劉 杰，劉沛清，曹 碩

（1.成都飛機設(shè)計研究所，成都 610041；2.北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所，北京 100191）

非共面近距耦合鴨式布局鴨翼展向脈沖吹氣增升特性

劉 杰1，2，劉沛清2，曹 碩1，2

（1.成都飛機設(shè)計研究所，成都 610041；2.北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所，北京 100191）

對40°前緣后掠角的主翼和40°前緣后掠角的鴨翼所構(gòu)成的近距耦合鴨式布局簡化模型進行了風(fēng)洞測力、測壓實驗，系統(tǒng)研究了鴨翼展向脈沖吹氣的增升效果，給出脈沖吹氣頻率以及脈沖寬度與布局升力之間的變化關(guān)系。測力結(jié)果表明，鴨翼展向吹氣提高了該布局在大迎角時的升力，延遲了失速。測壓結(jié)果表明，鴨翼展向脈沖吹氣改善了中大迎角時主翼翼面流態(tài)，增加了翼面吸力峰值，延緩了渦的破裂。這說明利用鴨翼展向脈沖吹氣渦控技術(shù)，可以直接改善鴨翼流場，繼而間接改善主翼流場。

非共面鴨式布局；展向吹氣；間接渦控制技術(shù)；測力；測壓

0 引 言

對于鴨式布局，若鴨翼縱向位置距機翼較近，鴨翼兼有操縱面及氣動增升部件雙重功能，則稱為近距鴨翼或氣動鴨翼。對于近距耦合鴨式布局，鴨翼距機翼較近以致鴨翼流場與機翼流場產(chǎn)生干擾耦合，這種相互作用能夠延遲機翼渦的破裂，增大布局的升力系數(shù)和失速迎角，從而改善機翼大迎角氣動性能。

為了延遲鴨式布局的失速迎角、提高最大升力系數(shù)，同時考慮到鴨翼渦脫出后對其后的氣動部件會產(chǎn)生明顯影響，對鴨翼渦實施控制便成為一種自然的考慮。按照控制方式可分為被動控制和主動控制兩種。主動控制技術(shù)則是通常采用可改變的構(gòu)型或有能量注入的方式來實現(xiàn)對流動的控制，因而可以隨流動條件的改變而調(diào)整控制策略，一般這種控制方式結(jié)構(gòu)并不復(fù)雜，對飛機構(gòu)型無限制，成本又不高，靈活多變，適應(yīng)性強，并且對飛機隱身有利，適合在飛機設(shè)計、改型時考慮使用。目前研究較多的主要有微吹氣、斷續(xù)吸氣、機翼展向吹氣、機翼橫向吹氣、邊界層吹吸氣技術(shù)、可動鴨翼（也包括其它氣動舵面）以及基于MEMS（Micro Electromechanical System，即微電子機械系統(tǒng)）的合成射流激勵器控制技術(shù)等。

展向吹氣就是指在機翼上表面，沿與機翼前緣基本平行的方向，吹出一股很強的射流，達到提高前緣渦強度、延遲渦破裂、改善機翼氣動性能的目的。連續(xù)展向吹氣能有效延緩渦破裂，提高布局的氣動性能，但由于其需要從發(fā)動機大量引氣而受到了一定的限制，為了提高吹氣效率，減小引氣量，人們一直在不停地探索。Shi Z等人［8］在一個三角翼上做射流實驗時發(fā)現(xiàn)，在大迎角下，由于射流作用而存在的前緣渦流型，在射流突然中斷時，仍將在翼面上保持一段時間，然后才逐漸回到無射流時的破裂狀態(tài)。秦燕華等人［6］發(fā)現(xiàn)在射流中斷后的一段短暫的時間內(nèi)，前緣渦會延伸得更長，到更靠近機翼后緣的部分，擴大了機翼前緣渦的控制區(qū)域。這種特性提示我們有可能利用脈沖吹氣達到同樣效果的同時節(jié)約了吹氣量。

基于以上實驗現(xiàn)象，利用機翼前緣渦在射流中斷情況下的這種“遲滯”特性，在鴨翼展向連續(xù)吹氣渦控技術(shù)研究的基礎(chǔ)上，為進一步減小引氣量，提高鴨翼展向吹氣的控制效率和實用性，作者開展了鴨翼展向脈沖吹氣渦控技術(shù)研究。

