李國強 宋奎輝 易仕和 張衛(wèi)國 楊永東 袁明川 吳霖鑫

* (國防科技大學空天科學學院,長沙 410073)

? (中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所,四川綿陽 621000)

** (中國直升機設(shè)計研究所直升機旋翼動力學重點實驗室,江西景德鎮(zhèn) 333001)

引言

直升機在前飛過程中旋翼槳葉線速度與前飛速度的疊加會導致槳盤前行側(cè)和后行側(cè)槳葉的相對來流速度不對稱,并且在槳盤后行側(cè)半徑小于μR|sinψ| (μ 為前進比,R為旋翼半徑,ψ 為槳葉方位角)的區(qū)域會出現(xiàn)前飛速度超過當?shù)鼐€速度的現(xiàn)象,此時相對氣流從槳葉葉素的幾何后緣流向幾何前緣,該區(qū)域被稱為反流區(qū).在反流區(qū)槳葉葉素工作于負迎角狀態(tài)會產(chǎn)生負升力,使槳盤前行側(cè)和后行側(cè)升力不平衡,并且槳葉葉素的幾何后緣會誘導嚴重的流動分離和反流動態(tài)失速,增加槳葉的非定常載荷,導致槳葉俯仰力矩和阻力的激增,從而增加旋翼的需用功率[1],限制前飛速度的提高.隨著直升機向高速化發(fā)展[2],更高的前飛速度會促使反流區(qū)面積進一步擴大,使反流現(xiàn)像更加顯著,因此解決反流動態(tài)失速問題,改善反流區(qū)流動分離,提升旋翼的氣動效率,成為了推動高速直升機進一步發(fā)展的重要課題.

反流區(qū)的一個重要特征是反流動態(tài)失速,在對UH-60A 直升機開展的大前進比旋翼試驗中發(fā)現(xiàn),反流狀態(tài)下也會產(chǎn)生動態(tài)失速現(xiàn)象,且反流動態(tài)失速渦的局部低壓也會導致非定常氣動載荷,并對變距拉桿和槳葉扭轉(zhuǎn)產(chǎn)生很大影響[3].而國內(nèi)外針對動態(tài)失速控制已開展了較多研究,例如通過翼型外形的非定常設(shè)計,實現(xiàn)動態(tài)失速特性的改善[4-7],通過等離子體流動控制改善流動分離[8-9],通過變前緣技術(shù)改變翼型前緣外形從而控制速度梯度對動態(tài)失速的影響[10-12],通過射流技術(shù)對局部流動進行瞬時控制[13-16],通過后緣小翼(trailing edge flap,TEF)改變翼型后緣外形從而影響動態(tài)失速等[17-19],但以上針對動態(tài)失速的研究都只在正向流條件下開展,針對反流狀態(tài)下的研究仍然很少.

反流動態(tài)失速的一個重要特點是翼型的壓力分布會受銳幾何后緣氣流分離的影響.因此為進一步研究翼型幾何后緣形狀對反流氣動性能的影響規(guī)律,Lind 等[20]針對不同的翼型幾何后緣形狀開展了反流靜態(tài)試驗,發(fā)現(xiàn)反流中NACA0012 翼型的阻力比前向流中的大了2 倍,而鈍幾何后緣的阻力比NACA0012 翼型的小很多,因此X2TD 高速直升機的槳葉內(nèi)段翼型采用了鈍(橢圓)幾何后緣,并且降低了弦長和安裝角,袁明川等[21]在對翼型反流流場進行分析時也指出鈍幾何后緣對于反流流動分離具有改善效果,張威等[22]指出雙鈍頭翼型適合作為反流區(qū)的翼型.Han 等[23]針對鈍幾何后緣翼型的外形開展了進一步的優(yōu)化設(shè)計,優(yōu)化后的翼型實現(xiàn)了阻力系數(shù)的進一步降低和失速性能的提升.但是鈍幾何后緣翼型在改善反流區(qū)性能的同時,增加了反流區(qū)外的阻力和懸停誘導功率,對懸停性能有一定影響,Giovanetti 等[24]的研究表明該優(yōu)化將增加7%的懸停損耗.

