劉沛清, 易 淵

(北京航空航天大學 陸士嘉實驗室, 北京 100191)

0 引 言

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機對飛機的機動性和敏捷性有極高的要求，過失速機動作為兩者的集中體現(xiàn)更是戰(zhàn)斗機的必備能力之一。過失速機動是飛機超過失速迎角進行的迅速改變飛機速度矢量和機頭指向的一種可控的機動飛行(例如“眼鏡蛇機動”、“Herbst機動”等)。過失速機動飛行與常規(guī)機動相比，具有飛行迎角大、飛行速度低、三軸角速率大、飛機速度/方向/高度大幅度且變化突然等顯著特征。

鴨式布局作為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的一種先進的氣動布局，在氣動方面成功地利用了旋渦分離流構型的設計理念。特別是近距耦合鴨式布局飛機以其優(yōu)良的氣動性能越來越受到各國重視，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的常見布局之一。近距耦合鴨式布局中的鴨翼充分有效地利用旋渦氣動力，不僅提供了正的配平升力，在其他操縱面的配合下還可以實現(xiàn)飛行姿態(tài)的直接力控制，從而使布局在大迎角下具有極強的控制能力[1]。因而這種有利干擾在戰(zhàn)斗機大迎角機動和過失速機動過程中的作用尤為重要。

為了在實際應用中掌握這種有利干擾的規(guī)律，早期的鴨式布局研究多從純工程應用的角度出發(fā)，通過測力實驗研究鴨翼后掠角、上反角對布局縱向和橫向氣動特性的影響[1]，通過改變鴨翼與主翼的幾何外形、相對位置改變氣動特性[2]，或者在跨聲速下研究布局的壓力分布特性[3-4]等。結果表明鴨式布局的氣動力主要受鴨翼與主翼的幾何形狀(后掠角、展弦比等)和相對位置、鴨翼偏角等影響，布局的增升起始迎角隨著主翼后掠角的增大而提高，在小后掠的主翼上增升效果更為明顯。

對于近距耦合鴨式布局而言，機動飛行中涉及的流動主要體現(xiàn)在大迎角下鴨翼渦與主翼渦的復雜干擾和破裂演變。劉沛清、陳名乾[5]數(shù)值模擬研究了帶機身鴨式布局的類正弦俯仰運動(如圖1)，結果表明：鴨式布局在大迎角俯仰過程中，主翼流場中存在主翼渦的產生、主翼渦與鴨翼渦相互干擾、渦破裂形成死水區(qū)、渦量重新卷積恢復并重新與鴨翼渦相互干擾的過程。伴隨著渦系的產生與發(fā)展，上仰過程中升力相比靜態(tài)狀態(tài)有所提高，下伏過程中升力相比靜態(tài)狀態(tài)有所降低。氣動力的遲滯和鴨式布局中渦系發(fā)展與演化的遲滯現(xiàn)象有關，不同的俯仰頻率和迎角范圍會對各階段的產生與轉變產生影響，從而決定遲滯環(huán)的大小。Davari[6]等在鴨式布局小迎角范圍內的周期性俯仰運動實驗中也發(fā)現(xiàn)了渦系間干擾的遲滯與布局氣動特性的遲滯有明顯的關聯(lián)性。

圖1 鴨式布局俯仰運動的升力變化和流場狀態(tài)[5]

與此同時，研究中也發(fā)現(xiàn)由于鴨翼位于主翼之前，受主翼的上洗影響，容易引起鴨翼失速，由此可能帶來以下問題：(1)在中小迎角下，主翼部分區(qū)域處于鴨翼流場的下洗區(qū)，降低了主翼升力；(2)在大迎角下鴨翼失速會給飛機的平衡能力帶來問題，增大配平阻力；(3)大迎角下鴨翼前緣渦的破裂與機翼渦的干擾可能引起很大的縱向靜不穩(wěn)定；(4)在大迎角下鴨翼的尾流將影響垂尾和主翼，可能帶來橫側向不穩(wěn)定性[7-9]。

