增強立尾效益的主動流動控制

朱自強，王凱，黃波恩

北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083

自有邊界層和邊界層分離的概念以來，分離流的控制就是學術界與航空界共同關注的研究方向之一。主動流動控制(AFC)的概念、方法和應用的研究更在近年來發展成了一個獨立的學科分支。AFC指采用一定的方法通過相應的執行機構(Actuator)向流動注入能量以改變流動結構，達到控制流動分離的目的。不同的控制方法對應不同的執行機構。Cattafesta和Sheplak對AFC已有的方法和執行機構作過評述[1]，并給出了執行機構的分類(見圖1)。

圖1 主動流動控制方法和執行機構的分類[1]Fig.1 Classification of methods and actuators of active flow control [1]

盡管目前存在多種方法和執行機構，但能從實驗室樣機成功過渡到航空應用的卻很少。如在流體類(Fluidic)中最早提出的控制分離的方法是定態抽吸(Suction)或吹氣(Blowing)，雖然很多風洞模型甚至試驗樣機都證明了其有效性[2-3]，卻因運行抽吸/吹氣的裝置復雜性和附加重量抵消了所得的空氣動力好處而至今未能應用于生產型飛機上。本文將討論近年來作過系統研究且技術較成熟的流體類振蕩射流方法、裝置及其在提高立尾效率上的應用。

1 AFC的振蕩射流方法和裝置

最早用于模擬計算機中流體放大器的振蕩射流概念雖不算太新，但用于主動控制飛機繞流卻是近期才發展起來的[4-7]。

圖2(a)給出了振蕩射流的概念設計示意圖[8];當出口噴流速度為超聲速時,振蕩射流裝置(簡稱激振器)內來回振動運動的流動顯示如圖2(b) 所示[9]，展向兩個振蕩射流裝置間分離流的相互作用可參考文獻[9];內部流動的數值模擬結果如圖2(c)所示[10]。其內部流動原理可簡述為：從儲氣箱噴口出來的氣流沿上固壁流動，并形成激振器內的一個主空穴(“相互作用區”)，氣流沿曲壁繼續向出口流動，壓強增大，故部分氣流進入上半區的反饋通道。此反饋氣流將從儲氣箱噴口處流出的氣流推向空穴區的下半區，氣流遂沿下半區的曲壁流動，與沿上固壁的流動過程一樣，使部分氣流進入下半區的反饋通道。重復此流動過程，遂形成了無需運動部件，只需保證供給穩定的壓縮空氣即可沿翼展方向產生非定常(振蕩)射流。振蕩頻率由反饋通道的長度決定，而展向偏角則由裝置具體設計而定。

圖2 振蕩射流示意圖Fig.2 Schematic of oscillating jet

2 應用振蕩射流增強立尾特性

現代雙發旅客機為了應對起飛/著陸時(包括有側風條件下)一個發動機發生停車事故的危險(適航規則要求)，要求立尾的設計能保證有足夠大的側向力以平衡發動機推力/阻力形成的力矩(見圖3[11])。

通常是針對某類系列機(如Boeing787-8/9/10)中機身最短的一款型號來設計立尾大小，這樣的立尾對加長型的型號會顯得偏大，徒然增加了重量和阻力。若利用AFC，延遲在大偏角方向舵上可能的流動分離，增大所產生的側向力，就可將立尾設計得較小，也能保證提供事故發生所需的方向控制和整個飛行包線內的正常運行。系統集成研究表明，這樣的設計安排可使飛機的重量和阻力減小，從而節省燃油的消耗。于是NASA針對未來N+2代民機發展所需先進技術研究而設立ERA(Environmentally Responsible Aviation)項目,項目組先后資助了Rathay等[12-14]采用合成射流和Seele等[11,15-16]采用振蕩射流等AFC在縮比小模型上的風洞試驗。在比較試驗結果后，又資助Boeing做了B-757全尺寸立尾組件在Ames NFAC 40 ft×80 ft (1 ft=0.304 8 m) 風洞中的試驗[17-18]和B-757 ecoDemonstration的飛行試驗，NASA/Boeing完成了振蕩射流AFC技術增強立尾效率的研究過程，將該項技術的技術成熟度(TRL)等級從3提升到6[19]。

圖3 發動機事故時飛機需要的平衡[11]Fig.3 Necessary trim settings of an airplane in case of engine failure[11]

