Numerical study of leading-edge vortex control of a strake-wing at large angles of attack based on Dual Synthetic Jets
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摘要:
边条翼在大迎角状态下会发生前缘涡涡破裂现象，气动性能显著降低，为解决这一问题，本研究提出一种基于合成双射流的涡破裂控制方法。在76°/40°边条翼的边条涡扫掠路径外侧安装合成双射流激励器，有效影响了边条涡的流动发展，改善了飞行器气动特性。结果表明，在自由来流马赫数为0.1情况下，施加控制后能推迟各迎角下的边条涡破裂点，在40°迎角时，涡破裂延迟量达到8.4%根弦长；同时，升力系数也得到了显著提升，在35°迎角时升力增量最大，达到7.51%。合成双射流激励器的两股射流以反相方式作用，持续推动低能气流同向旋转，实现了能量的有效注入，增强了边条涡抵抗逆压梯度的能力，延长了高速流动的流向距离，从而扩大了背风面的低压区面积，增加了涡升力。合成双射流对边条翼的气动力和涡破裂现象的控制效果显著，显示出其在细长机翼姿态控制方面的巨大潜力。
Abstract:The leading-edge vortex rupture phenomenon occurs in stake-wing at large head-on angles, and the aerodynamic performance is significantly degraded. To solve this problem, a vortex rupture control method based on Dual Synthetic Jets is proposed in this study. Dual Synthetic Jets actuators are installed on the outside of the edge vortex sweep path of the 76°/40° strake-wing, which effectively influences the flow development of the edge vortex and improves the aerodynamic characteristics of the aircraft. The results show that the application of the control delays the rupture point of the sidebar vortex at each head-on angle at a free incoming Mach number of 0.1, and the vortex breakdown delay reaches 8.4% of chord length at 40° angle of attack; meanwhile, the lift coefficient is significantly improved, and the maximum lift increment reaches 7.51% at 35° angle of attack. The two jets of the Dual Synthetic Jets actuators act in an anti-phase manner to continuously push the low-energy airflow to rotate in the same direction, which achieves the effective injection of energy, enhances the ability of the sidebar vortex to resist the counterpressure gradient, and lengthens the flow distance of the high-velocity flow, thus enlarging the area of low-pressure zone on the leeward side, and increasing the vortex lifting force. The Dual Synthetic Jets is effective in controlling the aerodynamic forces and vortex rupture phenomenon of the strake-wing, showing its great potential in the attitude control of slender wings.
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Keywords:
- strake-wing /
- dual synthetic jets /
- leading-edge vortex /
- vortex breakdown /
- vortex lift
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0. 引 言
在低速飞机的机翼设计领域，研究人员始终致力于通过各种手段避免气流分离现象的出现，力求使机翼表面维持附着流状态，以此获取较高的气动效率。然而，当涉及到超音速飞机的设计时，设计理念不再是单纯地追求避免分离，而是控制和利用分离，其中典型的例子就是三角翼和边条翼。
