非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

刘 杰，刘沛清，曹 硕

（1.成都飞机设计研究所，成都 610041；2.北京航空航天大学流体力学研究所，北京 100191）

非共面近距耦合鸭式布局鸭翼展向脉冲吹气增升特性

刘 杰1，2，刘沛清2，曹 硕1，2

（1.成都飞机设计研究所，成都 610041；2.北京航空航天大学流体力学研究所，北京 100191）

对40°前缘后掠角的主翼和40°前缘后掠角的鸭翼所构成的近距耦合鸭式布局简化模型进行了风洞测力、测压实验，系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果，给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系。测力结果表明，鸭翼展向吹气提高了该布局在大迎角时的升力，延迟了失速。测压结果表明，鸭翼展向脉冲吹气改善了中大迎角时主翼翼面流态，增加了翼面吸力峰值，延缓了涡的破裂。这说明利用鸭翼展向脉冲吹气涡控技术，可以直接改善鸭翼流场，继而间接改善主翼流场。

非共面鸭式布局；展向吹气；间接涡控制技术；测力；测压

0 引 言

对于鸭式布局，若鸭翼纵向位置距机翼较近，鸭翼兼有操纵面及气动增升部件双重功能，则称为近距鸭翼或气动鸭翼。对于近距耦合鸭式布局，鸭翼距机翼较近以致鸭翼流场与机翼流场产生干扰耦合，这种相互作用能够延迟机翼涡的破裂，增大布局的升力系数和失速迎角，从而改善机翼大迎角气动性能。

为了延迟鸭式布局的失速迎角、提高最大升力系数，同时考虑到鸭翼涡脱出后对其后的气动部件会产生明显影响，对鸭翼涡实施控制便成为一种自然的考虑。按照控制方式可分为被动控制和主动控制两种。主动控制技术则是通常采用可改变的构型或有能量注入的方式来实现对流动的控制，因而可以随流动条件的改变而调整控制策略，一般这种控制方式结构并不复杂，对飞机构型无限制，成本又不高，灵活多变，适应性强，并且对飞机隐身有利，适合在飞机设计、改型时考虑使用。目前研究较多的主要有微吹气、断续吸气、机翼展向吹气、机翼横向吹气、边界层吹吸气技术、可动鸭翼（也包括其它气动舵面）以及基于MEMS（Micro Electromechanical System，即微电子机械系统）的合成射流激励器控制技术等。

展向吹气就是指在机翼上表面，沿与机翼前缘基本平行的方向，吹出一股很强的射流，达到提高前缘涡强度、延迟涡破裂、改善机翼气动性能的目的。连续展向吹气能有效延缓涡破裂，提高布局的气动性能，但由于其需要从发动机大量引气而受到了一定的限制，为了提高吹气效率，减小引气量，人们一直在不停地探索。Shi Z等人［8］在一个三角翼上做射流实验时发现，在大迎角下，由于射流作用而存在的前缘涡流型，在射流突然中断时，仍将在翼面上保持一段时间，然后才逐渐回到无射流时的破裂状态。秦燕华等人［6］发现在射流中断后的一段短暂的时间内，前缘涡会延伸得更长，到更靠近机翼后缘的部分，扩大了机翼前缘涡的控制区域。这种特性提示我们有可能利用脉冲吹气达到同样效果的同时节约了吹气量。

基于以上实验现象，利用机翼前缘涡在射流中断情况下的这种“迟滞”特性，在鸭翼展向连续吹气涡控技术研究的基础上，为进一步减小引气量，提高鸭翼展向吹气的控制效率和实用性，作者开展了鸭翼展向脉冲吹气涡控技术研究。

对后掠角为40°的主翼和后掠角为40°的鸭翼组成的非共面近距耦合鸭式布局进行测力和测压实验，系统研究了鸭翼展向脉冲吹气的增升效果，给出脉冲吹气频率以及脉冲宽度与布局升力之间的变化关系。

1 实验设备、模型及实验方法

测力和测压实验均在北京航空航天大学的D4低速风洞中进行。D4风洞为回流式开闭口两用低速风洞，本实验采用开口实验状态，实验段截面尺寸为2.5m×1.5m×1.5m，最大风速为60m／s，湍流度小于0.08%。

