流动控制可定义为采用主动或被动的方式影响近壁面或自由剪切流性质,通过改变转捩、湍流、分离等特性,达到诸如减阻、增升、加速混合、降噪等效益。一般认为Prandtl在1904年提出的边界层理论是流动控制技术的起源,在此基础上发展了边界层控制、被动流动控制、主动流动控制等技术,控制理念也由改变平均边界层结构进化到控制流动的不稳定性,以更低的能量代价获得更好的流场控制结果[1,2]。
涡流发生器(VG)最初在上世纪40年代由Taylor提出,由于其流动控制效果明显、稳定且易于维护,尤其适用于在飞机研制后期解决局部气流分离问题,在各种军民[JP]用飞机中得到了广泛的研究和应用,例如Boeing 737,C17,湾流系列等。传统VG经Taylor,Henry,Pearcey等人的研究在60年代便形成了较完善的设计准则,此类VG高度与当地边界层厚度δ相当,通过产生流向涡流加速边界层内气流与主流的能量混合,起到推迟分离、减阻等作用,在有效 控制气流分离的同时一般会在非设计点导致阻力增加。在20世纪末还发展了新型的微型VG，高度在0.1δ～0.5δ之间，通过合理布置其流动控制能力与传统VG相当且附加阻力较小[1,3,4]。
涡流发生器由于高度仅为边界层厚度量级，采用风洞实验或数值计算研究均有较大难度。数值计算方面对VG的模拟主要可分为数值模型和实体建模两类，前者将VG的效应以源项的形式加入N-S方程进行流场求解，后者则直接使用VG外形进行数值建模，数值计算方法主要基于雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)[5,6,7]。为克服多个VG带来的网格数量剧增问题，只对VG区域加密的面搭接网格技术也得到了较多研究[8,9]。风洞实验方面张进、郝礼书、倪亚琴等验证了VG对推迟失速、减阻和降低边界层厚度的效应，并初步研究了VG布局参数对流动控制效应的影响[10,11,12,13]。
为解决飞机试飞中由于局部气流分离导致的振动问题，作者研究并设计了一种安装在后机身控制平尾根部气流分离的涡流发生器，并通过数值计算和风洞实验进行了参数优化和验证。在计算和实验研究过程中着重对气流分离区域进行了判定，并作为检验改进效果的依据之一。局部气流分离体现为直接及间接两类现象，直接现象包括流线无法到达的“死水区”、等压线的异常变化以及气流分离导致的常压区；间接现象包括对应状态俯仰力矩的异常拐折、阻力的增加等。所设计的涡流发生器高度与机身尾段处的边界层厚度相当，尺度较大，同时表现出明显的导流片特征，通过改变边界层流动特性和对平尾产生洗流的综合效应解决了局部气流分离问题。 1 涡流发生器/导流片设计及分析
某型机采用了上单翼低平尾的气动布局，在试飞过程中出现着陆襟翼小迎角状态尾翼抖动现象。经数值计算及分析表明这一现象的原因是飞机平尾在翼根处由于翼身干扰效应诱发局部气流分离所致。通过改变平尾翼型或翼根外形可修正此问题，但加工制造难度较大，对于已进入试飞阶段的飞机来说设计改动量也较大，因此采用涡流发生器延缓气流分离是较为经济和实用的方法。
典型涡流发生器布局设计的主要特征为：(1) 高度与当地边界层厚度相当，(2) 位置应当在分离区之前一定距离，(3) 涡流发生器与来流呈一定夹角[1]。本文研究的飞机尾段区域边界层厚度约为300mm，需要的涡流发生器尺寸较大，且具备导流片的作用。为实现导流功能采用了反置的翼型作为导流片剖面，布置在平尾的下前方对平尾翼根产生上洗，通过多种外形和安装位置的优化选型，最终确定了图 1所示的较优方案。通过结合尾涡和上洗的综合作用，平尾翼根下表面的局部气流分离可以得到显著改善。
 |
| 图 1 参数优化后的涡流发生器外形Fig. 1 Vortex generator geometry after parametric optimization |
在涡流发生器外形设计过程中大量采用数值计算手段对涡流发生器外形和布置位置进行了优化设计和验证。数值计算基于有限体积法，以雷诺平均N-S方程为主控方程：
网格划分在ICEM CFD软件中完成，采用了非结构与结构混合网格格式，对空间流域使用四面体进行离散，垂直于飞机表面创建了多层三棱柱网格以满足湍流模型对求解边界层的需求。对流项的数值离散采用了二阶迎风格式，湍流模型为SST k-ω二方程模型，湍动能和耗散率采用一阶迎风格式。数值求解在商业软件FLUENT中完成，采用了经典的SIMPLE解法迭代到收敛条件。 2.2 风洞实验
风洞实验在中国空气动力研究与发展中心低速所4m×3m风洞完成，该风洞为单回流式闭口试验段低速风洞，风洞实验段长8m，最大风速100m/s，流场品质达到相关标准要求。
 |
| 图 2 涡流发生器风洞实验Fig. 2 Wind tunnel test of vortex generator |
主要实验内容包括测力实验和流场显示实验，重点关注了着陆襟翼小迎角状态气动力的非线性特性和流场，通过多种手段验证VG对流场特性的改善情况。 3 结果与分析 3.1 数值计算结果
数值计算的主要优点之一是能够给出整个流场的速度、压力特性，便于研究局部气流分离的机理，主要计算结果见图 3、4。无VG构型平尾根部的流线不是沿翼根到达安定面后缘，而是向展向偏斜形成一个三角形的“死水区”边界，且分离区向空间发展使得邻近的机身上也出现流线绕行的边界。平尾下表面的等压线在根部也向前拐折，在弦向产生较大的等压区，同样符合气流分离的压力特征。后文给出的放襟翼小迎角俯仰力矩的拐折及阻力增大现象则是气流局部分离的间接证据。
 |
| 图 3 放襟翼小迎角状态涡流发生器对流场特性的影响(CFD)Fig. 3 The impact of VG on the flow field at small AOA with flap deflected (CFD) |