3 小模型的試驗研究

3.1 合成射流技術

Rathay等采用合成射流技術在RPI (Rensselaer Polytechnic Institute)風洞中做了4%和5%縮比立尾模型的風洞試驗[12-14]。合成射流激振器位于方向舵的鉸鏈軸位置。

圖4給出了風洞模型圖和一個典型的結果[14]，它表明在無側滑角(β*=0°)、舵偏角較大(δ*=0.6,δ= 30°)時合成射流AFC可將側向力增大20%(上標*表示相對最大量的無因次量,ΔCY為側向力系數增量)。但隨著側滑角或舵偏角的增大，由于合成射流的動量系數(Cμ=0.248%)相對較低，其效率亦隨之降低，表明這種技術無法完全抑制流動的分離。

圖4 5%縮比模型的合成射流AFC試驗[14]Fig.4 Synthetic jet AFC test on a 5% subscale model[14]

3.2 振蕩射流技術

Seele等采用振蕩射流技術在Caltech Lucas風洞中做了14%縮比立尾模型的風洞試驗[11,15-16]。將32個振蕩射流激振器布置在方向舵鉸鏈軸處[15]或垂尾安定面后緣處[11]，分別進行了兩個系列的試驗。

立尾試驗模型的翼型采用NACA0012翼型，立尾前緣后掠角λ= 42°，平均氣動弦長為1.765 ft，帶有35%弦長的方向舵，展長為3.5 ft。試驗風洞截面為6 ft×5 ft，風速為50 m/s。

圖5(a)給出安裝于風洞中的立尾模型，圖5(b)給出了一個代表性結果，它表明大舵偏角(δR=30°)和零側滑角(β=0°)時動量系數Cμ≈1.7%的振蕩射流可使側向力相比于無振蕩射流時值增大50%左右，即使較小的Cμ(≈ 0.5%)也可使側向力增大20%[11]。圖中CYn為相比于無振蕩射流時的側向力系數，不同符號表示出口噴管喉道面積的尺寸,其中1 in=0.025 4 m。

圖5 14%縮比模型的振蕩射流 AFC試驗[11]Fig.5 Osillating jet AFC test on a 14% subscale model[11]

圖6表明了應如何組合δR、β或Cμ來實現所需要的CYn[11]。當人們在設計立尾大小時，在無AFC的條件下，若無側滑(β=0°)則即使δR=80%也無法實現所要求的側力CYn=1.2 (圖6(a))，因此只能加大立尾面積。若利用振蕩射流 (Cμ=1%),則β=0°時δR=50%即可達到所要求的側向力，不必加大立尾。若要求CYn= 1.3，為避免側滑，且δR=50%，則需要Cμ=2%。若仍用Cμ=1%就需要增大δR至60% (圖6(b))。

圖6 利用0.05 in×0.05 in的激振器實現所需CYn=1.2和1.3的方向舵偏角/側滑角的組合(U∞=40 m/s，Sp=1.5 in) [11]Fig.6 Necessary rudder/side slip combination to achieve a predefined CYn = 1.2 and 1.3 by using 0.05 in × 0.05 in actuators (U∞=40 m/s, Sp=1.5 in) [11]