反流動態(tài)失速的另一個特點是銳幾何后緣氣流的提前分離會導致翼型氣動性能對雷諾數(shù)的變化不敏感.Lind 等[25]在使用非定常表面壓力測量技術(shù)對NACA0012 翼型開展動態(tài)試驗研究時發(fā)現(xiàn),與經(jīng)典動態(tài)失速發(fā)生在翼型靜態(tài)失速迎角之后不同,反流動態(tài)失速提前開始于銳幾何后緣的流動分離,從而對雷諾數(shù)的變化不敏感.Lind 等[26]發(fā)現(xiàn)鈍幾何后緣翼型的氣動性能對雷諾數(shù)的變化反而很敏感,用于反流區(qū)可能會加劇氣動載荷的變化,而銳幾何后緣翼型因過早的流動分離反而降低了對雷諾數(shù)變化的敏感性.這為反流動態(tài)失速控制策略的提出提供了重要參考,即在利用銳幾何后緣翼型對反流雷諾數(shù)變化不敏感的基礎(chǔ)上盡量延遲反流流動分離的發(fā)生.于是Jacobellis 等[27]將NACA63-218 翼型的幾何后緣向上翼面(吸力側(cè))偏轉(zhuǎn)一定角度,并與幾何后緣無偏轉(zhuǎn)的翼型對比了反流中的靜態(tài)氣動性能,發(fā)現(xiàn)當幾何后緣向上偏轉(zhuǎn)10°時,能降低反流中50%的阻力,同時還能在一定迎角范圍內(nèi)降低負升力.Rice 等[28]在Jacobellis 的基礎(chǔ)上研究了翼型幾何后緣向上偏轉(zhuǎn)10°時的反流動態(tài)氣動性能,發(fā)現(xiàn)幾何后緣向上偏轉(zhuǎn)能降低翼型俯仰振蕩過程中的俯仰力矩遲滯效應(yīng).Deanna 等[29]在Rice 的基礎(chǔ)上通過測力和PIV 技術(shù),進一步研究了翼型幾何后緣上偏不同角度時的動態(tài)氣動性能,發(fā)現(xiàn)上偏能顯著降低升力、阻力和俯仰力矩的遲滯,并且較小的偏角有望更有效地實現(xiàn)反流中翼型靜動態(tài)氣動性能的提升.Cooper[30]以Deanna 的研究為基礎(chǔ),研究了后掠角對NACA63-218 翼型幾何后緣向上偏轉(zhuǎn)時的反流靜態(tài)氣動特性,發(fā)現(xiàn)無論有無后掠角翼型后緣的向上偏轉(zhuǎn)都能大幅降低反流中的阻力.

現(xiàn)有的研究表明將翼型的銳幾何后緣向上翼面(吸力側(cè))偏轉(zhuǎn)一定角度,通過降低銳幾何后緣與來流的夾角,能延遲反流分離的產(chǎn)生,顯著降低反流分離導致的阻力,改善負升力和俯仰力矩,實現(xiàn)靜動態(tài)氣動特性的整體提升.因此可以假設(shè)只要幾何后緣與來流的夾角維持在一定范圍內(nèi),就能避免反流分離的擴大.但是反流區(qū)流動復雜,來流還受槳葉揮舞、擺振、扭轉(zhuǎn)、側(cè)風和徑向流等因素的影響,采用固定幾何后緣偏轉(zhuǎn)角的方式只能改善有限范圍內(nèi)的反流分離,對復雜流動的適應(yīng)性還有提升的空間.因此本文在翼型幾何后緣向上偏轉(zhuǎn)的基礎(chǔ)上,嘗試將固定的幾何后緣替換為可動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼,使用主動控制的方式使后緣小翼隨翼型迎角的變化動態(tài)調(diào)節(jié)其偏轉(zhuǎn)角,盡可能地控制銳幾何后緣與來流的夾角,以實現(xiàn)反流動態(tài)失速的控制.并且現(xiàn)有的反流動態(tài)失速研究還未開展過非定常表面壓力測量試驗,本文基于非定常表面壓力測量技術(shù),通過翼型反流動態(tài)失速主動控制試驗,重點分析了后緣小翼不同振蕩參數(shù)對反流動態(tài)失速的影響規(guī)律,對比了后緣小翼動態(tài)偏轉(zhuǎn)和固定偏轉(zhuǎn)的差異,為研究利用后緣小翼進行反流動態(tài)失速主動控制的可行性提供了數(shù)據(jù)支撐,為改善旋翼反流區(qū)的流動分離,提升旋翼在反流中的氣動性能提供了新的參考.

1 試驗系統(tǒng)

1.1 風洞

本文試驗研究基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心的FL-11 風洞開展,該風洞為低速回流式風洞,試驗段尺寸為1.8 m (寬)×1.4 m (高),穩(wěn)定風速范圍為10～105 m/s,本研究中試驗風速選擇為V∞=17 m/s (基于翼型弦長c=350 mm 的雷諾數(shù)為Re=3.5×105).