加装VG后飞机对应状态的流线、等压线以及后文的气动力曲线均消除了上述气流分离的特征，例如平尾下翼面翼根处流线贴体、等压线变直、俯仰力矩无拐折等，可见VG显著改变了平尾下翼面和邻近机身区域的流场特性，原有分离区得到了有效抑制。通过有/无VG的平尾剖面压力分布对比表明VG降低了15%半展长以内平尾下表面的负压峰值，对控制翼根气流分离是有利的。
 |
| 图 4 放襟翼小迎角状态平尾剖面压力分布对比Fig. 4 Comparison of pressure distribution of horizontal tail at small AOA with flap deflected |
通过数值计算确定的几种较优方案后续进行了风洞实验验证，相应的实验结果见图 5～7。其中 位置1～4依次从前至后排列，前后间距为500mm，油流试验中涡流发生器位于位置3。
 |
| 图 5 涡流发生器前后安装位置对气动特性的影响(着陆构型)Fig. 5 The influence of VG longitudinal position on aerodynamic characteristics(landing configuration) |
前后位置对涡流发生器的效能有显著影响，在前后方向上存在一个最优位置。俯仰曲线可最为直观地看出当VG位置在1、2时改善了无VG构型的力矩线性度，表明平尾气流分离得到改善，在位置3时达到最优，后移至位置4时效率明显降低，其原因可能是VG与分离区距离过小。
 |
| 图 6 涡流发生器高度和安装角对气动特性的影响(着陆构型)Fig. 6 The influence of VG height and incidence on aerodynamic characteristics(landing configuration) |
VG对阻力特性的影响与力矩特性是协调一致的。当迎角小于0°时，VG使飞机阻力降低，是平尾气流分离减弱的另一证据。涡流发生器对升力特性实质上没有影响。
 |
| 图 7 着陆构型平尾下翼面流场特性对比(油流)Fig. 7 Comparison of flow field of horizontal tail lower surface at landing configuration (oil flow) |
安装角对涡流发生器的效能也有明显影响。由于平尾处存在机翼下洗、机身和平尾流场干扰以及VG自身翼型弯度、翼梢效应，VG的有效迎角与几何迎角存在较大差异。在前后位置较优的位置3进行的变安装角实验表明：增加安装角使VG的负升力降低，对流场的控制能力减弱；降低安装角也不能带来更高的收益，安装角的影响也具有明显的非线性特性。 3.2.3 VG高度的影响
涡流发生器的高度对流场特性的影响也有明显的非线性影响。降低30%高度后由于尾涡强度减弱，对平尾的洗流作用降低，从俯仰力矩的拐折特性来看相对无VG状态虽然有一定的改善，但明显比优化VG差。VG增加30%高度后俯仰力矩的拐折特性反而变差，可能的原因是对平尾产生了不利干扰。 3.2.4 流场特性
采用油流法对着陆构型小迎角状态完成了平尾下表面的流场显示实验，结果同样表明VG使气流分离区明显缩小。局部气流分离的判定是将油流堆积的区域作为分离区的边界，原因是分离区域内轴向气流速度低且紊乱不能有效吹除表面油流。据此确定的翼根三角形分离区在安定面后缘的长度由无VG状态约32%半展长降低至有VG状态的约17%，气流分离线也明显向后推迟。 3.3 分析与讨论
前述数值计算和风洞实验对平尾局部气流分离以及涡流发生器参数优化的分析结果基本一致，并且揭示出流场特性的一些主要内在机理：(1)采用同一翼型的平尾在翼根处由于翼身干扰效应实际迎角增加，逆压梯度更大，导致提前发生气流分离和平尾升力降低，对全机而言体现为俯仰力矩的非线性及抖动；(2)涡流发生器产生的尾涡有效地阻隔了平尾翼根分离区向外侧的扩散，减小了气流分离区，对飞机而言体现为俯仰力矩线性度的显著提升，VG的外形及布置位置参数优化与局部的气动干扰情况关系密切。
基于缩比模型的风洞实验结果还需进一步进行飞行试验验证，同时还存在一定改进空间，例如所设计的涡流发生器仍然是基于传统VG的准则，若能将VG高度降低至现有高度的10%~50%，对飞机性能的影响将能进一步降低。 4 结 论
本文研究表明，在平尾下前方机身上安装涡流发生器/导流片可改善低平尾下翼面的气流分离，使俯仰力矩曲线线性度提高，气流分离区减小。涡流发生器的安装位置、安装角度、高度等具有非线性的特点，需要通过CFD或风洞实验等方法来确定最优设计点。气流分离的改善通过小迎角俯仰力矩线性度、阻力和流场特性得到了相互印证和确认，提供了一种飞机抖动问题的解决方案，可供同类低平尾飞机气动布局参考。
| [1] | Gad-El-Hak M. Flow control-passive, active, and reactive flow management[M]. London: Cambridge University Press, 2000:176-177. |
| [2] | Joslin R D, Miller D N. Fundamentals and applications of modern flow control[M]. AIAA, 2009:1-20. |
| [3] | Lin J C. Review of research on low-profile vortex generators to control boundary-layer separation[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2002, 38: 389-420. |
