鄧 雄，趙志杰，王秋旺，羅振兵，*，劉杰夫

(1. 國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073；2. 西安交通大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，西安 710049)

0 引 言

飛翼布局將機(jī)身/機(jī)翼/尾翼融為一體，機(jī)體/推進(jìn)一體化高度融合，并取消了平尾、垂尾，最大限度地減小翼身/機(jī)體/推進(jìn)的不利氣動干擾和雷達(dá)散射面積，顯著改善巡航氣動性能和提升隱身作戰(zhàn)能力，對新型轟炸機(jī)、傳感器飛機(jī)、遠(yuǎn)程長航時無人機(jī)、隱身偵查無人機(jī)等先進(jìn)飛行器設(shè)計(jì)具有重大意義[1-2]。但是，翼身融合升力面、無尾布局等設(shè)計(jì)特點(diǎn)也為飛翼布局飛機(jī)的飛行品質(zhì)帶來了不利影響—航向穩(wěn)定性不足、縱向操穩(wěn)特性差等，以上都對飛行控制系統(tǒng)提出了極高的設(shè)計(jì)要求[3-4]。

為解決上述問題，放寬靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)[5]、開裂式阻力方向舵[6]、全動翼尖[7]等技術(shù)紛紛涌現(xiàn)，這些技術(shù)都是基于機(jī)械舵面實(shí)現(xiàn)飛行器的穩(wěn)定操控，控制系統(tǒng)較為復(fù)雜，且基于機(jī)械舵面的飛行控制技術(shù)存在以下不足：

1）機(jī)械舵面結(jié)構(gòu)復(fù)雜，體積、重量占比大，可重復(fù)利用率低，維修困難，且存在飽和、死區(qū)等非線性特性。

2）為實(shí)現(xiàn)飛行穩(wěn)定控制，往往需要機(jī)械舵面高頻聯(lián)動，這會破壞飛行器自身良好的隱身性能。

3）舵面低速操控能力不足。盡管前緣后掠增大了操縱力臂，但舵面的縱向控制能力遠(yuǎn)不足平尾，導(dǎo)致巡航時配平、操縱難度加大；大攻角時，還存在舵面失效甚至反效問題，增加了飛行危險性。

主動流動控制（active flow control, AFC）技術(shù)可以在無舵面偏轉(zhuǎn)的情況下，僅在流場局部敏感點(diǎn)處施加控制，改變?nèi)至鲌鲂螒B(tài)，重構(gòu)飛行器表面壓力分布，產(chǎn)生姿態(tài)控制力及力矩，實(shí)現(xiàn)飛行器姿態(tài)操控。AFC 具有無需機(jī)械活動面、控制效率高、控制力可調(diào)、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)，目前已廣泛應(yīng)用于飛行控制領(lǐng)域，包括分離/渦流控制[8-10]、環(huán)量控制[11-13]、推力矢量控制[14-15]等。