1.2 翼型動態(tài)試驗裝置

翼型試驗模型的俯仰振蕩運動由基于FL-11 風洞配套研制的翼型動態(tài)試驗裝置[31]驅(qū)動,如圖1(a)所示為該動態(tài)試驗裝置的安裝示意圖.動態(tài)試驗裝置通過左右立柱安裝于風洞閉口試驗段兩側(cè),在左右立柱相同高度各布置有一臺可同步運動的伺服電機,翼型模型橫跨試驗段與兩臺伺服電機輸出軸固定,通過伺服電機的同步驅(qū)動實現(xiàn)翼型模型俯仰振蕩運動的控制.該動態(tài)試驗裝置最大俯仰振蕩角度幅值可達15°(角度精度0.05°),最大俯仰振蕩頻率達5 Hz (頻率精度0.01 Hz).

圖1 (a)動態(tài)試驗裝置,(b)翼型試驗模型剖面視圖,(c)后緣小翼控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖,(d)試驗段照片和(e)測壓孔位置Fig.1 (a) Dynamic test apparatus;(b) Section view of airfoil test model;(c) Structure diagram of TEF control system;(d) Image of test section;(e) Location of pressure ports along airfoil

1.3 試驗模型

試驗模型氣動外形采用XH-59A 直升機槳葉內(nèi)段使用的NACA63-218 翼型[32],該翼型在反流的研究中應(yīng)用較多,便于進行數(shù)據(jù)驗證.圖1(d)為試驗模型在風洞試驗段中的現(xiàn)場照片,模型的相關(guān)參數(shù)如表1 所示.模型關(guān)于中央件對稱,分左中右3 段加工后拼接,在模型中央件上沿翼型弦向布置了36 個內(nèi)徑為1.6 mm 的脈動壓力測壓孔,測壓孔的布置如圖1(e)所示,上下表面各18 個,其中后緣小翼上下翼面各3 個.如圖1(b)所示在模型內(nèi)部布置了脈動壓力傳感器、電纜、步進電機和后緣小翼編碼器等設(shè)備.

表1 試驗模型參數(shù)Table 1 Test parameters of test model

圖2 為翼型模型和后緣小翼剖面的主要尺寸圖,圖中分別定義了翼型模型、后緣小翼的角度和來流V∞的正方向,翼型模型和后緣小翼將分別按如下定義的運動方程運動

圖2 試驗模型剖面尺寸Fig.2 Dimensions of test model

式中 α(t) 和 β(t) 分別表示翼型模型和后緣小翼的實時迎角,抬頭為正,α0和 β0分別為振蕩平衡迎角,α1和β1分別為振蕩幅值,f和fflap分別為振蕩頻率,?? 代表振蕩過程中后緣小翼相對翼型模型的相位超前量.

后緣小翼采用圖1(b)所示的機構(gòu)進行驅(qū)動,其局部視圖如圖3 所示.由步進電機驅(qū)動凸輪,帶動齒條機構(gòu)進行周期往復運動,使后緣小翼繞平衡位置進行振蕩.通過改變機構(gòu)的參數(shù)及電機的轉(zhuǎn)速,即可實現(xiàn)后緣小翼振蕩幅值 β1、頻率fflap和平衡迎角β0的變化.

圖3 后緣小翼驅(qū)動機構(gòu)Fig.3 Drive mechanism of TEF

后緣小翼的控制系統(tǒng)(如圖1(c)所示)包含開關(guān)電源、PLC 控制器、驅(qū)動器和解碼器等設(shè)備.在后緣小翼鉸鏈轉(zhuǎn)軸方向上布置有編碼器,通過編碼器實時反饋后緣小翼振蕩的角度信號,該信號被用于控制后緣小翼與翼型模型的相位差 ??.

1.4 測試設(shè)備

(1) 脈動壓力傳感器

選用ENDVECO 公司的8510B-1 系列壓阻式動態(tài)壓力傳感器作為動態(tài)測壓元件,為確保動態(tài)測壓的準確性,傳感器被內(nèi)埋于試驗模型內(nèi)部,試驗時壓力信號隨試驗模型迎角信號同步實時采集.

(2) 角位移傳感器

選用瑞士CONTELEC 公司的GL10010KO M340 型電位計采集試驗模型的實時迎角.傳感器安裝于試驗模型俯仰變距軸線上隨模型轉(zhuǎn)動,試驗時角度信號除被數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)實時保存外,還被用于控制后緣小翼與翼型模型的相位差 ??.

(3) 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

選用NI 公司的多通道數(shù)據(jù)采集卡進行試驗數(shù)據(jù)的同步實時采集,采集對象為脈動壓力傳感器和角位移傳感器的模擬信號.為方便數(shù)據(jù)的處理和分析,使試驗模型在一個振蕩周期T內(nèi)的采樣數(shù)固定為N=1024,因此采樣頻率fs如下

2 試驗數(shù)據(jù)處理

為研究后緣小翼不同振蕩參數(shù)對反流動態(tài)失速的影響規(guī)律,分別按表2 所示試驗狀態(tài)參數(shù)開展了試驗研究,試驗雷諾數(shù)Re=3.5×105,其中case1 是基準狀態(tài)(baseline),此時翼型外形為標準的NACA63-218.

