史子頡，許和勇，郭潤杰，劉智勝，姜承尚，董芳馨

（西北工業(yè)大學航空學院，西安 710072）

0 引 言

垂直尾翼是操縱飛機航向偏轉(zhuǎn)，并保證飛機平穩(wěn)飛行的主要部件。作為飛機的操縱面，垂直尾翼必須要有較強的控制能力，能夠產(chǎn)生足夠的側(cè)向力即升力。為了達到這樣的性能，垂直尾翼通常會有較大的尺寸，這就要付出質(zhì)量、阻力和能耗等方面的代價，因此，如何提高飛機垂直尾翼的氣動性能和控制效果是飛機設(shè)計研究的關(guān)鍵問題之一。近年來，主動流動控制技術(shù)（Active Flow Control，簡稱AFC）因其良好的應用前景受到越來越多的關(guān)注。該類技術(shù)通過控制局部的流動，達到改善翼型氣動特性的目的。主動流動控制作為一種提高升力的手段，在減小垂直尾翼操縱面尺寸和質(zhì)量方面也具有很大的潛力。

對于垂直尾翼的流動控制，波音公司和美國宇航局采用掃掠射流和合成射流兩種技術(shù)，開展了一系列的研究工作。其中，N.W.Rathay 等對帶有29.6%弦舵的后掠錐形尾翼進行了風洞實驗，結(jié)果表明通過使用流動控制，在中等方向舵偏轉(zhuǎn)時，側(cè)向力增加了18%，且與合成射流相比，掃掠射流效果更好；M. Y. Andino 等對全尺寸模型裝配掃掠噴氣式AFC，在最大速度下和在垂直尾翼飛行包線上進行了舵偏角和側(cè)滑角的測試，結(jié)果表明在方向舵上產(chǎn)生了明顯的附著流，側(cè)向力顯著增強；美國加州理工學院R. Seele 等對14%的比例模型進行了亞尺寸實驗，通過施加掃掠射流，實現(xiàn)了50%以上的側(cè)向力增強?；诒∑駝拥暮铣缮淞?，產(chǎn)生的是脈沖式射流，注入流場中的能量較弱，且噴射方向難以做到沿壁面切線方向，對控制效果會產(chǎn)生一定影響。掃掠式射流需要設(shè)計較為繁瑣的振蕩裝置，且動態(tài)掃掠難免對穩(wěn)定的外流場產(chǎn)生不利影響。因此，探索和發(fā)展更為有效的垂直尾翼主動流動控制方法，仍然具有很好的工程意義。

協(xié)同射流技術(shù)（Co-flow Jet，以下簡稱CFJ）由于其具有零質(zhì)量流量消耗、能耗低、控制效果顯著的特點，被認為是目前最具發(fā)展?jié)摿Φ闹鲃恿鲃涌刂萍夹g(shù)之一。因此，使用協(xié)同射流技術(shù)控制垂直尾翼流動，對于提高其氣動性能和控制效果有很重要的現(xiàn)實意義。

