孙卫平，温庆，彭新春

(中航通飞研究院有限公司 总体部，珠海 519040)

0 引 言

起降速度是影响水陆两栖飞机抗浪能力的重要因素，采用多种增升手段降低起降速度之后，需要相应提高方向舵的操纵能力。一种可能的方法是提高方向舵的可用偏度，但是舵面在大偏度时极容易发生气流分离，因此需要应用流动控制技术消除方向舵大偏度的分离[1-3]。

流动分离控制是学术界和航空界关注的重点研究方向之一，有关主动流动控制的概念、方法和应用的研究更在近年来发展成了一个独立的学科分支。主动流动控制的方法很多，吹气/吸气式附面层控制方法是其中之一[1]。

吹气/吸气式附面层控制是指利用吹气或吸气的方法，增加附面层的能量，改变压力分布，延迟流动分离，从而达到增升效果。近年来，国外对吹气/吸气式附面层控制开展了大量的研究。A.Sohankara等[4]、G.Lubinsky等[5]和V.Uruba等[6]分别在方柱和后台阶模型上开展了吹气/吸气对分离流动控制的机理研究；M.Burnazzi等[7]研究了吹气和吸气共同作用时的襟翼增升效果，并分析了机翼前缘下垂的影响；L.Huang等[8]、Y.Kianoosh等[9]分别研究了对NACA0012翼型吹气和吸气的控制效果；A.Carnarius等[10]对二维多段翼型非定常吹气进行了模拟，研究了吹气动量系数对升力特性的影响；Y.Kianoosh等[11]在原二维研究的基础上开展了三维机翼的吹气控制研究。日本新明和公司研制的US-1及其改性型号US-2采用吹气式附面层控制技术以后，抗浪能力达到3 m，出勤率达到95%，在此项技术的工程应用上达到了世界领先水平[12]。基于水陆两栖飞机高抗浪性的迫切需要，我国近几年也在逐步开展相关研究，目前大多是对增升装置开展研究分析。孙卫平等[13-14]对水陆两栖飞机的增升装置开展了吹气式附面层控制优化设计；郝璇等[15]以飞翼布局的舰载飞行器为研究对象，开展了增升装置的吹气附面层控制研究；温庆等[16]开展了吹气襟翼附面层控制的试验结果和CFD模拟对比计算，分析了计算误差产生的原因。

目前吹气/吸气式附面层控制研究模型主要为机翼，应用在尾翼舵面上的研究很少，且基本没有考虑两段翼之间的缝道间隙影响。本文将吹气式附面层控制技术应用到垂尾上，考虑方向舵与垂尾安定面之间的缝道，更加贴近工程实际情况；应用附面层控制以后，方向舵采用较大的偏度，研究其失速较早的特性，并提出解决途径，以增强附面层控制方案的实用性。

1 数值模拟方法

1.1 计算模型

二维模型是从国内某大型水陆两栖飞机的垂尾上截取的，截取位置位于50%展长处，翼型为NACA0012翼型，弦长为4.8 m，舵面相对弦长35%，设计最大舵面偏度45°。吹气缝位于垂尾安定面后缘，宽度2 mm，在舵面偏度30°时，吹气缝法线与舵面相切。

计算网格采用四边形网格，总共7.8万网格单元。网格及吹气缝位置示意图如图1所示。

图1 安定面后缘吹气模型

1.2 计算方法及条件

吹气缝的边界条件采用压力入口，入口条件按照相对总压PC的形式给定。在附面层控制实际应用中，吹气压比RP(吹气总压/环境静压)是一个比较重要的参数，因此在设置边界条件时，参考总压根据压比来确定。吹气缝相对总压计算公式为

PC=RPPa-Pa

(1)

式中：Pa为大气环境静压。

从式(1)可以看出：在给定大气环境的情况下，吹气缝相对总压与吹气缝压比直接相关。

内吹式附面层控制的吹气强度用吹气动量系数Cμ表示[15]：

Cμ=MVj/qS

(2)

式中：M为吹气质量流量；Vj为高压气体等熵膨胀到大气时的吹气速度；q为自由来流动压；S为吹气控制的翼面面积。

吹气质量流量和吹气速度计算公式为[17]

(3)

(4)

