0 引　言

飞翼布局将机身/机翼/尾翼融为一体，机体/推进一体化高度融合，并取消了平尾、垂尾，最大限度地减小翼身/机体/推进的不利气动干扰和雷达散射面积，显著改善巡航气动性能和提升隐身作战能力，对新型轰炸机、传感器飞机、远程长航时无人机、隐身侦查无人机等先进飞行器设计具有重大意义^[1-2]。但是，翼身融合升力面、无尾布局等设计特点也为飞翼布局飞机的飞行品质带来了不利影响—航向稳定性不足、纵向操稳特性差等，以上都对飞行控制系统提出了极高的设计要求^[3-4]。

为解决上述问题，放宽静稳定性设计^[5]、开裂式阻力方向舵^[6]、全动翼尖^[7]等技术纷纷涌现，这些技术都是基于机械舵面实现飞行器的稳定操控，控制系统较为复杂，且基于机械舵面的飞行控制技术存在以下不足：

1）机械舵面结构复杂，体积、重量占比大，可重复利用率低，维修困难，且存在饱和、死区等非线性特性。

2）为实现飞行稳定控制，往往需要机械舵面高频联动，这会破坏飞行器自身良好的隐身性能。

3）舵面低速操控能力不足。尽管前缘后掠增大了操纵力臂，但舵面的纵向控制能力远不足平尾，导致巡航时配平、操纵难度加大；大攻角时，还存在舵面失效甚至反效问题，增加了飞行危险性。

主动流动控制（active flow control, AFC）技术可以在无舵面偏转的情况下，仅在流场局部敏感点处施加控制，改变全局流场形态，重构飞行器表面压力分布，产生姿态控制力及力矩，实现飞行器姿态操控。AFC具有无需机械活动面、控制效率高、控制力可调、易于实现一体化设计等优点，目前已广泛应用于飞行控制领域，包括分离/涡流控制^[8-10]、环量控制^[11-13]、推力矢量控制^[14-15]等。

为提升大攻角操稳能力，拓宽飞行包络，国内外对前缘主动流动控制技术进行了广泛研究。美国空军实验室的Guy等^[8-10]将合成射流应用于后掠角70°的三角翼前缘，发现合成射流控制最大可延迟前缘涡破裂位置20%c（c指气动弦长），失速攻角增大10°，最大升力系数提升40%。Amitay等^[16-17]将合成射流应用于Stingray飞翼布局前缘，研究了合成射流对三轴气动力/力矩的影响，结果表明：脉冲调制技术可有效捕获分离产生的大涡结构，延迟分离，最佳调制频率为1倍流场特征频率；合成射流控制可产生一定的横向、纵向控制力矩，大攻角（>14°）单侧施加控制时，产生的滚转控制效果优于机械舵面；单侧施加控制时，可以仅通过改变激励频率，实现升力、滚转力矩及俯仰力矩方向的切换；与此同时，还可以仅通过改变合成射流的调制频率及激励电压，实现比例控制。Visser等^[18]针对前缘射流控制位置进行了详细研究，发现当射流展向布置且靠近前缘，射流方向与机翼表面相切，控制效果最好。AVT-239团队基于ICE构型^[19]，将涡流控制器置于飞翼最前缘，通过数值仿真，验证了其偏航控制能力。Xu等^[20-21]指出前缘合成射流可增强飞翼布局上表面边界层与外流的掺混，提升边界层抵抗逆压梯度的能力，延迟前缘涡破裂与俯仰转折，同时减小气动力/力矩波动，削弱方向振荡，非对称开启时可实现横航向操控。Smith等^[22]将阵列式合成射流集成于飞翼布局前缘，发现大攻角下，施加合成射流控制后，升力最大增加15%，阻力最大减小10%，外侧激励效果要优于内侧激励；可通过调节激励强度及开启个数，实现比例控制。杜海^[23]将纳秒脉冲等离子体激励器置于飞翼前缘，发现其可有效抑制分离，提高大攻角升力，产生滚转控制力矩。

