趙光銀，姜裕標(biāo)，王萬波，何 萌

(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)

引 言

大載重和短距起降是未來軍用運輸機的發(fā)展趨勢。增升系統(tǒng)設(shè)計是影響大型飛機起降性能的主要因素，其中無縫簡單襟翼能夠降低飛機結(jié)構(gòu)質(zhì)量和機械裝置的復(fù)雜性，提高控制系統(tǒng)的可靠性[1]。對具有特殊短距起降要求的水陸兩棲飛機，無縫簡單襟翼增升無法滿足抗浪能力對升力的要求[2]。基于Coanda效應(yīng)[3]的吹氣控制已被研究多年，其技術(shù)成熟度相對較高，激勵強度較大，在控制大偏角襟翼流動分離，提高水陸兩棲飛機起降階段的升力方面具有明顯優(yōu)勢。日本US-2水上飛機綜合采用傾斜狹縫吹氣及外吹(螺旋槳滑流)的流動控制方式，最大升力系數(shù)達(dá)7[4]。

國外對簡單襟翼吹氣增升開展了很多研究，累積有大量的文獻(xiàn)和資料。Boeing公司、DARPA、NASA、空軍研究實驗室聯(lián)合資助的高升力翼型主動流動控制項目做了一系列帶簡單襟翼的高升力翼型吹氣控制風(fēng)洞試驗[5]。德國DLR和布倫瑞克工業(yè)大學(xué)聯(lián)合開展面向民用飛機短距起降的BNF項目，開展螺旋槳滑流與內(nèi)吹式襟翼組合作用下的半模氣動特性，在簡單襟翼偏角為65°時，吹氣使模型截面最大升力系數(shù)超過了6[6]。

國內(nèi)的中航通飛研究院、西北工業(yè)大學(xué)、中國空氣動力研究與發(fā)展中心、南京航空航天大學(xué)[7]等對內(nèi)吹式襟翼開展了較多的研究。中航通飛研究院[8]對吹氣襟翼技術(shù)開展了大量的風(fēng)洞試驗，獲得了較為系統(tǒng)的數(shù)據(jù)和結(jié)論，對飛機設(shè)計工作具有重要的參考價值。中國空氣動力研究與發(fā)展中心[9]研究了內(nèi)吹式襟翼升力響應(yīng)過程，并將其與傳統(tǒng)尖后緣翼型升力響應(yīng)特性進(jìn)行對比。西北工業(yè)大學(xué)[10]開發(fā)了一種針對內(nèi)吹式襟翼的參數(shù)化方法，研究了襟翼弦長、偏角、吹氣縫高度、位置等幾何參數(shù)對內(nèi)吹式襟翼氣動性能的影響，構(gòu)建了一種針對內(nèi)吹式襟翼幾何參數(shù)的優(yōu)化設(shè)計方法。還有很多相關(guān)研究這里不一一列舉，感興趣者可從綜述性文獻(xiàn)[11]中進(jìn)一步獲得相關(guān)研究進(jìn)展。整體上，目前的多數(shù)研究工作主要瞄準(zhǔn)工程應(yīng)用，一方面通過數(shù)值模擬進(jìn)一步優(yōu)化;另一方面，積極開展風(fēng)洞試驗和飛行驗證，提高技術(shù)成熟度。

當(dāng)飛行器靠近地面、水面或者冰面等無孔介質(zhì)時，流場將會受到物面影響而發(fā)生改變，靠近地面的流體將沿著平行于地面的方向流動，作用在飛機上的氣動力也會受到影響，這種現(xiàn)象稱作地面效應(yīng)。風(fēng)洞試驗中一般采取鏡像法、固定地板、活動地板等方法模擬地面?；顒訋У匕逍枰獜?fù)雜的機構(gòu)，試驗費用較高;吹吸邊界層的固定地板需要有吹、吸裝置，較為復(fù)雜;采用數(shù)值模擬手段，很容易將地板設(shè)置為移動壁面。

翼型/機翼/飛行器地效的相關(guān)研究中，側(cè)重點各不相同，有單段和多段翼型之分，單段翼又分帶簡單襟翼、Gurney襟翼、對稱翼型和帶彎度翼型的地效;有的側(cè)重不同離地高度、迎角和Reynolds數(shù)的影響;有固定離地高度的定常模擬和變高度的起降過程模擬[12];有的側(cè)重地面形狀(波浪地面、剛性地面和柔性水面)的影響;也有三維機翼和全機的地面效應(yīng)[13];有的研究側(cè)重分析地效飛行器的縱向穩(wěn)定性[14]。

