基于螺旋襟翼的噴流偏轉實驗研究

汪 軍，賴慶仁，康洪銘，張 劉,*，李斌斌，趙 壘，金 熠

1.中國科學技術大學 工程科學學院精密機械與精密儀器系，合肥 230031 2.中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000 3.西南科技大學 土木工程與建筑學院，四川 綿陽 621000 4.中國科學技術大學 工程與材料科學實驗中心，合肥 230031

0 引言

在動力增升技術中[1-2]，上表面吹氣技術[3]（Upper Surface Blowing,USB）基于柯恩達效應，直接利用發動機噴流偏轉產生額外升力，不需要額外的管路和吹/噴氣裝置，結構簡單。風洞和飛行試驗數據表明，上表面吹氣飛機的最大升力系數可達到10[4-6]，大大提高飛機的短距離起降性能，因而受到了研究人員和飛機設計師的青睞。

圖1 為典型的上表面吹氣系統示意圖。發動機出口布置在機翼上方，噴流直接從機翼上表面流過。發動機噴流到達下偏襟翼上方時，會在柯恩達效應（附壁效應）作用下向下偏轉，一方面，可直接產生升力；另一方面，繞機翼的外流在發動機噴流裹挾下，流速增大，使繞機翼的環量增大，產生額外升力[7]。

圖1 典型USB 系統示意圖Fig.1 Typical USB system diagram

噴流偏轉后，系統的受力可以簡化為豎直方向的升力FN和水平方向的推力FT。上表面吹氣系統的性能通常使用平均推力偏轉角υ（Average thrust turning angle，以下簡稱推力偏角）和推力偏轉效率τ（Thrust turning efficiency，以下簡稱推力效率）描述[8]：

式中：F1表示噴流偏轉后的總合力，F0表示噴流未偏轉時的發動機推力。為提升上表面吹氣系統性能，通常需要較大的推力偏角和推力效率。

自20 世紀50年代NASA 蘭利研究中心提出上表面吹氣技術以來，國外對其進行了比較深入的研究，如風洞試驗、數值模擬、壓力測量、噪聲研究等[9-12]，并已成功應用于多種驗證機和型號機，如YC-14、QSRA-715、ASKA[13]和An-72 等。

由于航空專業的特殊性，國內很難獲取相關研究資料。上表面吹氣技術的研究起步很晚，公開發表的文獻很少，主要以數值模擬為主：趙國昌等[14]、Xiao 等[15]和Zhu 等[16]通過數值模擬手段研究了襟翼偏角、噴嘴幾何形狀等參數和主動吹氣對升力的影響。

目前，國內外關于上表面吹氣技術的研究，重點關注的是發動機參數、機翼翼型等對升力的直接影響，噴流偏轉的基礎研究不多，對決定推力偏角的襟翼研究也較少。因此，本文基于阿基米德螺旋線理論，通過逐漸增大曲率半徑的方法，設計了一種新型螺旋襟翼（Spiral flap），對上表面吹氣噴流偏轉進行控制。通過開展螺旋襟翼上表面吹氣噴流偏轉實驗，獲得了其關鍵控制參數對推力偏角和推力效率的影響規律，并與基本襟翼的控制效果進行了比較，對二者的流動控制機理進行了分析對比。

1 實驗裝置與實驗方法

1.1 實驗裝置

圖2 為實驗裝置示意圖，由供氣系統（圖中未示意）、空氣橋、噴流模擬裝置、天平、基本襟翼和螺旋襟翼等組成。

圖2 上表面噴流裝置示意圖Fig.2 Schematic diagram of upper surface jet device

整套裝置的核心部件是噴流模擬裝置，類似于一個小型風洞。噴流模擬裝置整體與天平浮動端相連，由進氣管路、集氣腔、蜂窩器、收縮段、測量段、噴口段等構成，主要作用是對輸入的氣源進行整流，在噴口段形成穩定的噴流。噴口段截面為矩形，寬度L= 216 mm，高度h= 36 mm，模擬矩形發動機出口。噴口處落壓比λ為：

其中，p為噴口總壓，p∞為當地大氣壓。通過控制落壓比模擬發動機推力狀態。本次實驗共4 個落壓比：1.15、1.30、1.45、1.60，分別對應發動機小推力、50%最大推力、75%最大推力、最大推力工作狀態。

