基于双合成喷流的分体阻力舵效能提升研究

《Aerospace Science and Technology》：Research on Effectiveness Enhancement of Split Drag Rudder Based on Dual Synthetic Jets

针对分拖舵在飞行翼飞机小舵面偏转角下的控制死区问题，提出基于双合成射流（DSJs）的舵效提升方法。实验表明该方法使舵面阻力系数提升33.73%，且控制效能随舵面偏转角增大呈上升趋势。流场分析显示DSJs通过动量注入和吸力效应促进涡街发展，改善舵面压力差分布。基于聚类网络建模（CNM）的流场降维分析揭示了基线流场与受控流场的动力学差异，为飞行翼控制面设计提供理论支撑。

　　

郭志燕|赵志杰|邓楠|罗振兵|邓雄|周燕|王浩

中国国防科技大学航空宇航学院，长沙，410073

摘要

为了解决小偏转角下飞翼飞机（FWA）分体阻力舵（SDR）的控制死区问题，本文提出了一种基于双合成喷射器（DSJs）的新型舵效增强方法。安装在SDR内表面的双合成喷射器（DSJAs）可以主动调节流场分离，当舵偏转角为10°时，阻力系数可提高33.73%。随着偏转角的增加，控制效果也有提升趋势。流场演变表明，基线SDR流场存在分离不完全的问题，导致SDR两侧的压力差不足，气动控制效率较低。DSJs通过动量注入和吸力效应诱导涡流形成，从而增强压力差，改善SDR的气动性能。基于簇的网络建模（CNM）显示，基线模式在尾流区域形成周期性卡门涡街，而受控模式则向内表面转移，能量分布更加分散，表现出双周期振荡。

引言

与传统飞机布局相比，飞翼飞机消除了垂直和水平尾翼，从而提高了气动效率并具有优异的隐身性能[1]。然而，这种设计存在偏航控制和稳定性不足的缺点[2,3]。20世纪90年代，为了解决无尾飞翼飞机的控制稳定性问题，美国启动了创新控制元件（ICE）项目。通过实验测试和计算分析，该项目研究了全动翼尖（AMT）、扰流板缝偏转器（SSD）和分体阻力舵（SDR）等创新偏航控制装置的控制性能[4,5]。在对比各种控制装置的控制效率时[6],[7],[8],[9]，SDR在较小的偏转角下表现出较高的控制效率，同时对飞机整体气动性能的干扰最小，因此具有一定的优势。

以B-2轰炸机[10]为例，SDR安装在外翼后缘，由两个可以上下等角度偏转的控制面组成。与传统使用舵偏转产生侧向力进行偏航控制的飞机不同，SDR通过单个控制面的偏转产生的不对称阻力来产生偏航力矩，从而实现航向控制[11]。然而，在小到中等攻角下，SDR在小舵偏转角时存在控制效果死区[12]，这增加了控制系统设计的复杂性。根据对B-2轰炸机隐身特性的定量计算，如果偏转角达到5°，其后向和侧向雷达截面积（RCS）将达到10m2的水平，严重影响飞行质量和生存能力。因此，研究提高SDR的控制效果并消除控制效果死区至关重要。

主动流控制（AFC）是一种通过外部能量输入主动调节流场状态的技术，无需复杂的机械结构。它具有灵活性和适应性，在提高飞机控制面效果方面应用广泛。Shmilovich等人[13]对商用参考飞机几何模型进行了数值模拟，设计了一种稳态吹气方案，结合了大角度副翼偏转。这种方法有效抑制了流场分离，在起飞条件下将升阻比提高了5%以上。NASA兰利研究中心[14]对NACA 0015半展长机翼进行了风洞测试，比较了扫掠喷射器（SWJs）和稳态喷射器的分离控制性能，发现SWJ执行器所需的输入压力和质量流量较小。在副翼角度为20°和40°时，SWJs的动量系数分别为0.89%和2.65%[15]。Xu等人[15]应用改进的延迟分离涡模拟（IDDES）算法，比较了飞机控制面前部和副翼上的两种共流喷射（CFJ）配置，这些配置分别使升力系数提高了28.1%和46.1%。DeSalvo等人[16]进行的风洞测试表明，靠近副翼前缘和主翼后缘的振荡喷射器消除了副翼吸力表面的流场分离，使福勒副翼的升力增加了约30%，其效果可与基线福勒副翼相当。