不同氣動外形的地面效應(yīng)不同。Hiemcke[15]在風(fēng)洞中采用鏡像法測量了地面效應(yīng)下NACA5312單段翼型表面的壓力分布，發(fā)現(xiàn)大迎角飛行時飛行高度降低易引發(fā)尾緣流動發(fā)生分離。對于雙凸的單段翼型(RAE101)，地面效應(yīng)使其在中等迎角區(qū)間增升減阻，使失速提前;地面效應(yīng)卻使多段增升構(gòu)型(30P30N三段翼型)降升減阻[16]。對于有彎度的NACA4412翼型，Re=3×105時的試驗發(fā)現(xiàn)在所測試迎角范圍內(nèi)(1～10°)，地面效應(yīng)均引起了上翼面的吸力損失[17]，而翼型整體升力的升降與迎角有關(guān);而在Re=6×106時的數(shù)值模擬[18]表明根據(jù)迎角不同，升力隨距地高度的變化分為3種情況:小到中等迎角時，當(dāng)距地高度降低，氣流在翼型下表面與地面的收斂通道中受阻，導(dǎo)致翼型上下表面壓力增加;大迎角時，距地高度減小，沿弦向的逆壓梯度增大，分離流區(qū)域增大;負(fù)迎角時，氣流由于Venturi效應(yīng)在翼型下表面與地面之間的收縮-擴張通道中加速，導(dǎo)致翼型下表面產(chǎn)生較大吸力。

對于帶襟翼的NACA4412兩段翼型，迎角對地面效應(yīng)的影響與單段翼型類似[19];對于加裝Gurney襟翼的NACA0012翼型[20]，與自由空間機翼相比，在相同攻角下地面效應(yīng)機翼升力明顯增加;對于加裝Gurney襟翼倒置的Tyrrell-26翼型[21]，氣流附著時，近地面下沉力增量是自由空間下沉量增量的兩倍。

對于三段翼型30P30N，隨著離地高度降低，翼型的升力、阻力和低頭力矩均減小[22]。文獻(xiàn)[23]認(rèn)為隨著離地高度的減小，多段翼型/機翼下表面的壓力增大值小于上表面吸力的減小值，使升力減小。文獻(xiàn)[24]研究了以NACA0012翼型為截面的二維翼型地面效應(yīng)、三維機翼地面效應(yīng)和端板機翼地面效應(yīng)，地面效應(yīng)使機翼易于失速，翼尖渦的發(fā)展受到抑制，帶端板的地面效應(yīng)機翼更易于失速。對于三維RA16SCI三段翼型[25]，隨著飛行高度的降低，機翼升力、阻力和低頭力矩均減小，迎角、展弦比越大，地面效應(yīng)越明顯，升力損失越大。

此外地面性質(zhì)也會影響地面效應(yīng)。文獻(xiàn)[26]研究發(fā)現(xiàn)平板翼型受平直地面效應(yīng)影響時的升力增量隨迎角增大而增大;而山谷、山坡地面效應(yīng)時的升力波動嚴(yán)重，可能產(chǎn)生負(fù)升力。文獻(xiàn)[14]通過計算研究了自由空間、地面以及水面影響下的翼型流場，發(fā)現(xiàn)與中小攻角下地(水)面的管道效應(yīng)不同，大攻角時的阻塞效應(yīng)使柔性水面局部變形形成更為顯著的恢復(fù)力矩;而Bulgarelli等[27]的理論分析、陳新等[28]的數(shù)值計算表明機翼擾動引起的水面變形非常微弱，可以忽略不計，用波浪地面代替波浪水面研究波浪對氣動性能的影響是合理的;說明在中小迎角下地面效應(yīng)的模擬可以為水面效應(yīng)提供一定的參考。

采用吹氣增升流動控制的翼型地面效應(yīng)與常規(guī)翼型又有所不同，Patterson等[29-30]通過實驗和數(shù)值模擬研究了NACA0018環(huán)量控制翼型的地面效應(yīng)，試驗發(fā)現(xiàn)在小動量系數(shù)(0.02)下，環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互消弱;大動量系數(shù)(0.151 9)的數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互增強。

大多數(shù)翼型地面效應(yīng)的研究從效果上或者工程應(yīng)用的角度出發(fā)，以數(shù)值模擬研究為主，側(cè)重地面引起的氣動效果，對地面效應(yīng)背后的流場分析還不夠細(xì)致全面。對于在無縫簡單襟翼上施加吹氣控制的翼型，其地面效應(yīng)研究較少。簡單襟翼大偏角吹氣控制主要用于飛行器起降階段，因此地面效應(yīng)和吹氣效應(yīng)耦合研究也很必要。本文采用數(shù)值模擬方法，首先分析了無縫簡單襟翼吹氣控制機理，進(jìn)一步研究了地面效應(yīng)和地面效應(yīng)下吹氣控制對翼型繞流的影響。

