0 引言

未来航空器所面临的最大挑战之一是如何发展和应用先进技术以显著降低飞行器的油耗，增加飞行航程。优良气动性能和创新气动控制是实现上述目标的重要途径^[1]。所以未来飞行器的设计不仅要有较高的升阻比；同时在飞行控制上，需要创新控制效应的飞行控制方式和系统。流动控制技术作为一种最具活力的飞行器气动性能增强和飞行控制手段，可以在飞行器的增升、减阻、降噪、姿态控制等方面广泛应用^[2]。

环量控制(Circulation Control)技术作为流动控制的方式之一，通过在机翼后缘吹气形成柯恩达(Coanda)效应来改变环量，实现对飞行器的增升减阻和姿态控制，具有使用简单、重量轻和易于实现等优势^[3]。环量控制技术原理如图 1所示，将常规机翼的尾缘变为带有曲率的圆弧，机翼内设置高压腔室，在上翼面和尾缘的交接处开设带有高度的气缝，由高压腔室经过导流装置从气缝沿切线方向喷射气流，该射流沿着圆弧曲面流动，在圆弧的表面具有边界层性质，之后变为自由射流。在尾缘处的偏转流体使翼型具有了气动型弯曲，形成Coanda效应^[4]来增大翼型整体升力和环量。

在飞行控制原理上，以滚转控制为例，常规舵面副翼偏转角引起的滚转力矩为^[5]：

$ {{\bar L}_A}\left( {{\delta _\alpha }} \right) = {C_{mx{\delta _a}}}\left( {\frac{1}{2}\rho {V^2}} \right)Sb{\delta _a} $

(1)

式中，$C_{m x \delta_{\alpha}}=\frac{\partial C_{m x}}{\partial \delta_{\alpha}}$为滚转控制导数，C_mx为滚转力矩系数，δ_α为副翼偏转角，S为机翼参考面积，b为机翼展长。由上述公式可知，当副翼舵面发生偏转时，左右机翼将产生非对称的气动力和力矩，从而实现滚转姿态控制。

而采用环量装置进行气动力矩控制，在一定的吹气系数下，机翼后缘通过吹气装置吹气使环量增加，升力增大，产生对应的对滚转力矩。

研究人员做了大量关于环量控制机理以及应用研究。早在1975年, Englar等^[6-10]开展了环量控制机翼的机理研究。通过翼型尾缘上表面切向吹气实验研究发现，应用环量控制的二维和三维翼型比传统翼型增加了两倍到三倍的升力。同时，对超临界翼型应用环量控制进行射流计算，发现在低质量流量的情况下，使用稳定的喷射也能产生与传统的高升力翼型相当或者更优的升力系数。

许和勇^[11]提出了对钝后缘风力机翼型的主动循环控制和数值模拟研究，指出翼型的升力系数C_L随着吹气系数C_μ的增加而增大，C_L-C_μ曲线可以分为分离控制阶段和超环量控制阶段两部分，且分离控制阶段的控制效率最高。

在控制方面，戴新喜^[12]等将环量控制装置应用于常规布局飞行器进行了风洞试验以及模型试飞，表明环量控制装置能够抑制大迎角的流动分离，在设计巡航速度15 m/s时，依然能够使气流发生上下偏转。同时，通过与常规机翼对比得出结论：在10 m/s风速下，环量控制机翼最大可以产生50°的副翼舵效和10°的升降舵效。

在应用方面，史志伟^[13]等开展了等离子体飞行器控制机理的研究。分析了等离子体激励器对流场进行流动控制的机理。风洞试验结果表明激励器开启后，飞行器的失速迎角从12°提高到14°。通过PIV结果表明，激励器能够改变飞行器左右机翼的流动分离、所受阻力以及压力中心(分离点的位置)来实现滚转、偏航和俯仰力矩控制。

综上所述，环量控制技术在飞行器的性能增强方面，如：提高失速迎角、延迟流动分离、增升减阻等方面具有广阔的应用前景，而在创新飞行控制方面也越来越受到重视^[14-16]。