表2 試驗狀態(tài)參數(shù)Table 2 Test condition parameters

2.1 壓力系數(shù)分布時間歷程

通過翼型表面壓力分布分析流動現(xiàn)象是研究流動機理的重要手段,本文將翼型上下表面壓力系數(shù)隨翼型迎角 α 的變化繪制成壓力系數(shù)Cp和壓差系數(shù) ?Cp分布時間歷程,其中壓差系數(shù)的計算公式如下式所示

式中,Cpu和Cpd分別表示上下表面壓力系數(shù),取30 個翼型振蕩周期的平均值.通過壓力系數(shù)隨迎角的分布能定性分析翼型表面壓力的整體演變規(guī)律.

2.2 壓力中心xcp

壓力中心是使翼型分布載荷總力矩為零的點,通過壓力中心的變化能分析氣動載荷對翼型俯仰力矩的影響規(guī)律,壓力中心由下式定義

其中CN為法向力系數(shù),Cm為關(guān)于1/4 弦線的俯仰力矩系數(shù).

2.3 氣動力參數(shù)

為定量分析后緣小翼對翼型氣動性能的影響,除了常用的升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)Cd和俯仰力矩系數(shù)Cm外,還引入了升力系數(shù)峰值CL,peak、阻力系數(shù)峰值Cd,peak和俯仰力矩系數(shù)峰值Cm,peak用以分析后緣小翼對反流負升力、阻力和俯仰力矩的控制效果.引入升力系數(shù)遲滯環(huán)面積CL,s和俯仰力矩系數(shù)遲滯環(huán)面積Cm,s,用以分析后緣小翼對非定常氣動載荷的控制效果,該數(shù)值越大說明非定常效應(yīng)越明顯.

2.4 非定常數(shù)值模擬

為分析后緣小翼對反流動態(tài)失速的影響機理,采用CFD 方法建立了一套與試驗模型對照的后緣小翼二維計算網(wǎng)格,基于運動嵌套網(wǎng)格技術(shù)實現(xiàn)翼型網(wǎng)格和背景網(wǎng)格的數(shù)據(jù)交換.圖4 為網(wǎng)格局部視圖,全局網(wǎng)格數(shù)量為120 萬,后緣小翼網(wǎng)格數(shù)量為15 萬,y+=1,可以看出翼型網(wǎng)格具有良好的正交性和貼體性.使用Fluent 對流場進行求解,邊界條件為速度入口和壓力出口,采用Transition SST 湍流模型,離散方法為有限體積法,壓力速度耦合采用Coupled 算法,CFL數(shù)取200,對流項采用二階迎風格式,瞬態(tài)公式采用一階隱式.

圖4 后緣小翼反流翼型二維嵌套網(wǎng)格Fig.4 Grid ground of airfoil with TEF in reverse flow

3 典型數(shù)據(jù)分析

為驗證試驗系統(tǒng)的可靠性,圖5 給出了反流狀態(tài)下靜態(tài)和動態(tài)(表2,case1) 試驗數(shù)據(jù)與參考文獻[27]、CFD 計算結(jié)果的對比.為突出反流狀態(tài)(如圖2 中V∞所示,氣流從幾何后緣流向幾何前緣)負升力的特點,后續(xù)氣動力系數(shù)的正負將沿用正向流(氣流從幾何前緣流向幾何后緣)中的定義,因此反流狀態(tài)下升力系數(shù)和阻力系數(shù)將為負值.圖中的動態(tài)試驗數(shù)據(jù)為脈動壓力傳感器在30 個翼型俯仰振蕩周期內(nèi)的采樣平均值,平均前的原始數(shù)據(jù)已繪制在圖中,從圖中可以看出,平均前的數(shù)據(jù)在失速前線性吻合,失速后趨勢一致,平均后的數(shù)據(jù)能很好地代表動態(tài)試驗中升力系數(shù)的變化規(guī)律,說明采用平均值進行分析的有效性.