1 算例驗證

1.1 計算方法

通過求解Reynolds平均N-S方程，對流場進(jìn)行數(shù)值模擬。采用有限體積法對控制方程進(jìn)行離散，空間離散格式為2階精度的迎風(fēng)格式，方程中的對流項采用2階迎風(fēng)離散格式，擴散項采用2階的中心差分離散格式，速度和壓力的耦合求解采用SIMPLEC算法。時間推進(jìn)方式采用LU-SGS隱式時間推進(jìn)算法，湍流模型選擇兩方程k-ωSST湍流模型，該模型在很多文獻(xiàn)和書籍中已有介紹[31]。

1.2 算例驗證

本文計算涉及地面效應(yīng)和襟翼吹氣的計算驗證。地面效應(yīng)的計算在文獻(xiàn)[32]中已經(jīng)進(jìn)行驗證;不少文獻(xiàn)在計算基于Coanda表面的切向吹氣時，選取的驗證算例不盡相同;有的選用二維標(biāo)模環(huán)量控制翼型(CC020-010EJ)的試驗壓力數(shù)據(jù)[33]，有的選用GTRI-DR襟翼吹氣模型的試驗數(shù)據(jù)[9];計算求解的多是Reynolds平均N-S方程，選取的多是兩方程k-ωSST湍流模型。本文選取與后續(xù)計算工況接近的GACC-DR襟翼吹氣試驗數(shù)據(jù)，來驗證本文的計算方法。

GACC-DR模型是最大厚度17%的超臨界翼型，參考弦長為10.014 in(1 in=0.025 4 m)，展長28 in，雙圓弧襟翼的偏角為55.7°，襟翼長度為0.088 倍的弦長，射流縫高度h/c=0.001 1，如圖1所示。美國Langley實驗室(LcRC)BART的風(fēng)洞試驗提供了該翼型帶雙圓弧襟翼的吹氣試驗數(shù)據(jù)[34]。

圖1 GACC-DR模型Fig.1 GACC-DR airfoil profile

試驗中采用吹氣動量系數(shù)Cμ來衡量吹氣的強弱，吹氣動量系數(shù)Cμ定義如下

(1)

式中，mj為射流口吹氣質(zhì)量流量;Vj為根據(jù)駐室壓力等熵膨脹至來流靜壓時的吹氣速度;ρ∞為自由來流密度;S為翼型參考面積;ρj為吹氣氣流密度，Cμ=0.09時駐室的壓比設(shè)置為1.206 3。

計算區(qū)域的網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，見圖2。主翼翼面法向2.05%c范圍內(nèi)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，邊界層網(wǎng)格增長率為1.2，射流口以及主翼與襟翼交接處臺階的高度范圍采用等高度的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。根據(jù)第1層網(wǎng)格高度，設(shè)置3種網(wǎng)格來驗證網(wǎng)格的合理性。

圖2 局部網(wǎng)格(工況1)Fig.2 Local mesh(case 1)

實驗迎角修正從Cμ=0時的-2.09°，至Cμ=0.09 時的-4.62°。計算采用二維模型，模型的幾何參數(shù)與實驗?zāi)Ｐ推拭鎱?shù)一致，計算狀態(tài)為Ma=0.082 4，Re=0.47×106(基于參考弦長)，這一工況與本文后續(xù)開展的計算工況接近。選取時間步長為δt=5×10-5，網(wǎng)格設(shè)置和計算升力見表1。

表1 3種網(wǎng)格的參數(shù)Table 1 Parameters of the three grids

由于對試驗數(shù)據(jù)采用了迎角修正，計算結(jié)果與試驗結(jié)果(CL=3.08)存在一定偏差，文獻(xiàn)[34]的計算升力系數(shù)為4.0，本文的升力計算結(jié)果要好于文獻(xiàn)[34]，翼面壓力分布的比較如圖3所示。

圖3 計算與試驗壓力分布[34]對比(Cμ=0.09)Fig.3 Comparison of GACC-DR airfoil pressure distributions at Cμ=0.09 between simulation and experiment[34]

3種網(wǎng)格均可獲得與試驗一致的壓力分布，主翼前緣的負(fù)壓峰值捕捉得較好，襟翼前緣負(fù)壓峰值略有差別。與試驗壓力的差別主要是修正角度與升力系數(shù)有關(guān)，吹氣動量系數(shù)越大時，修正角越大，修正誤差會引起計算與試驗的偏差;試驗?zāi)Ｐ团c風(fēng)洞壁面連接處產(chǎn)生角區(qū)分離，對翼型流場也會產(chǎn)生一定的干擾;吹氣口附近壓力梯度較大，試驗中壓力測量難度較大。