虽然环量控制技术的研究历史比较久，用于气动增强的研究也较多，但用于创新飞控的研究还需要加强。尤其是为了使环量控制技术应用于未来飞行器、以增强飞行器的升阻比和控制性能，还需要获得环量控制对气动力尤其是气动力矩的控制规律和控制原理。基于此，本文设计了一套应用于飞行器的环量控制装置，并通过数值模拟和风洞实验研究其在增升和控制方面给飞行器带来的影响。

首先，开展了基于环量控制的二维翼型数值模拟，通过数值模拟结果选取环量控制装置的喷口高度和后缘圆弧半径。其次，对实验模型进行天平测力和PIV测流场实验。通过天平测力实验，验证该环量控制装置在增升和滚转控制方面的有效性。通过PIV测流场实验，研究环量控制对绕流流场的影响和产生气动控制的机理。最后，结合喷气对环量控制机翼产生的影响，引用“有效升阻比”的概念，对环量控制机翼进行能效分析。

1 环量控制翼型气动力数值模拟研究

环量控制可以有效延迟附面层的分离，增加附体流动的距离，改变翼型前后缘的驻点位置和环量，提高升力。同时射流与外流混合，带动外流使流线发生较大的偏转^[17]。其吹气系数定义为：

$ C_{\mu}=\frac{\dot{m} U_{J}}{q_{\infty} S} $

(2)

式中，${\dot m}$代表射流的质量流量；U_J代表射流的速度；S代表实验模型的参考面积(二维中表示翼型弦长)；C_μ表示射流动量通量与自由来流动量通量的比值^[18]。

影响环量控制装置性能的因素有很多，主要有射流出口高度H，后缘半径R_cc，射流出口展向速度均匀性等。为保证环量控制的高效性，选择射流出口高度H和柯恩达尾缘半径R_cc的多个工况组合，利用Fluent数值计算吹气系数，来流迎角以及柯恩达尾缘参数对二维环量控制翼型气动特性的影响。采用雷诺平均N-S方程，k-ε湍流模型^[19]，该模型在近壁区和自由剪切层中都表现出良好的数值模拟能力，适合于较大逆压梯度特性的流场模拟。求解器为基于压力的二维非定常计算，差分格式为隐式。为简化起见，没有考虑翼型内部气腔，直接在射流出口处给定压力进口边界条件，翼型表面为物面无滑移边界条件，远场为压力远场。选用Clark-Y翼型，翼型的尖后缘修形为Coanda表面形状。计算域生成非结构网格，在翼型前后缘及射流出口附近进行局部加密，最贴近壁面的一层网格高度为1.0×10^-6，网格总数为2.87×10⁵，面积17.5c× 15c(图 2)，c为翼型弦长。

图 3是环量控制装置二维模型在不同喷口高度H和不同尾缘半径R_cc组合下的数值模拟计算结果。结合实际模型的尺寸，在相同来流条件(来流风速为20 m/s，迎角为0°)和不同喷口压强的工况下，进行数值模拟。对比分析不同尾缘参数组合下的计算结果，可以得到在喷口高度比后缘半径H/R_cc=0.067时，相比于其他参数组合，升阻比最大。因此，选定环量控制装置的H/R_cc =0.067作为实验模型的设计参数。

采用图 2所示计算域，环量控制翼型向下吹气，迎角为10°的速度云图和流线图如图 4所示，速度场进行了无量纲化($u^{*}=\frac{u}{U_{\infty}}, v^{*}=\frac{v}{V_{\infty}}$)。

图 4(a)为吹气系数C_μ= 0时的速度云图，可以看到，由于无分离，流线沿着翼型的上、下翼面平滑的流过，随后在二维翼型后缘处汇合。

图 4(b)是吹气系数C_μ为0.04时的速度云图，可以看到相比于未吹气的流场，吹气后翼型后缘的流线向下翼面发生了明显偏转。同时，通过速度云图可以发现，随着吹气系数的增加，翼型上表面的颜色加深，即速度得到了增加。其原因是由于科恩达后缘环量装置吹出的高速气流冲入边界层，减少了边界层内的低能流体，增加了流向动量^[20]。

2 环量控制翼型气动力及气动力矩实验验证 2.1 风洞

本实验在低速回流式风洞XHWT进行，该风洞可控制风速范围为0.5~60 m/s，实验段尺寸为3 m×1.2 m×1.2 m(长×宽×高)，收缩比为7.1，湍流强度ε ≤ 0.5%，气流偏角|Δα| ≤ 0.50，|Δβ| ≤ 0.50。