式中：At为吹气缝面积(m2)；k为气体比热比，空气为1.4；R为气体常数，空气为287 J/(kgK)；T0为吹气总温(K)；P0为吹气总压(Pa)。

数值模拟时吹气参考总压设置在吹气缝处。吹气出口设为Pressure Inlet边界条件(由于吹气缝流出的空气进入了解算的流场区域，采用入口边界条件)，利用给定出口的总压来模拟射流作用。这种做法不仅可以减少网格数量，而且可以消除吹气缝道引起的总压损失[16]。

附面层控制的相似参数为吹气动量系数[2]，在吹气缝尺寸一定的条件下，吹气动量系数只受吹气压比和来流速度影响。无论改变压比或是来流动压均可以改变吹气动量系数。本文计算采用固定风速变压比的方法改变吹气动量系数，压比与吹气动量系数的对应表如表1所示(模拟的大气参数为：高度H=0 km；温度T=283.15 K)。

流场求解控制方程为雷诺平均N-S方程。选用分离式方法(pressure based)求解，并采用SIMPLEC算法。由于流场中的主流速度为低马赫数不可压流动，但是吹气气流为高马赫数可压缩流，在计算时选用的流体介质为完全气体(ideal gas，即为满足气体状态方程的空气)。压力项采用二阶迎风格式离散，对流项采用三阶MUSCL格式离散，粘性项采用一阶迎风格式离散，湍流模型采用transition-SST模型。

2 安定面吹气方案优化设计

2.1 缝道挡板方案设计

首先计算方向舵最大偏度45°、迎角0°的状态(二维模拟按迎角描述，相对飞机为侧滑角)，计算结果如图2～图3所示，可以看出：在吹气动量系数0.04时，方向舵仍存在大范围的气流分离，即附面层控制没有产生明显的作用；在吹气动量系数0.05时，才消除了方向舵上的分离，需用吹气动量系数明显偏大。主要原因是小吹气动量时，迎风一侧的高压气流经过缝道流向低压背风面，使吹气气流向下偏转，不能附着在舵面上，一直到吹气动量系数0.05时才能附着。

图2 Cμ=0.04时的压力分布和流线图

图3 Cμ=0.05时的压力分布和流线图

为了解决上述问题，采用以下方案：

(1) 改变吹气缝的吹气角度；

(2) 将吹气缝移动至舱内；

(3) 设计缝道挡板，阻挡缝道气流冲击。

计算结果表明，缝道挡板方案取得了很好的吹气效果，其他方案效果较差。吹气动量系数为0.02时，缝道有挡板和无挡板的局部吹气流场图如图4～图5所示。

图4 Cμ=0.02时缝道无挡板吹气效果图

图5 Cμ=0.02时缝道有挡板时吹气效果图

从图4～图5可以看出：缝道挡板阻止了气流冲击，在吹气动量系数0.02时，吹气气流由于柯恩达效应附着在舵面上，提高了舵面的效率。

缝道有挡板的全局流场如图6～图7所示，可以看出：有挡板的状态在吹气动量系数0.01时，方向舵还存在一定的分离，Cμ=0.02时已完全消除了分离。

图6 Cμ=0.01时缝道有挡板压力分布和流线图

图7 Cμ=0.02时缝道有挡板压力分布和流线图

舵面偏度45°时，有/无缝道挡板方案、不同吹气动量系数的升力系数对比如图8所示，可以看出：无缝道挡板方案，直到吹气动量系数达到0.05时，升力系数才急剧增加到有挡板方案状态；而有挡板状态，吹气动量系数0.02以前急剧增加，达到0.02以后缓慢增加。

图8 有/无缝道挡板吹气动量系数对升力的影响

综上所述，采用缝道挡板以后，较小的吹气动量系数即可产生很好的吹气效果，提高了吹气效率。

2.2 组合吹气研究

上述研究均是在侧滑角0°状态(对于二维分析为0°迎角)下进行的，但是飞机在飞行过程中，尤其是发动机故障状态，会产生较大的侧滑角，因此还需要研究垂尾在不同侧滑角时的气动力特性。方向舵45°，吹气动量系数分别为0.02和0.03时不同迎角的气动力数据如图9所示，可以看出：由于舵面偏度较大，采用安定面后缘吹气以后，失速迎角较小，对于方向舵来说，可能会造成飞机抗侧滑能力不足。