边条翼是在中等后掠角(35°～60°)的机翼根部前缘处，加装一后掠角很大(65°～85°)的细长翼所形成的复合机翼，这一气动布局极大提高了飞机的机动性与气动特性。边条翼在不同迎角下飞行时，前缘都会分离形成前缘涡，前缘涡是能量高度集中的旋涡，大部分涡量集中在涡核，对周围流场有强大的诱导作用[1]，可以使主翼面产生很大的涡升力，大大改善飞机的升阻特性。但随着攻角的增大，翼面上的集中涡逐渐从稳定变得不稳定并开始发生破裂，前缘涡破裂会导致升力下降、俯仰力矩骤变以及机翼摇滚等问题[2]，是限制飞行器气动性能的一个重要因素，研究人员已对此开展了大量工作[3-5]。
目前流动控制技术已经广泛应用于三角翼及边条翼的涡流流场控制中，在被动控制领域，Barker等人[6]分别在双三角翼的顶点和拐点区域设置隔板，隔板的存在增强了分离涡，稳定了涡流流场。Naeini等人[7]的研究发现涡流发生器能改善双三角翼上的流动结构并延迟失速。Demoret[8]研究了边界层隔板对三角翼性能的影响，发现其能有效提高升力，并且改善飞行器失速特性。然而，被动控制方法在改善特定飞行阶段气动特性的同时，其效果往往具有一定的局限性，可能难以兼顾其他飞行阶段的性能需求。相比之下，主动流动控制技术具备实时调整的能力，能够根据流场状态灵活变化，其优势在于更精准地关注流场中的敏感区域。对于三角翼和边条翼这类细长机翼，主动流动控制技术更多应用于对流场中涡破裂现象的控制。Wood[9]等进行了沿60°三角翼前缘切向吹气控制涡流的试验研究，结果表明在适度的吹气动量系数下，切向前缘喷流能够将三角翼上表面的稳定、受控涡流状态扩展约30°迎角，最大法向力系数增加了约30%，在35-60°迎角下产生了显著的滚动力矩。Gutmark[10]等进行了控制60°三角翼前缘涡破裂位置的试验，试验沿涡流核心平稳快速地吹入一股小射流，结果显示在15°迎角下涡破裂从大约x/c = 35%位置延迟到后缘附近。Lim[11]等进行了使用前体狭缝吹气控制一般三角翼构型上涡流破裂的实验，结果显示单面吹气倾向于在吹气侧产生有利影响，而在非吹气侧产生不利影响，当采用双面吹气时，为了补偿不利的影响，需要更大的吹气动量来延迟两侧的涡流破裂，增加吹气动量会导致涡流破裂形成的显著延迟。Andrey[12]等研究了交流介质阻挡放电等离子体激励器（AC-DBD）对三角翼流场结构的影响，激励器布置在垂直于前缘以诱导附面层向下游加速，结果显示：该布局下的准定常激励可有效增强旋涡稳定性。陈思诺[13]等开展了介质阻挡放电等离子体激励器（DBD）控制三角翼前缘涡流的仿真研究，结果表明：三角翼的失速迎角得到有效延迟，最大升力系数显著提高。朱佳晨[14]等人在三角翼前缘施加射流激励控制，发现：施加控制后，涡流强度提高，涡破裂延迟，这是因为吹气的轴向分量增加了涡核的轴向速度，而横向分量增强了涡流的径向速度，涡流的螺旋数降低，从而增强了涡流稳定性。
前文所述的针对前缘涡的主动流动控制大多都是有源射流控制，其结构复杂、能耗较高、管路设计繁杂，增大了系统的体积与重量[15]。无源合成射流[16]虽破除了气源限制，但其容易压载失效，且能量利用率低，合成双射流激励器((Dual Synthetic Jets Actuator, DSJA))[17]在此基础上将内部结构改为单膜双腔双出口，使能量利用率提高了一倍，同时避免了压载失效问题。目前在分离流控制[18]、环量控制[19]、推力矢量控制[20]等方面都显示出良好的控制效果。
本文将DSJA用于对边条翼前缘涡的控制，结合边条涡的流动特点，在边条涡扫掠路径外侧布置了4组DSJA，使其促进背风面边条涡的旋转，探究边条翼在大迎角下的气动特性及DSJA的流动控制机理，分析不同迎角下流场结构的改变及气动力变化。
1. 计算模型与方法
1.1 计算模型
如图1所示，计算模型为一后掠角76°/40°的边条翼半模，根弦长c = 800 mm，其中边条部分占420 mm，展长480 mm。目前关于此类细长机翼的研究均采用带斜劈的尖前缘平板，为了使数值模拟更贴近边条翼飞机的真实流动情况，未采用平板计算，而是选取了某飞机的边条翼翼型作为该计算模型的翼型。4组DSJA布置在边条部分靠近前缘处，与根弦夹角为10.76°，第一组DSJA距离前缘顶点225 mm，单个DSJA出口长40 mm，宽1 mm，深度2 mm，两出口间隔7 mm，每组DSJA间隔30 mm。上述激励器尺寸选择符合射流装置的实际工作状态，同时能够产生良好的流场控制效果。在实际的DSJA工作过程中，两腔体之间的膜片振动使左右两边腔体不断交替吹吸，仿真计算中将膜片和腔体省略，仅保留了两出口。
以模型的前缘尖点为坐标原点建立坐标系，顺来流方向为x轴正方向，展向为y方向，z轴由右手坐标系确定。图2分别是DSJA附近的表面网格与全流域体网格，在机翼表面进行了网格加密处理，翼面第一层网格的无量纲高度y+ ≈ 1，计算域流向长度为35.4c，展向长度为14c，法向长度为28.8c。远场来流输入采用压力远场边界条件，翼根所处的中轴面为对称面，模型壁面为无滑移壁面，激励器的射流口设为速度入口，射流速度U定义为[20,21]
U=Umsin(2πft) (1) 其中Um为射流峰值速度，f为激励器工作频率，以激励器的实际工作状态为依据，在此次仿真中设置Um = 90 m/s，f = 500 Hz。来流速度为Ma0.1，基于根弦长的雷诺数Re = 1.7×106。
1.2 数值方法与验证
选用有限体积法离散三维可压非定常雷诺平均N-S方程，并采用基于压力的求解器进行求解。湍流模型选择基于k-ω SST的DDES，这是RANS和LES的一种混合方法，对于非定常涡旋流场具有良好的模拟精度[21-22]。
分离算法采用半隐式压力耦合方程的改进算法，空间离散格式采用基于单元格的最小二乘法，密度插值与压力插值均采用二阶迎风格式。
为验证数值模拟算法DDES对飞行器强分离流场气动特性计算的准确性，选择NACA0021翼型[23-25]进行大迎角分离的仿真和试验验证，来流迎角α = 60°，来流马赫数Ma = 0.1，弦长c = 0.125 m，试验在Monash大学的450kW风洞中进行，图3为风洞试验图。