2.2 气动天平

本实验采用盒式六分量应变天平，天平响应频率大于80 Hz，总体尺寸为200×100×60 mm的矩形结构，该盒式天平六分量最大量程为50 kg，校准精度为0.013%~0.48%，准度为0.27%~0.48%。

2.3 实验模型

实验所用环量控制机翼半模模型展长为522 mm，翼根弦长为411 mm，翼梢弦长为219.9 mm。为了对比研究，设计两个模型，一个是常规带舵面(副翼)的模型(图 5(a))，舵面(副翼)长度为400 mm，后掠角为36°，模型由ABS树脂材料加工；另一个是带有吹气装置的模型(图 5(b))，整体尺寸与常规带舵面模型一致。其中吹气实验模型设计了环量控制装置(图 5(c))，由气源接口，流线形流道，喷口以及柯恩达尾缘组成。气源接口为圆形，外径为24 mm；流道将装置过流面积等分为六段，每一段尺寸为64.3 mm×0.3 mm；喷口整体出气宽度L_CC=400 mm。外接气源通过优化过的流道，经由喷口均匀出气，最后，喷口射流完整覆盖柯恩达尾缘，形成“柯恩达效应”。吹气模型由树脂材料3D打印加工。

2.4 气动力控制

在开展风洞测力实验之前，为了验证天平测量实验的精确性，进行七组重复性实验，实验风速为20 m/s，来流迎角为-4°到28°，七组重复性实验的气动力、气动力矩系数一致，升力系数的偏差量在±0.004至0.015之内，标准差为0.018。阻力系数的偏差量在±0.007至0.02之内，标准差为0.013。滚转力矩系数的偏差量一般在± 0.003至0.0315之内，标准差为0.013。

在副翼位置开展吹气控制实验，来流风速20 m/s，迎角为-4°到28°，如图 6为副翼位置吹气装置在机翼分布的示意图，由喷口向下吹气。吹气系数C_μ分别为0.005、0.013、0.02、0.03、0.04。

为了对比气动控制效果，选取最大舵偏和最大吹气系数条件下，升力系数增量结果，如图 7所示。可见，吹气条件下，在α＝0°~14°范围内，升力系数增量随迎角增加而增加，在14°以后，由于流动分离，升力增量下降，在吹气系数C_μ=0.04时，最大升力系数增加32.4%。而常规副翼在迎角为α＝6°之后，随着迎角的增加，升力系数增量值急剧减小，其原因是机翼边界层分离引起的升力损失，常规舵面副翼的偏角为30°时，最大升力系数增量为28.05%。

对比上述环量控制实验可得，在机翼后缘位置布置环量控制装置，能够延迟失速分离，增大失速迎角，显著提高机翼所受升力。

2.5 滚转力矩控制效果

为了验证环量控制对飞行器气动力矩的控制效果，开展了环量装置气动力矩控制研究。

环量控制装置进行滚转力矩控制时，使环量装置单独向上或者向下偏转实现(吹气位置见图 6)，实验测量了环量控制机翼在来流风速为20 m/s，迎角为-4°到28°，射流吹气系数C_μ分别为0.005、0.013、0.02、0.03、0.04的气动数据。

图 8是副翼位置环量控制装置在不同吹气系数条件下，向下吹气所产生的滚转力矩系数随着迎角的变化情况。可以看到，在-4°到16°迎角范围内，随着迎角的增加，环量控制装置在不同吹气系数下产生呈线性比例的滚转力矩系数曲线。

同时为了验证环量吹气装置气动力矩的控制效率，开展了常规舵面和环量吹气的对比实验。副翼偏转的角度分别为10°、20°、30°。规定舵偏δ_a下偏为正值。

来流风速20 m/s，迎角为-4°到28°，如图 9为常规舵面副翼的滚转力矩系数曲线，通过曲线可以看出，在δ_a为正的情况下，随着舵偏角度的增大，其产生的滚转力矩系数变化值也随之增大。同时在迎角为16°之前，滚转力矩系数随舵偏增加线性增加；在迎角大于16°以后，滚转力矩系数减小，舵面效率下降。