3種網(wǎng)格計算結(jié)果之間的主要差別在上翼面兩個負(fù)壓峰值處，由于該處壓力梯度較大，相對密集的網(wǎng)格在捕捉壓力峰值上具有優(yōu)勢。從升力系數(shù)上看(表1)，工況1獲得的升力系數(shù)與工況2和工況3差別較大，工況2和工況3的升力系數(shù)差別較小，說明網(wǎng)格的影響在逐漸縮小。由于吹氣口尺寸較小，吹氣口網(wǎng)格疏密程度對吹氣控制后的升力系數(shù)的捕捉有較大影響，表1和圖3的計算結(jié)果表明本文選擇的網(wǎng)格劃分方案、計算方法可以較好地模擬吹氣控制效果，為后續(xù)計算提供了指導(dǎo)。

2 吹氣控制機理分析

翼型為某型飛機翼根剖面處的翼型[2]，模型弦長c=0.5 m，最大厚度為18%，襟翼弦長為0.257c，襟翼偏角為50°，吹氣縫位于主翼和襟翼連接處，吹氣縫高h(yuǎn)j為0.000 6c，定義襟翼后緣最低點到地面的距離h為距地高度，前緣頂點為坐標(biāo)原點，來流方向為x軸正向，如圖4所示。吹氣的幾何參數(shù)和氣動參數(shù)是參考國內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)設(shè)定的，幾何參數(shù)的優(yōu)化參見文獻(xiàn)[33];同時在文獻(xiàn)[35]中設(shè)置的縫高為0.6‰c，試驗得出Cμ=0.045是臨界動量系數(shù);文獻(xiàn)[6]通過計算也得出了較為接近的臨界動量系數(shù)。本文在臨界動量系數(shù)前后各選一個動量系數(shù)，即Cμ=0.01和Cμ=0.08兩個動量系數(shù)研究。

計算區(qū)域入口、出口和上下邊界距離翼型20c，翼型周向網(wǎng)格數(shù)為1 100個，近壁區(qū)沿法向1%c距離內(nèi)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，壁面法向第1層網(wǎng)格無量綱高度滿足y+<1，近壁區(qū)法向網(wǎng)格間距向外以1.2倍速度增長，近壁區(qū)以外為三角形網(wǎng)格。這種混合網(wǎng)格可以在翼型周圍網(wǎng)格加密的同時，大幅度降低計算區(qū)域的網(wǎng)格數(shù)量，網(wǎng)格數(shù)量約1.08×105，計算區(qū)域和網(wǎng)格如圖4(a)所示。圖4(b)為襟翼附近網(wǎng)格的局部放大圖。將計算區(qū)域分為1區(qū)和2區(qū)上下兩部分，在無地面效應(yīng)計算時，上下兩部分區(qū)域的交界面為內(nèi)部邊界;在考慮地面效應(yīng)時交界面設(shè)置為運動的無滑移壁面，以模擬地面效應(yīng)。

(a) Computational domain

(a) Jet-induced velocity at Cμ=0.01

本文定義V∞為遠(yuǎn)前方來流速度，吹氣邊界為速度出口邊界，吹氣動量系數(shù)與式(1)相同。

2.1 無來流時的吹氣特性

以V∞=20 m/s,c=0.5 m為參考條件，選取吹氣動量系數(shù)Cμ分別為0.01和0.08，研究了無來流時的吹氣特性。在Cμ=0.01時，吹氣口的速度為65 m/s，Cμ=0.08時 吹氣口的速度達(dá)170 m/s,如圖5所示,為方便比較,圖例保持一致。隨著射流附壁運動的發(fā)展，在黏性和逆壓梯度的作用下，壁面附近的最大射流速度逐漸減小，也意味著射流抵抗逆壓梯度的能力下降;到襟翼尾緣處，Cμ=0.01 的射流對應(yīng)的(Vx,Vy)=(3.8，-8.5) m/s,而Cμ=0.08的射流對應(yīng)的(Vx,Vy)=(11.7，-24.5) m/s。

提取翼面上射流誘導(dǎo)形成的局部靜壓(見圖6)，較大的Cμ在射流口后方一段距離內(nèi)可以誘導(dǎo)出較大的負(fù)壓峰值，約-200 Pa;較小的Cμ誘導(dǎo)的當(dāng)?shù)仂o壓相對較小，約-25 Pa。負(fù)壓明顯的地方是在襟翼前緣翼面曲率變化較大處(x=0.38～0.42);由于流體在Coanda表面的附壁效應(yīng)，在曲率變化較大處，流體微團(tuán)需要較大的向心力以維持附壁運動。