由于以上問題的產生均與布局的流動有關，因此對布局進行流動控制不失為一種合理的考慮。現(xiàn)代飛機的流動控制方法按飛行姿態(tài)可劃分為三種：穩(wěn)定流動控制、臨界流動控制和湍尾流控制。穩(wěn)定流動控制對應普通飛行狀態(tài)，迎角范圍在0°～15°之間，在此區(qū)域飛行器流場中渦系發(fā)展穩(wěn)定，因而控制效果有限，只能小幅提高氣動性能；臨界流動控制對應大迎角機動狀態(tài)，迎角范圍在15°～30°之間，由于飛行器流場涉及破裂渦系的發(fā)展和演變，飛行器可能面臨大迎角機動、抖振和失控等問題，通過流動控制可以比較容易的改變渦系狀態(tài)，從而可實現(xiàn)氣動性能的提高；湍尾流控制對應過失速機動狀態(tài)，迎角范圍在30°～70°之間，在此區(qū)域內飛行器流場處于大尺度分離流的狀態(tài)，飛行器面臨過失速機動中可能出現(xiàn)的初期尾旋問題，流動控制難度極大，耗能極高。當迎角大于70°，飛行器因流場處于完全分離狀態(tài)而可能發(fā)展為尾旋，此時流動控制很難產生效果。鑒于此，考慮到控制技術的可行性和實用性，在大迎角下開展臨界流動控制研究是切實可行的。

為了充分探討近距耦合鴨式布局在大迎角機動飛行中的氣動特點和控制技術，本文通過總結大量的流動顯示和測力測壓實驗，首先探討了大迎角下鴨翼渦和主翼渦的干擾機理，在此基礎上開展了大迎角下鴨式布局渦系控制研究，旨在提出一種有效可行的大迎角飛行中的鴨翼渦控制技術。

1 大迎角下鴨翼渦與主翼渦干擾機理

鴨式布局在不同迎角范圍內渦系干擾的機理有所不同。在中小迎角下(18°以下)布局以附著流態(tài)為主，鴨翼與主翼的前緣渦較弱，渦系干擾以洗流作用為主[10-11]。OelKer等[1-11]通過實驗和數(shù)值模擬，研究了小迎角下的共面鴨式布局流動，發(fā)現(xiàn)在鴨翼渦和主翼渦均未發(fā)生破裂的情況下，鴨翼渦距離主翼壁面很近，會與主翼邊界層融合，主翼的剪切層會被卷入鴨翼渦中，鴨翼渦在主翼內段的強下洗作用下會導致主翼渦的外移，從而使主翼渦形成非錐形渦，同時小迎角時主翼內段受到下洗使得有效迎角減小，造成了升力的損失，但整體布局的升力通過鴨翼得到了彌補。Samimi 等[12]也通過測壓實驗證明了鴨翼的洗流作用對主翼的重要作用。

大迎角下，Er-El[13]通過測壓實驗研究了渦系干擾對主翼上表面壓力分布的影響，研究表明渦系干擾能明顯改變主翼吸力峰。其機理主要分兩部分：第一是鴨翼在主翼根部前端產生下洗，第二是之后兩渦之間相互的誘導作用。不同迎角下二者作用的強弱區(qū)別導致了鴨翼對主翼有增升和減升的差異，同時也受鴨翼位置和鴨翼后掠角帶來的鴨翼渦強弱的影響。Howard和O′Leary[14]利用物面油流及空間截面壓力測量法，對鴨式布局翼身組合體在大迎角下的流動特征及旋渦干擾機理進行了研究，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦在主翼的內段產生下洗，使原本分離的流動發(fā)生再附，形成主翼渦，這種再附作用是主翼渦破裂延遲的主要原因，也是鴨式布局在大迎角下增升的關鍵。Ponton等[15]對鴨式布局在30°～40°大迎角下的流場進行了分析，發(fā)現(xiàn)鴨式布局在鴨翼渦和主翼渦都發(fā)生破裂的情況下仍然具有增升作用，這種增升作用依然主要通過下洗實現(xiàn)。

劉沛清、魏園[16]通過激光片光誘導熒光技術在水洞中針對無機身的共面簡化鴨式布局模型開展了一系列流動顯示實驗，結果清晰地顯示了鴨翼渦和主翼渦的相互干擾作用。實驗中采用的70°后掠角鴨翼、40°后掠角主翼的構型簡稱W40C70。從實驗結果來看，根據(jù)渦系的強弱可以分為四個大類：