為提升大攻角操穩(wěn)能力，拓寬飛行包絡(luò)，國內(nèi)外對前緣主動流動控制技術(shù)進(jìn)行了廣泛研究。美國空軍實(shí)驗(yàn)室的Guy 等[8-10]將合成射流應(yīng)用于后掠角70°的三角翼前緣，發(fā)現(xiàn)合成射流控制最大可延遲前緣渦破裂位置20%c（c指氣動弦長），失速攻角增大10°，最大升力系數(shù)提升40%。Amitay 等[16-17]將合成射流應(yīng)用于Stingray 飛翼布局前緣，研究了合成射流對三軸氣動力/力矩的影響，結(jié)果表明：脈沖調(diào)制技術(shù)可有效捕獲分離產(chǎn)生的大渦結(jié)構(gòu)，延遲分離，最佳調(diào)制頻率為1 倍流場特征頻率；合成射流控制可產(chǎn)生一定的橫向、縱向控制力矩，大攻角（＞14°）單側(cè)施加控制時，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)控制效果優(yōu)于機(jī)械舵面；單側(cè)施加控制時，可以僅通過改變激勵頻率，實(shí)現(xiàn)升力、滾轉(zhuǎn)力矩及俯仰力矩方向的切換；與此同時，還可以僅通過改變合成射流的調(diào)制頻率及激勵電壓，實(shí)現(xiàn)比例控制。Visser 等[18]針對前緣射流控制位置進(jìn)行了詳細(xì)研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)射流展向布置且靠近前緣，射流方向與機(jī)翼表面相切，控制效果最好。AVT-239 團(tuán)隊(duì)基于ICE 構(gòu)型[19]，將渦流控制器置于飛翼最前緣，通過數(shù)值仿真，驗(yàn)證了其偏航控制能力。Xu 等[20-21]指出前緣合成射流可增強(qiáng)飛翼布局上表面邊界層與外流的摻混，提升邊界層抵抗逆壓梯度的能力，延遲前緣渦破裂與俯仰轉(zhuǎn)折，同時減小氣動力/力矩波動，削弱方向振蕩，非對稱開啟時可實(shí)現(xiàn)橫航向操控。Smith 等[22]將陣列式合成射流集成于飛翼布局前緣，發(fā)現(xiàn)大攻角下，施加合成射流控制后，升力最大增加15%，阻力最大減小10%，外側(cè)激勵效果要優(yōu)于內(nèi)側(cè)激勵；可通過調(diào)節(jié)激勵強(qiáng)度及開啟個數(shù)，實(shí)現(xiàn)比例控制。杜海[23]將納秒脈沖等離子體激勵器置于飛翼前緣，發(fā)現(xiàn)其可有效抑制分離，提高大攻角升力，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)控制力矩。

以上研究都展現(xiàn)了前緣主動流動控制對飛翼布局/三角翼的氣動控制能力，但目前工程所用的射流源大都是發(fā)動機(jī)引氣、背負(fù)氣源等有源射流方式，增大了系統(tǒng)的體積與重量，增加了能量消耗與系統(tǒng)整合的復(fù)雜度，無源合成射流[24]雖然具有質(zhì)量輕、體積小、能耗低、易于實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)、方便調(diào)控等特點(diǎn)，但其能量利用率低，且易壓載失效，限制了其工程應(yīng)用。合成雙射流激勵器（dual synthetic jet actuator,DSJA）[25]是一種單膜雙腔雙出口結(jié)構(gòu)，除具備合成射流激勵器的優(yōu)點(diǎn)外，能量利用效率和射流頻率均提高1 倍，還解決了振動膜壓載失效的問題。目前，合成雙射流環(huán)量控制技術(shù)及反向合成雙射流控制技術(shù)已成功集成于無人機(jī)中，并完成了初步飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，具有一定的三軸姿態(tài)控制能力[26-28]。

為探究DSJ 對大攻角下小后掠飛翼布局的氣動控制能力，本文將陣列式DSJA 集成于飛翼布局前緣，研究其流動控制機(jī)理與氣動控制特性。

1 物理模型與計(jì)算方法

選用某一小后掠飛翼布局（集成多種流動控制方式后的氣動布局）作為控制對象，平均氣動弦長c為0.294 6 m，半模展長b為1.816 m，翼身融合體面積S為0.535 m2，前緣后掠角為26°。如圖1 所示，在飛翼前緣陣列式布置25 個合成雙射流激勵器，第1 個DSJA 位于11.7%b處，其余DSJA 沿展向均勻布置，DSJA 展向長度都為50 mm（2.57%b），機(jī)身段每個DSJA 的展向間距為0.854%b，機(jī)翼段DSJA 的展向間距為1.28%b，圖1（b）中前緣紅色線代表DSJA。文獻(xiàn)[18，20]的結(jié)果表明，射流控制位置越靠近前緣，射流方向與機(jī)翼表面所成角度越小，控制效果越好，同時考慮到實(shí)際工程中DSJA 的布局約束，設(shè)置DSJA 的出口分布如圖1（c）所示。DSJA 出口1 布置在飛翼最前緣，射流出口垂直于前緣且與上表面切向成45°，出口長度為0.7%c，出口2 布置于距離前緣1.35%c的位置，出口流向長度為0.7%c，射流出口與表面切向成45°。在計(jì)算中，設(shè)置來流馬赫數(shù)為0.1，基于平均氣動弦長的雷諾數(shù)為674 119。