圖6 Coanda表面射流引起的壓力變化Fig.6 Pressure change caused by the Coanda wall jet

假設(shè)有單位展長的近壁流體微團(tuán)δV=Δl·hj,見圖6，密度為ρj,沿曲率半徑為r的壁面做速度為Vj的附壁運動，那么流體微團(tuán)需要的向心力F為

F=δV·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

=Δl·hj·ρj·Vj·Vj/(r+0.5hj)

在縫高h(yuǎn)j相對于曲率半徑r足夠小時，可認(rèn)為分母(r+0.5hj)≈r。再根據(jù)式(1)可得，吹氣縫高雖不同，相同的Cμ可誘導(dǎo)出相同的向心力F,進(jìn)而產(chǎn)生相同的局部壓力梯度，這也是Cμ常常作為無量綱相似參數(shù)的原因。

向心力F的來源是Coanda壁面法向壓力梯度。在無來流時，微團(tuán)外側(cè)的壓力接近環(huán)境壓力，只有近壁面維持較大的負(fù)壓才能提供向心力，因而在曲率變化較大的模型上表面存在近似“方波式”的負(fù)壓區(qū)間(見圖6)。如果以來流速度20 m/s，來流靜壓p∞=1 atm(1 atm=1.013 25×105Pa)為參考條件對翼型氣動力進(jìn)行無量綱化，Cμ=0.01和0.08的吹氣在無來流時誘導(dǎo)產(chǎn)生的升力系數(shù)分別為0.002 5 和0.022，是非常小的值，因此單純的吹氣本身不具有明顯增升作用。

2.2 有來流時的吹氣控制

在V∞=20 m/s，p∞=1 atm下開展吹氣控制的數(shù)值模擬，固定翼型迎角為0°，襟翼偏轉(zhuǎn)50°，選擇兩個Cμ分別為0.01和0.08，研究定常吹氣控制下的效果和流場，分析襟翼定常吹氣增升的機理。計算穩(wěn)定后吹氣前后的升力系數(shù)見圖7。未吹氣時，升力系數(shù)具有明顯的周期性變化，對應(yīng)了襟翼上方流場完全分離引起的分離渦的形成與脫落。

圖7 吹氣控制前后的升力系數(shù)Fig.7 Lift coefficients before and after blowing control

整體上，施加Cμ=0.01和0.08的吹氣控制后，升力系數(shù)從1.9分別提高到2.45和4.45，分別提高了28.95%和134.2%，遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于無來流單純射流誘導(dǎo)的升力系數(shù)增量。因此，升力增量更多是在主流與射流作用之后，來自主流的變化。

圖8給出的壓力系數(shù)和局部流線，是一個升力振蕩周期內(nèi)100個等時間間隔的瞬時壓力場和速度場的算術(shù)平均結(jié)果。觀察翼面壓力系數(shù)(見圖8(a))，相對于基準(zhǔn)壓力系數(shù)，吹氣后主翼前緣和襟翼前緣出現(xiàn)了明顯的負(fù)壓峰值，說明襟翼分離得到了不同程度的控制?？刂魄昂蟮牧鲌鋈鐖D9所示，Cμ=0.01 時分離點向襟翼尾緣后移，并沒完全消除襟翼分離，并存在一定尺度的分離渦的形成與脫落，升力系數(shù)也存在小幅的周期波動(見圖7)，這屬于附面層控制;Cμ=0.08屬于超過了臨界動量系數(shù)(0.05以下)的吹氣控制，屬于超環(huán)量控制[35]。根據(jù)吹氣的付出和收益定義吹氣增升效率:ΔCL/Cμ。Cμ=0.01 和0.08的增升效率分別為55%和37.9%，吹氣動量系數(shù)(Cμ=0.08)大于臨界值時，進(jìn)入超環(huán)量控制區(qū)，增升效率隨吹氣動量系數(shù)增加而下降[11]。

(a) Wall pressure coefficients

對于下翼面(壓力面)，相對于基準(zhǔn)，吹氣之后壓力整體增加，較大的Cμ對應(yīng)較大的下翼面壓力。

在下翼面靠近翼型前緣處，下翼面最大壓力處(Cp=1)對應(yīng)駐點位置(見圖8(b))。吹氣控制后，駐點沿下翼面向后移動，Cμ越大，駐點后移越多，這需要從吹氣施加后主流的整體變化去分析。為了更明確地觀察主流的變化，將同一工況下基準(zhǔn)的時均流場定義為A流場，將施加吹氣后穩(wěn)定的時均流場定義為B流場，通過后處理提取流場變量的差值(B-A),可獲得吹氣后引起的流場變量的凈增量，進(jìn)而全面認(rèn)識襟翼吹氣增升的作用機理。