图4展示了仿真的时均压力系数Cp与试验测量数据的对比，表1为仿真的展向平均升阻力系数与试验测量数据的对比，从图表中可以看出仿真算法的计算结果能够较为准确地匹配风洞试验的测量数据，因此该仿真算法具有较好的模拟效果和计算精度。
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图 4 时均压力系数的仿真与试验数据对比Figure 4. Comparison of simulation and experimental data for time-average pressure coefficients表 1 展向平均升阻力系数的仿真与试验数据对比Table 1. Comparison of simulation and experimental data for spreading mean lift coefficient of resistanceCL CD 试验值 0.931 1.517 仿真值 0.92696 1.43131 为进一步确定DDES对于大后掠飞行器气动性能的计算准确性，选择后掠角为65°的小展弦比飞翼进行计算，试验数据来自中国空气动力研究与发展中心低速所[26]，试验图片如图5所示，图6表明该计算方法能够较为准确地捕捉飞行器的气动力，具有良好的计算精度。
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图 6 气动力系数的仿真与试验对比Figure 6. Simulation and experimental comparison of aerodynamic coefficients1.3 网格及时间步长无关性验证
针对30°和40°迎角流场进行了网格无关性验证，三套网格所对应的无控及控制流场的升阻力系数如表2所示，网格量为
1213 万和1448 万时计算结果基本接近，故选择计算的总网格量为12134768 。表 2 不同网格量的升阻力系数对比Table 2. Comparison of lift resistance coefficients for different grid volumesAOA = 30° AOA = 40° 网格量 10083794 12134768 14479836 网格量 10083794 12134768 14479836 CL (No control) 1.01447 1.02543 1.02278 CL(No control) 0.96247 0.97060 0.96871 CD (No control) 0.55367 0.56454 0.56183 CD(No control) 0.76815 0.78144 0.78062 CL (Control) 1.05939 1.06598 1.06463 CL(Control) 1.01754 1.02696 1.02379 CD (Control) 0.58290 0.58957 0.58736 CD(Control) 0.81630 0.82429 0.82133 在非定常计算中，设置时间步长为激励器驱动周期T的1/40，为进一步确定时间步长对计算结果的影响，选择激励周期T的1/20、1/40、1/80进行计算。表3中结果表明，设置时间步长为激励器驱动周期T的1/40可以满足数值计算要求。
表 3 不同时间步长的升阻力系数对比Table 3. Comparison of lift resistance coefficients for different time steps时间步长 / s CL CD 0.0001 (1/20T)1.02065 0.55813 0.00005 (1/40T)1.02543 0.56454 0.000025 (1/80T)1.02527 0.56392 2. 结果讨论与分析
2.1 边条翼流场特征及控制理念
气流在流经边条翼前缘时，在很小的迎角下流动就会发生分离，由于有来自机翼前缘的分离剪切层涡量的注入，背风区会形成两对前缘脱体分离涡，起源于机翼头部的叫边条涡，起源于连接部拐点的叫主翼涡，边条涡和主翼涡的旋转方向相同，组成边条翼一侧的一个分离涡系。旋涡对上翼面的诱导作用会产生非线性升力和力矩，但旋涡在运动过程中，或受逆压梯度的影响，或受粘性损耗的影响，涡会发生破裂，在破裂点处涡的轴向速度迅速降低，周径突然增大，旋涡的集中涡核不再存在，下游流场表现为脉动很强的湍流，使原有的旋涡诱导能力大大减弱。
以35°迎角为例，图7为机翼表面的边条涡与主翼涡，图中可以看出，边条涡在未发展到两翼连接部时就已发生破裂，主翼涡的强度很弱，在距离连接部很近的位置便和边条涡破裂后的流动完全融合缠绕在一起。两涡的相对位置及相互作用与迎角有很大关系[27]，在迎角较小时，边条涡与主翼涡几乎互不干扰，流动沿各自涡轴向下游发展，随着迎角的增大主翼涡会先于边条涡发生破裂，很快破裂点前移到达连接部，在此过程中边条涡也开始在主翼面发生破裂，两涡开始绕合，随着迎角的继续增大两涡相互缠绕并最终合并形成单一的分离涡。
图8为35°迎角时过边条涡涡核的垂直截面内的速度分布和流线图，在边条涡扫过区域，最大流向速度可达到来流速度的2.5倍，而后速度迅速下降形成驻点，驻点后出现大范围回流区，该驻点即为涡破裂点。
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图 8 过涡核垂直截面的速度云图Figure 8. Velocity cloud over the vertical cross section of the vortex core在对升力的贡献方面，小迎角下主翼涡起主要作用，大迎角下边条涡起主要作用[28]，本文研究在大迎角下DSJA对涡的控制效果，故控制对象针对边条涡，控制范围为30°以上的大迎角。