圖1 飛翼布局及DSJA 布置方案示意圖Fig. 1 Flying wing and distribution of DSJAs

選用有限體積法離散三維可壓非定常Reynolds平均N-S 方程，并采用基于密度的求解器進(jìn)行求解。因?yàn)榱鲃又邪殡S著流動分離現(xiàn)象，所以湍流模型選用SSTk-ω模型。采用Roe-FDS 通量差分分裂格式對空間項(xiàng)進(jìn)行離散，對流項(xiàng)為二階迎風(fēng)格式，時間離散格式為一階隱格式。設(shè)置收斂準(zhǔn)則為殘差小于1×10-5，在非定常計(jì)算中，設(shè)置時間步長為激勵器驅(qū)動周期的1/80，每個時間步最大迭代步數(shù)為40 步，共進(jìn)行200 個流動控制周期的計(jì)算，以確保結(jié)果的收斂性，文中所給出的控制結(jié)果，均是在計(jì)算200 個周期后，最后一個周期的結(jié)果。

計(jì)算網(wǎng)格為三維結(jié)構(gòu)化O-H 型網(wǎng)格，在機(jī)翼表面、DSJA 出口、前后緣分別進(jìn)行了網(wǎng)格加密處理。翼面的第一層網(wǎng)格無量綱高度y+≈1，流向前、后計(jì)算域長度為40c，法向上、下計(jì)算域長度為30c，展向計(jì)算域長度為30c。機(jī)翼表面及激勵器壁面設(shè)置為無滑移壁面邊界條件，計(jì)算域外邊界為壓力遠(yuǎn)場條件，DSJA 出口設(shè)置為周期性正弦波動的壓力入口條件。

在網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證中，采用三套網(wǎng)格，網(wǎng)格分別為7 598 812、10 809 704、19 523 244，對應(yīng)y+為1.80、1.00、0.65。表1 給出了攻角14°、施加DSJ 控制前、后這三套網(wǎng)格條件下計(jì)算得到的升、阻力系數(shù)。在網(wǎng)格量大于1 080 萬時，控制前、后的升、阻力系數(shù)已經(jīng)趨于穩(wěn)定，故選擇計(jì)算總網(wǎng)格量為10 809 704。

表1 不同網(wǎng)格下，升阻力系數(shù)對比（攻角14°）Table 1 Comparison of CL and CD in different grids (AOA=14°)

圖2 展示了M6 機(jī)翼剖面壓力分布的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)[29]的對比，表明該計(jì)算方法可以對壓力場進(jìn)行較好預(yù)測。圖3 選取某內(nèi)部機(jī)翼風(fēng)洞模型的氣動試驗(yàn)數(shù)據(jù)（雷諾數(shù)為250 000）與本文計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對比，結(jié)果表明該計(jì)算方法可以對升力系數(shù)、阻力系數(shù)、失速攻角進(jìn)行較好預(yù)測。施加射流控制后的計(jì)算方法驗(yàn)證已在文獻(xiàn)[30]中進(jìn)行了闡述。綜上，該計(jì)算方法可以對飛翼布局流場和氣動性能進(jìn)行較好的預(yù)測。

圖2 M6 機(jī)翼壓力系數(shù)的數(shù)值模擬與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比Fig. 2 Pressure coefficient comparison between numerical simulations and experimental data（M6 wing）

圖3 某內(nèi)部機(jī)翼模型升阻力系數(shù)的模擬與試驗(yàn)對比Fig. 3 CL and CD comparison between numerical simulations and experimental data（in-house wing model）