這里主要分析吹氣后引起的流場速度變化，即B-A中的ΔV,見圖10。從ΔV云圖上看，在吹氣口上方的主流區(qū)，速度方向發(fā)生了明顯的偏轉(zhuǎn)，而且Cμ=0.08時主流的下偏角度明顯更大，基本是順沿著襟翼上翼面。從速度增量看，Cμ=0.01時上翼面主流區(qū)的加速量(最大達(dá)30 m/s)已經(jīng)高于來流速度20 m/s，Cμ=0.08時誘導(dǎo)的主流速度增量更高(最大達(dá)50 m/s)。

結(jié)合翼面壓力系數(shù)的變化(見圖8(a))，除襟翼上翼面尾緣處，吹氣使翼型近壁面的壓力分布變得“吸處更吸”，使得下翼面的“壓處更壓”。而吸力變化最明顯的兩個地方在主翼前緣和襟翼前緣，出現(xiàn)了明顯的吸力峰值，這與主流當(dāng)?shù)厮俣鹊淖兓菍?yīng)的。吹氣后，在主翼前緣和襟翼前緣的當(dāng)?shù)亓魉倬玫搅瞬煌潭鹊奶岣摺Ｒ驭x和ΔVy為速度矢量，做出流場凈增量ΔV的流線，見圖10。吹氣引起了繞翼型速度環(huán)量的增加，誘導(dǎo)的速度環(huán)量在前緣處形成類似上洗的效應(yīng)，使得前緣局部迎角增加。在上翼面順流方向形成對主流的加速作用，在下翼面逆流方向形成對主流的阻滯作用。

(a) Base case

(a) Cμ=0.01

通過以上分析，可以將基于Coanda表面的襟翼定常吹氣控制的作用機理概括為兩個字:“引”與“射”;“引”是吹氣施加后主流在壓力梯度的作用下，在襟翼前緣上方向下偏轉(zhuǎn);“射”是吹氣施加后吹氣口上方的主流得到了加速。吹氣施加之后，局部低壓形成壓力梯度，使射流上方主流偏轉(zhuǎn)和加速是主要增升機理;另外，吹氣造成下翼面氣流受到一定的阻滯，下翼面氣流的減速增壓也使得翼型升力有一定增量。為方便比較，將翼面分為3部分:襟翼上翼面、主翼上翼面、整個下翼面，從壁面壓力分布(見圖8)可分別計算出3部分的壓力變化對增升的貢獻(xiàn)率，見表2。

表2 吹氣后翼面各部分對增升量的貢獻(xiàn)率Table 2 Lift increment of each part of the airfoil surface after blowing

從表2可看出吹氣增升主要是來自主翼上表面的壓力降低，其次是來自襟翼上翼面和整個下翼面的壓力增加;并且隨著吹氣動量系數(shù)的增大，主翼上翼面的增升貢獻(xiàn)略有降低。在小的動量系數(shù)(Cμ=0.01)下，整個下翼面增升高于襟翼上翼面的增升;在大的動量系數(shù)(Cμ=0.08)下，襟翼上翼面增升占比超過了下翼面。

根據(jù)“引射”的機理展開想象，在一個射流口無法滿足控制效果時，采取在Coanda曲面上分段吹氣的多射流口方案(見圖11)，形成接力“引射”的作用，往往可以取得更好的環(huán)量控制效果，同時吹氣能耗大大降低[36]。

圖11 多射流口方案[36]Fig.11 Illustration of the multiple slotted airfoil[36]

進(jìn)一步分析，分離控制往往強調(diào)在分離點之前施加激勵，不過這還不夠準(zhǔn)確。基于Coanda效應(yīng)的激勵還需要考慮曲面的曲率變化;在物面曲率變化較大處，流體微團(tuán)運動向心力不足，易于分離，在此處施加激勵更易于產(chǎn)生控制效果;因此基于Coanda表面切向射流的“引射”控制機理，在鼓包背風(fēng)坡、S彎進(jìn)氣道等曲面繞流分離控制方面也具有一定的指導(dǎo)意義。

3 地面效應(yīng)分析

3.1 無吹氣時的地面效應(yīng)

在來流速度Ma=0.1,Re=1.056×106條件下，選取兩個迎角α=0°和8°，地面效應(yīng)高度h/c=0.2，2.0,∞，開展無吹氣狀態(tài)下的計算，得到的翼型氣動力數(shù)據(jù)見表3。

表3 吹氣前后不同離地高度的計算結(jié)果Table 3 Calculation results at different heights before and after blowing control