雖然使用振蕩射流的控制效率存在著參數間復雜的耦合關系，但結果表明，只要優化局部參數，就可使側向力增大30%～40%[11]。

Seele等指出[11,16]：

1) 只要采用合理的質量流量或動量系數，在舵鉸鏈軸附近布置振蕩射流激振器，可以提高控制效率50%，只需要Cμ< 1%就可實現大部分的獲益。

2) 激振器喉道截面積的形狀、大小和彼此的展向間距決定了系統的有效性。截面積的寬高比應大于2，激振器均勻展向分布比集中分布于某些區域可獲得更好的效果。

3) 射流速度應至少大于自由流速度的3倍，但必須保持亞聲速，只要Cμ較小(Cμ<0.5%)射流通過喉道速度是亞聲速，喉道截面積的形狀和尺度就不太影響控制效率。

4) 激振器位于方向舵鉸鏈軸附近效率更高。

4 系統集成和全尺寸立尾模型風洞試驗

基于縮比小尺度模型風洞試驗成果，在NASA資助下Boeing開展了一個AFC增強立尾控制性能飛行全尺寸系統集成的可行性研究，分析將合成射流及振蕩射流兩種AFC方法的小尺度試驗結果推廣應用于飛行條件時的獲益、代價和技術成熟度等[20]。研究結果認為兩種控制方法都會帶來正的凈受益，如一架飛機飛行一年可節省的燃料，合成射流AFC系統為80 000 lbs (11 900 gallons),振蕩射流 AFC系統為104 000 lbs (15 500 gallons),但都需要進一步確定：①在飛行尺度下AFC所需的輸入壓強、流量或功率等;②實際的器件是否能實現;③在全尺寸條件下的凈收益。研究報告還認為從近期看飛行尺度下合成射流激振器的技術成熟性相對更低些，更難實現可用的大尺寸激振系統。因此，Boeing和NASA決定只進行振蕩射流系統增強立尾控制性能的全尺寸立尾模型風洞試驗研究[17-18]。

Boeing將一架B-757的立尾系統組件改裝成風洞試驗模型(圖7)，并在NFAC風洞中做試驗。以正常風速100 Knots (Ma≈0.15，Re≈15×106)和最大風速130 Knots (Ma≈0.2，Re≈2×107)，方向舵偏角為0°～30°，側滑角為-20°～20°狀態，完成了檢測振蕩射流系統增強立尾控制效率的試驗[17]。

借鑒Seele等的經驗，并考慮到工藝性，37個振蕩射流激振器被布置在沿立尾安定面的后緣附近，見圖8，每個激振器由一個獨立的壓力調節閥控制。激振器出口喉道截面積寬高比為2，激振器沿展向的間距為喉道截面積寬度的16.7倍。試驗中作了絲線的流場觀察、空氣動力和力矩的測量，以及AFC系統數據的測定[18]。

圖9給出了試驗的代表性結果，分別給出了β=0°和-7.5°時側向力增量ΔCY隨Cμ的變化[18]，其中ΔCY表示相對于無AFC時各β值下側向力系數的增量。圖中還給出了β=0°時用CFD計算的無AFC的立尾無黏側力值。基于前述系統集成研究結果，將增量20%作為系統控制流動分離效率的目標值。從圖9(a)看到，β=0°時，不同數量激振器開啟的結果基本上重疊成一個線集，而且在中到高動量系數時，31個和18個開啟的效益比37個開啟的還高些。β=-7.5°時結果類似(圖9(b))。從圖9(a)還可知，當β=0°和Cμ>0.3%時，大多數情況都能實現側向力20%的增量。側向力隨Cμ變化的全尺寸模型結果(圖9(a))與縮比模型結果(圖5(b))具有類似的變化趨勢，這表明在將小尺度模型的結果向大尺度推廣時，Cμ是一個合適的參數。由于β= -7.5°時無AFC的側力值本身就應為β=0°時的1.67倍，因此這時的側向力增量也應是β=0°時的1.67倍。從圖9(b)看到要得到20%的側向力增量，動量系數要增大0.2%。而Cμ≤ 0.6%時只有31個和37個激振器開啟時才可獲得該結果。37個激振器中令翼梢區的6個激振器關閉就得到了31個激振器的安排，從試驗結果看，收益反而高于37個。此外還減少了所需的供氣流量，簡化了系統。這個結果與縮比模型的結果一致[11]，因此在隨后的飛行試驗中就采用31個激振器。

圖7 波音將在Evergreen中的B-757立尾(上圖)改裝成位于NFAC 40 ft×80 ft風洞的整流罩上(下圖) [17]Fig.7 B-757 vertical tail being removed at Evergreen air center (top), and the tail model installed on top of a blister fairing in the NFAC 40 ft×80 ft wind tunnel (bottom) [17]

圖8 振蕩射流激振器和安裝在模型內的壓力調節閥[18]Fig.8 Oscillating jet actuators and pressure regulator valves installed on the model[18]

圖9 側向力增量與動量系數的關系(δR=30°，U∞= 100 knots) [18]Fig.9 Side force enhancement vs momentum coefficient (δR=30°, U∞=100 knots) [18]

圖10給出了絲線的流動顯示[19]，圖中箭頭表明方向舵上的流動方向，三角形表示振蕩射流激振器的位置。圖10(a)表明無AFC時方向舵上的絲線大多指向翼梢方向，且混亂地旋轉，而圖10(b)表明絲線是較穩定的，并指向下游(AFC作用下的附著流)。圖中圓圈內的展向流動指向翼梢，與翼梢渦的方向很一致，這說明此處可以撤掉6個激振器，不會影響方向舵上的整體流動。流動顯示表明，AFC改善了方向舵的效益。