以上研究都展现了前缘主动流动控制对飞翼布局/三角翼的气动控制能力，但目前工程所用的射流源大都是发动机引气、背负气源等有源射流方式，增大了系统的体积与重量，增加了能量消耗与系统整合的复杂度，无源合成射流^[24]虽然具有质量轻、体积小、能耗低、易于实现一体化设计、方便调控等特点，但其能量利用率低，且易压载失效，限制了其工程应用。合成双射流激励器（dual synthetic jet actuator, DSJA）^[25]是一种单膜双腔双出口结构，除具备合成射流激励器的优点外，能量利用效率和射流频率均提高1倍，还解决了振动膜压载失效的问题。目前，合成双射流环量控制技术及反向合成双射流控制技术已成功集成于无人机中，并完成了初步飞行试验验证，具有一定的三轴姿态控制能力^[26-28]。

为探究DSJ对大攻角下小后掠飞翼布局的气动控制能力，本文将阵列式DSJA集成于飞翼布局前缘，研究其流动控制机理与气动控制特性。

1 物理模型与计算方法

选用某一小后掠飞翼布局（集成多种流动控制方式后的气动布局）作为控制对象，平均气动弦长c为0.2946 m，半模展长b为1.816 m，翼身融合体面积S为0.535 m²，前缘后掠角为26°。如图1所示，在飞翼前缘阵列式布置25个合成双射流激励器，第1个DSJA位于11.7%b处，其余DSJA沿展向均匀布置，DSJA展向长度都为50 mm（2.57%b），机身段每个DSJA的展向间距为0.854%b，机翼段DSJA的展向间距为1.28%b，图1（b）中前缘红色线代表DSJA。文献[18，20]的结果表明，射流控制位置越靠近前缘，射流方向与机翼表面所成角度越小，控制效果越好，同时考虑到实际工程中DSJA的布局约束，设置DSJA的出口分布如图1（c）所示。DSJA出口1布置在飞翼最前缘，射流出口垂直于前缘且与上表面切向成45°，出口长度为0.7%c，出口2布置于距离前缘1.35%c的位置，出口流向长度为0.7%c，射流出口与表面切向成45°。在计算中，设置来流马赫数为0.1，基于平均气动弦长的雷诺数为674119。

选用有限体积法离散三维可压非定常Reynolds平均N-S方程，并采用基于密度的求解器进行求解。因为流动中伴随着流动分离现象，所以湍流模型选用SST k-ω模型。采用Roe-FDS通量差分分裂格式对空间项进行离散，对流项为二阶迎风格式，时间离散格式为一阶隐格式。设置收敛准则为残差小于1×10⁻⁵，在非定常计算中，设置时间步长为激励器驱动周期的1/80，每个时间步最大迭代步数为40步，共进行200个流动控制周期的计算，以确保结果的收敛性，文中所给出的控制结果，均是在计算200个周期后，最后一个周期的结果。

计算网格为三维结构化O-H型网格，在机翼表面、DSJA出口、前后缘分别进行了网格加密处理。翼面的第一层网格无量纲高度 $ {y}^{ + }\approx $ 1，流向前、后计算域长度为40c，法向上、下计算域长度为30c，展向计算域长度为30c。机翼表面及激励器壁面设置为无滑移壁面边界条件，计算域外边界为压力远场条件，DSJA出口设置为周期性正弦波动的压力入口条件。

在网格无关性验证中，采用三套网格，网格分别为7598812、10809704、19523244，对应y⁺为1.80、1.00、0.65。表1给出了攻角14°、施加DSJ控制前、后这三套网格条件下计算得到的升、阻力系数。在网格量大于1080万时，控制前、后的升、阻力系数已经趋于稳定，故选择计算总网格量为10809704。

图2展示了M6机翼剖面压力分布的计算结果与试验数据^[29]的对比，表明该计算方法可以对压力场进行较好预测。图3选取某内部机翼风洞模型的气动试验数据（雷诺数为250000）与本文计算结果进行对比，结果表明该计算方法可以对升力系数、阻力系数、失速攻角进行较好预测。施加射流控制后的计算方法验证已在文献[30]中进行了阐述。综上，该计算方法可以对飞翼布局流场和气动性能进行较好的预测。

