0 引　言

起降性能是飞机初始设计阶段最主要的限制因素，特别是短距起降设计，需要巨大的升力，即使最复杂的缝翼、襟翼组合高升力系统都无法满足^[1]。波音公司设计生产的C-17运输机利用外吹式襟翼（EBF）获得短距起飞性能^[2]，而其早期设计的YC-14采用上表面吹气技术（USB）^[3]。尽管这两类高升力系统可以获得类似的升力增量，但它们在包括稳定性、维护费用和巡航性能等细节方面有较大不同。环量控制是第三种增升方式，类似上表面吹气，利用柯恩达效应^[4]，即流体在曲面外形上的附壁效应，使流动沿着物面切线的方向发生偏转，通过高能量射流控制附面层内的流动形态，使绕翼型的流动产生很大的环量,从而获得高升力。

早期环量控制翼型^[5-7]的设计采用圆形或近圆形尾缘，在不需要传统襟缝翼的情况下，就可以获得较为可观的增升量。较大的尾缘半径可以显著增加升力，但在巡航时，厚度较大的钝形尾缘产生不可忽略的附加阻力；较小的尾缘半径可以满足气动设计对巡航阻力的要求，但当压比达到一定值或射流缝宽较大时，射流在柯恩达型面偏转之前就已发生分离，限制了环量控制高升力系统的增升能力。

内吹式襟翼环量控制翼型^[8-11]可以克服上述缺点。襟翼（Hinged Flap）可以在0°至90°范围内偏转。起飞或着陆时，通过简单偏转，像传统襟翼一样展开，形成半径较大的柯恩达型面，利用柯恩达效应，沿前缘切向进行吹气，控制襟翼上的分离流动，后缘驻点后移，在射流卷吸作用下，周围流体流动加速，前缘驻点沿压力面下移，环量增加，提高升力；巡航时襟翼收回，类似传统机翼的尖后缘，极大地减小了阻力。通过调节襟翼偏角，可使其适应不同的飞行状态，且没有缝道流动，可大大降低飞机的噪声水平^[12]。这种类型的增升方式，与早期环量控制翼型设计相比，增加了移动部件，确实会增加重量和机械装置的复杂性，但通过绕简单的铰链旋转，使其机械系统复杂性维持在合理水平。整体上来说，吹气襟翼设计在不额外增加巡航阻力的前提下，仍能提供高升力，满足短距起降性能。

Lee-Rausch等^[13]通过RANS方程对GTRI翼型的二维流场进行数值模拟，并与试验结果进行对比，表明基于RANS的求解器可以用于预测双圆弧环量控制翼型的气动性能。Jones等^[14]通过PIV技术在风洞实验中观测了40°偏角双圆弧环量控制襟翼与圆形尾缘环量控制翼型在不同吹气动量系数下的流场结构，着重分析了这两种典型环量控制翼型前缘驻点和分离区的流动机理。德国布伦瑞克工业大学的Jensch等^[15-16]采用数值模拟的方法分析了襟翼几何参数、襟翼偏角、吹气缝几何参数和吹气频率等设计参数对内吹式襟翼气动特性的影响，主要目的是优化几何参数，提高吹气环量控制效率。Liu 等^[17-18]研究了定常/脉冲吹气对二维双圆弧环量控制翼型气动特性的影响。

国内针对内吹式襟翼提升翼型低速高升力性能也开展了大量的研究。朱自强等^[19]主要讨论了环量控制技术的发展与研究；孔博等^[20]、王妙香等^[21]、陈功^[22]、刘睿等^[23]主要分析了襟翼几何参数影响，并对吹气方案进行设计优化；姜裕标等^[24-25]对非定常升力响应特性进行了研究以及实验研究了地面效应对射流增升翼型性能的影响。

人们采用试验或计算的方法对环量控制增升能力和流动机理进行了大量的研究，并对环量控制参数进行优化，致力于提高环量控制效率，但对内吹式襟翼环量控制翼型流动控制特性、流场结构细节、失速特性及失速机理研究较少。本文针对某亚声速翼型内吹式襟翼，研究不同吹气动量下翼型的气动特性及典型流场结构，分析不同控制阶段环量控制机理及在无前缘装置情况下失速特性、失速机理，进一步提高对环量控制技术的认识，为环量控制翼型设计、失速控制、控制策略选择等提供参考，以推动该技术向工程领域的应用转化。