上述AFC方法在提高控制面效果方面表现出强大的控制能力。然而，这些方法依赖外部气源产生喷射流或需要内部微型压缩机来循环流动，导致管道设计复杂，系统集成难度大[17]。合成喷射器（SJAs）是一种被动喷射执行器，通过隔膜的往复振动产生周期性的吹气和吸力喷射流，消除了外部供气管道的限制。它具有能耗低、设计轻量化、结构紧凑、易于集成的特点，在流控制领域具有巨大潜力[18]。罗振兵等人[19]基于这一概念开发了双合成喷射器（DSJAs）。除了SJAs的优势外，DSJAs还解决了隔膜失灵的问题，有效提高了流场控制和能量效率，并在流场分离控制[20]和环流控制[21]应用中展现了出色的控制性能。

基于这些进展，本研究提出了一种基于DSJs的新型SDR效果增强方法。通过策略性地将DSJAs安装在SDR内表面，由喷射流引起的涡流分离能够有效改善传统SDR在小舵偏转角下的控制效果死区问题。分析了DSJs控制前后的气动和流场演变特性，并基于基于簇的网络建模（CNM）进行了流场简化建模，为下一代飞翼飞机（FWA）的控制面高效气动设计提供了理论基础和技术支持。

部分摘录

物理模型和数值方法

选择NACA0015翼型作为基本翼型，SDR位于弦长c的75%处，并关于弦线对称偏转，其中舵偏转角表示为δ。两个同步工作的DSJAs对称地安装在SDR内表面。从Exit up1和Exit down1喷出的喷射流相位相同，而从Exit up1和Exit up2喷出的喷射流相位相反。执行器的左侧出口位于c的80%处

气动力特性

在ɑ=8°时，应用DSJs后δ=5°、10°和15°时C_L和C_D的变化如图4所示。值得注意的是，在本研究中$\alpha$=8°时，SDR存在小到中等攻角下的偏转效率死区[29,30]。

在没有控制的情况下，C_D呈现出相对平坦的趋势，增量增长很小，表明存在控制效果死区。当δ从5°增加到10°时，C_L仅有轻微上升。当δ进一步增加到15°时，C_L下降

流场特性演变

选择δ=10°，详细分析了控制前后流场速度和涡度的演变情况，以阐明流场演变特性。

图8(a)显示了ɑ=8°时基线流场的速度等值线。SDR内表面和尾流区域存在流场分离区，其特征是低速分离涡结构发育不全。图8(b)展示了控制后一个DSJ周期内的四个典型时间点的速度等值线

基于簇的降阶建模

为了进一步分析基线流场和控制流场的演变特性，采用了基于簇的网络模型（CNM）算法进行流场降维建模研究。CNM是一种完全数据驱动的算法，用于降低复杂非线性动力系统的维度，由Noack等人[32],[33],[34]提出。该算法仅依赖于一组时间分辨的流场快照，无需低维处理

结论

本研究提出了一种基于DSJs的舵效增强方法，以解决SDR在小偏转角下的控制死区问题。对控制前后流场进行了详细分析，阐明了气动特性和流场演变特征。具体结论如下：

(1)

将DSJAs安装在SDR内表面的方法显著提高了舵效。在没有控制的情况下，

CRediT作者贡献声明

郭志燕：撰写——原始草稿、可视化、方法论、形式分析、概念化。赵志杰：撰写——审阅与编辑、项目管理、方法论。邓楠：撰写——审阅与编辑、软件开发、数据调查。罗振兵：撰写——审阅与编辑、监督、资金获取。邓雄：项目管理、方法论。周燕：项目管理、数据调查。王浩：方法论、数据调查。