1)強鴨翼渦與弱主翼渦干擾。以圖2(a)中單三角翼(上)和鴨式布局(下)的前緣渦流向片光截面為例，可以看出：在24°迎角下，單三角翼構型的前緣渦已經破裂且呈現(xiàn)出一定的不對稱性；鴨式布局構型中鴨翼渦在內側位置與破裂的主翼渦相互卷繞，雖然主翼渦不能恢復到破裂前的集中狀態(tài)，但破裂的主翼渦有所集中且基本呈對稱分布，流場穩(wěn)定性得到提高。可以預見，在略低于24°迎角狀態(tài)下，鴨翼渦可以推遲主翼渦的破裂，改善主翼的氣動特性。

2)弱鴨翼渦與強主翼渦干擾。以圖2(b)為例可以看出：24°迎角下，三角翼前緣渦具有很強的結構形態(tài)，鴨式布局中的弱鴨翼渦呈現(xiàn)為破碎的集中渦團，位于主翼渦的上方，且部分渦量從內側卷入主翼渦中。在這種情況下，由于鴨翼渦強度較低且距離主翼渦較遠，無法直接作用于強主翼渦上，但是弱鴨翼渦的下洗對主翼前緣流場仍有影響。

(a)W40(up)&W40C70(down)

3)弱鴨翼渦與弱主翼渦干擾。以圖2(c)為例，可以看出：相比于三角翼不對稱的前緣渦分布，鴨式布局中弱鴨翼渦位于主翼渦的上方，部分渦量和主翼渦卷繞摻混。雖然弱鴨翼渦同樣無法直接作用于弱主翼渦上，但是在弱鴨翼渦的下洗作用下，主翼上的附著流動有所改善，流動恢復對稱性且分離區(qū)的面積有所減小，表明鴨翼渦的存在仍然可以推遲分離的發(fā)生。

4)強鴨翼渦與強主翼渦干擾。以圖2(d)為例，可以看出：三角翼的前緣渦雖然相對比較集中，但渦系結構散亂，表明前緣渦已經開始向破裂發(fā)展。鴨式布局中主翼渦的結構清晰，相比三角翼布局更靠近前緣。鴨翼渦位于主翼渦內側，尺寸和主翼渦相當，同時外部渦量在鴨翼渦的作用下從內側進入鴨翼渦和主翼渦構成的雙渦系統(tǒng)。鴨翼渦和主翼渦的相互作用明顯。相比于三角翼構型，鴨式布局中鴨翼渦的下洗作用不僅改善了主翼渦的結構，對主翼渦的位置也產生了明顯影響。

以上流動顯示表明，對于不同的鴨式布局構型(鴨翼和主翼后掠角的不同)，由于翼面上渦系干擾方式不同，增升規(guī)律也有所差別。為了系統(tǒng)研究鴨翼對主翼的增升規(guī)律，劉沛清、溫瑞英[17]針對后掠角為40°、50°和60°的主翼進行了不同后掠角鴨翼的靜態(tài)測力實驗。

從測力實驗結果來看(圖3)，在主翼后掠角相同的情況下，16°～30°迎角范圍內鴨式布局升力明顯高于三角翼布局。對于相同后掠角的主翼，增升的效果與鴨翼后掠角在60°范圍內呈正相關趨勢。鴨翼對W60構型的增升結果略微復雜于前兩者。W60C40的失速前升力系數(shù)只略高于W60構型，但失速后升力曲線與其他鴨式布局重合，明顯高于三角翼布局。W60C50的升力曲線在迎角小于24°時和W60C60、W60C70基本重合，均明顯高于W60和W60C40，之后突變到與W60C40曲線附近，這表明流場中鴨翼渦和主翼渦的相互作用方式可能發(fā)生了變化。相比于W60C70升力曲線在28°左右出現(xiàn)陡降，W60C60構型的升力曲線變化要緩和許多，表明W60C60構型中由鴨翼渦和主翼渦組成的雙渦結構存在相對穩(wěn)定的演化、破裂過程。對比不同的布局升力曲線可以看出，鴨式布局在中等后掠角的組合下相比三角翼可以獲得比較明顯的氣動性能提升。

(a)主翼40°后掠角

樊文博[18]研究了基于W40C40構型的非共面鴨式布局氣動性能。測力結果(圖4)表明鴨翼位于主翼上方的布置可以提高布局最大升力，且存在最佳的高度位置可以使鴨翼對主翼的有利干擾最大化。雖然對失速迎角的影響不大，但鴨翼高度的增加會加快失速后升力的下降速度，導致在更大的迎角下升力低于共面布局。當迎角大于28°，布局完全失速后升力系數(shù)的差異基本消失。