DSJA 的控制參數(shù)包括無量綱驅(qū)動頻率f+與無量綱動量系數(shù)Cμ，其表達(dá)式如公式（1、2）：

式中：U∞為 來流速度，Umax為 射流峰值速度，f為射流驅(qū)動頻率，A j為DSJA 出口面積，K為DSJA 個數(shù)，K=25。在進(jìn)行數(shù)值仿真時，選取驅(qū)動頻率為DSJA 振動膜共振頻率500 Hz，射流峰值速度為42.7 m/s（此處為所有出口的峰值速度平均值，每個射流出口峰值速度最大相差1.83 m/s），對應(yīng)的無量綱參數(shù)為：f+= 4.24，Cμ= 0.014 15。

2 氣動力控制特性

攻角0°～18°范圍內(nèi)，施加控制前后的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、升阻比變化如圖4 所示，重心設(shè)在距離前緣403 mm 處。

圖4 氣動力/力矩控制前后對比分析Fig. 4 Aerodynamic forces / torque comparison before and after control

圖4（a）中升力系數(shù)曲線變化表明，無控制時，失速攻角為10°，施加控制后并未延遲失速，但升力均有所提升，緩和了失速后升力陡降現(xiàn)象；除了攻角為10°時升力略有減小，攻角8°～10°的升力變化量明顯小于12°～18°的?？梢姡熬塂SJA 對大攻角下分離流場的控制效果更明顯，這與文獻(xiàn)[16]中的結(jié)論一致。阻力系數(shù)曲線變化表明，無控制時，在10°攻角失速后，阻力出現(xiàn)突增，施加控制后阻力均有所減小。圖4（b）中俯仰力矩系數(shù)曲線表明，無控制時，轉(zhuǎn)折出現(xiàn)在攻角8°；施加控制后轉(zhuǎn)折并未得到延遲，且俯仰力矩出現(xiàn)了非線性變化：分別在8°、10°、14°、16°攻角下，施加控制使抬頭力矩增大，而在12°、18°攻角下，施加控制使低頭力矩增大，該變化與重心前后表面壓力分布變化不對稱有關(guān)。此外，攻角8°～10°的力矩變化量明顯小于12°～18°的。升阻比曲線變化表明，施加控制后升阻比均有所提升。從上述控制特性可知，前緣陣列式DSJA 可以實(shí)現(xiàn)飛翼布局大攻角下的滾轉(zhuǎn)操控，但會耦合非線性俯仰力矩變化，需要升降舵予以配平。

3 流場控制機(jī)理

下面以攻角8°～18°為例，分析控制前后吸力面壓力分布、剖面流場、剖面壓力分布及極限流線，闡述前緣陣列式DSJA 對飛翼布局的流動控制機(jī)理。

無控制時，攻角8°下的基本流場如圖5 所示。由于機(jī)翼前緣后掠形成了展向分速度，在機(jī)翼表面出現(xiàn)了反S 形流線，如圖5（a）所示，進(jìn)而導(dǎo)致了翼根效應(yīng)與翼梢效應(yīng)，在機(jī)翼前段展向上形成了由翼根指向翼梢的正向壓力梯度，使得氣流從翼根向翼梢方向移動，增大了翼梢附近的邊界層厚度，致使翼梢附近流動首先發(fā)生分離。圖5（b）展示了z= -1.75 m 及z=-1.7 m 處的速度云圖，分離起始于兩處截面之間，z=-1.7 m 之前都為附著流場。

圖5 未施加控制時的流場特征（攻角8°）Fig. 5 Flow characteristics before control （AOA = 8°）

施加控制后，攻角8°的流場特征和剖面壓力分布對比如圖6 所示。從圖6（a）看出，施加控制后，翼尖處的分離流場得到全部抑制。圖6（b）展示了剖面z=-1.5 m 前緣附近詳細(xì)的流場演化過程（以出口1 的狀態(tài)命名控制工況）。當(dāng)出口1 處于加速吹階段時，出口2 處于加速吸階段，低速回流區(qū)在出口1、出口2 之間形成，并向下游移動；當(dāng)出口1 處于減速吹階段時，該回流區(qū)移動至出口2 之后，且面積減小；當(dāng)出口1 處于加速吸階段時，出口2 處于加速吹階段，由于射流的阻擋作用，在出口2 下游形成較強(qiáng)的低速回流區(qū)，并與上階段演化后的弱回流區(qū)相互融合，往下游移動，合成雙射流的周期性演化過程伴隨著吸力面前緣回流區(qū)的形成與消失。從圖6（c）的剖面壓力分布看，針對z= -1.75 m（未施加控制時，為分離狀態(tài)），施加控制后，前緣吸力峰值增加，吸力面負(fù)壓整體得到回升，升力增加；針對z= -1.5 m（未施加控制時，為附著狀態(tài)），施加控制后，僅有前緣吸力峰值增加，前緣后的壓力分布變化不明顯，同樣有增升、減阻的效果。雖然翼尖處分離得到完全抑制，重心之后的升力增加，但重心之前，即使是附著流態(tài)，DSJA 控制仍會使吸力峰值增加，進(jìn)而增大升力。在重心前、后氣動力的綜合作用下，抬頭力矩增大。