在同一迎角下，相對于無地面效應(yīng)(h/c=∞)時，地面效應(yīng)的存在減小了翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)，同時襟翼流場分離的旋渦脫落主頻率降低了;同一迎角下，隨著距地高度的減小，升力系數(shù)也減小;迎角越大，升力系數(shù)的減小量也越大，本文計算的地面效應(yīng)對升力系數(shù)的影響趨勢與相關(guān)試驗一致[37]。

為分析地面效應(yīng)對流場影響，提取一個升力周期內(nèi)的平均流場，將有地面效應(yīng)的流場變量減去無地面效應(yīng)的流場變量，分析地面效應(yīng)引起的翼型周圍流場速度、壓力、密度的凈增量，如圖12所示。

(a) Net increment of velocity for α=0° at h/c=0.2

對于α=0°，h/c=0.2工況，相對于離地?zé)o窮遠(yuǎn)狀態(tài)，翼型上下翼面附近的流速均降低了，下翼面處減速更為明顯;尤其是最大厚度處(Vx減小 8～9 m/s)，這是翼型與地面之間的流道收縮所致，上翼面Vx減速4～5 m/s。同時上下翼面的壓力均提高了，上翼面的壓力增大更多，使吸力下降，這是升力系數(shù)下降的原因。地面效應(yīng)的存在對下翼面形成了阻滯作用，下方流體密度增大比上翼面更明顯。以速度凈增量(ΔVx,ΔVy)為矢量做出的流線見圖12(a)。通過流線看，襟翼上方由于地面效應(yīng)，尾跡下偏受阻，與無地面效應(yīng)相比，產(chǎn)生了y方向的速度增量，起到使翼型環(huán)量減小的作用。

在α=8°迎角下，地面效應(yīng)的作用與α=0°時基本一致，不同的是上翼面的壓力增大更多，使吸力下降得更多，上翼面的減速也有所增強，尤其是上翼面前緣處，形成了較為明顯的y方向減速。這是由于迎角增大，使得下翼面流道收縮比增大，上翼面流道擴張比增大的緣故。

將翼型離地高度增加至h/c=2.0，結(jié)果見圖13，上下翼面附近仍存在一定的減速效應(yīng)，不過減速的量值已經(jīng)很小，在1～2 m/s范圍內(nèi)，而且上翼面的減速略大于下翼面的減速，這與h/c=0.2時不同;上下翼面的壓力均有所增大，在量級上低于h/c=0.2時的地面效應(yīng)狀態(tài)。通過翼面壓力(見圖14)可知，h/c=2.0時的下翼面壓力已經(jīng)接近于無窮遠(yuǎn)處的狀態(tài)，而上翼面壓力依然存在相對比較明顯的差異，說明翼型在此狀態(tài)時地面效應(yīng)對上翼面的影響更大。

(a) Net increment of velocity

(a) α=0°

總體上，α=8°與α=0°地面效應(yīng)類似，地面效應(yīng)使上下翼面附近的流體受到阻滯而減速。隨著離地高度的增加，地面效應(yīng)對翼面上下流場的阻滯作用減弱。在地面效應(yīng)下，上下翼面壓力均增加，上翼面增加較多，整體上使翼型升力下降。

3.2 吹氣時的地面效應(yīng)

在吹氣口動量系數(shù)Cμ=0.028時，開展h/c=0.2，2.0，∞工況下的吹氣控制計算，將吹氣加地面效應(yīng)的控制工況與無吹氣無地面效應(yīng)的基準(zhǔn)工況進(jìn)行比較，計算得到的升阻力系數(shù)見表3。相比于無吹氣控制，吹氣控制增大了升力系數(shù)，降低了阻力系數(shù)，說明分離得到較好的控制;同一迎角下吹氣控制狀態(tài)相比，h/c越大，升阻力系數(shù)越大，這與無吹氣控制時地面效應(yīng)的影響規(guī)律一致。吹氣之前，迎角增大，升阻力系數(shù)也增大;吹氣之后8°迎角升力系數(shù)已經(jīng)低于0°迎角，說明襟翼吹氣控制降低了臨界迎角，這是由于吹氣控制后前緣駐點后移，增大了當(dāng)?shù)赜行в?，失速提前?/p>

壁面壓力系數(shù)如圖15所示，對比無窮遠(yuǎn)工況，吹氣使得翼型壓力面壓力增大，這與地面效應(yīng)對翼型壓力面的影響一致(結(jié)合圖14分析);加上地面效應(yīng)之后，壓力面的壓力進(jìn)一步增大，說明地面效應(yīng)加吹氣對下翼面流動的阻滯作用更加明顯。