襟翼安裝在噴口段外，由對應的修型平板實現過渡?？諝鈽騕17]用于解決供氣管路對天平測力的影響問題，由2 個橫置和1 個豎置的柔性節組合而成。供氣系統提供高壓氣體，可以對流量進行精準控制，確保實驗過程中落壓比的穩定。

1.2 實驗方法

由于噴流流速較高，外界自由流動對噴流偏轉性能的影響較小，因此本次實驗為靜態推力實驗。

實驗前需進行空氣橋校準。通過空氣橋與天平組合校準扣除空氣橋附加剛度的影響，再分別改變空氣橋的壓力、流量、溫度，測量天平載荷，擬合出空氣橋流量、溫度修正公式，對后續實驗進行修正，具體方法參見文獻[18]。

為獲得噴流偏轉性能，需測量噴流推力偏角和推力效率。在實驗過程中，通過天平測量系統升力FN和推力FT。實驗采用的天平為六分量盒式天平TH2003，其載荷與精度見表1，滿足本次實驗要求。表中Fx，Fy，Fz分別為x，y，z方向的分力；Mx，My，Mz分別為x，y，z方向的力距。

表1 TH2003 天平載荷與精度Table 1 Loads and accuracy of TH2003 balance

為獲得準確的落壓比λ，通過總壓耙測量噴口總壓p，總壓耙均勻布置在噴口段上游的測量段中，通過軟管接入DSA3217 型壓力掃描閥進行測量。該掃描閥可測量的最大壓力為15 psi（即103425 Pa），精度為滿量程的0.05%，滿足本次實驗需求。

2 螺旋襟翼設計思路及方法

大量基于翼型的研究表明，曲率型面對流動有著十分重要的影響[19]。上表面吹氣系統中，傳統襟翼曲率半徑固定，不隨角度變化，噴流流過襟翼表面時，逆壓梯度逐漸增大，當噴流動能無法克服逆壓梯度時，氣流便發生分離。因此，可以通過改變曲率型面的方法，減緩逆壓梯度的增大，促進噴流附著?；诖怂枷?，通過改變襟翼曲率型面，設計一種曲率半徑逐漸增大的新型螺旋襟翼，以控制上表面噴流流動。

阿基米德螺旋線的曲率半徑隨著角度的增大而增大，曲率逐漸減小，可以實現曲率型面的變化，在工程中有著廣泛應用，與螺旋襟翼的設計思想吻合。據此設計的螺旋襟翼外型面極坐標方程為：

式中：R為外型面的極徑（即襟翼半徑）；R0是θ= 0°時的極徑，即螺旋襟翼的起始半徑；b為螺旋線系數，表示每旋轉1°時極徑的增大量；θ表示角度。通過增大極徑的方式改變曲率半徑和曲率型面，本次設計中，θ每增大32°，R增大0.25h，h為噴口高度。

圖3 給出了起始半徑R0/h= 2.00 的螺旋襟翼的設計示意圖，由外型面和內弧面組成。

圖3 螺旋襟翼的曲面設計Fig.3 Curve design of spiral flap

為研究曲率半徑變化對噴流偏轉的控制效果，安裝時，改變螺旋襟翼與機翼后緣對齊的位置，以獲得不同的曲率半徑變化狀態，如圖4所示。對齊位置所對應的螺旋襟翼半徑稱為對齊半徑R1。因此，螺旋襟翼型面的控制參數為起始半徑R0/h和對齊半徑R1/h。為研究不同控制參數下的噴流偏轉規律，共設計了3 個起始半徑：2.00、2.50、3.00，每個起始半徑對應4 個對齊半徑，如表2所示。