圖5 典型狀態(tài)靜動態(tài)試驗數(shù)據(jù)對比Fig.5 Comparison of static and dynamic test data under typical condition

對比參考文獻數(shù)據(jù)可知,本文靜態(tài)試驗數(shù)據(jù)在失速前與參考文獻數(shù)據(jù)基本吻合,只是小迎角下升力系數(shù)較文獻值稍低,失速迎角也提前了大約0.5°,分析可能由于后緣小翼驅(qū)動機構(gòu)的齒輪間隙使小翼出現(xiàn)了微小的偏轉(zhuǎn)導致,而靜態(tài)與動態(tài)試驗數(shù)據(jù)在失速前吻合良好,因此基本可認為試驗系統(tǒng)可靠.圖中還給出了CFD 計算結(jié)果,對比靜/動態(tài)試驗數(shù)據(jù),可知靜態(tài)計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)有一定偏差,而動態(tài)計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)除了失速前線性段存在一定平移外,趨勢吻合良好,特別是反流動態(tài)失速發(fā)生時對非定常載荷的模擬,表明建立的數(shù)值方法能有效模擬翼型反流動態(tài)失速的非定常氣動特性.

正如文中張無忌所說的，只因立場不同，就能下手如此決絕，想殺便殺，對旁人的評價絲毫不放在心上，滅絕師太和韋一笑的行事作風從本質(zhì)上其實并無區(qū)別，同樣“自由”。但是他們在江湖中得到的評價一個是一代宗師，一個是邪魔外道，只因二者的心性不同。

圖6(a)～圖6(c)給出了case1 的壓力系數(shù)Cp和壓差系數(shù) ?Cp分布時間歷程,從t=-T/4 到3T/4 的過程為翼型模型從最小迎角抬頭運動到最大迎角并再次回到最小迎角的一個周期,黑色虛線為運動過程中的壓力中心xcp,11 條黑色豎線從左往右順次代表典型角度壓力系數(shù)分布(如圖6(d)～圖6(e)所示)的選擇位置,x/c=1 代表翼型的幾何后緣.

圖6 基準狀態(tài)壓力系數(shù)、壓差系數(shù)分布時間歷程及典型角度下的壓力系數(shù)Fig.6 Pressure coefficient,pressure differential coefficient distribution and pressure coefficient at typical angle

圖7 為通過CFD 計算得到的流場,從t=-T/4到t=T/4 的過程中,吸力側(cè)幾何后緣在α=8°時出現(xiàn)了后緣渦(幾何后緣的分離渦,TEV),后緣渦從幾何后緣向幾何前緣發(fā)展(圖7(a)～圖7(c)),分離渦帶來的附加渦升力使得吸力側(cè)低壓區(qū)從幾何后緣向幾何前緣逐步擴大(圖6(a));圖6(a)～圖6(b)中在α≈17.6°時吸力側(cè)和壓力側(cè)的幾何前緣又出現(xiàn)了一個更強的低壓區(qū),由圖7(d)可知,此時在幾何前緣新出現(xiàn)了一個前緣渦(幾何前緣的分離渦,1st LEV),正是該分離渦的出現(xiàn)使得吸力側(cè)和壓力側(cè)的低壓特征加強,圖6(d)中在α=17.6°時的壓力系數(shù)分布也給出了該分離渦導致幾何前緣吸力側(cè)及壓力側(cè)同時出現(xiàn)局部低壓的證明.

圖7 基準狀態(tài)典型迎角壓力系數(shù)分布及流線圖(↑:抬頭運動,↓:低頭運動)Fig.7 Pressure coefficient distribution and freestream lines of baseline (↑:pitch up,↓:pitch down)

伴隨著第1 個前緣渦的脫落(1st LEV,圖7(e)),吸力側(cè)和壓力側(cè)的低壓特征暫時減弱,在α≈ 20°(t=T/4)時由于吸力側(cè)分離渦(TEV)的作用,吸力側(cè)低壓特征開始第2 輪增強,而壓力側(cè)低壓特征的增強滯后了大約2°,在α=16°時再次出現(xiàn)幾何前緣分離渦(2nd LEV,圖7(h))的脫落及低壓特征的減弱,在α=14°時吸力側(cè)低壓特征開始第3 輪增強,在α=12°時出現(xiàn)前緣渦(3rd LEV,圖7(j))的脫落.在低壓特征出現(xiàn)增強的區(qū)域,壓力中心曲線xcp都出現(xiàn)了向幾何前緣波動的現(xiàn)象,這主要是由于吸力側(cè)分離渦向幾何前緣移動導致,波動越大說明非定常效應(yīng)越明顯.

綜上,NACA63-218 翼型在反流動態(tài)失速情況下,會在銳幾何后緣產(chǎn)生后緣分離渦(TEV),分離渦隨反流迎角的增加會向幾何前緣移動,此外在鈍幾何前緣還會產(chǎn)生新的前緣分離渦(LEV),后緣渦和前緣渦周期性地形成、移動和脫落,在空間上會使壓力中心從幾何后緣向幾何前緣出現(xiàn)周期性波動,在時間上會使壓力系數(shù)出現(xiàn)多個極值并周期性重復,從而導致周期性的非定常效應(yīng),因此降低反流動態(tài)失速的非定常效應(yīng),可將抑制分離渦的產(chǎn)生、移動和降低渦的強度作為切入點.