近年來對于協(xié)同射流開展了一系列研究，Zhang J 等對飛機垂直尾翼操縱面翼型進行了二維CFJ 數(shù)值模擬，證明了CFJ 操縱面在低能耗下非常有效，可以大幅減小操縱面尺寸和質(zhì)量，簡化操縱系統(tǒng)；Zha G C 等早期的風洞實驗結(jié)果也表明隨著射流動量系數(shù)從0.10～0.30 的變化，與基準翼型相比，CFJ 翼型的最大升力系數(shù)增加113%～220%，失速迎角提高100%～153%，最小阻力系數(shù)降低30%～127%；另外，Zha G C 等通過LSWT 風洞的CFJ 實驗結(jié)果首次證明CFJ 翼型可以達到超升力系數(shù)（Super-lift Coefficient，簡稱SLC），這是勢流理論定義的升力系數(shù)的理論極限；Xu K W 等研究了CFJ 操縱面的能量消耗，并對吹氣口尺寸和位置的參數(shù)進行了研究，以獲得CFJ裝置的最佳氣動效率，此外，還提出了兩種在巡航條件下關(guān)閉CFJ，控制表面阻力最小化的方法，一種方法是在巡航時使用非常輕的射流，另一種方法是使用一個小的可移動表面段覆蓋狹縫；B.Dano 等早期還提出了離散型協(xié)同射流的概念，并且通過實驗驗證了離散型協(xié)同射流在達到相同控制效果的前提下需要更少的射流質(zhì)量流；Xu K W 等將CFJ 應用于三維垂直尾翼構(gòu)型的流動控制，研究了射流動量系數(shù)等參數(shù)對連續(xù)型協(xié)同射流控制效果的影響規(guī)律，結(jié)果表明，協(xié)同射流對垂直尾翼的氣動增效具有非常顯著的作用。在國內(nèi)，劉沛清等最早運用CFD 方法跟蹤研究了協(xié)同射流對翼型的增升效果（論文將CFJ 翻譯為聯(lián)合射流）；隨后朱敏等將CFJ（論文將CFJ 翻譯為協(xié)同射流）應用至螺旋槳的氣動增效研究中；楊慧強等將協(xié)同射流應用于旋翼翼型動態(tài)失速的控制（論文將CFJ 翻譯為聯(lián)合射流），研究結(jié)果表明，協(xié)同射流可以極大地改善翼型的動態(tài)失速特性，翼型的動態(tài)失速程度（遲滯環(huán)面積）和失速后氣流再附著的時間均大幅降低，升力系數(shù)顯著提升，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)遲滯環(huán)的峰值顯著降低；此外，許和勇等還將協(xié)同射流應用到了風力機翼型的靜態(tài)失速和動態(tài)失速控制中，均取得了顯著的控制效果。但在垂直尾翼協(xié)同射流控制方面，國內(nèi)尚無研究結(jié)果公開發(fā)表。

本文首次將離散型協(xié)同射流控制方法應用到三維垂直尾翼的流動控制中，通過將不同離散形式的協(xié)同射流控制結(jié)果與連續(xù)型協(xié)同射流控制的結(jié)果進行對比和分析，以獲得射流動量系數(shù)、離散堵塞比、離散噴口數(shù)量等參數(shù)對垂直尾翼協(xié)同射流控制的影響規(guī)律，以期為未來協(xié)同射流控制垂直尾翼的設(shè)計提供技術(shù)支持。

1 模型及計算方法

1.1 計算模型和網(wǎng)格

協(xié)同射流工作原理如圖1 所示，在翼型的吸力面前緣附近處設(shè)置吹氣口，后緣附近處設(shè)置吸氣口，氣體由吸氣口吸入，經(jīng)過內(nèi)部氣泵裝置加壓，從吹氣口以平行主流方向噴出，整個過程沒有向系統(tǒng)加入任何質(zhì)量，因此是一種零質(zhì)量主動流動控制技術(shù)。

圖1 協(xié)同射流工作原理示意圖Fig.1 Schematic diagram of the co-flow jet

本文以文獻［1］中的實驗垂直尾翼模型作為研究對象?；鶞蚀怪蔽惨順?gòu)型呈梯形，前緣后掠角為42°，并采用NACA0012 翼型拉伸形成。襟翼長度為35%，展長為1.067 m，平均氣動弦長為0.538 m，襟翼偏角為30°。CFJ 垂直尾翼構(gòu)型是在基準垂直尾翼的基礎(chǔ)上創(chuàng)建，在前緣附近設(shè)計吹氣口，在襟翼位置附近設(shè)計吸氣口。實際應用中，垂直尾翼雙側(cè)均布置有吹吸氣口，為了簡化，本文僅研究單側(cè)的協(xié)同射流，如圖2 所示。

圖2 CFJ 垂直尾翼模型Fig.2 Co-flow jet vertical tail model

吹氣口位于距前緣4%處，吸氣口位于距前緣63%處，噴吸口高度為0.2%。在垂直尾翼的實驗模型中，前主操縱面與襟翼之間的間隙很小，對三維操縱面的氣動性能影響不大，因此模擬中忽略間隙。在前緣噴口設(shè)置入流邊界條件，在后緣吸氣口設(shè)置出流邊界條件，實現(xiàn)前緣吹氣與后緣吸氣的效果。

計算域整體采用O 型拓撲的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格（網(wǎng)格單元量為300 萬左右），徑向遠場為30，附面層區(qū)域第一層高度取平均弦長的1×10倍，約為1，CFJ 垂直尾翼網(wǎng)格在噴吸口之間槽道采用H 型網(wǎng)格，在噴吸口及壁面附近都進行了適當?shù)木植考用堋FJ 垂直尾翼網(wǎng)格圖如圖3 所示，計算中吹吸氣條件分別施加于噴吸口處，故計算網(wǎng)格不包括高、低壓氣室區(qū)域。