對后掠角為40°的主翼和后掠角為40°的鴨翼組成的非共面近距耦合鴨式布局進行測力和測壓實驗，系統(tǒng)研究了鴨翼展向脈沖吹氣的增升效果，給出脈沖吹氣頻率以及脈沖寬度與布局升力之間的變化關(guān)系。

1 實驗設(shè)備、模型及實驗方法

測力和測壓實驗均在北京航空航天大學(xué)的D4低速風(fēng)洞中進行。D4風(fēng)洞為回流式開閉口兩用低速風(fēng)洞，本實驗采用開口實驗狀態(tài)，實驗段截面尺寸為2.5m×1.5m×1.5m，最大風(fēng)速為60m／s，湍流度小于0.08%。

實驗?zāi)Ｐ停òy力模型和測壓模型）是簡化的近距耦合鴨式布局，由后掠角為40°的三角鴨翼和后掠角為40°的三角主翼組成（后面簡稱 W40C40，W代表主翼，C代表鴨翼）。三角鴨翼和三角機翼都采用無彎度平板，材料為硬鋁。圖1是布局W40C40測力模型的平面示意圖。其中主翼面積等于0.05625 m2，鴨翼面積等于0.00675m2，主翼和鴨翼的厚度都是4mm，鴨翼和機翼前后緣均在迎風(fēng)面倒角45°。鴨翼展向吹氣噴口為外徑2.5mm，內(nèi)徑2mm的細鋼管，噴口距翼面高度為2.5mm，在翼面上的長度為3mm。

圖1 W40C40布局Fig.1 W40C40canard configuration

測壓模型與測力模型相似，相似比為1：1.5，模型厚度為6mm，鴨翼面積為0.0153m2，機翼面積為0.1265m2。鴨翼展向吹氣噴口為外徑3.5mm，內(nèi)徑3mm的細鋼管，噴口距翼面的高度為3.5mm，在翼面上的長度為3mm，射流方向平行于鴨翼前緣。實驗中，鴨翼表面不設(shè)測壓點，所有測壓點都在主翼的上表面。主翼從20%～80%根弦長處沿展向均布有7行測壓截面，共135個測壓點，每個測壓截面上的各個測壓點之間的距離都是15mm。測壓點展向位置無量綱系數(shù)定義為ξ＝z／dx，其中z為測壓孔展向距離，dx為當?shù)匕胝归L。

變高度支撐件采用平面NACA0012翼型，厚度分別為20×2、10、5、2×2、1mm，可以實現(xiàn)從1～60mm任意變化。本實驗共選取了3個鴨翼高度，分別為h＝0.02，0.06，0.12。各部件組裝示意圖如圖2所示。

圖2 各部件組裝示意圖Fig.2 Schematic diagram of the components assembled

實驗采用應(yīng)變式六分量測力天平，天平通過主翼末端錐套和測力模型連接，這種連接方式具有對翼面渦系干擾小的優(yōu)點（測壓實驗也采用同樣的連接方式）。測力風(fēng)速分別為20m／s，以機翼根弦長為特征尺度的Re數(shù)為2.0×105。7次重復(fù)實驗的升力系數(shù)的均方根值為0.0042，測力迎角范圍0°～55°，間隔2°～3°。

測壓實驗所采用的壓力采集設(shè)備為美國PSI的PSI9816智能壓力掃描測壓系統(tǒng)，測壓風(fēng)速為13.5 m／s，以測壓模型機翼根弦長為特征尺度的Re數(shù)為2.03×105。實驗采用的PSI9816測壓系統(tǒng)共有32個模塊，不同的模塊之間通過網(wǎng)絡(luò)連接，而每個模塊共有16個測壓通道，因此實驗的壓力值是一次性采集得到的。

測力測壓實驗的脈沖控制系統(tǒng)如圖3所示。實驗在流量計后面增加一個電磁閥，用計算機控制電磁閥的開閉實現(xiàn)脈沖吹氣。電磁閥開閉響應(yīng)快，在頻率小于10Hz的情況下，可將脈沖信號近似為方波脈沖。實驗所用的氣源壓力約8×105Pa（相對壓強），在工作狀態(tài)下保持恒定。需氣量的大小由調(diào)壓閥和流量計控制，調(diào)壓閥控制高壓管路的開閉，流量計用來監(jiān)測實驗所用流量的大小。