(a) α=0°

對于吸力面(除α=8°，h/c=0.2時)，吹氣使得翼型主翼上吸力面的吸力得到加強，抵消了地面效應(yīng)引起的吸力面壓力增大，說明襟翼吹氣對上翼面主流的“引射”作用明顯;比較3個不同離地高度下的吹氣效果(見圖15)，地面效應(yīng)使下翼面壓力增大，使上翼面吸力減小，這與無吹氣時地面效應(yīng)影響趨勢一致(見圖14)。對于α=8°，h/c=0.2狀態(tài)(見圖15(b))，吹氣使主翼前緣和襟翼前緣負(fù)壓增大，而主翼中部的負(fù)壓卻是低于基準(zhǔn)狀態(tài)，說明此時的吹氣并沒有完全抵消地面效應(yīng)對吸力面的負(fù)面影響，也說明迎角增大后，地面效應(yīng)對吸力面的阻滯增強了，進(jìn)一步可以通過流場變化來分析吹氣后的地面效應(yīng)。

選取h/c=0.2和2.0的吹氣控制后的流場，分別減去對應(yīng)的h/c=∞無吹氣工況流場，得到流場速度的凈增量，見圖16。

(a) α=8°，h/c=0.2

α=8°，h/c=0.2時(圖16(a))，與圖12相比，地效作用依然比較明顯，吹氣控制加強了下翼面的阻滯作用，增大了下翼面減速區(qū)域的范圍和量值;吹氣后，地效對上翼面的減速變?nèi)?，減速范圍變小，主翼上翼面的前后緣也出現(xiàn)了不同程度的加速，然而地效對上翼面的阻滯并沒有完全被吹氣控制的“引射”效應(yīng)抵消，在主翼上方仍然存在一定的減速區(qū)域，不過Vx降低的量值已經(jīng)較小;通過(ΔVx,ΔVy)畫出的流線可看出，8°迎角時翼型前緣流線已經(jīng)上偏。進(jìn)一步將h/c提高至2.0，見圖16(b)，上翼面的減速區(qū)已經(jīng)變?yōu)榧铀賲^(qū)，說明吹氣控制的“引射”效應(yīng)已經(jīng)抵消了地面效應(yīng)在上翼面的減速效應(yīng)。

綜合Coanda表面切向吹氣流動控制機理和地面效應(yīng)的影響，襟翼吹氣控制通過增大翼型壓力面壓力和吸力面吸力，增大了翼型上下翼面的壓差，提高了升力系數(shù);地面效應(yīng)使翼型上下翼面壓力均增大，上翼面增大較多，整體上減小了升力系數(shù)。在翼型壓力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相同，使氣流減速增壓;在翼型吸力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相反，襟翼吹氣對上翼面由于地面效應(yīng)引起的流場減速起抵消作用，這種抵消作用隨迎角增大而減弱。

4 結(jié)論

本文選擇吹氣控制機理和地面效應(yīng)影響兩個基礎(chǔ)性問題，通過數(shù)值模擬，主要從流場變化上分析了某無縫襟翼定常吹氣的流動控制機理、翼型施加吹氣控制前后時的地面效應(yīng)，得到以下主要結(jié)論:

(1)通過流場凈增量分析，基于Coanda表面切向吹氣的襟翼分離控制機理可以概括為兩個字“引射”:“引”是指施加吹氣控制后主流在壓力梯度的作用下，在襟翼前緣上方向下偏轉(zhuǎn)，改變了方向;“射”是指吹氣施加后，吹氣口上方的主流得到了加速，引起的主翼上翼面吸力增加是整個翼型增升的主要來源。另外，吹氣造成下翼面氣流受到一定程度的阻滯，下翼面氣流的減速增壓也使得翼型升力有一定增量。

(2)分析了地面效應(yīng)引起的流場變量的凈增量。地面效應(yīng)下，翼型上下翼面壓力均增加，上翼面增加較多，總體上使翼型的升力系數(shù)降低了;上下翼面附近的流速均有所降低;隨著離地高度的增加，地面效應(yīng)對翼面上下流場的阻滯作用減弱。

(3)襟翼吹氣控制通過增大翼型壓力面的壓力和吸力面的吸力，增大了翼型上下翼面的壓差，提高了升力系數(shù);在翼型壓力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相同，使氣流減速增壓;在翼型吸力面，襟翼吹氣控制和地面效應(yīng)作用相反，襟翼吹氣對上翼面由于地面效應(yīng)引起的流場減速起抵消作用，這種抵消作用隨迎角的增大而減弱。

本文結(jié)論對吹氣流量分配具有指導(dǎo)意義，在無縫襟翼吹氣系統(tǒng)工作時，近地滑跑時可適當(dāng)增加吹氣動量系數(shù)，以補償?shù)孛嫘?yīng)引起的上翼面吸力損失。本文的數(shù)據(jù)處理和分析方法也豐富了本領(lǐng)域的研究方法。