目前针对三角翼或边条翼的前缘涡主动流动控制中，常见的激励布置位置主要有沿涡核吹气[10]，后缘吹气[29]和前缘吹气[30]等，其中沿涡核吹气被认为是效率最高的[31]。在考虑DSJA布置位置时，未直接将其布置在涡核下方，原因在于，边条涡会从前缘处抬升，涡核离壁面有一定距离，且迎角越大距离壁面越远[32]，如图9所示，35°迎角时涡破裂点距离壁面大约有5%根弦长。因此沿涡核吹气对射流的冲程有一定要求，否则射流的能量将无法有效传递到涡核区域，而DSJA作为无源射流，射流冲程相对较小，故需要找到一个更为合适的布置位置，达到以小能量消耗获取高收益的效果。
本研究将DSJA布置在边条涡扫掠路径外侧，即涡核与前缘之间，如图10所示，自由来流从前缘处高速卷起形成背风面高速旋转的分离涡，在涡核扫掠路径与前缘卷起的自由来流之间有一处低速“死区”，在该处施加控制，DSJA更能发挥出对流场的影响。同时，此种布置方式使得吹出的射流顺涡核旋转方向，可促使气流同向旋转，有效实现能量注入，增强边条涡抵抗逆压梯度的能力，延迟涡破裂的发生，从而达到增升的目的。
2.2 气动力变化
本节展示了大迎角(30°，35°，40°，42°)下边条翼在无控及施加DSJA控制后的气动特性。以35°和40°迎角为例，图11展示了控制前后，升阻力系数随时间的演化，升阻力系数的定义如下：
CL=L12ρV∞2S (2) CD=D12ρV∞2S (3) 其中，L和D分别为升力和阻力，ρ为流体密度，V∞为来流速度，S为参考面积。
由于涡破裂现象发生在背风面，主翼面上几乎都是回流区，该区域表现为脉动很强的湍流，且破裂点会在小范围内前后摆动，这导致背风面压力持续变化，流场具有较强的非定常性，故升阻力曲线的波动幅值较大。曲线平稳后分别取4.2～6.4无量纲时间U∞t/c的数据作平均，作为控制前后的平均气动系数，此时气动力响应可以满足统计要求。图12展示控制前后升阻力系数变化，可以看到施加控制后产生了增升增阻效果，因此各个攻角下的升阻比变化相对不明显，在本研究中更注重探讨流动控制对升力特性的改善。在失速迎角35°时有最大升力增量7.51%，30°时升力增量为3.95%，40°时为5.64%，42°时为5.56%。
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图 12 控制前后升阻力系数随迎角的变化Figure 12. Variation of lift and drag coefficient with angle of attack before and after control图13截取了控制前后各迎角在涡破裂点前不同截面的展向压力分布，压力系数Cp定义如下：
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图 13 控制前后各展向截面的表面压力系数Figure 13. Surface pressure coefficients for each spreading section before and after controlCp=p−p∞12ρV2∞ (4) 其中，p是物体表面某点的静压，p∞是自由来流静压。
图中波峰处为边条涡洗过带来的低压，迎风面压力几乎没有受到射流影响。30°迎角时分别取了x/c = 0.3，x/c = 0.475，x/c = 0.55三个截面，x/c = 0.3大约位于布置的第一个DSJA中点处，该截面控制后负压降低，其余两个截面负压均明显增强，x/c = 0.55位于边条与主翼的连接部，该截面最右处的波峰为主翼涡诱导的低压；35°迎角分别取了x/c = 0.3，x/c = 0.375，x/c = 0.475三个截面，x/c = 0.3处在控制前有两处波峰，DSJA控制后第二处小波峰消失，负压明显降低，其余两个截面负压均明显增强；40°迎角时分别截取x/c = 0.3，x/c = 0.36，x/c = 0.4三个截面，情况与30°迎角时类似，在第一个截面处控制后负压降低，其余两个截面负压增强，但增加幅度较小；42°迎角时分别截取了x/c = 0.2，x/c = 0.25，x/c = 0.3三个截面，前两个截面的负压有小幅提升，x/c = 0.3截面的负压提升较明显。
上述结果表明，施加DSJA控制能够显著改变边条翼背风面尤其是涡轴处的压力分布，增大背风面低压区面积从而达到增升的效果，升力增加的根本原因在于流场中涡结构的变化，下一部分将进行详细分析。
2.3 流场变化
图14展示的是各迎角控制前后背风面压力及涡结构的时均速度分布，在边条涡涡核流经下方会出现一条明显的低压脊，为边条翼带来非线性升力，涡破裂后的区域为大范围回流区，流场十分紊乱，低压区消失。涡破裂点随迎角的增大逐渐前移，在30°迎角时涡破裂发生在边条与主翼面相连接的拐点附近，42°迎角时已前移至靠近顶点处。
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图 14 各迎角控制前后流场对比Figure 14. Comparison of flow field before and after control of each angle of attack从图中可以看出，各迎角在施加DSJA控制后涡破裂点均后移了一定距离，使高速旋转的涡流在机翼表面诱导出的低压区面积增大，从而带来了涡升力的增加。表明在涡核附近以促进旋涡同向旋转的控制方式能够有效影响涡核的流动[33]，射流注入的能量增强了旋涡抵抗逆压梯度的能力，使得涡破裂点推迟。
由于本文DSJA布置区域的关系，在45°迎角时，所有的DSJA出口已完全淹没于涡破裂区域之中，如图15所示。
此时喷出的射流已无法再对涡核进行控制，只能增强下游流场的动量掺混，故未继续计算后续迎角。
在截面x/c = 0.375截面处，此时控制前后涡流都没有破裂现象，边条涡整体保持收束状态，施加射流控制对于涡流整体形态的改善效果并不显著。然而，在截面x/c = 0.5处，此时基础流场涡流已完全破裂，截面流线拓扑呈现向外发散的形态，难以维持集中涡核状态。而在施加合成双射流控制后，其产生的同向旋转作用有效改善了边条涡的流动发展，促使边条涡被不断“拧紧”，使边条涡整体形态得以继续保持收束，从而抑制了涡流破裂现象。
