脈沖吹氣下環量控制機翼的氣動特性試驗研究

李奇軒 杜海 徐悅 萬曦 張國鑫 王宇航

摘要：脈沖吹氣消耗的氣源少，控制效果更好，在無操縱面飛行器上有使用價值。本文對帶有吹氣裝置的機翼模型進行了風洞測力試驗，開展了脈沖吹氣的增升、滾轉控制效果研究，以及吹氣脈沖頻率、占空比等參數對翼型升力、滾轉力矩的影響規律研究。結果表明，環量控制機翼在脈沖吹氣情況下能夠產生和定常吹氣相當的增升效果，在占空比為0.8時，不同頻率下脈沖吹氣產生的升力系數和定常吹氣時基本一致。同時，脈沖吹氣能夠產生飛行所需的滾轉力矩，在占空比為0.8時，環量控制裝置產生的滾轉力矩最大。

關鍵詞：脈沖吹氣；環量控制；滾轉控制；流動控制；占空比

中圖分類號：V211.7文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.004

基金項目：國家自然科學基金（51806181）

近年來，飛行器的應用日益廣泛，人們對新型飛行器短距起降、高機動性、隱身性等方面提出了更高的要求。常規飛行器為了滿足良好的操縱性，在機翼和尾翼等位置布置了多個活動操縱部件，通過機械式的操縱機構來完成飛行姿態的控制。這種傳統的控制方式帶來了一系列問題，包括噪聲污染、維護頻繁、隱身性能降低等[1-2]。理論和實踐證明，環量控制[3]（circulation control，CC）技術作為主動流動控制技術的一種，通過產生射流在機翼后緣形成科恩達效應（Coanda Effect）來改變環量，形成虛擬舵面，替代了原有的活動部件，在不改變飛機幾何外形的同時，減輕了重量，降低了使用維護成本，提高了軍用飛機的隱身性能，明顯改善了環境和安全問題，在飛行器的性能改善和主動控制等方面具有廣闊的應用前景[4]。

1904年，普朗特首次利用吸氣的方式控制分離，主動流動技術開始興起。1910年，發現并研究了科恩達效應，但直至20世紀60年代，大量關于科恩達效應的研究才開始。Kind[5]等采用環量控制技術在一個較低的動量系數下得到了一個高升力系數CL= 6。Englar[6]等將環量控制技術應用于A-6/ CCW STOL并進行了試飛。2010年，英國BAE系統公司（BAE System）聯合多所高校開發的Demon無人驗證機[7]在試飛期間僅依靠噴射氣流完成了升降和轉向控制，該機射流飛行控制系統就是由環量控制和射流推力矢量兩部分構成。Packard[8]等發現脈沖吹氣減小了低雷諾數下層流翼型表面的流動分離。劉杰[9]等發現鴨翼展向脈沖吹氣能夠在中大迎角范圍內增加升力，且脈沖寬度越高，布局升力越大，失速迎角也越大。王萬波[10]等通過數值模擬研究了占空比、動量系數等參數對無縫襟翼翼型升阻力影響規律，得出動量系數小于臨界動量系數時，脈沖吹氣增升效果優于定常吹氣。

本文論述通過試驗手段研究利用氣動優化設計和射流控制的環量控制機翼在脈沖吹氣下機翼升力和滾轉力矩的變化規律，并對吹氣頻率、占空比等對脈沖吹氣效果的影響做了對比研究。

1試驗設備、模型及試驗方法

1.1環量控制裝置設計

環量控制技術一般由固定的幾何升力面和圓形后緣組成，在升力面和圓形后緣之間（即接近后緣的位置）開口，在機翼內部空腔形成高壓氣流并通過開口沿著物面切向產生射流，射流與外流混合后沿著彎曲的圓形后緣表面形成附壁效應[11]，如圖1所示。射流沿著科恩達表面移動的距離越大，后駐點位置越靠下，在射流作用下，孔口后邊界層內的速度和動量快速升高，靜壓降低，使孔口前后壓力差變大，帶動上表面的流速增大，前駐點位置不斷下移，翼型環量值增加，升力變大。同時射流與外流混合，產生類似于襟副翼的效果。脈沖吹氣動量系數[12]定義為：

環量控制裝置影響因素有很多，主要有射流出口高度h、后緣半徑RCC、射流出口展向速度均勻性等[13]。本文設計的環量控制裝置射流出口高度h為0.3mm，科恩達后緣半徑RCC為4.5mm。