圖4 W40C40構型不同鴨翼高度下升力系數(shù)[18]

毛磊[19]通過PIV研究了W50C50布局中的鴨翼渦和主翼渦的干擾過程。實驗結果(圖5)表明，對于中等后掠角的鴨式布局構型，鴨翼渦和主翼渦存在相互卷繞、融合的現(xiàn)象，這一現(xiàn)象在Bergmann和Humme[20]的研究中也得到類似結果。王亞平等[21]針對該構型進行了數(shù)值模擬研究，獲得了與實驗相近的結果(圖6)，進一步表明，在大迎角下鴨翼渦和主翼渦存在復雜的相互誘導、卷繞行為。

圖5 W50C50布局20°迎角截面渦量分布[19]

圖6 W50C50布局22°迎角空間流線分布[21]

以上實驗和數(shù)值模擬結果表明，鴨翼渦與主翼渦的干擾與演變機理雖然復雜，但總體上可看作分為誘導(上洗、下洗)和卷繞(增大渦強)兩種形態(tài)，最終達到延遲渦破裂的結果。劉杰[22]通過系統(tǒng)的數(shù)值模擬研究發(fā)現(xiàn)，在大迎角下，鴨翼渦和主翼渦之間的干擾方式以相互卷繞為主(見圖7)，屬于渦系之間的直接作用，靠近主翼頂點附近的機翼流場受到鴨翼流場的下洗影響，在向下游發(fā)展過程中通過相互卷繞逐漸融合成單一穩(wěn)定的集中渦，最終發(fā)展為集中渦的破裂。具體來說，鴨式布局渦系干擾過程可以分為渦系誘導、渦系卷繞、渦系融合和渦量擴散四個階段。渦系誘導階段，鴨翼渦對主翼產生“下洗”的誘導，抑制主翼渦的形成；渦系卷繞階段，主翼渦快速卷起并增強，對鴨翼渦產生強誘導，使得鴨翼渦出現(xiàn)明顯的位置和形狀改變，并且兩渦渦核距離快速減?。粶u量融合階段，鴨翼渦核與主翼渦核充分接近，只有唯一的最大渦量區(qū)域，呈現(xiàn)非對稱性，隨著渦量的融合最終形成對稱性較好的單一渦；在渦量擴散階段，合并的單一渦渦量迅擴散直至渦破裂。

圖7 大迎角下鴨式布局瞬時渦系干擾示意圖[22]

鴨式布局渦系干擾的復雜機理表明，通過控制氣動面分離渦的復雜干擾，能夠改善布局的氣動性能，提高大迎角氣動特性和過失速機動能力。因此開展在大迎角下通過控制鴨翼渦和主翼渦干擾行為的研究，從而達到改善布局氣動特性的目的，是十分必要的。

2 大迎角下鴨翼渦主動控制技術

傳統(tǒng)的戰(zhàn)斗機流動控制包括主翼展向吹氣[23-28]、前緣襟翼[27]、邊條[25]等，都對布局氣動特性的提升有一定效果。展向吹氣技術最早由Dixon等[28-31]首先提出，在此之后得到了廣泛的研究[30-34]。Campbell[23-25]、Erickson[26-27,35-36]對多種平面形狀的機翼進行了展向吹氣實驗研究，結果表明展向吹氣在中等迎角以上可以顯著提高升力系數(shù)，延遲失速。Brandly和Wray[32-33]的流動顯示研究結果表明，展向吹氣可以改變前緣渦的位置、增強前緣渦的強度。Theisen等[37]對吹氣噴管的位置做了大量的實驗研究，發(fā)現(xiàn)吹氣噴管距離翼面的最佳高度和噴管的出口直徑有關，比較認同的說法是噴管距翼面的高度為噴管直徑的1～2倍較好。秦燕華[38]在J-7、J-8、JH-7、雙三角翼等氣動布局上進行了展向吹氣對大迎角氣動特性的影響研究，發(fā)現(xiàn)噴管的弦向位置是影響氣動收益最敏感的參數(shù)，噴嘴太靠近前緣時吹氣的效果不如在較遠的位置好。

針對鴨翼實施控制，可以明顯提高鴨式布局飛機大迎角機動飛行的升力和操縱效率、改善失速性能、提高機動性。目前提出的一些主要措施有：全動鴨翼、鴨翼邊條、鴨翼襟翼、鴨翼與主翼襟翼聯(lián)合操縱。