通过图 8和图 9比较，环量控制装置在正常飞行迎角范围内可以产生和常规舵面一样的滚转力矩。另外，随着C_μ的增加，环量控制装置产生的舵效也相应增加。

为了对比气动力矩控制效果，选取了最大舵偏和最大吹气系数条件下(向下吹气)滚转力矩系数增量(ΔC_mx)结果，如图 10所示，在整个实验迎角范围内，环量控制装置的滚转力矩控制效果明显优于常规副翼。随着迎角的增大，常规副翼产生的滚转力矩系数增量逐渐减小。在α ＞18°以后，滚转力矩增量急剧降低，表明在大迎角时，副翼失效，这对于飞行控制不利。而环量控制装置在迎角为0°到18°范围内，滚转力矩系数增量随迎角增大而增大，C_μ=0.04时，最大增量为60.3%，在18°以后，随迎角增加滚转力矩增量降低，但在整个实验迎角范围内，效率(ΔC_mx)高于副翼。

图 11为由副翼偏转产生的滚转力矩系数和由环量吹气产生的滚转力矩系数对比结果。纵坐标左侧为环量吹气产生滚转力矩系数(L_A(C_μ)/k)，右侧为副翼偏转产生滚转力矩系数(L_A(δ_α)/k)，其中k=$\left(\frac{1}{2} \rho V^{2}\right) S b$。可知，来流迎角α＝4°时，吹气产生的滚转力矩和副翼偏转产生的滚转力矩都呈线性变化，即斜率(滚转操纵导数$C_{m x \delta_{a}}=\frac{\partial C_{m x}}{\partial \delta_{a}}$)不变。

随着副翼偏角增大，L_A(δ_α)/k增加；随着吹气系数的增大，L_A(C_μ)/k也增加。而吹气环量产生的滚转力矩系数斜率要高于副翼偏转产生的滚转力矩系数斜率，说明在此条件下，本文设计的吹气环量装置，其飞行控制效率高于副翼控制效率。

3 气动控制机理研究

本实验使用的PIV激光器工作频率为15 Hz, 最大单脉冲能量为145 MJ，可产生532 nm的绿光，近场光束直径小于1.35 mm。实验中采用高纯度烟油作为示踪粒子，烟油被加热气化后的蒸汽粒子直径为0.6~1.2 μm，这使得其有较好的跟随性对流场影响较小，CCD相机中颗粒直径为2~4个像素。实验中CCD像素分辨率为2600×2100像素，采集区域大小为160 mm×190 mm。用于互相关分析的两帧图像的时间间隔为20 μs。在后处理分析时，问询区域为64×64像素，重叠率为50%，流场时均结果为132张瞬时流场图像的平均值。

为了验证环量控制装置产生气动力、气动力矩控制效果的流动机理，开展了2D- PIV流场实验研究，实验风速为20 m/s，拍摄位置位于副翼(沿展向y/c=77%)，如图 12所示，开展了喷口向下吹气实验。

如图 13是吹气装置喷口向下吹气，迎角为10°的PIV测量结果，速度场进行了无量纲化($u^{*}=\frac{u}{U_{\infty}}, $$v^{*}=\frac{v}{V_{\infty}}, $)。

图 13 (a)为未吹气的速度矢量图，可以看到，由于无分离，流线沿着模型的上、下翼面平滑的流过，随后在模型后缘处汇合。

图 13 (b)是吹气系数C_μ为0.04时的速度矢量图，可以看到相比于未吹气的流场，吹气后机翼后缘的流线向下翼面发生了偏转，且随着吹气系数的增加，气流偏转更加明显。同时机翼后缘靠近机翼上表面的流场箭头长度增加，即速度得到了增加。

喷口向下吹气的环量控制实验表明：环量控制装置通过向下吹气可以有效使气流发生向下偏转且对上表面流场进行加速。

图 14为环量控制翼型后缘流场结构特性。图 14(a)是未进行吹气，来流迎角为10°时的尾缘流场结构，与图 13(a)对应，流动没有发生分离，上下翼面气流，在后缘汇聚。当吹气系数C_μ=0.02时(图 14(b))，明显看到气流在上翼面尾缘位置得到了加速，与没有吹气进行对比，速度增加了20%，并且气流经过吹气尾缘，流向明显发生了偏离。当吹气系数增加到0.04时(图 14(c))，与没有进行吹气对比，上翼面尾缘速度增加了39%，气流偏转角度较C_μ= 0.02更大。