实验模型（包括测力模型和测压模型）是简化的近距耦合鸭式布局，由后掠角为40°的三角鸭翼和后掠角为40°的三角主翼组成（后面简称 W40C40，W代表主翼，C代表鸭翼）。三角鸭翼和三角机翼都采用无弯度平板，材料为硬铝。图1是布局W40C40测力模型的平面示意图。其中主翼面积等于0.05625 m2，鸭翼面积等于0.00675m2，主翼和鸭翼的厚度都是4mm，鸭翼和机翼前后缘均在迎风面倒角45°。鸭翼展向吹气喷口为外径2.5mm，内径2mm的细钢管，喷口距翼面高度为2.5mm，在翼面上的长度为3mm。

图1 W40C40布局Fig.1 W40C40canard configuration

测压模型与测力模型相似，相似比为1：1.5，模型厚度为6mm，鸭翼面积为0.0153m2，机翼面积为0.1265m2。鸭翼展向吹气喷口为外径3.5mm，内径3mm的细钢管，喷口距翼面的高度为3.5mm，在翼面上的长度为3mm，射流方向平行于鸭翼前缘。实验中，鸭翼表面不设测压点，所有测压点都在主翼的上表面。主翼从20%～80%根弦长处沿展向均布有7行测压截面，共135个测压点，每个测压截面上的各个测压点之间的距离都是15mm。测压点展向位置无量纲系数定义为ξ＝z／dx，其中z为测压孔展向距离，dx为当地半展长。

变高度支撑件采用平面NACA0012翼型，厚度分别为20×2、10、5、2×2、1mm，可以实现从1～60mm任意变化。本实验共选取了3个鸭翼高度，分别为h＝0.02，0.06，0.12。各部件组装示意图如图2所示。

图2 各部件组装示意图Fig.2 Schematic diagram of the components assembled

实验采用应变式六分量测力天平，天平通过主翼末端锥套和测力模型连接，这种连接方式具有对翼面涡系干扰小的优点（测压实验也采用同样的连接方式）。测力风速分别为20m／s，以机翼根弦长为特征尺度的Re数为2.0×105。7次重复实验的升力系数的均方根值为0.0042，测力迎角范围0°～55°，间隔2°～3°。

测压实验所采用的压力采集设备为美国PSI的PSI9816智能压力扫描测压系统，测压风速为13.5 m／s，以测压模型机翼根弦长为特征尺度的Re数为2.03×105。实验采用的PSI9816测压系统共有32个模块，不同的模块之间通过网络连接，而每个模块共有16个测压通道，因此实验的压力值是一次性采集得到的。

测力测压实验的脉冲控制系统如图3所示。实验在流量计后面增加一个电磁阀，用计算机控制电磁阀的开闭实现脉冲吹气。电磁阀开闭响应快，在频率小于10Hz的情况下，可将脉冲信号近似为方波脉冲。实验所用的气源压力约8×105Pa（相对压强），在工作状态下保持恒定。需气量的大小由调压阀和流量计控制，调压阀控制高压管路的开闭，流量计用来监测实验所用流量的大小。

取5个干净的坩埚置于马弗炉中，灼烧温度为1 000℃，灼烧20 min后，置于干燥器中冷却，时间分别为 30 min、40 min、50 min、60 min、70 min 结果见表1。

图3 脉冲吹气控制系统示意图Fig.3 Pulse control system

流量计采用Dwyer Series RM型流量计，既可以测量流量，也可以调节流量。电磁阀采用Mac200电磁阀，可通过DA转换用计算机进行控制其开闭，以产生脉冲，其相应时间为开15ms，闭5ms。

重点研究脉冲参数（包括脉冲频率、脉冲宽度）对布局升力的影响规律，并揭示脉冲吹气获得较高气动收益的机理。实验中使用的鸭翼展向吹气频率分别为f＝0（不吹气），0.5，1，2和4Hz；选用了4个脉冲宽度，分别为q＝0（不吹气），0.2，0.5，0.8；选用了连续吹气动量系数Cμ＝0.3。

实验迎角范围为0°～55°，为了研究方便，针对不同实验条件下的增升规律，大致将迎角分为以下3种情况（不同实验条件的迎角范围有所差异）：小迎角范围（α＜18°）；中大迎角范围（18°≤α≤46°）；大迎角范围（α＞46°）。

2 实验结果和分析

2.1 有关参数的定义

鸭翼垂向位置采用相对高度表示，其表达式由式（1）给出：

式中，H 为鸭翼平面与机翼平面的垂向距离，Crw为机翼的根弦长。

鸭翼展向连续吹气动量系数定义为：

其中，ρ是远前方来流的密度（即风洞的气流密度），v是远前方来流速度，Sc是布局的鸭翼面积，˙m为吹气喷口气体的质量流量；vi为吹气喷口气体的速度。实验中通过流量计可以直接测量出吹气喷口处气体的体积流量Q，进而计算出吹气喷口处气流的速度。