4 試驗結(jié)果分析

4.1 后緣小翼振蕩相位差的影響

對于動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼,與翼型不同的相位差 ?? 決定了不同翼型迎角下幾何后緣與來流的相對偏角,研究已表明不同相位差 ?? 對翼型的氣動性能有顯著影響[17],因此本文首先針對后緣小翼在典型相位差 ??=0°,90°,180°,270°下的影響規(guī)律開展了研究.圖8 分別給出了表2 中case2(??=0°),case3(??=90°),case4(? ?=180°),case5(? ?=270°)與基準狀態(tài)case1 的升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)曲線及部分氣動力參數(shù)的對比.

圖8 典型相位差下升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)及氣動力參數(shù)對比Fig.8 Comparison of lift,drag,pitching moment coefficient and aerodynamic factors under typical oscillation phase offset

圖8 典型相位差下升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)及氣動力參數(shù)對比 (續(xù))Fig.8 Comparison of lift,drag,pitching moment coefficient and aerodynamic factors under typical oscillation phase offset (continued)

從不同相位差的氣動系數(shù)曲線可以看出,相位差 ?? 對反流狀態(tài)下的氣動性能影響顯著.其中 ??=0°和 ??=90°對降低翼型抬頭階段的負升力系數(shù)效果明顯,雖然不能完全消除負升力,但在翼型抬頭運動過程中,負升力系數(shù)的大小均低于基準狀態(tài).表3給出了各狀態(tài)下的氣動力參數(shù)的具體數(shù)值,從表中可知 ??=0°和 ? ?=90°對應(yīng)的最大負升力系數(shù)絕對值分別下降了21.2%(?CL=0.364) 和10.4%(?CL=0.179),升力系數(shù)遲滯環(huán)面積分別下降46.9%和30.3%,俯仰力矩系數(shù)遲滯環(huán)面積分別下降44.6%和30.4%,因此后緣小翼對于負升力和非定常氣動載荷的控制具有一定效果.對于阻力系數(shù)的控制,同樣是 ??=0°和 ? ?=90°時的效果最明顯,在翼型俯仰運動的整個周期中,阻力系數(shù)的大小整體低于基準狀態(tài),且最大阻力系數(shù)分別降低了37.5%(?Cd=0.228)和23.8%(?Cd=0.145),因此對于阻力系數(shù)的控制具有一定效果.

表3 典型相位差對應(yīng)氣動參數(shù)Table 3 Aerodynamic parameters corresponding to typical phase offset

圖9 給出了 ??=0°(case2)時吸力側(cè)、壓力側(cè)及壓差系數(shù)在一個振蕩周期內(nèi)的分布時間歷程.由吸力側(cè)壓力系數(shù)分布時間歷程可知,吸力側(cè)低壓特征較基準狀態(tài)(圖6(a))明顯減弱,已無明顯的多個渦脫落特征,且吸力側(cè)鈍幾何前緣附近的氣流分離也有明顯改善,說明后緣小翼對于降低吸力側(cè)分離渦強度,抑制分離渦的低壓特征具有一定效果.由壓力側(cè)壓力系數(shù)分布時間歷程可知,壓力側(cè)幾何前緣低壓特征較基準狀態(tài)(圖6(b))明顯減弱,結(jié)合吸力側(cè)鈍幾何前緣的控制效果,可知后緣小翼對于抑制反流狀態(tài)下鈍幾何前緣的流動分離具有一定效果.由壓差系數(shù)分布圖可知,壓力中心基本維持在x/c=0.75 附近,相比基準狀態(tài)(圖6(c))波動更小,這也與升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)曲線在失速后波動很小,且遲滯環(huán)面積下降相對應(yīng),進一步說明了后緣小翼對于降低非定常氣動載荷具有積極效果.

圖9 ??=0°壓力系數(shù)及壓差系數(shù)分布圖時間歷程Fig.9 Time history of pressure and pressure difference coefficient distribution when ??=0°

4.2 后緣小翼振蕩幅值的影響

前述分析表明當后緣小翼振蕩相位差 ??=0°時,同時降低翼型負升力、阻力和非定常氣動載荷的控制效果最佳,因此選定 ??=0°進一步開展后緣小翼振蕩幅值 β1的研究.圖10 分別給出了表2中case7(β1=0°),case6(β1=3°),case2(β1=8°)與基準狀態(tài)case1 的升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線及氣動力參數(shù)的對比.