圖3 CFJ 垂直尾翼截面網(wǎng)格Fig.3 Computation grid of the 3D CFJ vertical tail

1.2 CFJ 基本參數(shù)

對于協(xié)同射流技術(shù)，一個很重要的參數(shù)為射流動量系數(shù)，它是反映射流強度大小的無量綱參數(shù)，如式（1）所示。

為了衡量協(xié)同射流裝置內(nèi)氣泵的功率消耗，引入氣泵功率和功耗系數(shù)，如式（2）～式（3）所示。

式中：C為定壓比熱，取為1 003.4 J/（kg·K）；為吸口處的總溫；為氣泵的效率，本文假設(shè)氣泵保持最佳效率，即1；、分別為噴口和吸口處的總壓。

常規(guī)機翼的氣動效率定義為由于CFJ主動流動控制消耗了能量，為了合理地將能量消耗考慮到氣動效率中，對上述常規(guī)氣動效率的定義進行修正。修正后的CFJ 機翼氣動效率公式如式（4）所示。

式中：為功耗系數(shù)；C和C為CFJ 機翼產(chǎn)生的升力和阻力系數(shù)。

上述公式將CFJ 消耗的功率轉(zhuǎn)換為一個等效力，并加入到氣動阻力中。如果CFJ 射流關(guān)閉，則氣泵功率為0，此公式就退化為常規(guī)機翼的氣動效率。

1.3 數(shù)值方法及驗證

本文使用的求解器為ANSYS CFX 18.0 的RANS 方法，湍流模型采用剪應力輸運模型（SST）。對于CFJ 邊界條件，噴、吸口處分別施加質(zhì)量流量入口（Inlet）和質(zhì)量流量出口（Outlet）邊界條件。

為了驗證本文數(shù)值方法求解CFJ 射流的準確性，選取文獻［14］中的CFJ 二維翼型風洞實驗模型作為驗證模型。基準翼型為NACA6415 翼型，弦長為0.304 8 m，展長為0.590 6 m，在距離其前緣7.5%和88.5%c 處分別設(shè)計噴口和吸口，噴口和吸口的高度分別為0.65%和1.42%，形成CFJ6415 翼型。計算條件為：標準大氣壓力1 atm，溫度288.15 K，=10 m/s，?=0.06 kg/s。二維驗證翼型網(wǎng)格劃分如圖4 所示。

圖4 NACA6415-CFJ 翼型計算網(wǎng)格Fig.4 Grid of the NACA6415-CFJ airfoil

NACA6415 翼型與CFJ 翼型的升阻力系數(shù)實驗值與模擬值的對比情況如圖5 所示，其中EXP為實驗結(jié)果，CFD 為本文計算結(jié)果。從圖5 可以看出：數(shù)值模擬的結(jié)果和實驗值總體上吻合良好，但在較大迎角下的阻力計算值偏小。因此，本文所采用的數(shù)值方法可以用于模擬CFJ 繞流。與基準翼型相比，CFJ 翼型的升力系數(shù)顯著提高，升力線斜率和失速迎角增大，最大升力系數(shù)提高，而且阻力系數(shù)也大幅度減小。在小迎角范圍內(nèi)，阻力系數(shù)甚至為負值，這是因為CFJ 裝置可以提供一個向前的反作用力，可以抵消部分阻力，從而大幅降低阻力系數(shù)。綜上所述，CFJ 技術(shù)有顯著的增升減阻和延緩失速的作用。

圖5 計算結(jié)果對比圖Fig.5 Comparison between calculation and experiment

迎角20°時，基準翼型與CFJ 翼型的壓力云圖與流場圖如圖6 所示，其中色譜圖表示流場不同區(qū)域的壓力，坐標軸表征翼型參考位置，坐標值表征翼型弦向距離前緣零點距離，坐標值為縱向距離，可以看出：迎角為20°時，基準翼型已經(jīng)大面積流動分離，而CFJ 翼型依然保持很好的附著流動。這是由于前緣吹氣與后緣吸氣共同加快了翼型上表面氣流的速度，并為上表面流場注入能量，從而降低逆壓梯度，延遲了翼型在大迎角下的流動分離，體現(xiàn)了CFJ 技術(shù)對流動分離的顯著抑制效果。CFJ 翼型出現(xiàn)了更大的上下表面壓力差，并產(chǎn)生更強的前緣吸力，這是CFJ 技術(shù)提升升力系數(shù)的內(nèi)在機理。