其中，T为吹气周期，脉冲宽度q为一个周期内吹气时间与总周期的比值。

由于天平校心和模型气动中心距离较远，导致模型力矩测量误差较大。有关鸭翼脉冲吹气对模型力矩特性的影响，需要在进一步实验中改进实验模型的连接方式后才能准确研究。故本文主要通过研究鸭式布局的升力特性和主翼上翼面压力特性，来探索鸭翼展向脉冲吹气技术对鸭式布局气动特性的影响。

2.2 测力结果

图4～5是 W40C40，h＝0.06，Cμ＝0.3，在脉冲宽度q＝0.2、0.8时，不同脉冲频率情况下，布局平均升力系数随迎角的变化曲线。由图可知，对于布局W40C40来说，在小迎角情况下，不同吹气频率的布局升力差别很小，这是由于此时前缘涡开始形成并稳定发展，翼面流动处于稳定状态，吹气对于流动产生的影响小，因此改变吹气频率布局的升力基本没有变化；在中等迎角时，鸭翼展向脉冲吹气增加了鸭式布局升力，扩大了失速迎角。这一现象的增升机理是：射流能够增强鸭翼涡涡核轴向速度，提高旋涡抗逆压梯度的能力，使得鸭翼涡破裂延迟，而鸭翼涡在主翼上方诱导主翼涡，延迟主翼涡的破裂，最终使得鸭式布局升力增加，失速迎角增大；大迎角时，不同吹气频率的布局升力差别也很小，这是因为翼面流动处于完全分离状态，吹气对其产生的影响小，因此改变吹气频率布局的升力系数基本保持不变。

从图4～5中，还可以发现当迎角处于中等迎角范围内，这段区域是吹气对流动影响较大的迎角范围。这时当脉冲宽度较小时，随频率的增加，布局升力增加，失速迎角增加，这是因为频率增加，使得脉冲吹气所产生的旋涡迟滞效应增强，最终导致增升效果随着鸭翼展向吹气的频率增加而提高；当脉冲宽度较大时，布局的升力只是在小频率范围内，随频率的增加而增加，而在频率较大时，随频率的增加，布局升力基本保持不变。当脉冲宽度较大时，两次吹气射流之间的时间已经很短了，而频率大到一定程度后，再增加频率，脉冲吹气所产生的旋涡的迟滞效应使得鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用基本相同，致使脉冲吹气对翼面流动的影响基本相同，此时布局的增升效果随鸭翼展向吹气的频率增加而基本保持不变。

图4 W40C40不同频率的升力曲线（q＝0.2）Fig.4 The lift curve of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.2）

图5 W40C40不同频率的升力曲线（q＝0.8）Fig.5 The lift curve of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.8）

图6 W40C40不同脉冲宽度的升力曲线（f＝1Hz）Fig.6 The lift curve of W40C40at different pulse widths（f＝1Hz）

图6是 W40C40，h＝0.06，Cμ＝0.3，在脉冲频率f＝1Hz时，不同脉冲宽度情况下，布局平均升力系数随迎角的变化曲线。在小迎角和大迎角情况下，鸭翼展向吹气对于流动产生的影响小，因此改变脉冲宽度布局的升力基本保持不变；在中等迎角范围内，这段区域也是吹气对流动影响较大的迎角范围，在这段迎角范围内，脉冲宽度越宽，布局升力越大，失速迎角也越大。由于脉冲宽度越高两次吹气射流之间的时间缩短，射流干扰对模型所产生的影响时间加长，同时其产生影响的衰减量也会减小，最终脉冲吹气的增升效果将随着脉冲宽度的增加而提高。

图7为 W40C40，q＝0.5，Cμ＝0.3，在脉冲频率f＝1Hz时，不同鸭翼高度情况下，布局平均升力系数随迎角的变化曲线。可以看出，在中等迎角范围内，h＝0.02和h＝0.06的升力系数曲线变化不十分明显，h＝0.12时升力系数明显下降。由于在Cμ＝0.3时，在小鸭翼高度范围内，变化鸭翼高度，鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用强度相似，鸭翼位置对升力系数的影响较小；但随着鸭翼高度的继续增加，鸭翼涡逐渐远离机翼翼面时，使得鸭翼涡与机翼涡的相互绕卷干扰减弱，升力系数曲线大幅下降。

图7 W40C40鸭翼相对于机翼不同高度时的布局升力曲线（f＝1Hz）Fig.7 The lift curve of W40C40at different canard heights（f＝1Hz）