環量控制裝置由噴管、導流裝置、射流孔和科恩達后緣組成，由高壓氣罐提供氣源，整個導流裝置埋入機翼內部，導流裝置如圖2所示。噴管的一端連接外部高壓儲氣罐，另一端連接導流裝置，后緣處有一條488.928mm長的出氣縫，后緣半徑與射流高度比值RCC/h=15。為了使出氣均勻，噴管內部設置了導流片，導流片呈曲線狀將內腔分為6個區域，導流片的厚度為1mm，在接近進氣口處設有倒圓角。為了實現與舵面一樣的功能，使氣流發生上下偏轉，將噴管從進氣口開始設計成上下獨立的兩部分，由中部的一塊平板隔開，上下兩部分內腔體積相等，為下半部分管道提供氣源的高壓儲氣罐閥門打開時，外部氣流被吸入下半部分管道，該股氣流從出氣縫射出時會沿圓形科恩達后緣向上偏轉。同樣的原理，當為上半部分管道提供氣源的高壓儲氣罐閥門打開時，外部氣流被吸入上半部分管道，該股氣流從出氣縫射出時會沿圓形科恩達后緣向下偏轉。

1.2風洞試驗模型設計

圖3是環量控制等值機翼模型圖，機翼展長為460mm，后掠角為39.959°，弦長為320.842mm，噴口出氣寬度LCC為488.928mm。

1.3試驗設備

測力試驗在西華大學的XHWT風洞中進行。XHWT風洞為低速回流式風洞，試驗段截面尺寸為3m×1.2m×1.2m，可控制風速為0.5～60m/s，收縮比為7.11，湍流強度ε≤0.5%，氣流偏角|Δα|≤0.50，|Δβ|≤0.50。

試驗采用盒式六分量應變天平，天平響應頻率大于80Hz，總體尺寸為200mm×100mm×60mm的矩形結構，天平六分量的量程和校準精度見表1，表中X、Y和Z為三個方向。

整個天平測力系統由天平、高精度直流電源、精密信號放大器、東華DH8300N動態信號采集卡以及采集處理軟件構成。高精度直流電源為天平提供直流電源，天平受力產生的微弱測量信號經過信號放大器放大后輸送到東華采集系統，再經過采集處理軟件的采集和處理，將各通道電信號轉換為模型各分量的氣動力和氣動力矩系數。

2測試系統驗證

為了驗證試驗系統測量的精確性，在來流風速為20m/s時，測量半模機翼模型的升阻力變化，重復4次。模型升力系數隨迎角的變化曲線如圖4所示，升力系數的偏差量在±（0.002～0.008）之內，標準差為0.016，升力系數曲線重復性較好。阻力系數隨迎角變化曲線如圖5所示，阻力系數的偏差量在±（0.009～0.03）之內，標準差為0.015，升阻力系數曲線反映的失速迎角相對應，測量系統滿足試驗要求。

3氣動力控制結果

試驗所用的高頻電磁閥工作范圍是0～25Hz，工作壓力范圍≤1.2MPa。重點研究脈沖參數（包括脈沖頻率、占空比）對升力的影響規律，并揭示脈沖吹氣獲得較高氣動收益的機理。試驗中使用的脈沖吹氣頻率分別為f =0.7Hz，5Hz和20Hz；測力迎角范圍-4°～28°，間隔2°。試驗中占空比（Duty Cycle，DC）定義為一個周期內吹氣時間占總時間的比例，使用了4個占空比參數，分別為DC=0.2，0.5，0.8，1.0。

圖6～圖8是來流風速20m/s，脈沖吹氣頻率為0.7Hz，5Hz和20Hz時，不同占空比情況下，定常吹氣動量系數Cμ=0.02時，升力系數隨迎角變化曲線。可以看到，在-4°～ 20°迎角范圍內，隨迎角的增加，升力系數線性增加。這一現象的增升機理是在機翼后緣位置吹氣可以延遲流動分離，減少上翼面后緣部分的低能流體，增加流向動量，從而使得繞機翼的環量增加，提升升力；在20°～28°迎角范圍內，同一頻率下，不同占空比的升力系數差別不大（除占空比為0.2之外），這是因為此時翼面流動處于完全分離狀態，吹氣對其產生的影響小，因此改變占空比的升力系數基本保持不變。

從圖6～圖8中還可以發現，吹氣頻率一定時，升力系數隨著占空比的增加而不斷增加。這是由于占空比的增加，兩次吹氣射流之間的時間縮短，對模型所產生的影響時間變長，同時其產生影響的衰減量將減少，最終脈沖吹氣的增升效果將隨著占空比的增加而增加。試驗中發現頻率為0.7Hz和5Hz且占空比為0.2時的升力系數遠低于其他工況，因此沒有研究頻率為20Hz、占空比為0.2時的升力系數變化曲線。

圖9～圖11是來流風速為20m/s，占空比DC=0.2，0.5，0.8時，不同頻率下升力系數隨迎角的變化曲線。可以看出，占空比DC=0.2時，隨著吹氣頻率的增加，升力系數增加，但和定常吹氣時偏差較大；占空比DC=0.5時，隨著吹氣頻率的增加，升力系數接近于定常吹氣；DC=0.8時，不同吹氣頻率下升力系數差別不大，這是由于占空比較大時，兩次吹氣射流之間的時間已經很短，在迎角小于20°時，翼面流動處于穩定狀態，脈沖吹氣所產生的環量增升效果已經和定常吹氣基本相同，因此改變吹氣頻率的升力基本沒有變化。