圖6 施加控制后的流場特征（攻角8°）Fig. 6 Flow characteristics after control （AOA = 8°）

未施加控制時，攻角10°下的流場特征如圖7 所示，此時展向分離位置在z= -1.6 m 附近，較攻角8°時有所提前。施加控制后，10°攻角的流場與剖面壓力分布對比如圖8 所示。從圖8（a）看出，施加控制后，翼尖處分離得到有效抑制，但在機(jī)翼段后緣形成高壓區(qū)，誘導(dǎo)靠近后緣處流動發(fā)生分離，形成分離線。從圖8（b）的剖面壓力看，對于z= -1.7 m 截面（未施加控制時的分離區(qū)域），吸力峰值增加，分離被抑制，吸力面后緣正壓增加，壓力包絡(luò)面積增大，整體升力增加，阻力減小；對于z= -1.6 m 截面（未施加控制時的附著流區(qū)域），施加控制后，前緣附近壓力幾乎沒有變化，僅有吸力面后緣正壓增加，致使升力減小，阻力減小。雖然翼尖分離區(qū)被有效抑制，但分離區(qū)面積較小，其增升作用小于機(jī)翼段后緣正壓增加導(dǎo)致的減升效果，故整體升力略有減小。由于重心之后升力減小占主導(dǎo)作用，此時抬頭力矩增大。

圖7 未施加控制時的流場特征（攻角10°）Fig. 7 Flow characteristics before control （AOA = 10°）

圖8 施加控制后的流場特征（攻角10°）Fig. 8 Flow characteristics after control （AOA = 10°）

未施加控制時，攻角12°下的基本流場特征如圖9 所示，此時展向分離位置發(fā)生在機(jī)身段與機(jī)翼段的交界處，機(jī)翼段形成復(fù)雜的三維分離流場。圖9（b）截取了z= -1.4 m 處的速度云圖，流場處于分離狀態(tài)。施加控制后，12°攻角的流場特征與剖面壓力分布對比如圖10 所示。圖10（a）顯示，施加控制后，吸力面前緣負(fù)壓回升，抵抗逆壓梯度能力增加，升力增加，機(jī)翼段無序分離結(jié)構(gòu)消失，分離流場一致性增加，機(jī)翼段分離得到有效削弱，在吸力面中段形成波浪形分離線，但展向分離起始位置有所提前。圖10（b）為z= -1.4 m 的平均速度云圖，未施加控制時的大面積分離區(qū)變?yōu)閮蓚€分離泡，一個穩(wěn)定在機(jī)翼后緣，一個在DSJA 出口附近，在DSJ 作用下交替形成，并向下游演化；此外，表面流場被加速，預(yù)示著吸力面負(fù)壓增加。從圖10（c）的剖面壓力分布看出，對于機(jī)翼段兩剖面（z= -1.4 m、z= -0.6 m），吸力峰值增加，分離被有效抑制，壓力包絡(luò)面積增大，整體升力增加，阻力減小。由于重心之后的升力增加占主導(dǎo)作用，此時低頭力矩增大。