圖4 螺旋襟翼安裝示意圖Fig.4 Installation schematic diagram of spiral flap

表2 螺旋襟翼參數表Table 2 Parameter list of spiral flap

與螺旋襟翼半徑逐漸增大的設計方法不同，傳統基本襟翼半徑為固定值，其型面由襟翼半徑R和襟翼偏角δ確定，如圖5所示。

圖5 基本襟翼示意圖Fig.5 Sketch map of basic flap

3 實驗結果與分析

3.1 基本襟翼噴流特性研究

為研究不同曲率型面對噴流偏轉的控制效果，首先對襟翼半徑固定的基本襟翼的噴流偏轉控制效果進行分析。文獻[14]通過數值模擬方法得到，襟翼偏角約為50°時，上表面吹氣系統可以獲得最大的升力提升效果，但并未給出襟翼半徑對上表面吹氣系統的影響。因此，本文進行了襟翼偏角δ= 50°時不同襟翼半徑狀態下的噴流偏轉控制實驗。圖6 給出了襟翼偏角δ= 50°狀態下、基本襟翼半徑變化時的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖6 基本襟翼半徑變化時推力偏角和推力效率曲線（δ= 50°）Fig.6 υ-λ and τ-λ curves basic flap with different radius(δ= 50°)

可以看出，基本襟翼半徑增大時，推力偏角逐漸增大，原因是噴流繞流的曲率型面長度增大；但推力效率在λ大于1.15 后逐漸降低，由式（2）可知，推力有所損失，原因是襟翼半徑增大導致了下游逆壓梯度增大，噴流分離加劇。同一襟翼半徑下，推力偏角隨落壓比增大而降低，原因是促進噴流附著的離心力與速度平方成正比，落壓比越大，噴流越容易分離。

3.2 螺旋襟翼參數對噴流偏轉性能的影響

基本襟翼噴流偏轉控制實驗結果表明：基本襟翼在大落壓比下的推力偏角損失比較嚴重，說明定襟翼半徑型面噴流附著能力較差，增大半徑可以提高推力偏角，但會導致推力效率降低，流動控制效果不佳。因此，對變曲率半徑型面狀態下的噴流偏轉規律進行了研究，開展了不同控制參數的螺旋襟翼噴流偏轉控制實驗。

螺旋襟翼的型面控制參數為起始半徑和對齊半徑。首先研究了對齊半徑變化時的噴流偏轉性能。圖7 給出了螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.00 狀態下、對齊半徑變化時的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

從推力偏角曲線可以看出：起始半徑R0/h= 2.00狀態下，推力偏角最大值約為18°；對齊半徑增大時，

推力偏角變化不大，未呈現明顯規律性；結合圖6 可以看出，螺旋襟翼在大落壓比狀態下的推力偏角損失較小，原因是螺旋襟翼采用了襟翼半徑逐漸增大的設計方法，促進了噴流在高速狀態下的附著，說明該設計方法降低了噴流偏轉對落壓比的敏感性，提升了大落壓比下的噴流偏轉性能。

從推力效率曲線可以看出：安裝螺旋襟翼后的推力效率較高，為98%左右，對齊半徑和落壓比變化時，推力效率無明顯變化，同樣反映了螺旋襟翼噴流附著能力始終較強，說明襟翼半徑逐漸增大的型面可以改善噴流控制效果。

為進一步研究起始半徑和對齊半徑對噴流偏轉性能的影響。圖8、9 分別給出了螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.50 和R0/h= 3.00 狀態下、對齊半徑變化時的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖8 螺旋襟翼對齊半徑變化時推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 2.50）Fig.8 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 2.50)

結合圖7 可以看出，螺旋襟翼推力偏角在起始半徑R0/h= 2.50、對齊半徑R1/h= 3.00 時達到最大值19.6°，推力偏轉性能略有提升；所有狀態下，落壓比增大時，推力偏角均未出現明顯下降，推力效率均大于96%，說明襟翼半徑逐漸增大的設計方法促進了噴流附著。

圖7 螺旋襟翼對齊半徑變化時推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 2.00）Fig.7 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 2.00)

3.3 螺旋襟翼與基本襟翼的控制效果分析

為進一步分析不同曲率型面的噴流偏轉特性，探究曲率型面變化對噴流控制效果的影響，對本次實驗中曲率型面狀態最為接近的螺旋襟翼和基本襟翼進行了比較分析。圖10 給出了起始半徑R0/h=2.00、對齊半徑R1/h= 2.25 的螺旋襟翼和半徑R/h=2.00、偏角δ= 50°的基本襟翼的推力偏角和推力效率隨落壓比變化的曲線。

圖10 螺旋襟翼與基本襟翼推力偏角和推力效率曲線對比Fig.10 υ-λ and τ-λ curves comparison of spiral flap and basic flap