图9 舵面偏度45°不同吹气动量系数时的升力曲线

随着迎角增加，方向舵开始在后缘分离。吹气以后，后缘的分离情况又与无吹气情况或吹气能量不足时有所不同，常规的无吹气状态或者吹气能量不足时，分离涡紧贴壁面，而吹气以后由于吹气增加了壁面附面层的能量，避免了分离，但是在远离壁面处出现了分离涡，其详细流线图如图10所示。

图10 舵面分离流线(迎角-10°)

由于吹气能量比较大，在舵面表面形成了贴体的高速气体壁面，该气体壁面有两个作用：阻碍了受逆压梯度引起的壁面分离；对略远壁面气流产生气流引射，提高能量，抵抗分离。随着迎角的进一步增加，近壁面由于气流能量较大，仍能够抵抗气流分离，但是在略远离壁面处，由于逆压梯度逐渐增强，开始逐渐产生分离涡。方向舵未分离时，舵面附近的逆压情况如图11所示。

图11 背风面逆压梯度

安定面后缘吹气可以使方向舵在很大偏度时仍能保持操纵能力，但安定面后缘吹气并不能提高失速迎角。采用前后组合吹气可以明显提高失速迎角和吹气效率，甚至在超环量范围内都是有利的[17]。前后组合吹气是指除了前述安定面后缘吹气以外，在安定面头部再增加一个吹气位置。头部吹气模型如图12所示。吹气缝位于弦长3%处，缝高2 mm，计算状态如表2所示。

图12 增加的头部吹气

状态压力/Pa前吹气后吹气19 00025 500212 80025 500325 50025 500425 50012 800

从表2可以看出：状态1～状态3的头部吹气压力逐渐增加，位于安定面后缘的后部吹气压力不变，状态2和状态4的前后压力互换。

迎角为-14°时，状态2和状态4的计算对比如图13所示，可以看出：由于位于安定面后缘的后部吹气压较小，吹气气流不能附着在舵面上，头部吹气也不能提高效率，表明头部吹气起作用的前提条件是后部气流能够附着。

(b) 状态4

排除状态4由于后部吹气压力较小引起的舵面分离，状态1～状态3均为后部吹气压力固定，变化头部吹气压力的情况，计算结果如图14所示，可以看出：在后部吹气能够使舵面气流附着的条件下，头部只需要很少的吹气量，便可显著地提高失速迎角和增升效果，且随着头部吹气动量系数的增加而增强。

图14 组合吹气效果对比

仅后缘有足够的吹气动量系数条件下，舵面可以避免分离，但是随着迎角增加，远离壁面的区域仍旧产生明显的分离涡，造成舵面效率下降，而增加了头部吹气以后，可以增加远离舵面区域的气流能量，抵抗逆压梯度，消除分离。因此，安定面头部和安定面后缘的组合吹气可以显著提高失速迎角，效果明显优于单独安定面后缘吹气,失速迎角可以提高8°左右。

2.3 舵面偏度影响研究

为了考核方向舵采用附面层控制以后的舵效增量,计算方向舵面偏度15°、25°、35°、45°四个状态的气动力，由于15°状态未涉及舵面分离，只计算无吹气状态的结果，如表3和图15所示。

表3 Cy计算结果

图15 不同舵面偏度的计算结果

从表3和图15可以看出：未采用附面层控制时，方向舵舵面偏度在25°～30°之间，升力系数不超过-2；采用附面层控制以后，舵面偏度可以增加至45°，升力系数接近-4，操纵能力增加1倍左右。

3 结 论

(1) 采用安定面后缘吹气时，舵面与安定面的缝道严重影响吹气效果，必须采取措施将舵面缝道封死，防止缝道的高速气流影响吹气气流的附着。采用缝道挡板以后，临界吹气动量系数由0.05降至0.02。

(2) 安定面后缘吹气可以明显提高吹气效果，但是由于舵偏角较大，吹气只能控制舵面壁面附近流场不发生分离，略远离舵面壁面的流场在逆压梯度的作用下，随着迎角增加极易发生分离，失速迎角较小。

(3) 采用安定面头部和安定面后缘组合吹气方式，可以使失速迎角提高8°左右。

(4) 采用附面层控制以后，方向舵操纵能力增加1倍左右。