1 算例验证

本文采用商用软件CFX进行计算，通过求解二维雷诺平均N-S方程，对流场进行定常数值模拟。采用格心格式的有限体积法对控制方程进行离散，空间离散采用二阶迎风格式，时间推进方式采用LU-SGS（Lower-Upper Symmetric Gauss- Seidel）隐式时间推进算法，采用全湍假设，两方程k- $\omega$ SST（Shear-Stress-Transport）湍流模型。分别采用圆弧环量控制翼型和30P30N三段翼两个算例用于求解器精度验证。

1.1 双圆弧环量控制翼型

GTRI（Georgia Tech Research Institute）双圆弧环量控制翼型^[13]是在GTRI 30 inch×40 inch亚声速研究风洞开展的环量控制实验构型之一。模型最大厚度为16%，弦长c为0.2032 m，襟翼弦长c_f为0.0955c，襟翼偏角δ_f为30°，展长为0.762 m，射流缝宽度为0.00191c，来流马赫数为0.0842，基于弦长的雷诺数为0.37×10⁻⁶。实验是在自由转捩条件下进行。实验迎角修正从 C_μ = 0时的 −0.005°至 C_μ = 0.374时的−0.056°。计算采用二维模型，几何参数与实验模型剖面一致，迎角为0°，来流马赫数与实验相同。

采用结构网格，O型网格拓扑，计算域为50倍弦长，翼型弦向布置380个网格点，展向拉伸一个网格尺度。二维模型网格单元约为2.25×10⁵，物面第一层网格高度为1×10⁻⁵，满足y⁺≤1，图1为网格剖面图。

图2为0°迎角时不同吹气动量系数下，升力系数计算值与实验值对比。吹气动量系数为0时，即襟翼不吹气，由于襟翼偏角较大，翼型尾缘附近有较大范围的分离区，采用两方程k- $\omega$ SST湍流模型和准定常计算，很难获得满意的结果；吹气动量系数小于0.16时，升力系数计算值与实验值误差在5%以内，计算结果与实验结果吻合较好；吹气动量系数继续增加，升力系数计算值大于实验值，误差增加。吹气动量系数较大时，升力系数计算值大于实验值，主要是由以下几方面原因：1）计算均为0°迎角，而实验数据迎角进行修正后小于0°，且随吹气动量系数增加，实验迎角逐渐减小^[26]；2）对于高升力构型，模型与风洞壁面连接处产生的涡结构，对二维翼型的流场产生较大干扰^[27]；3）吹气动量系数较大时，射流面强度和射流偏角较大，这时洞壁对升力增加产生不利干扰。

下文中内吹式襟翼环量增升技术涉及的吹气动量系数均小于0.12，属于中小吹气动量系数范围，在该范围内，认为计算结果较为可信。

1.2 30P30N三段翼

30P30N翼型是道格拉斯公司设计的三段翼，已有大量的计算和实验研究^[28]，是广泛应用于CFD验证的标模之一。计算网格如图3，采用结构网格，O型网格拓扑，计算域为75倍弦长，弦向前缘缝翼布置65个网格点，主翼布置203个网格点，襟翼布置105个网格点，网格量约3.2×10⁵，物面第一层网格高度为2×10⁻⁶，满足y⁺≤1。计算状态为Ma = 0.2，Re = 5.0×10⁶。

图4为升力系数计算值与实验值对比，30P30N翼型的计算结果在线性段与实验数据吻合较好，失速评估相较于实验值略微提前。

本文采用的数值方法在模拟大分离方面存在不足，失速后襟翼上方流场存在非定常涡旋结构，定常求解时升力波动，故采用平均升力系数代表计算结果。通过对双圆弧环量控制翼型和30P30N翼型计算值与实验值进行对比，结果表明采用的求解器具有可满足工程应用研究需求的计算精度和可靠性。