DSJA的控制参数包括无量纲驱动频率 ${f}^{ + }$ 与无量纲动量系数 $ {C}_{\mu } $ ，其表达式如公式（1、2）：

$ {f}^{ + } = fc/{U}_{\infty } $

(1)

$ {C}_{\mu } = \frac{2\displaystyle\sum _{i = 1}^{K}{A}_{j}{U}_{{\rm{max}}}^{2}}{S{U}_{\infty }^{2}} $

(2)

式中： $ {U}_{\infty } $ 为来流速度， ${U}_{{\rm{max}}}$ 为射流峰值速度， $ f $ 为射流驱动频率， $ {A}_{j} $ 为DSJA出口面积，K为DSJA个数，K =25。在进行数值仿真时，选取驱动频率为DSJA振动膜共振频率500 Hz，射流峰值速度为42.7 m/s（此处为所有出口的峰值速度平均值，每个射流出口峰值速度最大相差1.83 m/s），对应的无量纲参数为： ${f}^{ + }$ = 4.24， $ {C}_{\mu } $ = 0.01415。

2 气动力控制特性

攻角0°～18°范围内，施加控制前后的升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数、升阻比变化如图4所示，重心设在距离前缘403 mm处。

图4（a）中升力系数曲线变化表明，无控制时，失速攻角为10°，施加控制后并未延迟失速，但升力均有所提升，缓和了失速后升力陡降现象；除了攻角为10°时升力略有减小，攻角8°～10°的升力变化量明显小于12°～18°的。可见，前缘DSJA对大攻角下分离流场的控制效果更明显，这与文献[16]中的结论一致。阻力系数曲线变化表明，无控制时，在10°攻角失速后，阻力出现突增，施加控制后阻力均有所减小。图4（b）中俯仰力矩系数曲线表明，无控制时，转折出现在攻角8°；施加控制后转折并未得到延迟，且俯仰力矩出现了非线性变化：分别在8°、10°、14°、16°攻角下，施加控制使抬头力矩增大，而在12°、18°攻角下，施加控制使低头力矩增大，该变化与重心前后表面压力分布变化不对称有关。此外，攻角8°～10°的力矩变化量明显小于12°～18°的。升阻比曲线变化表明，施加控制后升阻比均有所提升。从上述控制特性可知，前缘阵列式DSJA可以实现飞翼布局大攻角下的滚转操控，但会耦合非线性俯仰力矩变化，需要升降舵予以配平。

3 流场控制机理

下面以攻角8°～18°为例，分析控制前后吸力面压力分布、剖面流场、剖面压力分布及极限流线，阐述前缘阵列式DSJA对飞翼布局的流动控制机理。

无控制时，攻角8°下的基本流场如图5所示。由于机翼前缘后掠形成了展向分速度，在机翼表面出现了反S形流线，如图5（a）所示，进而导致了翼根效应与翼梢效应，在机翼前段展向上形成了由翼根指向翼梢的正向压力梯度，使得气流从翼根向翼梢方向移动，增大了翼梢附近的边界层厚度，致使翼梢附近流动首先发生分离。图5（b）展示了z = −1.75 m及 z = −1.7 m处的速度云图，分离起始于两处截面之间，z = −1.7 m之前都为附着流场。

施加控制后，攻角8°的流场特征和剖面压力分布对比如图6所示。从图6（a）看出，施加控制后，翼尖处的分离流场得到全部抑制。图6（b）展示了剖面z = −1.5 m前缘附近详细的流场演化过程（以出口1的状态命名控制工况）。当出口1处于加速吹阶段时，出口2处于加速吸阶段，低速回流区在出口1、出口2之间形成，并向下游移动；当出口1处于减速吹阶段时，该回流区移动至出口2之后，且面积减小；当出口1处于加速吸阶段时，出口2处于加速吹阶段，由于射流的阻挡作用，在出口2下游形成较强的低速回流区，并与上阶段演化后的弱回流区相互融合，往下游移动，合成双射流的周期性演化过程伴随着吸力面前缘回流区的形成与消失。从图6（c）的剖面压力分布看，针对z = −1.75 m（未施加控制时，为分离状态），施加控制后，前缘吸力峰值增加，吸力面负压整体得到回升，升力增加；针对z = −1.5 m（未施加控制时，为附着状态），施加控制后，仅有前缘吸力峰值增加，前缘后的压力分布变化不明显，同样有增升、减阻的效果。虽然翼尖处分离得到完全抑制，重心之后的升力增加，但重心之前，即使是附着流态，DSJA控制仍会使吸力峰值增加，进而增大升力。在重心前、后气动力的综合作用下，抬头力矩增大。