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图 16 控制前后不同x截面的流线Figure 16. Streamlines of different x-section before and after control提取了各迎角控制前后涡流核心的时均合速度，如图17所示。涡破裂后的回流区提取的是将涡核直线延伸至尾缘处的合速度。在开始的涡流建立阶段，涡的速度逐渐增大，当速度达到一定值后就不会再增大，速度曲线呈现出一个在小范围内波动的速度平台的形状，下一区域速度出现急剧下降，此时进入涡破裂后的区域，速度具有强非线性。
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图 17 控制前后涡核时均合速度对比Figure 17. Comparison of time-average speed of vortex core before and after control目前以轴向速度滞止点作为涡破裂点被认为是较准确的方法[34]，为了方便统计和提取数据，以涡核合速度近似替代涡核轴向速度，以涡核合速度骤降处的位置认定为涡破裂点的位置，即图中的虚线位置，各迎角在施加控制后涡轴高速流动区域的流向长度都有一定量的延长。
图18为控制前后各迎角的时均涡破裂点位置，30°，35°，40°和42°迎角在施加控制后分别将涡破裂点位置推后了5.5%c，8.3%c，8.4%c和5%c，40°迎角时有最大延迟量。
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图 18 各迎角在控制前后的时均涡破裂点位置Figure 18. Time-average vortex breakdown point locations for each angle of attack before and after control从图中可以看出，迎角从30°增加到40°时，涡破裂点从0.5倍弦长前移到0.4倍弦长，即边条翼拐点附近，而从40°增加到42°时，迎角仅增加2°，破裂点就从0.4倍根弦长前移到了0.3倍根弦长，涡破裂点随迎角增加向上游移动的速度在拐点处明显加快，原因在于当边条涡进入主翼后，没有前缘分离再补充涡量，涡强度减弱。丘成昊[35]研究了后掠角与拐点位置均不相同的边条翼模型，也得到了相同的涡破裂点移动规律。
观察图18中的涡破裂位置延迟量Δxc曲线与图12中的升力增量ΔCL曲线，可以看出两者的趋势并不完全一致，最大升力增量发生在35°，而最大涡破裂延迟量发生在40°，说明升力系数的变化与涡破裂点的后移并不一定成正相关关系。
以35°迎角为例，图19为控制前后不同截面的湍动能云图，从图17可知35°时控制前后的涡破裂点分别位于0.422和0.505根弦长，在x/c = 0.35截面处控制前后均存在集中涡，由于该截面距离前缘分离点和涡破裂点都有一定距离，所以边条涡发展较为稳定，涡核处湍动能较低，自由来流在前缘处高速卷起使得前缘处的速度梯度较大，故此处湍动能强度更高；无控时x/c = 0.42截面处于涡核速度从2.5倍来流迅速下降至接近0的速度衰减区内，因此速度梯度较大，湍动能较高，而由于DSJA对涡破裂现象的有效抑制，控制后该截面的湍动能分布与x/c = 0.35相比未发生太大改变；边条与主翼的连接部位置在x/c = 0.525处，x/c = 0.55截面内存在边条涡和主翼涡，该位置位于流场下游，破裂后的边条涡能量已逐渐耗散，值得注意的是，无控时主翼涡涡核处的湍动能明显高于控制后的，这或许是由于控制后边条涡对主翼涡的诱导作用更强，使得主翼涡的稳定性有所提升从而其破裂点也被推迟。
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图 19 35°迎角控制前后不同截面湍动能云图Figure 19. Turbulent kinetic energy clouds for different cross sections before and after control for 35° angle of attack以40°迎角，x/c = 0.3截面为例，图20展示了DSJA在一个工作周期内对流场的控制过程。在1/4T时，右边出口喷出高速射流，左边出口进行抽吸，右出口的气流能量被传递到周围的集中涡，促进涡流的旋转，左出口将该位置的低能气体吸入，前缘流线有向里偏折的趋势，表明此时左出口对前缘卷起的自由来流有一定诱导加速作用，此阶段中射流诱导产生的涡量不断向边条涡区域进行输运，有效维持边条涡集中形态；在2/4T时，两个出口的吹气和吸气阶段结束，靠近壁面流场结构基本保持不变；3/4T时，左边出口开始高速吹气，右边出口吸气，进一步加速了涡核的共旋；在4/4T，流场状态与2/4T阶段相似。
由于DSJA位于涡核扫掠路径与前缘卷起的高速自由来流之间的低速“死区”下方，吹出的高速射流的动量高于该部位低速气流的动量，两股反相射流始终同时具有低动量抽吸和高动量注入的效果，在整个控制周期中合成双射流不断向边条涡区域输送涡量，有效抑制了涡流破裂现象。
3. 结 论
针对76°/40°后掠角的边条翼在大迎角下的边条涡涡破裂现象，提出了基于DSJA的涡破裂延迟控制方法，在自由来流马赫数为0.1的情况下，针对30°到42°迎角范围进行了DDES数值模拟研究，得到以下结论：
1) 边条翼背风面的分离涡系主要由边条涡和主翼涡组成，大迎角下边条涡对升力的贡献更大，在边条涡涡核与前缘卷起的自由来流之间有一处低速“死区”，在此处施加DSJA控制，能够更为直接地诱导涡核，达到以小能量消耗获取高收益的效果；
2) 迎角的增大伴随着边条涡强度的提升，但同时涡破裂点也会随迎角的增大而逐渐前移，当破裂点到达边条翼拐点时，破裂点的前移速度加快。涡破裂后的区域表现为脉动很强的湍流，流场表现出较强的非定常性；