取5個干凈的坩堝置于馬弗爐中，灼燒溫度為1 000℃，灼燒20 min后，置于干燥器中冷卻，時間分別為 30 min、40 min、50 min、60 min、70 min 結(jié)果見表1。

圖3 脈沖吹氣控制系統(tǒng)示意圖Fig.3 Pulse control system

流量計采用Dwyer Series RM型流量計，既可以測量流量，也可以調(diào)節(jié)流量。電磁閥采用Mac200電磁閥，可通過DA轉(zhuǎn)換用計算機進行控制其開閉，以產(chǎn)生脈沖，其相應(yīng)時間為開15ms，閉5ms。

重點研究脈沖參數(shù)（包括脈沖頻率、脈沖寬度）對布局升力的影響規(guī)律，并揭示脈沖吹氣獲得較高氣動收益的機理。實驗中使用的鴨翼展向吹氣頻率分別為f＝0（不吹氣），0.5，1，2和4Hz；選用了4個脈沖寬度，分別為q＝0（不吹氣），0.2，0.5，0.8；選用了連續(xù)吹氣動量系數(shù)Cμ＝0.3。

實驗迎角范圍為0°～55°，為了研究方便，針對不同實驗條件下的增升規(guī)律，大致將迎角分為以下3種情況（不同實驗條件的迎角范圍有所差異）：小迎角范圍（α＜18°）；中大迎角范圍（18°≤α≤46°）；大迎角范圍（α＞46°）。

2 實驗結(jié)果和分析

2.1 有關(guān)參數(shù)的定義

鴨翼垂向位置采用相對高度表示，其表達式由式（1）給出：

式中，H 為鴨翼平面與機翼平面的垂向距離，Crw為機翼的根弦長。

鴨翼展向連續(xù)吹氣動量系數(shù)定義為：

其中，ρ是遠前方來流的密度（即風(fēng)洞的氣流密度），v是遠前方來流速度，Sc是布局的鴨翼面積，˙m為吹氣噴口氣體的質(zhì)量流量；vi為吹氣噴口氣體的速度。實驗中通過流量計可以直接測量出吹氣噴口處氣體的體積流量Q，進而計算出吹氣噴口處氣流的速度。

其中，T為吹氣周期，脈沖寬度q為一個周期內(nèi)吹氣時間與總周期的比值。

由于天平校心和模型氣動中心距離較遠，導(dǎo)致模型力矩測量誤差較大。有關(guān)鴨翼脈沖吹氣對模型力矩特性的影響，需要在進一步實驗中改進實驗?zāi)Ｐ偷倪B接方式后才能準確研究。故本文主要通過研究鴨式布局的升力特性和主翼上翼面壓力特性，來探索鴨翼展向脈沖吹氣技術(shù)對鴨式布局氣動特性的影響。

2.2 測力結(jié)果

圖4～5是 W40C40，h＝0.06，Cμ＝0.3，在脈沖寬度q＝0.2、0.8時，不同脈沖頻率情況下，布局平均升力系數(shù)隨迎角的變化曲線。由圖可知，對于布局W40C40來說，在小迎角情況下，不同吹氣頻率的布局升力差別很小，這是由于此時前緣渦開始形成并穩(wěn)定發(fā)展，翼面流動處于穩(wěn)定狀態(tài)，吹氣對于流動產(chǎn)生的影響小，因此改變吹氣頻率布局的升力基本沒有變化；在中等迎角時，鴨翼展向脈沖吹氣增加了鴨式布局升力，擴大了失速迎角。這一現(xiàn)象的增升機理是：射流能夠增強鴨翼渦渦核軸向速度，提高旋渦抗逆壓梯度的能力，使得鴨翼渦破裂延遲，而鴨翼渦在主翼上方誘導(dǎo)主翼渦，延遲主翼渦的破裂，最終使得鴨式布局升力增加，失速迎角增大；大迎角時，不同吹氣頻率的布局升力差別也很小，這是因為翼面流動處于完全分離狀態(tài)，吹氣對其產(chǎn)生的影響小，因此改變吹氣頻率布局的升力系數(shù)基本保持不變。