采用全動鴨翼，可以通過改變鴨翼偏角來控制鴨翼渦系的發(fā)展，延遲鴨翼渦的破裂，提高鴨翼的控制效率，但存在配平阻力大、偏角控制范圍小的缺點。Wibowo 等[39]通過流動顯示表明鴨翼偏轉可以延遲主翼渦的破裂和布局的失速。Gloss[1]在鴨翼上加邊條可以增強鴨翼渦的強度，延遲了鴨翼渦的破裂，但布局失速迎角有所降低。Re和Capone[40]在鴨翼上設置前緣/后緣襟翼并與鴨翼偏轉一起操縱，實驗結果表明，該方法可以提高鴨翼的升力和控制鴨翼的分離與渦破裂，明顯提高飛機的抬頭力矩和鴨翼的操縱效率，但控制規(guī)律十分復雜，需要大量的實驗獲得最優(yōu)配置。Wei等[41]在風洞中測試了鴨翼加裝格林襟翼對布局氣動力的效果，發(fā)現(xiàn)三角形的鴨翼格林襟翼對布局的升力和抬頭力矩的增加效果明顯，但對鴨翼偏轉效率會造成不利影響。

由于鴨翼渦和主翼渦的相互作用在氣動力上有明顯的關聯(lián)，因此可以設想在大迎角下把鴨翼作為一種渦發(fā)生器，通過控制鴨翼渦與主翼渦的干擾作用，達到間接控制主翼渦的目的。Jenkins等[42]在近耦合鴨式布局鴨翼上進行吹氣，發(fā)現(xiàn)鴨翼展向吹氣改善了鴨翼的操縱效率，這對提高鴨翼的配平能力和大迎角的操縱性能都有利，并且發(fā)現(xiàn)鴨翼展向吹氣需要較小的吹氣量就可以達到增強鴨翼前緣渦的目的，從而對機翼產生較大的有利氣動干擾。在此基礎上，劉沛清、溫瑞英[17]、樊文博[18]、曹碩[43]針對鴨翼展向吹氣進行了系統(tǒng)的研究。劉沛清提出一種機翼渦間接渦控技術的新思路(如圖8所示)，主要通過在大迎角下控制鴨翼渦的發(fā)展，進而改變鴨翼渦與主翼渦的干擾耦合狀態(tài)，達到對機翼渦的間接控制，從而實現(xiàn)延遲機翼渦破裂、提高升力系數(shù)和失速迎角的目的。

圖8 鴨式布局機翼渦間接渦控技術示意圖[17]

2.1 鴨翼展向連續(xù)吹氣間接渦控技術

溫瑞英[17]針對共面鴨式布局開展了鴨翼展向連續(xù)吹氣實驗，研究了包括吹氣動量系數(shù)(Cμ)、布局后掠角等參數(shù)對氣動特性的影響。其實驗結果(圖9)表明，當吹氣動量系數(shù)小于臨界值時對布局沒有增升作用，超過臨界值后增升效果隨吹氣動量系數(shù)的增大而增大，但增升效果可能存在上限。W50C50布局的極曲線表明，中小迎角下展向吹氣增加了布局阻力，但大迎角下展向吹氣可以在更低的迎角下獲得更大的升力同時降低阻力，從而改善了極曲線，提高了布局的升阻比。

(a)W40C40，CL～α

通過固定主翼后掠角和吹氣動量系數(shù)，溫瑞英[17]研究了鴨翼后掠角對鴨翼展向吹氣增升效果的影響規(guī)律。在Cμ=0.3時選用W50構型的主翼搭配后掠角為40°、50°、60°和70°鴨翼的鴨式布局,進行連續(xù)展向吹氣測力實驗(圖10)結果表明，對于中大后掠角范圍內的鴨翼(40°到60°之間)，不論有無流動控制，最大升力系數(shù)均隨鴨翼后掠角增大而增大，失速也相應延遲；而對于大后掠角的鴨翼(70°或者以上)，在沒有展向吹氣的情況下除了在失速迎角附近的小部分區(qū)域升力較大，其余部分升力與60°后掠鴨翼構型相差不大；與此同時，展向吹氣增升效果出現(xiàn)的迎角也隨著后掠角的增大而增大。