圖10 表面流線的流動顯示(δR=30°，U∞= 100 knots，β=0°) [19]Fig.10 Flow visualization of surface stheamlines (δR=30°, U∞=100 Knots, and β=0°) [19]

表面壓強分布云圖也表明，無論β=0°或β=-7.5°，振蕩射流 AFC： ①增大了方向舵整個翼展鉸鏈軸附近的吸力；②使后緣附近有更好的壓強恢復；③且其誘導的附著流沿著翼展方向很均勻。兩個β時的差異僅在于吸力峰值位置不同[18]。

通常表征振蕩射流 AFC氣動特性的動量系數Cμ和功率系數Cπ可分別寫為[17]

(1)

(2)

圖11 β=0°和β=-7.5°時側向力增量隨質量流量和進口壓強的變化(31個激振器，δR=30°，U∞=100 knots) [17]Fig.11 Side force enhancement vs mass flow and actuator inlet pressure for β=0° and β=-7.5°(31 actuators configuration, δR=30°, U∞=100 knots) [17]

圖12表示ΔCY隨Cμ和功率系數Cπ的變化[17]，由圖可知，為達到同樣的側向力增量，β=-7.5°和β=0°相比Cμ需增大0.2%左右，Cπ需近似增大5%。圖13給出了ΔCY隨舵偏角δrudder的變化[17]，由圖可知，在δR<30°時，雖然小偏角時分離流很小，但AFC仍是有效的，當然這時ΔCY也要比大偏角時小得多。

圖12 β=0°和β=-7.5°時側向力增量隨動量系數和功率系數的變化 (31個激振器，δR=30°，U∞=100 Knots) [17]Fig.12 Side force enhancement vs momentum and power coefficients for β= 0° and β=-7.5° (31 actuators configuration, δR=30°, U∞=100 knots) [17]

圖13 側向力增量隨舵偏角的變化 (31個激振器，δR=30°，U∞=100 knots)[17]Fig.13 Side force enhancement vs rudder deflection for 31 actuators configuration (δR=30°，U∞=100 knots) [17]

圖14(a)和圖14(b)給出了振蕩射流主動流動控制和被動控制(漩渦發生器，VGs)分別在U∞= 100 knots和β=0°，-7.5°時最佳的ΔCY隨舵偏角δrudder的變化曲線[17,19]。由圖可見VG有一定的增益效果(～10%)，但在δR=27.5°(β=0°)和25°(β=-7.5°)時開始失效。而31個振蕩射流激振器的AFC可提供的側力增量值在β=0°和最大舵偏角時是VG值的兩倍，在β=-7.5°和舵偏角≥25°時是VG值的4～8兩倍[17,19]。

31個振蕩射流 AFC全尺寸模型的風洞試驗結果可歸結為：在100 knots速度下，β=0°和β=-7.5°時，最大舵偏角的側向力增量為20%，甚至更大。在β=-7.5°時,要取得與β=0°相同的增量值需為其提供更高的氣動能量[17,19]。

圖14 振蕩射流 AFC和VGs的側向力增量隨舵偏角的變化(U∞ = 100 knots) [19]Fig.14 Side force enhancement of oscillating AFC and VGs vs rudder deflection (U∞ =100 knots) [19]

5 B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗

2015年春，波音進行了B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗驗證[19]，目的是將振蕩射流 AFC系統集成于真實飛機上，在飛行中測量其提高方向舵效率的數據，并與全尺寸風洞模型的試驗數據和CFD計算結果相比較，評估振蕩射流 AFC的有效性，從而完成技術成熟度的提升。飛行試驗包括頭部定態指向的側滑機動，模擬發動機故障后飛機的平衡和減速等。

振蕩射流 AFC系統被安置于立尾安定面和后機身內，從輔助動力單元(APU)的壓縮機中引氣，為系統提供噴射的空氣?？紤]到安定面和方向舵的結構要求，后機身內安置了一臺氣熱交換機，以冷卻APU的空氣。在安定面后緣的右側面沿著方向舵鉸鏈軸線方向安置31個振蕩射流噴管出口，噴口垂直后緣，指向下游。飛行時有一架波音T-33飛機伴隨飛行，對布置在B-757方向舵上的絲線照相，以提供流動顯示照片。