2 亚声速翼型数值模拟 2.1 模型设计

取某亚声速机翼根部10%展长处剖面翼型为计算模型，弦长缩比至1 m，最大厚度为18%，襟翼弦长c_f = 0.25c，襟翼偏角δ_f = 60°，偏转轴为翼型下表面75%弦长处。射流缝高度h = 0.001c，主翼尾缘壁厚d = 0.001c，射流出口位于襟翼前缘，其与偏转轴的连线与弦线垂直，射流方向与出口处曲线相切，与弦线平行。图5为模型几何外形图。

2.2 边界条件及参数说明

边界条件：远前方来流 ${v_\infty }$ = 40 m/s，认为腔内是稳定气源，入口边界条件为总压 ${p_0}$ 、总温 ${T_0}$ ，参考压为来流静压 ${p_\infty }$ ，假定腔内为一维等熵流，可得到出口名义射流速度 ${v_{{\rm{Jet}}}}$ ：

${v_{{\rm{Jet}}}} = \sqrt {2R{T_0}\frac{\gamma }{{\gamma - 1}}\bigg[1 - {{\bigg(\frac{{{p_\infty }}}{{{p_0}}}\bigg)}^{ \frac{\gamma-1 }{{\gamma }}} }\bigg]} $

(1)

动量系数定义：

$ {C_\mu } = \frac{{\dot m{v_{{\rm{_{Jet}}}}}}}{{{q_\infty }S}} $

(2)

其中， $\dot m$ 为流经射流出口的质量流量，通过对气源入口进行积分求得，S为翼型参考面积。计算保持射流缝高度不变，通过调节气源入口压力，改变压比，进而改变出口处的气流速度和质量流量，改变吹气动量系数。

2.3 网格无关性

计算采用二维模型，展向拉伸一个网格尺度。使用结构网格，O型网格拓扑，计算域为50倍弦长，网格生成过程中保持物面上满足y⁺≤1。分别生成两套网格，网格量分别为2.25×10⁵万（翼型弦向布置380个网格点）和3.37×10⁵（翼型弦向布置421个网格点）。图6为网格拓扑结构及网格剖面图。

表1给出了两套网格的计算结果对比。由表1可知，两套网格的计算精度相当，为减小计算量，选择第一套网格进行计算。

3 结果分析 3.1 内吹式襟翼气动力特性分析

图7给出了迎角0°下翼型升力系数随吹气动量系数变化曲线，由图可知，升力系数随吹气动量系数增加非线性变化。根据控制效果和控制机理，把吹气控制区分成两段，附面层分离控制区和超环量控制区，交界处吹气动量系数定义为临界吹气动量系数。本算例临界吹气动量系数为0.031，临界吹气动量对应的升力系数为3.8985，与不吹气情况相比，升力增加125%。

升力系数增量与吹气动量系数的比值定义为增升效率，用来衡量吹气控制增升效能。图8为0°迎角下，环量控制增升效率曲线。由图看出，临界吹气动量系数对应的增升效率最高，约为70；吹气动量系数小于临界值，增升效率增加；吹气动量系数大于临界值，增升效率下降。在设计翼型的时候，可以根据目标升力系数合理选择襟翼几何参数，使得设计状态出现在临界状态右侧附近，提高控制效率，同时留有足够的安全余量。

对主翼和襟翼上的升力进行分部积分，分析吹气作用下，主翼和襟翼上的升力系数增量变化。图9为主翼和襟翼上的升力增量随吹气动量系数变化曲线，其中实线表示部件升力增量，虚线表示部件升力增量占总升力增量的百分比。吹气动量系数0.031，主翼和襟翼上的升力增量分别为1.7009、0.4639，占比分别为78.6%和21.4%；吹气动量系数为0.088时，主翼和襟翼上的升力增量分别为2.7342、0.81，占比分别77.1%和22.9%。可见施加吹气作用后，翼型升力增加主要来自于主翼上环量升力增加，其贡献了约78%的升力增量，襟翼上由于射流偏转产生的升力增加仅占约22%，且各自所占比例随吹气动量系数变化较小。

