這里被視為附加阻力系數(shù)。

圖 24對(duì)比了兩種控制方式的滾轉(zhuǎn)控制效率因子。Ma=0.145時(shí)，射流控制效率整體小于較高馬赫數(shù)下的效率；Ma≤0.4時(shí)，射流控制效率隨Cμ增大而減小；Ma=0.7時(shí)，射流控制效率隨Cμ先上升后下降。與射流控制不同的是，舵面控制時(shí)偏轉(zhuǎn)角度越大控制效率越高。但在所研究的Cμ范圍內(nèi)，Ma≥0.4時(shí)射流的控制效率始終高于舵偏20°的控制效率。在Ma=0.145時(shí)，射流控制效率隨Cμ增大而下降，依次低于外側(cè)舵面差動(dòng)偏轉(zhuǎn)20°和10°的效率。若考慮表7中的三個(gè)算例，即環(huán)量控制射流產(chǎn)生舵偏20°(Ma≤0.4)和10°(Ma=0.7)的滾轉(zhuǎn)力矩時(shí)，射流的控制效率均高于舵面。

圖24 滾轉(zhuǎn)控制時(shí)射流與舵面控制效率因子對(duì)比Fig.24 Comparison of control efficiency factors of the CC jet and control surface for roll control

4 結(jié)論

本文針對(duì)利用后緣環(huán)量控制射流進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制的寬速域飛翼布局飛行器，系統(tǒng)性研究了其電磁隱身特性、滾轉(zhuǎn)控制特性和相關(guān)流動(dòng)機(jī)理，以及射流引氣的綜合影響，得出以下結(jié)論：

1)舵面控制構(gòu)型由于存在轉(zhuǎn)軸縫隙和舵面偏轉(zhuǎn)，滾轉(zhuǎn)角為0°和10°時(shí)，60°、120°、240°和300°方位附近角域?qū)⒊霈F(xiàn)RCS峰值。射流控制可顯著提升這些方位的隱身特性，對(duì)比舵偏20°構(gòu)型RCS均值降幅大于18 dBsm。同時(shí)射流控制對(duì)前向威脅扇區(qū)(θ=-30°～30°)的隱身特性也有提升，對(duì)比舵偏20°構(gòu)型RCS均值降幅大于2 dBsm。

2)在Ma=0.145～0.7的寬速域范圍內(nèi)，隨馬赫數(shù)的增大，射流提前與柯恩達(dá)表面分離，對(duì)邊界層流動(dòng)的阻滯和夾帶效應(yīng)減弱，導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)控制能力顯著下降，但射流舵效?Cl/?Cμ顯著提升。Ma=0.145、Ma=0.4和Ma=0.7時(shí)，射流控制能夠產(chǎn)生的最大滾轉(zhuǎn)力矩分別約為舵偏20°的2.7倍、1.3倍和0.5倍。Ma≥0.4時(shí)射流控制舵效約為Ma=0.145時(shí)的15倍。射流與舵面控制相比，低速時(shí)橫向與縱向和航向力矩耦合減弱，Ma≥0.4時(shí)力矩耦合增強(qiáng)。

3)壓氣設(shè)備功率系數(shù)隨Cμ呈二次函數(shù)關(guān)系增長(zhǎng)，且增長(zhǎng)率隨來流馬赫數(shù)增大?？刂菩室蜃訉簹夂哪芸紤]為額外阻力，能夠有效對(duì)比射流和舵面的控制效率。射流產(chǎn)生舵偏20°(Ma≤0.4)和10°(Ma=0.7)的滾轉(zhuǎn)力矩時(shí)，引氣量小于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣量的1.82%，對(duì)應(yīng)的推力損失不超過1.62%，射流的控制效率均比舵面更高。

4)綜合來看，雖然后緣環(huán)量控制射流的滾轉(zhuǎn)控制能力隨馬赫數(shù)增大而顯著下降，但Ma=0.7時(shí)射流控制仍能達(dá)到舵偏10°的滾轉(zhuǎn)控制效果。同時(shí)射流控制大幅提高了典型角域的電磁隱身特性，引氣量少，推力損失小，控制效率因子高。因此，后緣環(huán)量控制射流是一種極具潛力的飛翼布局滾轉(zhuǎn)控制設(shè)備。