圖10 典型振蕩幅值下升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線及氣動力參數(shù)對比Fig.10 Comparison of lift,drag,pitching moment coefficient and aerodynamic factors under typical oscillation amplitude

從不同振蕩幅值的氣動系數(shù)曲線可以看出,不同振蕩幅值的控制效果相似,總體呈現(xiàn)振蕩幅值越大控制效果越明顯.表4 給出了各狀態(tài)下的氣動參數(shù),從表中可知,隨著后緣小翼振蕩幅值 β1的增加,最大負升力系數(shù)絕對值在下降,當 β1=3°和8°時,分別下降了16.9%(?CL=0.29)和21.2%(?CL=0.364),升力系數(shù)遲滯環(huán)面積分別下降26.8%和46.9%,俯仰力矩系數(shù)遲滯環(huán)面積分別下降24.3%和44.6%,因此后緣小翼振蕩幅值越大,對于負升力和非定常氣動載荷的控制效果越好.對于阻力系數(shù)的控制,隨著振蕩幅值的增加,最大阻力系數(shù)絕對值也在下降,當 β1=3°和 β1=8°時阻力系數(shù)絕對值分別下降了34.5%(?Cd=0.21)和37.5%(?Cd=0.228),說明振蕩幅值越大阻力控制效果越好.

表4 典型振蕩幅值 β1 對應(yīng)氣動參數(shù)Table 4 Aerodynamic parameters corresponding to typical oscillation amplitudeβ1

圖11 給出了 β1=3°(case6)時吸/壓力側(cè)壓力系數(shù)及壓差系數(shù)在一個振蕩周期內(nèi)的分布時間歷程.對比圖9(β1=8°,case2)可知 β1=3°和 β1=8°對應(yīng)的壓力系數(shù)分布規(guī)律相似,主要差別表現(xiàn)在 β1=3°時壓力側(cè)幾何前緣處低壓區(qū)低壓特征較 β1=8°時更強,該處低壓特征來自于鈍幾何前緣的氣流分離,這與 β1=8°時最大阻力系數(shù)絕對值較 β1=3°更低相對應(yīng),說明后緣小翼振蕩幅值越大,對于控制幾何前緣氣流分離效果越好,有利于降低阻力系數(shù).進一步對比 β1=3°和 β1=8°時翼型的氣動性能可知,β1=8°較 β1=3°振幅擴大為原來的8/3 倍,負升力控制效果提升了4.3%,阻力系數(shù)控制效果提升了3.0%,因此進一步增大后緣小翼振蕩幅值雖能提升控制效果,但提升能力有限.

圖11 β1=3°壓力系數(shù)及壓差系數(shù)分布圖時間歷程Fig.11 Time history of pressure and pressure difference coefficient distribution when β1=3°

綜上,動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼對于反流動態(tài)失速的控制效果隨后緣小翼振蕩幅值 β1的增加而增加,但進一步增加振蕩幅值對于控制效果的提升有限.

4.3 減縮頻率的影響

減縮頻率k作為衡量流場非定常效應(yīng)的無量綱參數(shù),其公式為

反流區(qū)流動復雜,非定常效應(yīng)明顯,為進一步研究后緣小翼對非定常效應(yīng)的適應(yīng)能力,針對不同減縮頻率開展了試驗研究.圖12 給出了表2 中case8(f=1 Hz,k=0.065),case9(f=1.5 Hz,k=0.097),case2(f=2 Hz,k=0.129) 和case10(f=3 Hz,k=0.194)分別與各自基準狀態(tài)case11,case12,case1 和case13 升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線及氣動力參數(shù)的對比.

圖12 典型減縮頻率下升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線及氣動力參數(shù)對比Fig.12 Comparison of lift,drag,pitching moment coefficient and aerodynamic factors under typical reduced frequency

圖12 典型減縮頻率下升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線及氣動力參數(shù)對比 (續(xù))Fig.12 Comparison of lift,drag,pitching moment coefficient and aerodynamic factors under typical reduced frequency (continued)

從升力系數(shù)曲線可知,隨著減縮頻率的增加,失速迎角在不斷增大,基準狀態(tài)在失速后升力系數(shù)曲線都出現(xiàn)了不同程度的波動,而有后緣小翼進行控制時,失速后的波動有明顯降低,說明后緣小翼對于降低反流動態(tài)失速的非定常載荷波動有一定效果.對于阻力系數(shù),有控制狀態(tài)的阻力系數(shù)絕對值明顯低于基準狀態(tài),從表5 可知隨著減縮頻率的增加,最大阻力系數(shù)的控制效果分別為:20.3%(?Cd=0.07),31.9%(?Cd=0.152),37.5%(?Cd=0.228)和42.6%(?Cd=0.321),說明后緣小翼對阻力的控制效果隨減縮頻率增加更明顯.對于非定常載荷的控制,俯仰力矩系數(shù)曲線遲滯環(huán)面積控制效果隨減縮頻率的增加分別為41.0%,46.0%,44.6%和40.6%,說明后緣小翼對于非定常載荷的控制在一定程度上能適應(yīng)減縮頻率變化.