| [4] | Stinton D. The anatomy of the airplane[M]. 2nd ed. AIAA, 1998:124-128. |
| [5] | 张磊, 杨科, 黄宸武, 等. 基于数值模型的涡流发生器参数设计[C]. 中国工程热物理学会学术会议, 2012, No.117033. |
| [6] | 黄静波, 肖志祥, 符松, 等. 超临界机翼表面涡流发生器影响研究[J]. 中国科学:技术科学, 2010, 40(8): 867-878. Huang J B, Xiao Z X, Fu S, et al. Study of control effects of vortex generators on a supercritical wing[J]. Sci China Tech Sci, 2010, 40(8): 867-878. |
| [7] | 刘刚, 刘伟, 牟斌, 等. 涡流发生器数值计算方法研究[J]. 空气动力学报, 2007, 25(2): 241-244. Liu G, Liu W, Mou B, et al. CFD numerical simulation investigation of vortex generators[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2007, 25(2): 241-244. |
| [8] | 褚胡冰, 陈迎春, 张彬乾, 等. 增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究[J]. 航空学报, 2012, 33(1): 11-20. Chu H B, Chen Y C, Zhang B Q, et al. Investigation of numerical simulation technique for micro vortex generators applied to high lift system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(1): 11-20. |
| [9] | 石清, 李桦. 控制超临界翼型边界层分离的微型涡流发生器数值模拟[J]. 空气动力学学报, 2011, 29(4): 508-511. Shi Q, Li H. Numerical simulation of boundary layer flow separation control for supercritical wing using micro-vortex generators[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2011, 29(4): 508-511. |
| [10] | 张进, 张彬乾, 阎文成, 等. 控制机翼边界层分离的涡流发生器实验研究[J]. 南昌航空工业学院学报(自然科学版), 2006, 20(1):39-42. Zhang J, Zhang B Q, Yan W C, et al. Expermental investigation of boundary layer separation control for wing using vortex generators[J]. Journal of Nanjing Institute of Aeronautical Technology(Natural Science), 2006, 20(1):39-42. |
| [11] | 郝礼书, 乔志德, 宋文萍. 涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的实验研究[J]. 西北工业大学学报, 2011, 29(4): 524-528. Hao L S, Qiao Z D, Song W P. Experimentally studying effects of different layouts of vortex generator on controlling stall flow over airfoil[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2011, 29(4): 524-528. |
| [12] | 倪亚琴. 涡流发生器研制及其对边界层的影响研究[J]. 空气动力学学报, 1995, 13(1): 110-116. Ni Y Q. Development of the vortex-generator and study on the effect of vortex-generator on boundary layer[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1995, 13(1): 110-116. |
| [13] | 张进, 张彬乾, 阎文成, 等. 微型涡流发生器控制超临界翼型边界层分离实验研究[J]. 实验流体力学, 2005, 19(3): 58-60. Zhang J, Zhang B Q, Yan W C, et al. Investigation of boundary layer separation control for supercritical airfoil using micro vortex generator[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2005, 19(3): 58-60. |