未施加控制时，攻角10°下的流场特征如图7所示，此时展向分离位置在z = −1.6 m附近，较攻角8°时有所提前。施加控制后，10°攻角的流场与剖面压力分布对比如图8所示。从图8（a）看出，施加控制后，翼尖处分离得到有效抑制，但在机翼段后缘形成高压区，诱导靠近后缘处流动发生分离，形成分离线。从图8（b）的剖面压力看，对于z = −1.7 m截面（未施加控制时的分离区域），吸力峰值增加，分离被抑制，吸力面后缘正压增加，压力包络面积增大，整体升力增加，阻力减小；对于z = −1.6 m截面（未施加控制时的附着流区域），施加控制后，前缘附近压力几乎没有变化，仅有吸力面后缘正压增加，致使升力减小，阻力减小。虽然翼尖分离区被有效抑制，但分离区面积较小，其增升作用小于机翼段后缘正压增加导致的减升效果，故整体升力略有减小。由于重心之后升力减小占主导作用，此时抬头力矩增大。

未施加控制时，攻角12°下的基本流场特征如图9所示，此时展向分离位置发生在机身段与机翼段的交界处，机翼段形成复杂的三维分离流场。图9（b）截取了z = −1.4 m处的速度云图，流场处于分离状态。施加控制后，12°攻角的流场特征与剖面压力分布对比如图10所示。图10（a）显示，施加控制后，吸力面前缘负压回升，抵抗逆压梯度能力增加，升力增加，机翼段无序分离结构消失，分离流场一致性增加，机翼段分离得到有效削弱，在吸力面中段形成波浪形分离线，但展向分离起始位置有所提前。图10（b）为z = −1.4 m的平均速度云图，未施加控制时的大面积分离区变为两个分离泡，一个稳定在机翼后缘，一个在DSJA出口附近，在DSJ作用下交替形成，并向下游演化；此外，表面流场被加速，预示着吸力面负压增加。从图10（c）的剖面压力分布看出，对于机翼段两剖面（z = −1.4 m、z = −0.6 m），吸力峰值增加，分离被有效抑制，压力包络面积增大，整体升力增加，阻力减小。由于重心之后的升力增加占主导作用，此时低头力矩增大。

未施加控制时，攻角14°下的基本流场如图11所示。展向分离位置发生在机身中段，机翼段出现复杂三维分离流动，机身段、机翼段的典型剖面（z = −0.3 m）都处于分离状态。施加控制后，攻角14°的流场与剖面压力分布对比如图12所示。从图12（a）看出，施加控制后，吸力面前缘（尤其是机身段）负压回升，升力增加，机翼段分离并未抑制，靠近展向分离起始点处的分离流场被明显抑制。由此可见，控制位置越靠近分离起始位置，控制效果越好。从图12（b、c）看出，施加控制后，针对机翼段剖面z = −1.6 m，虽然分离未被延迟，但DSJA形成的周期性涡结构与上翼面大分离区相互融合，增强了外流与边界层内的流动掺混，提升了吸力面流体速度；针对机身剖面z = −0.3 m，分离得到有效延迟。从图12（d）的剖面压力分布看出，施加控制后，吸力峰值增加，吸力面负压提升，且机身段分离区减小，升力增加，阻力减小。由于重心之前的负压提升致使的升力增加占主导作用，此时抬头力矩增大。

未施加控制时，攻角16°下的基本流场如图13（a）所示，展向分离位置发生在机身中段，机翼段完全分离。施加控制后（图13（b）），前缘吸力峰值增加，特别是机身段前缘附近，负压值及低压面积明显增大，整体升力增加，阻力减小。此外，施加控制后，机翼段分离并未得到抑制，靠近机身展向分离起始点处的分离流场被部分抑制，验证了控制位置越靠近起始位置，控制效果越好的观点。