表2给出了超环量控制阶段不同吹气动量系数下焦点相对位置。由表可以发现，吹气动量系数增加，翼型气动中心位置后移。与临界状态相比，吹气动量系数0.073时升力系数增加了29.4%，气动中心位置后移1.4%c。

3.2 内吹式襟翼增升机理分析

图10给出了不同吹气动量系数下的表面压力系数分布，当吹气动量系数为0时，翼型上的压力分布比较平缓，由于襟翼上存在大分离，因此翼型前缘负压峰值小。施加吹气控制后，翼型压力面压力系数变化较小，吸力面压力系数发生明显变化，但压力分布形态相似：整个吸力面上负压绝对值均有显著增加，在翼型中段表面曲率较小的地方增加较少，主翼前缘和襟翼前缘表面曲率较大的地方增加更多，出现吸力峰值；随吹气动量系数增加，吸力峰值继续增加。

压力系数变化反映的是流动形态的变化，整个翼型上表面、主翼前缘和襟翼前缘负压绝对值增加，说明高速射流除了有增加襟翼附面层能量，吹除襟翼上分离流动的作用，还通过对绕主翼附面层低速流体的卷吸作用，增加绕主翼流动速度和前缘上洗，提高背风面和前缘吸力进而增加升力。

图11给出了翼型绕流2条特殊的流线，一条止于驻点，称之为驻点处流线，一条始于尾缘，称之为尾缘处流线。随着吹气动量系数增加，前缘驻点后移，上洗作用增强，翼型的有效迎角更大；随着吹气动量系数增加，尾缘流线与来流夹角越来越大，射流沿着襟翼尾缘壁面的切线方向流动形成虚拟型面，对下翼面流动的阻滞作用增强，翼型环量增加，升力增加。

3.3 襟翼上典型流动结构分析

图12为临界吹气动量系数下襟翼上典型流动结构，流场为准定常附着流动^[29]。分别在射流出口的上边界和70%弦长处主翼附面层的外边界划流线，分别表示射流的外边界和主翼附面层尾迹的外边界，这两条流线将襟翼上的流动划分为3个区域，射流区、主翼附面层尾流区和外流区。第一条流线与襟翼壁面之间的区域为射流区，两条流线之间的区域为绕主翼流动附面层尾迹区，尾迹区的外侧为外流区。其中主翼附面层尾迹区又可以根据速度大小划分为混合区和低速尾流区。在襟翼90%弦长处沿壁面法线方向划一条直线，长度为0.04 c，以确定射流边界和主翼附面层尾迹外边界在90%弦长处壁面法线上的位置。

射流区主要是射流出口喷出的高速射流流经的区域，速度较高，由于壁面摩擦，靠近壁面处速度较低，沿壁面外法线方向，速度越来越高。主翼尾迹区的流体主要是绕主翼流动附面层内的流体，从射流边界沿壁面法向向外看，速度先减小，后增加，呈非对称“V”字形分布，即两侧高，中间低。主翼附面层尾迹中最靠近壁面的流动区域，与高速射流发生掺混、受射流卷吸，流动速度增加最明显，把该区域定义为混合区，即“V”字形的近壁面一侧高点区域。混合区内的速度沿壁面外法线方向逐渐减小，射流外边界定义为混合区的内边界，混合区外侧与主翼附面层流动外边界速度相同的位置定义为混合区的外边界。绕主翼附面层流动中间区域受射流和外流影响都较弱，能量最低，速度最小，此区域即是“V”字形分布的中间低点；绕主翼附面层最外侧的区域，受外流影响，沿壁面外法线方向速度逐渐增加，此为“V”字形分布的远壁面一侧高点。主翼附面层尾迹区以外的流动区域为外流。

图13为翼型90%弦长位置沿壁面法线无量纲切向速度分布。与图12对应，沿壁面外法向把流动分为4个区域，依次为射流区、混合区、低速尾流区和外流区。可以发现，随吹气动量系数增加，射流区速度越来越高，但射流高度越来越小；主翼附面层尾迹区范围逐渐减小，其中混合区范围增加，速度也有较大提高，而低速尾迹区范围减小，甚至消失；外流越来越靠近壁面。