圖10 W50的不同鴨式布局在有無吹氣情況下的升力系數(shù)[17]

曹碩[43]在非共面的W40C40布局上研究了不同鴨翼高度下鴨翼展向吹氣對布局升力的影響規(guī)律(見圖11)。對比圖4中的未吹氣曲線可以看到，在一定高度差下，鴨翼展向射流可以使布局獲得相同的升力系數(shù)，當鴨翼與主翼的高度差超過臨界值時布局升力有所下降。在臨界高度差范圍內，固定吹氣動量系數(shù)下鴨翼的升力基本保持不變，因此重合的升力系數(shù)曲線表明在展向吹氣作用下，主翼的升力也基本不隨鴨翼高度變化。這一結果表明，鴨翼對主翼的有利干擾可能存在上限。在射流的作用下鴨翼對主翼的有利干擾得到了極大增強，甚至遠超主翼所能吸收的范圍；當高度超過臨界值時，鴨翼渦系和尾流對主翼渦系的卷繞和下洗作用因距離增加而減弱，因此布局升力降低。對比在未吹氣情況下的升力系數(shù)曲線可以看出，未吹氣情況下，鴨翼和主翼存在最優(yōu)高度差以獲得最優(yōu)增升效果；而在鴨翼展向吹氣的作用下，最優(yōu)高度差從固定值拓寬為固定區(qū)域，從而可以拓寬布局氣動設計的參數(shù)范圍，有利于戰(zhàn)斗機布局的總體設計。

馮曉偉[44]在水槽中針對W50C50共面鴨式布局開展了鴨翼展向射流實驗研究，通過PIV測量了各個截面的渦量分布(見圖12)。流場測量結果顯示，鴨翼展向射流會使鴨翼渦遠離對稱面，導致鴨翼渦對主翼前緣的下洗作用增強，下洗作用區(qū)域增加，延遲主翼渦的產生。由于主翼渦的卷起被推遲，主翼對鴨翼渦的誘導能力減弱，同時由于射流增加了鴨翼渦的軸向速度，鴨翼渦的高度相比無展向射流的情況有所增加。鴨翼渦高度的增加延遲了鴨翼渦系和主翼渦系的卷繞融合，增大了主翼渦在發(fā)展過程中的強度，增強了渦系對翼面的誘導，也延緩了渦系的破裂。

圖12 W50C50在22°迎角有無展向射流的截面渦量分布[44]

楊磊[45]數(shù)值模擬研究了鴨式布局在鴨翼展向吹氣作用前后的流場狀態(tài)。大迎角下的數(shù)值結果(見圖13)表明，展向吹氣使得鴨翼渦的強度增加，尺寸變小，軸向速度大幅提高，不僅在鴨翼誘導出大面積的低壓區(qū)，發(fā)展到主翼尾緣附近的渦系也可以誘導出低壓區(qū)產生升力。對主翼流場而言，展向吹氣使大迎角下鴨翼渦和主翼渦由相互卷繞變?yōu)橄嗷シ蛛x，鴨翼渦的下洗作用強度得到增強和區(qū)域得以擴大，來流的有效迎角相應所降低，從而在延緩主翼渦的生成與發(fā)展的同時，減小了主翼渦初始階段渦核的軸向速度、壓強系數(shù)和總壓損失，提高了前緣渦的穩(wěn)定性。鴨翼渦的下洗也使得主翼渦距離翼面的高度更低，在翼面上可以誘導出更高的吸力峰。當鴨翼渦位于主翼渦內側時，鴨翼渦的上洗作用對前緣渦的發(fā)展有促進作用。

圖13 W50C50在28°迎角有無展向吹氣流場[45]

鴨翼展向連續(xù)吹氣實驗結果表明，對鴨翼展向吹氣在大迎角下可以有效延遲主翼渦的破裂，有很好的增升減阻作用。展向吹氣在中等后掠角組合的鴨式布局上可以獲得更好的效果，且隨著吹氣動量系數(shù)的增加而增強，在一定范圍內可以減小鴨翼和主翼高度差對氣動特性的影響。對中等后掠角組合的鴨式布局，在大迎角下鴨翼渦和主翼渦主要通過誘導和卷繞相互作用，展向吹氣可以通過改變渦系的誘導、卷繞狀態(tài)，增加主翼渦的強度，延遲渦破裂，從而增大主翼面吸力，提高升力。