未施加控制时，攻角18°下的基本流场如图14所示。图14（b）截取了z = −1.5 m处的速度云图，此时流动已完全分离。施加控制后，攻角18°的流场特征与剖面压力分布对比如 图15所示。从图15（a）看出，施加控制后，前缘吸力增加，升力增大；虽然分离展向位置并未得到延后，但流向分离位置会在DSJA减速吹阶段得到延迟，在出口2后形成分离线。图15（b）为z = −1.5 m剖面不同控制相位的速度云图与局部压力分布图，可见，施加控制后，分离被有效削弱，分离区内速度增加，负压增加，升力增大；分离位置被延迟，在减速吹阶段，分离流向位置被推迟最远；在DSJA作用下，前缘交替形成的涡结构与大的分离涡相互融合，加强了边界层底部低速流体与主流的掺混，增加了边界层内流体的能量，进而削弱了流动分离。图15（c）为机翼段典型剖面的压力分布，施加控制后，虽然分离仅被部分抑制，但前缘吸力峰值及吸力面负压增加，整体升力增加，阻力减小。由于重心之后升力增加占主导作用，此时低头力矩增大。

4 与合成射流的对比

以下探究了合成双射流与传统合成射流在大攻角气动控制特性上的差异，如图16所示。在合成射流控制方式中，将射流出口2关闭，只保留射流出口1。这是因为文献[20]指出射流出口1的控制效果优于射流出口2，其他控制参数均与合成双射流控制保持一致。从失速控制特性上看，合成双射流与合成射流均无法有效延迟失速，但合成双射流控制在失速后所产生的升力增量及阻力减小量更大。即在进行大迎角姿态控制时，合成双射流所产生的气动控制力更大，故其应用潜力优于合成射流。图17（a、b）比较了攻角12°下，分别施加合成射流、合成双射流控制前、后的压力分布。可见，合成双射流在前缘形成的低压区面积及低压峰值更大，抑制分离能力更强，故其增升减阻效果优于合成射流。

5 总结与展望

本文将25个DSJA集成于小后掠飞翼布局前缘，探究了其对飞翼布局纵向气动特性的影响，揭示了其流场控制机理，具体结论与展望如下：

1）气动特性方面，前缘阵列式DSJA虽然不能延迟失速，但可有效提高大攻角升力，减小阻力，增加升阻比，也会使俯仰力矩出现非线性变化，具备大攻角滚转姿态操控能力，但需升降舵予以配平。

2）流场控制机理方面，前缘阵列式DSJA可在前缘形成周期性演化的涡结构，加强了边界层内低速流体与主流的掺混，提升了边界层的能量，进而抑制流动分离。攻角8°时，分离仅发生在翼尖，DSJ可完全抑制分离，提高升力；攻角10°时，展向分离位置提前，DSJ仍可有效抑制分离，但会使靠近机翼后缘处压力增加，形成分离区，致使升力略有减小；攻角12°时，分离发生在机身段与机翼段交界处，DSJ可推迟机翼段流动分离，使分离线移动至机翼中段；攻角14°～16°时，分离发生在机身中部，DSJ虽然仅可有效抑制靠近展向分离起始位置处的流动分离，但同时也增加了分离区内的流动能量，有效提高升力；攻角18°时，吸力面近乎完全分离，DSJ虽仅能在减速吹阶段将分离线移动至出口2之后，但会使前缘吸力峰值回升，仍有增升、减阻的效果。

3）与传统合成射流控制相比，合成双射流可在前缘形成更大的低压区面积及更高的低压峰值，更有利于抑制分离，故其产生的升力、阻力变化量更大，在大迎角姿态控制领域，更具应用潜力。

4）从流动分离延迟控制来看，前缘阵列式DSJA并未起到好的效果，下一步将改进射流出口形状（如将矩形出口改为圆形出口，可延长分离控制区域^[31]）、测试不同的驱动频率及增大射流动量系数来优化其控制效果。此外，为实现飞翼布局前缘阵列式DSJA控制的工程应用，下一步还将通过风洞试验详细研究驱动频率、驱动电压对气动力/力矩的控制规律，建立基于前缘DSJ的气动控制模型。