2.3 测压实验结果

图8 W40C40布局不同频率时60%根弦截面压力曲线（q＝0.2，α＝24°）Fig.8 Pressure curves of 60%section of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.2，α＝24°）

图8～9是布局 W40C40在h＝0.06，Cμ＝0.3，迎角为24°，q＝0.2、0.8时，不同脉冲频率情况下，主翼60%根弦截面的压力系数曲线。可以看到，当脉冲宽度较小时，随着脉冲吹气频率的增加，在主翼面靠内的部分，压力系数的绝对值逐渐增加；随着脉冲吹气频率的增加，吸力峰值也随之增加。因为鸭翼展向脉冲吹气能够增强鸭翼涡，鸭翼涡与主翼涡产生的干扰耦合作用能够增强主翼涡并诱导主翼涡向外侧移动，这种增强作用使得主翼吸力增加。随着脉冲吹气频率的增加，鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用强度逐渐增强，使得主翼吸力增加，从而使得布局升力增加。当脉冲宽度较大时（除开不吹气的情况），随着脉冲吹气频率的增加，主翼截面的压力系数分布基本不变，由于当脉冲宽度较大时，两次吹气射流之间的时间已经很短了，而频率大到一定程度后，再增加频率，脉冲吹气所产生的旋涡的迟滞效应使得鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用基本相同，致使主翼截面的压力系数分布基本不变，布局的升力也就保持不变。

图9 W40C40布局不同频率时60%根弦截面压力曲线（q＝0.8，α＝24°）Fig.9 Pressure curves of 60%section of W40C40at different pulse frequencies（q＝0.8，α＝24°）

3 总 结

通过以上实验研究，可得出以下结论：

（1）通过研究鸭翼展向脉冲吹气对鸭式布局W40C40升力的影响，发现脉冲吹气能够在中大迎角范围增加布局的升力，增大失速迎角；

（2）在中大迎角范围内，对于相同脉冲宽度的情况，当脉冲宽度较小时，随频率的增加，布局升力增加，失速迎角增加；而当脉冲宽度较大时，布局的升力只是在频率较小时，随频率的增加而增加，而在频率较大时，随频率的增加，布局升力基本保持不变。由于此时两次吹气射流之间的时间很短，频率大到一定程度后，再增加频率，脉冲吹气所产生的旋涡的迟滞效应使得鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用基本相同，使得此时布局的增升效果随鸭翼展向吹气的频率增加而基本保持不变；

（3）在中大迎角范围内，脉冲宽度越高，布局升力越大，失速迎角也越大；

（4）在小鸭翼高度下，变化鸭翼高度，由于鸭翼涡与机翼涡的干扰耦合作用强度相似，鸭翼位置对升力系数的影响较小；随着鸭翼高度的继续增加，鸭翼涡逐渐远离机翼翼面，使得鸭翼涡与机翼涡的相互绕卷干扰减弱，升力系数曲线大幅下降；

（5）对布局 W40C40进行的测压实验发现脉冲吹气能够增加主翼涡强度，延迟主翼涡破裂，从而改变主翼上表面压力分布，提高鸭式布局升力；其结果也验证了测力实验的正确性。

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刘 杰（1986－），男，湖南怀化人，硕士研究生。研究方向：空气动力学。E－mail：xiaojie20061＠163.com。

Lift－enhancement of canard－spanwise pulsed blowing of non－coplanar close－coupled canard configuration

LIU Jie1，2，LIU Pei－qing2，CAO Shuo1，2
（1.Chengdu Aircraft Design and Research Institute，Chengdu 610041；2.Institute of Fluid Mechanics，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China）

A wind－tunnel force and pressure measurement experiment was conducted to investigate the effect of canard－spanwise pulsed blowing on lift－enhancement over a simple close－coupled canard configuration with a 40deg swept delta wing and a 40deg swept delta canard.The correlations between the pulse frequencies and width with the lift are presented at different angles of attack.The results of force measurement reveal that the life can be increased at large angles of attack，the critical stall angle can be delay by using canard－spanwise pulsed blowing.The data of pressure measurement show that canardspanwise pulsed blowing improve the flow on the wing at large angles of attack，enhance the suction peak value and delay the breakdown of the wing＇s vortex.So it is possible to directly control the flow of canard and indirectly control the flow of wing by the vortex control technique of canard－spanwise pulsed blowing.

non－coplanar canard configuration；spanwise blowing；indirect－vortex－control technology；force measurement；pressure measurement

V211.7

A

1672－9897（2011）04－0037－05

2010－07－22；

2011－02－28

国防预研基金项目（9140A13020307HK0127，9140A13040109HK149）