從圖4～5中，還可以發(fā)現(xiàn)當迎角處于中等迎角范圍內(nèi)，這段區(qū)域是吹氣對流動影響較大的迎角范圍。這時當脈沖寬度較小時，隨頻率的增加，布局升力增加，失速迎角增加，這是因為頻率增加，使得脈沖吹氣所產(chǎn)生的旋渦遲滯效應(yīng)增強，最終導(dǎo)致增升效果隨著鴨翼展向吹氣的頻率增加而提高；當脈沖寬度較大時，布局的升力只是在小頻率范圍內(nèi)，隨頻率的增加而增加，而在頻率較大時，隨頻率的增加，布局升力基本保持不變。當脈沖寬度較大時，兩次吹氣射流之間的時間已經(jīng)很短了，而頻率大到一定程度后，再增加頻率，脈沖吹氣所產(chǎn)生的旋渦的遲滯效應(yīng)使得鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用基本相同，致使脈沖吹氣對翼面流動的影響基本相同，此時布局的增升效果隨鴨翼展向吹氣的頻率增加而基本保持不變。

圖4 W40C40不同頻率的升力曲線（q＝0.2）Fig.4 The lift curve of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.2）

圖5 W40C40不同頻率的升力曲線（q＝0.8）Fig.5 The lift curve of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.8）

圖6 W40C40不同脈沖寬度的升力曲線（f＝1Hz）Fig.6 The lift curve of W40C40at different pulse widths（f＝1Hz）

圖6是 W40C40，h＝0.06，Cμ＝0.3，在脈沖頻率f＝1Hz時，不同脈沖寬度情況下，布局平均升力系數(shù)隨迎角的變化曲線。在小迎角和大迎角情況下，鴨翼展向吹氣對于流動產(chǎn)生的影響小，因此改變脈沖寬度布局的升力基本保持不變；在中等迎角范圍內(nèi)，這段區(qū)域也是吹氣對流動影響較大的迎角范圍，在這段迎角范圍內(nèi)，脈沖寬度越寬，布局升力越大，失速迎角也越大。由于脈沖寬度越高兩次吹氣射流之間的時間縮短，射流干擾對模型所產(chǎn)生的影響時間加長，同時其產(chǎn)生影響的衰減量也會減小，最終脈沖吹氣的增升效果將隨著脈沖寬度的增加而提高。

圖7為 W40C40，q＝0.5，Cμ＝0.3，在脈沖頻率f＝1Hz時，不同鴨翼高度情況下，布局平均升力系數(shù)隨迎角的變化曲線?？梢钥闯?，在中等迎角范圍內(nèi)，h＝0.02和h＝0.06的升力系數(shù)曲線變化不十分明顯，h＝0.12時升力系數(shù)明顯下降。由于在Cμ＝0.3時，在小鴨翼高度范圍內(nèi)，變化鴨翼高度，鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用強度相似，鴨翼位置對升力系數(shù)的影響較??；但隨著鴨翼高度的繼續(xù)增加，鴨翼渦逐漸遠離機翼翼面時，使得鴨翼渦與機翼渦的相互繞卷干擾減弱，升力系數(shù)曲線大幅下降。

圖7 W40C40鴨翼相對于機翼不同高度時的布局升力曲線（f＝1Hz）Fig.7 The lift curve of W40C40at different canard heights（f＝1Hz）

2.3 測壓實驗結(jié)果

圖8 W40C40布局不同頻率時60%根弦截面壓力曲線（q＝0.2，α＝24°）Fig.8 Pressure curves of 60%section of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.2，α＝24°）