圖6 基準翼型和CFJ翼型壓力云圖與流線對比圖（α=20°）Fig.6 Comparison of pressure contours and streamlines between baseline and co-flow jet airfoil（α=20°）

2 結(jié)果與分析

2.1 基準垂直尾翼氣動力計算驗證

對基準垂直尾翼的風洞實驗構(gòu)型進行計算驗證。計算條件采用R.Seele 等在實驗中給出的自由來流條件：標準大氣壓力為1 atm，溫度為288.15 K，來流速度為40 m/s（馬赫數(shù)約為0.12），側(cè)滑角=0°?；鶞蚀怪蔽惨砩枇ο禂?shù)的CFD計算值與實驗值的對比情況如表1 所示，可以看出：升力系數(shù)的計算值與實驗值非常接近，而阻力系數(shù)計算值偏大，總體上二者吻合程度良好。

表1 基準垂直尾翼構(gòu)型氣動特性的實驗值與計算值對比Table 1 Comparison of vertical tail aerodynamic characteristics between experiment and CFD

基準垂直尾翼三個展向位置的壓力分布對比情況如圖7 所示，可以看出：內(nèi)側(cè)展向位置、中間展向位置、外側(cè)展向位置三個位置壓力系數(shù)的計算值與實驗值總體吻合良好，而在后緣壓力系數(shù)的CFD 結(jié)果略大于實驗值，體現(xiàn)在基準垂直尾翼整體阻力系數(shù)值偏大，即與表1 的對比結(jié)果趨勢一致。與圖7 相對應的三個位置處的馬赫數(shù)云圖和流線圖如圖8 所示，可以看出：當方向舵偏轉(zhuǎn)30°時，垂直尾翼在方向舵背風面的整個展向范圍內(nèi)都已經(jīng)大面積分離。

圖7 不同展向位置壓力系數(shù)分布圖Fig.7 Pressure coefficient distributions of baseline vertical tail

圖8 基準垂直尾翼的剖面馬赫數(shù)云圖Fig.8 Mach number counters of baseline vertical tail

2.2 不同射流動量系數(shù)的影響

在實驗狀態(tài)下，即側(cè)滑角為0°、襟翼偏轉(zhuǎn)角為30°，自由來流速度為40 m/s 時，研究射流動量系數(shù)分別為0.025、0.05、0.075、0.1 和0.14 五種情況下的垂直尾翼氣動特性情況。

基準垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼的氣動特性計算結(jié)果如表2 所示，可以看出：所有的CFJ 工況都實現(xiàn)了升力系數(shù)的顯著提高。

表2 不同射流動量系數(shù)下的氣動參數(shù)Table 2 Aerodynamic parameters under different jet mo?mentum coefficients

CFJ 垂直尾翼在不同射流動量系數(shù)下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、功耗系數(shù)、升阻比、修正升阻比和壓力系數(shù)曲線如圖9 所示，可以看出：隨著C的增加，升力系數(shù)C、功耗系數(shù)逐漸增加，升阻比C/C先略微減小后逐漸增加；隨著射流動量系數(shù)C和升力系數(shù)C的增大，CFJ 功耗系數(shù)也逐漸增大，且增加的速度比升力系數(shù)快，因此修正后的總氣動效率（C/C）逐漸減小；阻力系數(shù)呈先增加后減小的趨勢；相比于基準垂直尾翼，CFJ 垂直尾翼在上表面形成更大的低壓區(qū)，因此曲線所包圍的面積更大，升力系數(shù)提高，且射流動量系數(shù)越大，曲線所包圍的面積越大，即升力系數(shù)也隨之增大；射流動量系數(shù)C為0.14 時CFJ 垂直尾翼的升力系數(shù)C達到了1.39，接近基準垂直尾翼升力系數(shù)的兩倍，這就意味著CFJ 垂直尾翼的大小幾乎是基準垂直尾翼的一半，這就大幅度減少了垂直尾翼的尺寸。但同時注意到，在該射流動量系數(shù)下，修正氣動效率（C/C）降低了56%，因此，這意味著要付出更多能耗的代價。但與給飛機帶來的尺寸、阻力和質(zhì)量減少的優(yōu)勢相比，所消耗的射流功耗也是可以接受的。而按照陳劍波等運用結(jié)構(gòu)有限元軟件對于某中型干線客機垂直尾翼的質(zhì)量估計為400～500 kg，假設(shè)垂直尾翼操縱性與穩(wěn)定性正比于其升力系數(shù)C，運用CFJ 的客機垂直尾翼減重可以達到200 kg 左右，根據(jù)一般的總體設(shè)計指標，燃油質(zhì)量系數(shù)為0.26～0.30 的中型干線客機可以節(jié)省約50～60 kg 的燃油質(zhì)量。