射流区范围减小，是由于吹气动量增加，根据柯恩达效应，内外压差加大，进一步将射流压向壁面，根据射流自相似性，随着吹气动量增加，在射流下游90%弦长位置，射流与壁面之间的距离逐渐减小；主翼附面层尾迹减小同理，内外压差加大进一步将尾迹流压向壁面；吹气动量增加，射流速度与主翼附面层尾流之间的速度梯度增大，加之内外压差加大，射流与附面层尾迹之间的掺混增强，有更多的能量传递至尾流中，使得混合区的范围增加，速度更高，低速尾迹区的范围减小，甚至消失。

随吹气动量系数增加，主翼附面层尾迹更靠近壁面，反映的是柯恩达效应增强，内外压差增大，将流动进一步压向壁面；主翼附面层尾迹区范围更小，速度更高，说明其抵抗分离的能力增强。从襟翼上流动结构随吹气动量系数变化规律，也可以更好的理解吹气襟翼增升控制机理。

3.4 失速特性分析

图14为不同吹气动量系数下升力系数随迎角变化曲线。在计算吹气动量系数范围内，失速迎角先减小后增加，总趋势是减小。

在附面层分离控制区，射流能量不足无法始终附着在襟翼上表面。小迎角时，射流与襟翼之间存在分离流动，射流与外流附着在一起，见图15（a）。随迎角增加，前缘吸力峰值增加，附面层动量损失厚度增加，由图16襟翼上分离点之前剖面的切向速度分布可以看出，射流与外流之间的附着效应减弱，C_μ = 0.011时，10°迎角下，射流附着在襟翼上表面，受射流效应直接影响、动量较大的尾迹仍然与射流附着，动量较小的尾迹与射流分离，因此射流对外流的动量传递减弱，外流发生流道扩张，出现回流区，见图15（b），翼型失速。

随吹气动量系数增加，射流能量增强，改善了柯恩达效应，襟翼上分离区减小，见图15（c），分离点向襟翼尾缘移动。相同迎角下，头部吸力峰值更高，因此在较小迎角下，射流就与外流发生分离，形成回流区，失速提前。图17给出了最大升力系数对应迎角下的压力系数分布。由图可以发现，在失速迎角附近，翼型头部吸力峰值几乎相同。

在超环量控制区，射流始终附着在襟翼上表面。与附面层分离控制区相比，有更多的射流动量传递至外流，因此较小迎角下，外流仍然与射流附着。随着迎角增加，襟翼上方发生急剧的流道扩张，速度迅速降低，出现回流区，如图15（f 、g），翼型失速。增加吹气动量，增强柯恩达效应，提高了使外流附着流动的能力，如图15（i 、j），同时有更多的射流能量传递到外流，外流有更多的能量克服逆压梯度，因此失速推迟。

4 结　论

通过对60°偏角下某无缝襟翼在吹气控制下的二维流场进行数值模拟，分析其在不同吹气动量系数下的气动特性、流场结构和失速特性，获得以下结论：

1）随吹气动量系数增加，升力系数非线性变化，增升效率先增加后减小，在临界吹气动量系数下，内吹式襟翼由非定常分离流动转变为准定常附着流动，增升效率最高，约为70；

2）施加吹气作用后，翼型升力增加主要来自主翼上环量升力增加；随吹气动量系数增加，翼型气动中心后移；

3）不同的吹气控制阶段，增升机理不同。在附面层分离控制区，射流主要起到柯恩达效应的作用，通过吹除襟翼上分离流动增加升力；在超环量区，主要是射流效应，形成不可穿透射流面，改变襟翼有效长度，增加升力；

4）随着吹气动量系数的增加，翼型升力增加，但是失速迎角先下降后略有增加，翼型在小迎角时就可能发生失速，增加升力并延迟失速迎角是低速飞行安全的重要保证，故可设计前缘下垂装置来延缓失速，也可考虑在前缘采用主动边界层控制来延迟失速，但额外的吹气会降低系统效率，需进一步研究。