2.2 鴨翼展向脈沖吹氣渦控技術

為了減小展向吹氣的引氣量，提高鴨翼展向吹氣的控制效率和實用性，溫瑞英[17]和曹碩[43]在連續(xù)吹氣的基礎上開展了鴨翼展向脈沖吹氣渦控技術實驗研究。

鴨翼展向脈沖吹氣的增升效果主要受吹氣動量系數(shù)、脈沖頻率和脈沖占空比的影響。為了說明占空比的控制規(guī)律，以28°迎角下W50C50布局在Cμ=0.3、脈沖頻率f=0.5 Hz的工況為例[17]，圖14給出了占空比為0.3、0.6、0.9的瞬時升力系數(shù)曲線?？梢钥吹剑斦伎毡容^小時(q=0.3,0.6)，占空比的變化對增升的時長有明顯提高，瞬時最大、最小升力系數(shù)變化不大；當占空比較大時(q=0.9)，相比前兩者，瞬時最大升力系數(shù)明顯降低，最小升力系數(shù)明顯提高。這種變化表明，在占空比較低的情況下，上翼面流動在脈沖消失后可以恢復到近似于無吹氣的狀態(tài)；而占空比較高的情況下，一個周期內流動在恢復到無吹氣狀態(tài)之前就被下一次吹氣改變。最大瞬時升力值在低占空比下較高，可能是由于脈沖開始的時刻流動處于無吹氣狀態(tài)，射流對流態(tài)的改變較大，因此流場對射流能量的吸收更多、利用率更高。

(a)q=0.3

在瞬時升力系數(shù)隨時間變化的基礎上，定義TL為射流作用下布局增升時間，即瞬時升力系數(shù)從無吹氣狀態(tài)開始增加到再次恢復的時間；定義TP為脈沖時間，即一個脈沖周期內射流持續(xù)的時間，相應的升力延遲時間Td為TL與TP的差值。占空比較高的情況下由于升力不能恢復到未吹氣狀態(tài)而不予考慮。

占空比對升力延遲時間的變化曲線如圖15所示。升力延遲時間Td基本呈線性增加，且始終高于射流持續(xù)時間TL，表明吹氣的增升效果在吹氣結束后可以保持一段時間，這種遲滯效應應該是脈沖吹氣可以節(jié)省吹氣量的關鍵原因。此外，TP和TL的斜率基本保持一致，表明遲滯時間為一近似常量，升力延遲時間和脈沖寬度無關。

圖15 W50C50在28°迎角下脈沖時間與渦生存時間隨占空比的變化曲線[17]

(a)Cμ=0.3

曹碩[43]關注了鴨翼高度對脈沖吹氣增升效果的影響(見圖17)，發(fā)現(xiàn)鴨翼高度對脈沖吹氣和連續(xù)吹氣具有相似的作用規(guī)律。即在一定的范圍內，鴨翼相對主翼的高度對脈沖吹氣的布局升力基本不產生影響，當超過臨界值后增升效果在大迎角下變差。對比不同脈沖頻率下的曲線變化趨勢可以看出，隨著脈沖頻率的增加，h=0.12的曲線與其他較低高度差的曲線逐漸靠近，表明隨著脈沖頻率的增加，臨界值可能會有所提高。

(a)f=0.5 Hz

為了研究脈沖展向吹氣的效率，溫瑞英[17]統(tǒng)計了在獲得相同升力情況下連續(xù)吹氣與脈沖吹氣所需吹氣量的值，并進行了對比。

在28°迎角下，固定Cμ=0.3和脈沖吹氣頻率f=0.5 Hz，通過調節(jié)脈沖的占空比q，改變升力的大小的工況。表1給出了該情況下達到其他連續(xù)吹氣動量系數(shù)的升力值時所需的q值，進而可以估算出平均吹氣動量系數(shù)和所節(jié)省的最小吹氣量。可以看到，在達到目標升力的情況下，脈沖吹氣所需的占空比均明顯小于1，隨著目標升力值的降低所需占空比逐漸下降，因此所需的平均吹氣動量系數(shù)也逐漸下降。且對比以Cμ=0.113連續(xù)吹氣的情況，節(jié)省的最小吹氣量較多。

表1 28°迎角下、Cμ=0.3、f=0.5 Hz時，達到連續(xù)吹氣升力值時對應的參數(shù)[17]