圖9 射流動量系數(shù)對氣動性能的影響Fig.9 Effects of jet momentum coefficient on aerodynamic performance

基準垂直尾翼和CFJ 垂直尾翼在C為0.025、0.1 和0.14 時位于展向內(nèi)側(cè)/=40%站位剖面的馬赫數(shù)云圖如圖10 所示，可以看出：基準垂直尾翼襟翼上側(cè)已出現(xiàn)大面積流動分離，而CFJ 垂直尾翼隨著射流動量系數(shù)C的增大，襟翼上側(cè)流動分離程度逐漸減?。浑S著C的增大，噴口處和垂直尾翼上表面的速度也增大，因此CFJ 控制下的垂直尾翼的增升效果顯著。

圖10 基準垂直尾翼與不同射流動量系數(shù)下的CFJ垂直尾翼馬赫數(shù)云圖Fig.10 Mach number counters of CFJ for different Cμ

2.3 離散型協(xié)同射流對垂直尾翼氣動特性的影響

2.3.1 離散型協(xié)同射流的定義

離散型協(xié)同射流技術(shù)（DCFJ），是指在原有連續(xù)型協(xié)同射流的基礎(chǔ)上，在噴口處設(shè)置若干堵片，使整個噴口被堵片隔成相應數(shù)量的小段，從而實現(xiàn)射流的離散化。該技術(shù)的提出所基于的原理和思路是：堵塞效應可以使離散的小股噴流既產(chǎn)生流向渦結(jié)構(gòu)，又產(chǎn)生展向渦結(jié)構(gòu)，加強了射流與外界主流和邊界層之間的摻混作用，渦流能產(chǎn)生更有效的湍流混合，從而加速垂直尾翼表面空氣流動，包括堵塊后方的邊界層流動，增大繞垂直尾翼的環(huán)量，增加垂直尾翼升力（側(cè)向力）。

相比于連續(xù)型協(xié)同射流技術(shù)，離散型協(xié)同射流提高了翼型表面氣流抵抗后緣逆壓梯度的能力，增大了失速迎角，從而實現(xiàn)了延遲流動分離和失速；在發(fā)生分離后，離散型協(xié)同射流裝置可以更好地對垂直尾翼流向和展向氣流的分離起到很好的抑制作用。離散型協(xié)同射流技術(shù)裝置示意圖如圖11 所示。

圖11 離散型協(xié)同射流技術(shù)裝置示意圖Fig.11 Schematics of discrete co-flow jet

本文離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼模型與連續(xù)型協(xié)同射流控制垂直尾翼模型相同，計算網(wǎng)格是在連續(xù)型協(xié)同射流控制垂直尾翼網(wǎng)格的基礎(chǔ)上修改得到的。將前緣噴口處的網(wǎng)格沿展向按照規(guī)定的離散參數(shù)進行重新標識，分為射流噴口網(wǎng)格面和堵片網(wǎng)格面；保持后緣吸氣口處構(gòu)型不變，然后在設(shè)置邊界條件時，將前緣射流噴口面網(wǎng)格設(shè)置成質(zhì)量流量入口邊界條件，將堵塊網(wǎng)格面部分設(shè)置成無滑移壁面邊界條件。對于離散型協(xié)同射流技術(shù)，堵塞比（Blockage Ratio，簡稱BR）和噴口數(shù)量（Hole Number，簡稱HN）為影響垂直尾翼氣動性能的主要離散參數(shù)。其中，堵塞比是指堵片長度與噴口的長度之比；噴口數(shù)量表征噴口的密集程度。