可见，柯恩达后缘的射流对主流具有加速效果，并且随着吹气系数的增加，加速效果更加明显。同时，本文所设计的环量吹气装置可以像常规操纵面一样，使机翼绕流发生偏转。

图 15给出了向下吹气后，随着吹气系数的改变，升力系数增量的变化规律。由图可得，随吹气系数C_μ的增大，升力系数增量基本呈线性关系增大。

4 吹气环量控制机翼能效分析

环量控制方法的能量消耗和产生的气动力及气动力矩的关系对环量控制翼型的可行性和经济性至关重要，为了能够准确衡量环量控制翼型在射流吹气作用下的效率，引入有效阻力(C_DE)及有效升阻比(C_y/C_DE)的概念^[21]:

$ \frac{C_{y}}{C_{D E}}=\frac{C_{y}}{C_{D}-C_{T}+C_{E}} $

(3)

$ C_{t}=\frac{\int\limits_{A_{j}} \frac{1}{2} \rho u_{j}^{2} \mathrm{~d} A}{\frac{1}{2} \rho_{\infty} v_{\infty}^{2} C} $

(4)

式中C_y为翼型升力系数，C_D为翼型阻力系数，C_DE为翼型有效阻力系数，C_T=C_tcosθ_j为吹气射流产生的总推力系数，E=${\int\limits_{{A_j}} {\frac{1}{2}} \rho u_j^3{\rm{d}}A}$A为吹气消耗的能量，$C_{E}=\frac{E_{j}}{v_{\infty} q_{\infty}}$为吹气所消耗的能量系数，θ_j为吹气射流和来流方向的夹角，u_j为吹气射流速度，C_t为吹气射流产生的反向力。

有效升阻比为翼型升力系数与有效阻力系数的比值，能够综合地反映出了翼型的气动特性，在原有翼型升阻比的基础上，引入吹气射流所带来的能耗(C_E)和产生的推力(C_T)，即翼型有效阻力系数，能够全面地解释环量控制翼型吹气效率的高低。图 16为来流迎角4°，风速为20 m/s时，有效升阻比随吹气系数的变化趋势图，可以看出，随着吹气系数的增加，有效升阻比增大，当吹气系数为0.02时，有效升阻比最大，最大值为9.314，当吹气系数大于0.02时，有效升阻比降低，即环量控制翼型吹气效率降低。

5 结论

本文将环量控制技术应用于翼身融合布局飞行器半模模型，验证气动力和气动力矩的控制能力。通过数值模拟与风洞实验测量，得到以下结论：

1) 应用二维CFD设计的环量控制装置，通过调节吹气量，可以有效地提高机翼升力。风洞测力实验表明，吹气系数C_μ=0.04的环量控制机翼，最大升力系数增加了32.4%。

2) 与常规带舵面相比，环量控制技术将失速迎角从14°提高到了19°。意味着飞行器的飞行包线有了显著的扩大。这对于飞行器可控性和可靠性的提高都有着重要意义。

3) 吹气环量装置通过改变机翼所受升力，产生了滚转力矩。与常规舵面偏角为30°相比，吹气系数为0.04时，滚转力矩最大增加了95%。吹气环量装置(C_μ= 0.04)产生的滚转力矩控制效果优于常规舵面(舵面30°)，并且随着吹气系数的增加，滚转力矩控制效果增强。

4) 引入“有效升阻比”，对环量控制机翼进行能效分析，结果表明，本文所设计的环量控制装置在吹气系数C_μ=0.02时，有效升阻比最大，机翼的吹气效率最高。

本文研究了环量控制装置在机翼上的气动控制效果及其作用机理。表明环量控制装置能够改善流场品质，提高机翼升力。同时，通过改变后缘气流偏角，可能代替副翼对飞行器进行滚转力矩控制，这为后续环量控制在工程上的应用和进一步探究其控制规律提供了基础。