表5 不同減縮頻率對應(yīng)氣動參數(shù)Table 5 Aerodynamic parameters corresponding to typical reduced frequency

綜上,后緣小翼能降低反流動態(tài)失速中的非定常載荷波動,并能在一定程度上適應(yīng)減縮頻率的變化,當減縮頻率增加時,后緣小翼對阻力的控制效果會更加明顯.

4.4 后緣小翼動態(tài)偏轉(zhuǎn)的影響

研究已表明后緣小翼向上翼面(吸力側(cè))固定偏轉(zhuǎn)(β0=10°) 對于改善反流中的氣動力效果顯著[27-29],因此開展了對比試驗研究,比較了固定偏轉(zhuǎn)(β0=10°)和動態(tài)偏轉(zhuǎn)的差異.圖13 分別給出了表2中固定偏轉(zhuǎn)(fixed) case14,case15,case16,case17,動態(tài)偏轉(zhuǎn)(dynamic) case8,case9,case2,case10 及基準狀態(tài)(baseline) case11,case12,case1,case13 的升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)曲線對比.從圖13 可以看出,動態(tài)偏轉(zhuǎn)和固定偏轉(zhuǎn)對于反流狀態(tài)下的負升力、阻力及俯仰力矩都有一定的改善.

圖13 動態(tài)偏轉(zhuǎn)和固定偏轉(zhuǎn)升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)曲線對比Fig.13 Comparison of lift,drag and pitching moment coefficient between dynamic pitching and fixed deflection

結(jié)合表6 的氣動參數(shù)可定量分析動態(tài)偏轉(zhuǎn)與固定偏轉(zhuǎn)的差異,對于升力系數(shù)的影響,動態(tài)偏條件下除了最大負升力系數(shù)絕對值比固定偏轉(zhuǎn)稍小外,升力系數(shù)曲線的遲滯環(huán)面積也始終比固定偏轉(zhuǎn)小,這是動態(tài)偏轉(zhuǎn)對不同翼型迎角適應(yīng)性優(yōu)于固定偏轉(zhuǎn)的一個體現(xiàn);對于阻力系數(shù),動態(tài)偏轉(zhuǎn)和固定偏轉(zhuǎn)的控制效果相似,但動態(tài)偏轉(zhuǎn)在最大阻力系數(shù)的控制效果上均優(yōu)于固定偏轉(zhuǎn);對于俯仰力矩系數(shù),動態(tài)偏轉(zhuǎn)與固定偏轉(zhuǎn)都能明顯降低遲滯環(huán)面積,而動態(tài)偏轉(zhuǎn)遲滯環(huán)面積較固定偏轉(zhuǎn)更小,因此對于非定常載荷的控制效果更優(yōu).

上述分析說明,動態(tài)偏轉(zhuǎn)與固定偏轉(zhuǎn)都能有效改善翼型在反流中的動態(tài)氣動性能,且動態(tài)偏轉(zhuǎn)對于不同翼型迎角的適應(yīng)能力優(yōu)于固定偏轉(zhuǎn),因此能取得更好的非定常載荷控制以及更好的阻力和負升力改善效果.

5 結(jié)論

本文基于帶后緣小翼的翼型試驗模型,針對反流動態(tài)失速導致的負升力、阻力和非定常載荷增加問題,研究了后緣小翼動態(tài)偏轉(zhuǎn)條件下不同振蕩參數(shù)對翼型氣動性能的影響規(guī)律,分析了不同振蕩參數(shù)對反流動態(tài)失速的控制效果,得出以下結(jié)論:

(1) 當相位差 ??=0°時,動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼能改善反流動態(tài)失速過程中鈍幾何前緣的流動分離,且能同時實現(xiàn)負升力、阻力和俯仰力矩的控制;

(2) 動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼對于反流動態(tài)失速的控制效果隨后緣小翼振蕩幅值 β1的增加而增加,但進一步增加振蕩幅值對于控制效果的提升有限;

(3) 動態(tài)偏轉(zhuǎn)的后緣小翼能在一定程度上適應(yīng)減縮頻率的變化,當減縮頻率增加時,后緣小翼對阻力的控制效果會更加明顯;

(4) 后緣小翼的動態(tài)偏轉(zhuǎn)與固定偏轉(zhuǎn)都能改善翼型在反流中的動態(tài)氣動性能,而動態(tài)偏轉(zhuǎn)對于不同翼型迎角的適應(yīng)能力優(yōu)于固定偏轉(zhuǎn),因此能取得更好的非定常載荷控制以及更好的阻力和負升力改善效果.