圖9 未施加控制時的流場特征（攻角12°）Fig. 9 Flow characteristics before control （AOA = 12°）

圖10 施加控制后的流場特征（攻角12°）Fig. 10 Flow characteristics after control （AOA = 12°）

未施加控制時，攻角14°下的基本流場如圖11所示。展向分離位置發(fā)生在機(jī)身中段，機(jī)翼段出現(xiàn)復(fù)雜三維分離流動，機(jī)身段、機(jī)翼段的典型剖面（z=-0.3 m）都處于分離狀態(tài)。施加控制后，攻角14°的流場與剖面壓力分布對比如圖12 所示。從圖12（a）看出，施加控制后，吸力面前緣（尤其是機(jī)身段）負(fù)壓回升，升力增加，機(jī)翼段分離并未抑制，靠近展向分離起始點(diǎn)處的分離流場被明顯抑制。由此可見，控制位置越靠近分離起始位置，控制效果越好。從圖12（b、c）看出，施加控制后，針對機(jī)翼段剖面z= -1.6 m，雖然分離未被延遲，但DSJA 形成的周期性渦結(jié)構(gòu)與上翼面大分離區(qū)相互融合，增強(qiáng)了外流與邊界層內(nèi)的流動摻混，提升了吸力面流體速度；針對機(jī)身剖面z= -0.3 m，分離得到有效延遲。從圖12（d）的剖面壓力分布看出，施加控制后，吸力峰值增加，吸力面負(fù)壓提升，且機(jī)身段分離區(qū)減小，升力增加，阻力減小。由于重心之前的負(fù)壓提升致使的升力增加占主導(dǎo)作用，此時抬頭力矩增大。

圖11 未施加控制時的流場特征（攻角14°）Fig. 11 Flow characteristics before control （AOA = 14°）

圖12 施加控制后的流場特征（攻角14°）Fig. 12 Flow characteristics after control （AOA = 14°）

未施加控制時，攻角16°下的基本流場如圖13（a）所示，展向分離位置發(fā)生在機(jī)身中段，機(jī)翼段完全分離。施加控制后（圖13（b）），前緣吸力峰值增加，特別是機(jī)身段前緣附近，負(fù)壓值及低壓面積明顯增大，整體升力增加，阻力減小。此外，施加控制后，機(jī)翼段分離并未得到抑制，靠近機(jī)身展向分離起始點(diǎn)處的分離流場被部分抑制，驗(yàn)證了控制位置越靠近起始位置，控制效果越好的觀點(diǎn)。

圖13 施加控制前、后的流場特征（攻角16°攻角）Fig. 13 Flow characteristics after control（AOA = 16°）

未施加控制時，攻角18°下的基本流場如圖14 所示。圖14（b）截取了z= -1.5 m 處的速度云圖，此時流動已完全分離。施加控制后，攻角18°的流場特征與剖面壓力分布對比如圖15 所示。從圖15（a）看出，施加控制后，前緣吸力增加，升力增大；雖然分離展向位置并未得到延后，但流向分離位置會在DSJA 減速吹階段得到延遲，在出口2 后形成分離線。圖15（b）為z= -1.5 m 剖面不同控制相位的速度云圖與局部壓力分布圖，可見，施加控制后，分離被有效削弱，分離區(qū)內(nèi)速度增加，負(fù)壓增加，升力增大；分離位置被延遲，在減速吹階段，分離流向位置被推遲最遠(yuǎn)；在DSJA 作用下，前緣交替形成的渦結(jié)構(gòu)與大的分離渦相互融合，加強(qiáng)了邊界層底部低速流體與主流的摻混，增加了邊界層內(nèi)流體的能量，進(jìn)而削弱了流動分離。圖15（c）為機(jī)翼段典型剖面的壓力分布，施加控制后，雖然分離僅被部分抑制，但前緣吸力峰值及吸力面負(fù)壓增加，整體升力增加，阻力減小。由于重心之后升力增加占主導(dǎo)作用，此時低頭力矩增大。