圖15為B-757和T-33伴飛的飛行圖[19]。圖16為T-33拍攝有/無振蕩射流 AFC的瞬時流動錐照片[19]。比較不同瞬時照片可見，關閉AFC時多處流動錐的指向前后時刻都不一致，表明流態是非定態分離的。而開啟AFC后，多處流動錐的指向前后時刻很一致，表明減小了方向舵上的分離流。飛行員的反饋也證實了開啟AFC后飛行更平穩。

圖15 B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗[19]Fig.15 B-757 ecoDemonstrator during flight test[19]

圖16 飛行條件下有/無AFC時流動錐照片[19]Fig.16 Composite pictures of flow cones with AFC off (left) and on (right) for the flight conditions[19]

Boeing公司將飛行試驗數據導入B-757的飛行模擬器，應用已有的方法分析了振蕩射流AFC開或關時方向舵的效率。圖17給出了100%質量流量和31個激振器開啟時ΔCY與β的關系[19]。由于是多維參數空間(如β、δR、質量流率等)，圖中曲線由多個孤立點用直線連接。由圖可知在固定β下隨著舵偏角增大振蕩射流 AFC逐漸增大方向舵的效率。在30°舵偏角，β≈+5°時側向力增量達到6%(與期望值一致)。在固定舵偏角下隨著β趨于0°和負值，振蕩射流 AFC的影響也顯著地增大。

圖17 AFC提高的B-757方向舵效率(基于飛行數據和全尺寸風洞數據,31個激振器，100%質量流量,陰影面積表示無飛行數據) [19]Fig.17 Predicted B-757 ecoDemonstrator percentage increase in rudder effectiveness due to AFC based on flight test and full-scale wind tunnel data (31 actuators, and 100% mass flow, shaded area: no flight test data available)[19]

基于飛行數據和全尺寸模型風洞試驗數據,Boeing公司估計出，在β=0°～-7.5°，30°舵偏角下，側向力增量值約為13%～16%[19]。如前所述的可行性研究表明，此量級的側向力增量可節省燃油15 500 gallons/airplane/year。

圖18給出了NASA和Boeing為提高振蕩射流 AFC的技術成熟度(TRL)進行3個研究階段(縮比模型風洞試驗、全尺寸模型風洞試驗、飛行試驗)的時間里程碑[19]，可見此項先進技術從基礎研究到應用研究的全過程歷時6年才完成。據稱Boeing B-787-9上已應用了此項AFC技術。

圖18 AFC增強立尾技術研究的時間表和里程碑[19]Fig.18 Timeline and milestone completion for AFC-enhanced vertical tail technology[19]

6 結束語

本文簡要地討論了加強立尾控制特性的振蕩射流 AFC的方法和系統，從學校實驗室的基礎研究開始，經歷了縮比模型、全尺寸模型的風洞試驗研究，最終在2015春實現了B-757 ecoDemonstrator的飛行試驗。對飛行員的反饋意見和飛行試驗數據的初步分析表明，振蕩射流AFC是有效的，實現了較平穩的飛行和增強立尾的控制特性，獲得了側滑角β= 0°～-7.5°，30°方向舵偏角下13%～16%的側向力增量，飛行試驗取得了成功。整個研究歷史歷時6年，完成了技術成熟度從等級3～6的跨越，是近期研究較成功的AFC方法之一。從全過程的研究結果看到，基礎研究所得的獲益數據最高，這表明后期的全尺寸模型風洞試驗以及飛行試驗等TRL等級更高的研究對實現一項先進技術在工程實踐的應用的絕對必要性。

民機設計者對應用AFC技術提高高升力裝置性能的要求十分迫切，雖然這很困難。本文作者在文獻[21]中討論了AFC技術控制高升力裝置流動分離的部分研究現狀和結果，介紹了Boeing公司對在民機高升力系統中AFC應用前景所作的一個初步評估[22]，指出最有可能的應用領域是替代現有的帶縫后緣襟翼系統；應用的效益并不在于改進空氣動力性能，而在于簡化和/或減小現有系統的尺寸，以減輕重量、降低系統復雜性和價格。該評估還提出了今后尚需進一步研究的方向[21-22]。隨著綠色航空的要求，降低噪聲也是重要的。期望本文討論的振蕩射流 AFC技術在立尾上的成功應用有助于加速高升力裝置的AFC研究進展。

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