4滾轉力矩控制結果

常規布局飛機的滾轉力矩控制是通過副翼的差動偏轉來實現。本文采用的環量控制裝置進行滾轉力矩控制時，通過單側的吹氣來實現，如要實現左滾則上翼面吹氣，相當于副翼下偏，使得右側機翼升力增加，產生一個左滾力矩；同理，如要實現右滾則下翼面吹氣，相當于副翼上偏，產生一個右滾力矩。

試驗中選定來流風速為20m/s，研究不同吹氣頻率和占空比下脈沖吹氣所產生的滾轉力矩。圖12～圖14分別是吹氣頻率0.7Hz，5Hz和20Hz時不同占空比下的滾轉力矩系數隨迎角的變化曲線。可以看到，在-4°～20°迎角范圍內，滾轉力矩系數隨著迎角的增加而增大，在迎角為20°時達到最大，之后滾轉力矩系數迅速下降，是因為此時已經失速，升力迅速降低；當吹氣頻率一定時，隨著占空比的增加，滾轉力矩系數增大。當吹氣頻率f =0.7Hz，5Hz，占空比DC= 0.2時，滾轉力矩系數曲線與較高占空比時相差較大，是由于此時占空比較小，脈沖射流對翼面流動的影響減弱，使得滾轉力矩系數較低。

圖15～圖17是占空比DC=0.2，0.5，0.8時，在不同頻率下滾轉力矩系數隨迎角的變化曲線。可以看到，占空比為0.2時，隨著吹氣頻率的提高，滾轉力矩系數變大，但此時占空比較小，兩次吹氣射流之間的時間較長，脈沖吹氣對模型產生的影響減少，使得滾轉力矩系數明顯低于其他工況；占空比為0.5時，吹氣頻率增大到一定程度后，滾轉力矩系數不再增加；占空比為0.8時，隨吹氣頻率的增加，滾轉力矩系數差別不大，原因可能是占空比較大時，兩次脈沖射流之間的間隔已經很短，此時通過增加頻率對流動產生的影響與定常吹氣時效果基本相同，致使環量機翼的滾轉力矩基本不變。

5結論

本文通過風洞試驗對環量控制機翼在脈沖吹氣下的氣動力和滾轉特性進行了探究，得到以下結論：

（1）通過研究脈沖吹氣下環量控制機翼對升力的影響，發現脈沖吹氣能夠產生和定常吹氣相當的增升效果。在不同吹氣頻率下，占空比為0.8時增升效果最好。

（2）通過改變脈沖吹氣的參數，包括占空比、吹氣頻率，脈沖吹氣下環量控制裝置可以改變飛行器兩側機翼的升力，達到對飛行器滾轉氣動力矩的控制。因此在環量機翼中可以考慮使用脈沖吹氣來進行飛行器的滾轉控制。

（3）在吹氣量更少的情況下，脈沖吹氣能夠產生一定的滾轉力矩。脈沖吹氣頻率一定時，增大占空比可以增大滾轉力矩系數。在占空比為0.8時，不同頻率下產生的滾轉力矩系數基本一致，此時兩次脈沖吹氣之間的間隔很短，脈沖吹氣對機翼產生影響的時間加長，使得此時滾轉力矩基本保持不變。

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（責任編輯陳東曉）

作者簡介

李奇軒（1994-）男，碩士。主要研究方向：實驗流體力學。

Tel：18635800518

E-mail：519087505@qq.com

杜海（1985-）男，講師，博士。主要研究方向：空氣動力學及飛行器總體設計。

Tel：15196686983

E-mail：duhai@mail.xhu.edu.cn

Experimental Study on Aerodynamic Characteristics of Circulation Control Wing under Pulse Blowing

Li Qixuan1，Du Hai1，*，Xu Yue2，Wan Xi2，Zhang Guoxin2，Wang Yuhang2

1. Xihua University，Chengdu 610039，China

2. Chinese Aeronautical Establishment，Beijing 100012，China

Abstract： Pulse blowing consumes less air source and has better control effect， so it is valuable in the flapless aircraft. In this paper， the wind-tunnel force measurement experiment of the wing model with air blowing device was conducted， the effect of pulse blowing on lift-enhancement and roll control was studied， and also the study on influence of pulse frequency， duty cycle and other parameters on lift and roll moment of the airfoil was conducted. The results show that under the condition of pulse blowing， the circulation control wing can produce the same lift effect as the steady blowing. When the duty cycle is 0.8， the lift coefficient of pulse blowing at different frequencies is basically the same as that of the steady blowing. At the same time， pulse blowing can produce the roll moment needed for flight. When the duty cycle is 0.8， the roll moment produced by the circulation control device is the largest.

Key Words： pulse blowing； circulation control； roll control； flow control； duty cycle