圖14 未施加控制時的流場特征（攻角18°）Fig. 14 Flow characteristics before control （AOA = 18°）

圖15 施加控制后的流場特征（攻角18°）Fig. 15 Flow characteristics after control （AOA = 18°）

4 與合成射流的對比

以下探究了合成雙射流與傳統(tǒng)合成射流在大攻角氣動控制特性上的差異，如圖16 所示。在合成射流控制方式中，將射流出口2 關(guān)閉，只保留射流出口1。這是因?yàn)槲墨I(xiàn)[20]指出射流出口1 的控制效果優(yōu)于射流出口2，其他控制參數(shù)均與合成雙射流控制保持一致。從失速控制特性上看，合成雙射流與合成射流均無法有效延遲失速，但合成雙射流控制在失速后所產(chǎn)生的升力增量及阻力減小量更大。即在進(jìn)行大迎角姿態(tài)控制時，合成雙射流所產(chǎn)生的氣動控制力更大，故其應(yīng)用潛力優(yōu)于合成射流。圖17（a、b）比較了攻角12°下，分別施加合成射流、合成雙射流控制前、后的壓力分布。可見，合成雙射流在前緣形成的低壓區(qū)面積及低壓峰值更大，抑制分離能力更強(qiáng)，故其增升減阻效果優(yōu)于合成射流。

圖16 施加DSJ/SJ 控制前、后的氣動特性Fig. 16 Aerodynamic characteristics comparison before and after DSJ/SJ control

圖17 施加DSJ/SJ 控制后的平均壓力分布（攻角12°）Fig. 17 Average pressure distributions after DSJ/SJ control（AOA = 12°）

5 總結(jié)與展望

本文將25 個DSJA 集成于小后掠飛翼布局前緣，探究了其對飛翼布局縱向氣動特性的影響，揭示了其流場控制機(jī)理，具體結(jié)論與展望如下：

1）氣動特性方面，前緣陣列式DSJA 雖然不能延遲失速，但可有效提高大攻角升力，減小阻力，增加升阻比，也會使俯仰力矩出現(xiàn)非線性變化，具備大攻角滾轉(zhuǎn)姿態(tài)操控能力，但需升降舵予以配平。

2）流場控制機(jī)理方面，前緣陣列式DSJA 可在前緣形成周期性演化的渦結(jié)構(gòu)，加強(qiáng)了邊界層內(nèi)低速流體與主流的摻混，提升了邊界層的能量，進(jìn)而抑制流動分離。攻角8°時，分離僅發(fā)生在翼尖，DSJ 可完全抑制分離，提高升力；攻角10°時，展向分離位置提前，DSJ 仍可有效抑制分離，但會使靠近機(jī)翼后緣處壓力增加，形成分離區(qū)，致使升力略有減?。还ソ?2°時，分離發(fā)生在機(jī)身段與機(jī)翼段交界處，DSJ 可推遲機(jī)翼段流動分離，使分離線移動至機(jī)翼中段；攻角14°～16°時，分離發(fā)生在機(jī)身中部，DSJ 雖然僅可有效抑制靠近展向分離起始位置處的流動分離，但同時也增加了分離區(qū)內(nèi)的流動能量，有效提高升力；攻角18°時，吸力面近乎完全分離，DSJ 雖僅能在減速吹階段將分離線移動至出口2 之后，但會使前緣吸力峰值回升，仍有增升、減阻的效果。

3）與傳統(tǒng)合成射流控制相比，合成雙射流可在前緣形成更大的低壓區(qū)面積及更高的低壓峰值，更有利于抑制分離，故其產(chǎn)生的升力、阻力變化量更大，在大迎角姿態(tài)控制領(lǐng)域，更具應(yīng)用潛力。

4）從流動分離延遲控制來看，前緣陣列式DSJA并未起到好的效果，下一步將改進(jìn)射流出口形狀（如將矩形出口改為圓形出口，可延長分離控制區(qū)域[31]）、測試不同的驅(qū)動頻率及增大射流動量系數(shù)來優(yōu)化其控制效果。此外，為實(shí)現(xiàn)飛翼布局前緣陣列式DSJA控制的工程應(yīng)用，下一步還將通過風(fēng)洞試驗(yàn)詳細(xì)研究驅(qū)動頻率、驅(qū)動電壓對氣動力/力矩的控制規(guī)律，建立基于前緣DSJ 的氣動控制模型。