3) 施加DSJA控制后，涡轴的轴向速度发生改变，高速流动的流向距离得到延长，各迎角的涡破裂点位置均得到有效推迟，最大的推迟位移发生在40°迎角，推迟了8.4%根弦长，涡破裂点位置的推后使得背风面低压区面积增大，升力系数因此得到提升，最大升力增量发生在35°迎角；
4) DSJA的两股射流具有反相的独特特点，吹程能促使涡核的同向旋转，吸程对前缘卷起的自由来流或近壁面气流有一定牵引作用，同时具有低动量抽吸和高动量注入的效果，可在整个工作过程中持续促进集中涡流的旋转。
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图 4 时均压力系数的仿真与试验数据对比
Figure 4. Comparison of simulation and experimental data for time-average pressure coefficients
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图 6 气动力系数的仿真与试验对比
Figure 6. Simulation and experimental comparison of aerodynamic coefficients
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图 8 过涡核垂直截面的速度云图
Figure 8. Velocity cloud over the vertical cross section of the vortex core
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图 12 控制前后升阻力系数随迎角的变化
Figure 12. Variation of lift and drag coefficient with angle of attack before and after control
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图 13 控制前后各展向截面的表面压力系数
Figure 13. Surface pressure coefficients for each spreading section before and after control
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图 14 各迎角控制前后流场对比
Figure 14. Comparison of flow field before and after control of each angle of attack
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图 16 控制前后不同x截面的流线
Figure 16. Streamlines of different x-section before and after control
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图 17 控制前后涡核时均合速度对比
Figure 17. Comparison of time-average speed of vortex core before and after control
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图 18 各迎角在控制前后的时均涡破裂点位置
Figure 18. Time-average vortex breakdown point locations for each angle of attack before and after control
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图 19 35°迎角控制前后不同截面湍动能云图
Figure 19. Turbulent kinetic energy clouds for different cross sections before and after control for 35° angle of attack
表 1 展向平均升阻力系数的仿真与试验数据对比
Table 1 Comparison of simulation and experimental data for spreading mean lift coefficient of resistance
CL CD 试验值 0.931 1.517 仿真值 0.92696 1.43131 
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表 2 不同网格量的升阻力系数对比
Table 2 Comparison of lift resistance coefficients for different grid volumes
AOA = 30° AOA = 40° 网格量 10083794 12134768 14479836 网格量 10083794 12134768 14479836 CL (No control) 1.01447 1.02543 1.02278 CL(No control) 0.96247 0.97060 0.96871 CD (No control) 0.55367 0.56454 0.56183 CD(No control) 0.76815 0.78144 0.78062 CL (Control) 1.05939 1.06598 1.06463 CL(Control) 1.01754 1.02696 1.02379 CD (Control) 0.58290 0.58957 0.58736 CD(Control) 0.81630 0.82429 0.82133