此外，圖16表明通過提高吹氣頻率和占空比在不同的吹氣動量系數(shù)下獲得相同的增升效果。為了比較相同吹氣動量系數(shù)下的效率，統(tǒng)計Cμ=0.3脈沖吹氣時達到Cμ=0.25連續(xù)吹氣時相同升力值下對應的射流頻率f和占空比q,如表2所示。從表中數(shù)據(jù)看出，在達到Cμ=0.25連續(xù)吹氣升力系數(shù)的情況下，當脈沖頻率為0.5 Hz時對應的占空比為0.64，節(jié)省的吹氣量為23.2%，但當脈沖平率為5 Hz時，所需占空比下降到0.2，節(jié)省的吹氣量卻上升到76%。數(shù)據(jù)表明，隨著脈沖頻率的增加，所需的脈沖占空比逐漸降低，節(jié)省的吹氣量逐漸增加。

表2 28°迎角下Cμ=0.3脈沖吹氣達到Cμ= 0.25連續(xù)吹氣升力值時所對應的f、q組合[17]

將表2中的數(shù)據(jù)以脈沖頻率和對應占空比作圖，可得到脈沖吹氣達到連續(xù)吹氣效果的組合區(qū)域圖(圖18)。圖中在曲線上方的區(qū)域表示脈沖吹氣在該區(qū)域內的f、q組合能夠超過目標升力下連續(xù)吹氣的升力值，且越靠近右側節(jié)省的吹氣量越大，脈沖吹氣效率越高；而曲線下方區(qū)域內的f、q組合則不能達到目標升力。可以預見，圖18中曲線在f=0處q=1，表示鴨翼展向連續(xù)吹氣控制；當f繼續(xù)增大時，q的值將持續(xù)趨近與0，同時表示所需的平均吹氣動量系數(shù)也趨近于0，表示零質量射流的吹氣控制。

圖18 脈沖吹氣達到目標連續(xù)吹氣效果的f、q組合區(qū)域圖[17]

3 結論與展望

本文通過調研近距耦合鴨式布局在大迎角下機動飛行的相關文獻，總結了鴨式布局增升和控制的機理，并對鴨翼展向吹氣流動控制研究進行了系統(tǒng)的梳理和總結。結果表明：

1)在大迎角下鴨翼渦和主翼渦之間的干擾方式以相互卷繞為主，屬于渦系之間的直接作用。具體相互作用方式從空間發(fā)展上可分為三個階段：靠近主翼頂點附近的主翼流場受到鴨翼流場的下洗效應影響，在向下游發(fā)展過程中通過相互卷繞逐漸融合成單一穩(wěn)定的集中渦，最終發(fā)展為集中渦的破裂?？梢酝ㄟ^鴨翼渦對主翼渦施加影響，從而間接改變渦系干擾狀態(tài)，進而達到流動控制的目的。

2)對鴨翼展向連續(xù)吹氣，在大迎角下可以有效延遲主翼渦的破裂，有很好的增升減阻作用。尤其在中等后掠角組合的鴨式布局上，展向吹氣可以改變渦系的誘導和卷繞作用，延遲主翼渦破裂，提高升力，且在一定的高度差下能很好地維持非共面布局的氣動特性。

3)鴨翼展向脈沖吹氣有效地利用了展向吹氣的遲滯效應，可以通過提高占空比、脈沖頻率，通過較低的引氣量達到連續(xù)吹氣下的目標升力提升效果。且脈沖頻率越高，節(jié)省的吹氣量越大。同樣在一定的高度差下能很好地維持非共面布局的氣動特性。

鴨式布局作為一種高機動、高敏捷布局，在過去的研究中主要集中在基于靜態(tài)布局氣動性能的優(yōu)化和控制，對布局流動和控制機理的認識也達到了一定的高度。在進一步的工作中，研究對象應該從靜態(tài)向動態(tài)擴展，積極開展包括改變來流速度、布局動態(tài)俯仰/搖滾/側滑等因素的非定常氣動特性研究，尤其需要關注布局非定常機動過程中的氣動力、力矩、飛行穩(wěn)定性、舵面操縱性等參數(shù)的變化，以及各種流動控制手段對相關因素的影響規(guī)律和作用機理，為鴨式布局飛機在復雜狀態(tài)下的操縱和優(yōu)化提供理論和數(shù)據(jù)支持。