2.3.2 堵塞比對垂直尾翼氣動性能的影響

采用側(cè)滑角為0?、襟翼偏轉(zhuǎn)角為30?，自由來流速度為40 m/s 作為基本條件研究堵塞比對離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼模型氣動性能的影響。前緣噴口數(shù)量均為10，堵塞比分別為25%、50%和75%，命名為DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75，垂直尾翼模型如圖12 所示。

圖12 不同堵塞比的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.12 Vertical tail models with different blockage ratios

基準垂直尾翼、CFJ 垂直尾翼和DCFJ 垂直尾翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、功耗系數(shù)、升阻比及修正升阻比的情況如表3 所示。由于堵塞比增加，射流噴射面積減小，為保證噴口處空氣流動速度不變，射流動量系數(shù)也呈相應比例的減小，因此DCFJ-BR25、DCFJ-BR50 和DCFJ-BR75 的 射 流動量系數(shù)分別為0.075、0.050 和0.025。

表3 離散型聯(lián)合射流在不同堵塞比情況下的氣動特性Table 3 Aerodynamic characteristics under different blockage ratios of discrete co-flow jet

從表3 可以看出：所有的DCFJ 垂直尾翼都實現(xiàn)了增升的效果，同時隨著堵塞比的減小，升力系數(shù)逐漸增大，這是由于射流動量系數(shù)增大，導致繞垂直尾翼環(huán)量增加；而相比于基準垂直尾翼，DCFJ 垂直尾翼的阻力系數(shù)均有所增加，這是因為對于堵塊部位，無射流噴出的槽道改變了基準垂直尾翼的外形，增加了流動阻力；功耗系數(shù)也隨著堵塞比的增大而減小，射流動量系數(shù)C的不同是造成功耗系數(shù)這樣變化的主要原因；修正升阻比（C/C）與堵塞比的變化趨勢相同，隨著堵塞比的增大，C+P減小的速度比C減小的速度更快，尤其是功耗系數(shù)的減小，使得修正升阻比逐漸增大。

不同堵塞比下DCFJ 垂直尾翼展向噴口位置和堵片位置截面的馬赫數(shù)云圖對比如圖13 所示，可以看出：噴口位置和堵片位置處的氣流速度都明顯大于周圍區(qū)域，這說明雖然堵片位置處沒有射流噴出，但兩側(cè)噴口處的射流裹挾了該部分的空氣一起流動，從而提高了垂直尾翼上表面整體空氣流動速度，增大了繞垂直尾翼的環(huán)量，從而達到了增升減阻的目的。

圖13 DCFJ 垂直尾翼不同堵塞比展向位置馬赫數(shù)云圖Fig.13 Mach number counters for different blockage ratios

綜上所述，離散型協(xié)同射流技術(shù)對垂直尾翼氣動力系數(shù)的提升較為明顯，當噴口處的射流速度保持不變時，堵塞比越低，增升減阻效果越顯著，對于環(huán)量增加是有益的。而且堵片位置仍能實現(xiàn)氣動增效，這是離散型CFJ 的優(yōu)勢所在。但是隨著堵塞比降低，消耗的能量也就越多，因此在應用中的最優(yōu)情況仍需要依據(jù)實際情況進行研究。

2.3.3 噴孔數(shù)量對垂直尾翼氣動性能的影響

采用側(cè)滑角為0?、襟翼偏轉(zhuǎn)角為30?，來流速度為40 m/s 作為基本條件，研究噴口數(shù)量對離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼模型氣動性能的影響。前緣噴口堵塞比均為50%，噴口數(shù)量分別為1、2、3、5、10 和20，因此分別命名為DCFJ-HN1、DCFJ-HN2、DCFJ-HN3、DCFJ-HN5、DCFJHN10 和DCFJ-HN20。噴 口 數(shù) 量 為1、3 和10 的DCFJ 垂直尾翼模型如圖14 所示。

圖14 不同噴口數(shù)的DCFJ 垂直尾翼模型Fig.14 Vertical tail models with different jet hole numbers

由于協(xié)同射流噴口面積減少一半，因此為保證射流在垂直尾翼上表面噴口處氣流流動速度保持不變，射流動量系數(shù)隨射流噴射面積的減小而相應減少一半，即C=0.05。