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表 3 不同时间步长的升阻力系数对比
Table 3 Comparison of lift resistance coefficients for different time steps
时间步长 / s CL CD 0.0001 (1/20T)1.02065 0.55813 0.00005 (1/40T)1.02543 0.56454 0.000025 (1/80T)1.02527 0.56392
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[1] 吕志詠, 程元中 . 边条机翼前缘涡涡核速度的激光测量[J]. 空气动力学学报,1984 (4 ):61 −65 LV Z Y, CHENG Y Z . LDA measurements for leading-edge vortex core of a strake-wing[J]. Acta Aerodynamica Sinica,1984 (4 ):61 −65 . (in Chinese)[2] GURSUL, ISMET . Review of unsteady vortex flows over slender delta wings[J]. Journal of Aircraft,2005 ,42 (2 ):299 −319 . doi: 10.2514/1.5269[3] SOLTANI M R, BRAGG M B . Early vortex burst on a delta wing in pitch[J]. American Institute of Aeronautics and Astronautics,1993 ,31 (12 ):2283 −2289 .[4] MITCHELL A M, MORTON S A, FORSYTHE J R, et al . Analysis of delta-wing vortical substructures using detached-eddy simulation[J]. American Institute of Aeronautics and Astronautics,2006 ,44 (5 ):964 −972 .[5] LIU J, SUN H S, LIU Z T, et al . Numerical investigation of unsteady vortex breakdown past 80°/65° double-delta wing[J]. Chinese Journal of Aeronautics,2014 (3 ):521 −530 .[6] BARKER A, GAI S L, RODERTS M, et al . Vortex interaction and breakdown over double-delta wings[J]. The Aeronautical Journal,2004 ,108 (1079 ):27 −34 .[7] NAEINI H K, NILI A M, PARK Y S, et al . Effect of nature-inspired needle-shaped vortex generators on the aerodynamic features of a double-delta wing[J]. International Journal of Mechanical Sciences,2021 ,202 :106502 .[8] DEMORET A C. The effect of passive and active boundary-layer fences on delta wing performance at low Reynolds number[D]. Air Force Institute of Technology Air Force Institute of Technology, 2020.
[9] WOOD N J, ROBERTS L . Control of vortical lift on delta wings by tangential leading-edge blowing[J]. Journal of Aircraft,1988 ,25 (3 ):236 −243 . doi: 10.2514/3.45583[10] GUTMART, EPHRAIM J, GUILLOT, et al . Control of vortex breakdown over highly swept wings[J]. American Institute of Aeronautics and Astronautics,2005 ,43 (9 ):2065 −2069 .[11] LIM T T, CUI Y D, TSAI H M . Control of vortex breakdown over a delta wing using forebody spanwise slot blowing[J]. American Institute of Aeronautics and Astronautics,2007 ,45 (1 ):110 −117 . doi: 10.2514/1.22575[12] ANDREY A S, ALEXEY D B, ANATOLY A M, et al. Plasma control of vortex flow on a delta wing at high angles of attack[J]. Experiments in Fluids, 2013, 54(8).