可以看出，螺旋襟翼最大推力偏角約為18.5°，隨落壓比增大緩慢減??；基本襟翼最大推力偏角約為18°，隨落壓比增大急劇減小。噴流速度較慢（λ= 1.15）時，螺旋襟翼的推力偏角略高于基本襟翼，原因是二者初始半徑相差不大，整體型面比較接近，噴流附著情況和偏轉角度幾乎沒有區別；當落壓比增大時，螺旋襟翼的推力偏角損失較小，而基本襟翼則比較嚴重。噴流速度較快（λ= 1.60）時，螺旋襟翼的推力偏

角比基本襟翼高3.07°，反映了噴流在螺旋襟翼表面附著能力更強，說明曲率半徑逐漸增大的設計方法可以促進噴流的附著。由推力效率曲線可以看出，螺旋襟翼推力效率比基本襟翼高2%左右，原因是基本襟翼噴流偏轉后，分離更加嚴重，導致了部分升力和推力的損失，同樣說明襟翼半徑逐漸增大的設計方法可以促進噴流的附著，改善噴流偏轉性能。

由螺旋襟翼和基本襟翼的對比分析可知，襟翼半徑的變化造成了噴流偏轉控制效果的差異。為解釋產生差異的原因，分析了襟翼半徑對噴流偏轉的控制機理，圖11 給出了螺旋襟翼和基本襟翼的噴流偏轉控制機理分析示意圖（螺旋襟翼對齊半徑R0/h=2.25，基本襟翼半徑R/h= 2.00）。從圖中可以看出，當落壓比較小、噴流速度較慢時，噴流都能較好地附著，分離位置無明顯差別，推力偏角相差不大。落壓比增大后，噴流分離的離心力大大增加，在基本襟翼上提前分離，推力偏角減??；螺旋襟翼由于采用了襟翼半徑逐漸增大的設計方法，抑制了逆壓梯度的迅速增大，保持噴流繼續附著并偏轉，分離點與小落壓比時無明顯差別，推力偏角無明顯降低，改善了噴流控制效果。

圖9 螺旋襟翼對齊半徑變化時推力偏角和推力效率曲線（R0/h= 3.00）Fig.9 υ-λ and τ-λ curves of spiral flaps with different alignment radius(R0/h= 3.00)

圖11 噴流偏轉控制機理分析示意圖Fig.11 Schematic diagram of jet turning control mechanism analysis

4 結論

基于阿基米德曲線理論，通過改變襟翼半徑的方法設計了一種新型的流動控制襟翼—螺旋襟翼。通過地面靜態噴流偏轉試驗，研究了螺旋襟翼的控制參數對噴流偏轉的影響規律，并與固定襟翼半徑的基本襟翼的噴流偏轉控制效果進行了對比分析。結果表明：

1）與基本襟翼相比，螺旋襟翼更容易促進噴流的流動附著，推力偏角隨落壓比的變化較為平穩，且可以改善大落壓比下的噴流偏轉性能。

2）起始半徑和對齊半徑是螺旋襟翼的兩個關鍵控制參數。當螺旋襟翼起始半徑R0/h= 2.50，對齊半徑R1/h= 3.00 時，可獲得較大的平均推力偏角19.6°。

3）對初始半徑狀態相近的螺旋襟翼和基本襟翼而言，小落壓比時，二者襟翼半徑的變化對推力偏角

影響不大；大落壓比時，螺旋襟翼促進噴流附著，推力偏角增大約3°，推力效率提高2%。

綜上所述，襟翼半徑逐漸增大的螺旋襟翼可以促進噴流附著，在大落壓比下仍能保持較大的推力偏角和推力效率，改善噴流控制效果，提升上表面吹氣系統性能。

需要指出的是，實際的發動機噴流通常為旋流，本文所設計的噴流裝置無法模擬，旋流對上表面吹氣噴流偏轉的影響規律有待進一步研究；另外，通過測力獲取噴流偏轉規律的手段過于單一，后續將結合數值模擬、流場顯示和測壓等手段，獲得更加直觀的推力偏轉角度、壁面分離位置等信息，對上表面吹氣技術進行更加深入的研究。