圖8～9是布局 W40C40在h＝0.06，Cμ＝0.3，迎角為24°，q＝0.2、0.8時，不同脈沖頻率情況下，主翼60%根弦截面的壓力系數(shù)曲線?？梢钥吹?，當脈沖寬度較小時，隨著脈沖吹氣頻率的增加，在主翼面靠內(nèi)的部分，壓力系數(shù)的絕對值逐漸增加；隨著脈沖吹氣頻率的增加，吸力峰值也隨之增加。因為鴨翼展向脈沖吹氣能夠增強鴨翼渦，鴨翼渦與主翼渦產(chǎn)生的干擾耦合作用能夠增強主翼渦并誘導(dǎo)主翼渦向外側(cè)移動，這種增強作用使得主翼吸力增加。隨著脈沖吹氣頻率的增加，鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用強度逐漸增強，使得主翼吸力增加，從而使得布局升力增加。當脈沖寬度較大時（除開不吹氣的情況），隨著脈沖吹氣頻率的增加，主翼截面的壓力系數(shù)分布基本不變，由于當脈沖寬度較大時，兩次吹氣射流之間的時間已經(jīng)很短了，而頻率大到一定程度后，再增加頻率，脈沖吹氣所產(chǎn)生的旋渦的遲滯效應(yīng)使得鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用基本相同，致使主翼截面的壓力系數(shù)分布基本不變，布局的升力也就保持不變。

圖9 W40C40布局不同頻率時60%根弦截面壓力曲線（q＝0.8，α＝24°）Fig.9 Pressure curves of 60%section of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.8，α＝24°）

3 總 結(jié)

通過以上實驗研究，可得出以下結(jié)論：

（1）通過研究鴨翼展向脈沖吹氣對鴨式布局W40C40升力的影響，發(fā)現(xiàn)脈沖吹氣能夠在中大迎角范圍增加布局的升力，增大失速迎角；

（2）在中大迎角范圍內(nèi)，對于相同脈沖寬度的情況，當脈沖寬度較小時，隨頻率的增加，布局升力增加，失速迎角增加；而當脈沖寬度較大時，布局的升力只是在頻率較小時，隨頻率的增加而增加，而在頻率較大時，隨頻率的增加，布局升力基本保持不變。由于此時兩次吹氣射流之間的時間很短，頻率大到一定程度后，再增加頻率，脈沖吹氣所產(chǎn)生的旋渦的遲滯效應(yīng)使得鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用基本相同，使得此時布局的增升效果隨鴨翼展向吹氣的頻率增加而基本保持不變；

（3）在中大迎角范圍內(nèi)，脈沖寬度越高，布局升力越大，失速迎角也越大；

（4）在小鴨翼高度下，變化鴨翼高度，由于鴨翼渦與機翼渦的干擾耦合作用強度相似，鴨翼位置對升力系數(shù)的影響較?。浑S著鴨翼高度的繼續(xù)增加，鴨翼渦逐漸遠離機翼翼面，使得鴨翼渦與機翼渦的相互繞卷干擾減弱，升力系數(shù)曲線大幅下降；

（5）對布局 W40C40進行的測壓實驗發(fā)現(xiàn)脈沖吹氣能夠增加主翼渦強度，延遲主翼渦破裂，從而改變主翼上表面壓力分布，提高鴨式布局升力；其結(jié)果也驗證了測力實驗的正確性。

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劉 杰（1986－），男，湖南懷化人，碩士研究生。研究方向：空氣動力學(xué)。E－mail：xiaojie20061＠163.com。

Lift－enhancement of canard－spanwise pulsed blowing of non－coplanar close－coupled canard configuration

LIU Jie1，2，LIU Pei－qing2，CAO Shuo1，2
（1.Chengdu Aircraft Design and Research Institute，Chengdu 610041；2.Institute of Fluid Mechanics，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China）

A wind－tunnel force and pressure measurement experiment was conducted to investigate the effect of canard－spanwise pulsed blowing on lift－enhancement over a simple close－coupled canard configuration with a 40deg swept delta wing and a 40deg swept delta canard.The correlations between the pulse frequencies and width with the lift are presented at different angles of attack.The results of force measurement reveal that the life can be increased at large angles of attack，the critical stall angle can be delay by using canard－spanwise pulsed blowing.The data of pressure measurement show that canardspanwise pulsed blowing improve the flow on the wing at large angles of attack，enhance the suction peak value and delay the breakdown of the wing＇s vortex.So it is possible to directly control the flow of canard and indirectly control the flow of wing by the vortex control technique of canard－spanwise pulsed blowing.

non－coplanar canard configuration；spanwise blowing；indirect－vortex－control technology；force measurement；pressure measurement

V211.7

A

1672－9897（2011）04－0037－05

2010－07－22；

2011－02－28

國防預(yù)研基金項目（9140A13020307HK0127，9140A13040109HK149）