[13] CHEN S N, SHI Z, ZHAO Z, et al . Investigation of vertical tail buffeting alleviation controlled by nanosecond plasma actuators[J]. Physics of Fluids,2021 ,33 (8 ):087109 . doi: 10.1063/5.0057280[14] ZHU J C, SHI Z W, GENG X, et al . Vortex breakdown characteristics of flying wing aircraft based on jet flow control[J]. Physics of Fluids,2022 ,34 (2 ):1 −14 .[15] SMITH D R, WARSOP C. NATO AVT-239 task group: 'innovative control effectors for manoeuvring of air vehicles'-introduction and overview[A]. AIAA SciTech Forum and Exposition[C], 2019
[16] SMITH B L, GLEZER A . The formation and evolution of synthetic jets[J]. Physics of Fluids,1998 ,10 (9 ):2281 −2297 . doi: 10.1063/1.869828[17] LUO Z B, XIA Z X, Liu B . New generation of synthetic jet actuators[J]. AIAA Journal,2006 ,44 (10 ):2418 −2420 . doi: 10.2514/1.20747[18] 李玉杰, 罗振兵, 邓雄, 等 . 合成双射流控制NACA0015翼型大迎角流动分离试验研究[J]. 航空学报,2016 (3 ):817 −825 .LI Y J, LUO Z B, DENG X, et al . Experimental investigation on flow separation control of stalled NACA0015 airfoil using dual synthetic jet actuator[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2016 (3 ):817 −825 . (in Chinese)[19] LI S Q, LUO Z B, DENG X, et al . Lift enhancement based on virtual aerodynamic shape using a dual synthetic jet actuator[J]. Chinese Journal of Aeronautics,2022 ,35 (12 ):117 −129 . doi: 10.1016/j.cja.2022.06.005[20] LIU J F, LUO Z B, DENG X, et al . Dual synthetic jets actuator and its applications—part II: novel fluidic thrust-vectoring method based on dual synthetic jets actuator[J]. Actuators,2022 ,11 (8 ):209 . doi: 10.3390/act11080209[21] 刘健, 蒋永, 吴金华 . 基于IDDES的双三角翼大迎角非定常涡破裂特征分析[J]. 工程力学,2016 ,33 (4 ):241 −249,256 .LIU J, JIANG Y, WU J H . Analysis on characteristics of unsteady vortex breakdown flows around a double-delta wings at high incidence based on IDDES method[J]. Engineering Mechanics,2016 ,33 (4 ):241 −249,256 . (in Chinese)[22] CHEN S N, SHI Z W, GENG X, et al . Study of the transient flow structures generated by a pulsed nanosecond plasma actuator on a delta wing[J]. Physics of Fluids,2022 ,34 (10 ):107111 . doi: 10.1063/5.0111858[23] 王方剑, 解克, 刘金, 等 . 小展弦比飞翼标模非定常流动及自由摇滚特性[J]. 航空学报,2023 ,44 (4 ):126449 .WANG F J, XIE K, LIU J, et al . Unsteady flow and wing rock characteristics of low aspect ratio flying-wing[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2023 ,44 (4 ):126449 . (in Chinese)[24] WANG H, LUO Z B, DENG X, et al . Enhancement of flying wing aerodynamics in crossflow at high angle of attack using Dual Synthetic Jets[J]. Aerospace Science and Technology,2025 ,156 :109773 . doi: 10.1016/j.ast.2024.109773[25] LIU J, SUN H, LIU Z, et al . Numerical investigation of unsteady vortex breakdown past 80°/65° double-delta wing[J]. Chinese Journal of Aeronautics,2014 (3 ):521 −530 .[26] 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所. CFD验证与确认数据库. 1.0. 国家空间科学数据中心. [27] 陈亮中. 双三角翼非定常分离流动的数值模拟研究[D]. 中国空气动力研究与发展中心, 2009. CHEN L Z. Numerical investigation on the unsteady separation flows around double delta wing[D]. China Aerodynamics Research and Development Center, 2009. (in Chinese)
[28] 吕志咏 . 边条机翼气动设计思想及其参数选择原则—纵向气动特性分析[J]. 航空学报,1987 (8 ):329 −340 . doi: 10.3321/j.issn:1000-6893.1987.08.001LV Z Y . An aerodynamic design concept for a strake-wing and associated parameter selecting rules-longitudinal characteristic analysis[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,1987 (8 ):329 −340 . (in Chinese) doi: 10.3321/j.issn:1000-6893.1987.08.001[29] MITCHELL A M, BARBEIS D, MOLTON P, et al . Control of leading-edge vortex breakdown by trailing edge injection[J]. Journal of Aircraft,2002 ,39 (2 ):221 −226 . doi: 10.2514/2.2942[30] ERICSSON L E, Gu W, ROBINSON O, et al . Control of vortices on a delta wing by leading-edge injection[J]. AIAA Journal,1994 ,32 (10 ):2134 −2135 . doi: 10.2514/3.12269[31] GURSUL I, WANG Z, VARDAKI E . Review of flow control mechanisms of leading-edge vortices[J]. Progress in Aerospace Sciences,2007 ,43 (7 ):246 −270 .[32] ZHANG J. Interaction and control of multiple vortices over double delta wings[D]. University of Bath, 2017.
[33] HYDER S H, SHTERN V, HUSSAIN F . Control of vortex breakdown by addition of near-axis swirl[J]. Physics of Fluids,2003 ,15 (2 ):271 −279 . doi: 10.1063/1.1530161[34] HONG J S, CELIK Z Z, ROBERTS L . Effects of leading-edge lateral blowing on delta wing aerodynamics[J]. AIAA Journal,1996 ,34 (12 ):2471 −2478 . doi: 10.2514/3.13426[35] 刘谋佶, 吕志咏, 丘成昊, 等. 边条翼及旋涡分离流[M]. 北京: 北京航空学院出版社, 1988 LIU M J, LV Z Y, QIU C H, et al. Collected works for strake-wings vortices and separated flows[M]. Beijing: Beijing Aviation Academy Press, 1988. (in Chinese)
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