不同噴口數(shù)量下計算結(jié)果與基準垂直尾翼和連續(xù)型CFJ 垂直尾翼計算結(jié)果的對比情況如表4所示。

表4 離散型協(xié)同射流技術(shù)不同噴口數(shù)量氣動參數(shù)Table 4 Aerodynamic characteristics under different jet hole numbers of discrete co-flow jet

從表4 可以看出：所有的離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼都實現(xiàn)了升力系數(shù)的提高，相比于連續(xù)型協(xié)同射流，離散型協(xié)同射流由于射流動量系數(shù)減小了一半，其增升效果略微減弱。

對于不同噴口的離散型協(xié)同射流，隨著噴口數(shù)量增多，升力系數(shù)先增大后減小：當噴口數(shù)量分別為1、2、3 和5 時，增升效果逐漸明顯；當噴口數(shù)量分別為5、10 和20 時，增升效果逐漸減弱；當噴口數(shù)量為5 時，增升效果最顯著。這可能是因為隨著噴口數(shù)量增多，噴口密集程度增大，射流與主流及邊界層的混合也就越充分，5 孔的離散射流可以使射流與外部主流充分混合，而過多的噴口數(shù)量則又不利于增升效果的提高。因此，對于實際應用，需要根據(jù)不同工況研究最優(yōu)的離散噴口數(shù)量。

所有離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼阻力系數(shù)都大于基準垂直尾翼，說明協(xié)同射流槽道對垂直尾翼外形帶來的影響較為顯著，增加了阻力。隨著噴口數(shù)量的增多，功耗系數(shù)逐漸減小，升阻比先減小后增大，而修正后的升阻比變化較為復雜，總體上與連續(xù)型CFJ 在同一水平，但當噴口數(shù)量達到20 時，由于功耗的降低而使得修正升阻比顯著增大。

不同噴口數(shù)量下垂直尾翼展向噴口位置和堵片位置切片的馬赫數(shù)云圖如圖15 所示。

圖15 DCFJ 垂直尾翼不同噴口數(shù)量下展向位置馬赫數(shù)云圖Fig.15 Mach number counters for different numbers of jet holes

從圖15 可以看出：當噴口數(shù)量為1 和3 時，由于噴口數(shù)量較少，射流與主流混合不夠充分，因此堵片部分存在流動分離。隨著噴口數(shù)量增多，CFJ不但抑制了噴口后方的流動分離，而且明顯地抑制了堵片后方的流動分離。例如，當噴口數(shù)量為5和10 時，噴口密集程度增大，射流與主流充分混合，此時不管是噴口截面還是堵片截面都保持很好的附著流動。也可以看出：堵片位置的氣流被兩側(cè)射流帶動，垂直尾翼上表面空氣流動速度明顯提高，從而達到了增升的效果。該現(xiàn)象和結(jié)論亦與2.3.3 節(jié)分析改變堵塞比時堵片位置處的流動情形相一致。

綜上所述，對于阻塞比為50%的離散型協(xié)同控制垂直尾翼模型來說，噴口數(shù)量的變化對于氣動特性的影響較為顯著，隨著噴口數(shù)量的增多，增升效果先增大后減小，其中噴口為5 的DCFJ 垂直尾翼增升效果最好，但若考慮阻力和能耗時，噴口數(shù)量為20 的DCFJ 垂直尾翼氣動效率更好。

3 結(jié) 論

（1）相比于基準垂直尾翼，施加協(xié)同射流控制的CFJ 垂直尾翼能夠顯著地增升減阻，抑制流動分離。

（2）對于連續(xù)型協(xié)同射流垂直尾翼，隨著射流動量系數(shù)C的不斷增大，CFJ 垂直尾翼的增升減阻的效果就越顯著，但功耗系數(shù)也隨之增加。

（3）對于不同堵塞比的離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼，隨著堵塞比的減小，升力系數(shù)逐漸增大，但是功耗系數(shù)也隨之增大。對于不同噴口數(shù)量的離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼，都實現(xiàn)了升力系數(shù)的提高，隨著噴口數(shù)量的增多，增升效果先增大后減小。

（4）對于離散型協(xié)同射流控制垂直尾翼，堵片后的氣流會被噴口處射流裹挾而速度提高，實現(xiàn)增升效果。與連續(xù)型CFJ 垂直尾翼相比，在節(jié)省了質(zhì)量流量的情況下同樣達到了增升減阻的目的。