?

應(yīng)用離散型協(xié)同射流的翼型增升減阻研究

宋超，楊旭東，朱敏，宋文萍

(西北工業(yè)大學(xué)翼型葉柵國家重點實驗室，陜西西安710072)

摘要:連續(xù)型和離散型協(xié)同射流是一種新型的翼型近壁面流動控制技術(shù)，相比之下，離散型能夠更為高效地對流動進(jìn)行控制。為探究離散型協(xié)同射流能耗更低、效率更高的原因，通過數(shù)值模擬方法重點研究了施加離散型協(xié)同射流的翼型流動控制效應(yīng)與規(guī)律。計算結(jié)果表明在相同噴口動量系數(shù)下，與連續(xù)型相比，離散型最大升力系數(shù)提高9. 2%，阻力極大減小;消耗相同功率時，離散型減阻效果明顯高于連續(xù)型，零度迎角時阻力約小35%，翼型升阻特性提升更加顯著。對流場的詳細(xì)分析表明，離散型協(xié)同射流同時在流向和展向產(chǎn)生相干渦結(jié)構(gòu)，使高速度的射流與主流以及邊界層充分混合，因此離散型協(xié)同射流具有更好的翼型增升減阻效果和更高的能量利用率。

關(guān)鍵詞:流動控制;減阻;増升;協(xié)同射流;離散型協(xié)同射流

主動流動控制技術(shù)是現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計領(lǐng)域中研究的熱點，它是提升未來飛行器性能的主要途徑之一。吹氣/吸氣是傳統(tǒng)的主動流動控制技術(shù)，研究與應(yīng)用十分廣泛。環(huán)量控制利用吹氣在彎曲表面形成有利的壓力梯度，達(dá)到增加升力的目的［1-2］;沿機(jī)翼翼尖展向的吹氣起到類似增加展長的作用，提高機(jī)翼升力［3-4］;翼型邊界層吹吸氣對邊界層內(nèi)流動進(jìn)行干預(yù)，能夠抑制分離，提高翼型升阻比［5］。除此之外，直升機(jī)旋翼、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道、渦輪葉柵等也有大量利用吹氣和吸氣技術(shù)進(jìn)行主動流動控制的研究［6］。吹吸氣控制的氣源來自發(fā)動機(jī)引氣，會帶來發(fā)動機(jī)推力和效率的損失，另外需要設(shè)計復(fù)雜的通氣管路。當(dāng)前活躍的主動流動控制技術(shù)有零質(zhì)量合成射流和等離子體流動控制，兩者具有巨大的應(yīng)用前景，但存在可控速度不高等問題［7-9］。

協(xié)同射流(co-flow jet)是一種新型流動控制技術(shù)［10-16］。協(xié)同射流控制技術(shù)在翼型上表面前緣和后緣附近分別開口，前緣開口處進(jìn)行吹氣，同時在后緣開口處進(jìn)行吸氣，且保持吸氣量和吹氣量相等。吹吸氣通過翼型內(nèi)部的氣泵驅(qū)動，因此可以認(rèn)為協(xié)同射流技術(shù)是一種零質(zhì)量射流。

通過在翼型前緣吸力峰值處吹氣，同時后緣壓力最高處吸氣這一獨特方式，協(xié)同射流技術(shù)實現(xiàn)了對流動低能耗、高效的控制。研究表明施加協(xié)同射流的翼型能夠顯著提升升力，明顯減小阻力，增大失速迎角，同時具有能量利用率高的特點。在該技術(shù)的基礎(chǔ)上，文獻(xiàn)［17-18］發(fā)展了一種離散型協(xié)同射流技術(shù)(discrete co-flow jet)。DCFJ在射流出口處使用若干堵片，射流噴口面積減小，并且被隔成離散的小段。為區(qū)分起見，以下也稱射流出口處不加堵片的形式為連續(xù)型協(xié)同射流(continuous co-flow jet)，兩者統(tǒng)稱為協(xié)同射流。

實驗結(jié)果表明，DCFJ増升減阻效果優(yōu)于CCFJ，并且能量利用率也高于CCFJ。DCFJ翼型在小迎角下有遠(yuǎn)高于常規(guī)翼型的升阻比，大迎角下有大升阻比、大阻力的特點。應(yīng)用DCFJ技術(shù)的飛行器將具有經(jīng)濟(jì)的巡航性能，同時能夠?qū)崿F(xiàn)短距起降，氣動性能得到大幅提升。本文對連續(xù)型和離散型協(xié)同射流進(jìn)行數(shù)值模擬。利用CFD計算的詳細(xì)信息，分析對比連續(xù)型和離散型協(xié)同射流翼型的升阻特性、能量消耗以及流場特點。對離散型協(xié)同射流控制機(jī)理進(jìn)行分析，解釋了離散型協(xié)同射流有更明顯增升減阻效果的原因。

1　數(shù)值求解方法

1. 1控制方程

本文數(shù)值模擬研究是基于三維雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程。N-S方程是通過基于格點格式的有限體積法進(jìn)行離散求解的。利用格點格式求解時，流動參數(shù)都存儲在網(wǎng)格節(jié)點上，此處采用形函數(shù)插值方法將網(wǎng)格節(jié)點上的值插值到網(wǎng)格單元的內(nèi)部。

湍流模型使用k-ω SST模型，該模型為兩方程湍流模型，是一種在工程上得到廣泛應(yīng)用的混合模型。翼型內(nèi)部泵簡化為入口和出口邊界條件。射流噴口給定總壓和總溫條件，流動方向為噴口法向;吸氣口給定靜壓邊界條件。在給定的計算狀態(tài)下，調(diào)整噴口總壓與吸氣口靜壓，通過若干次簡單迭代以保證吹吸質(zhì)量流率相等。

1. 2協(xié)同射流翼型受力分析

選取如圖1所示的控制體對協(xié)同射流受力進(jìn)行分析。協(xié)同射流翼型不僅受到物面上壓力、黏性力的作用，同時噴口、吸氣口還受到射流的反作用力。

圖1　協(xié)同射流翼型控制體

定義下標(biāo)0表示管道入口處的變量，下標(biāo)1表示射流出口處的變量，下標(biāo)2表示射流入口處的變量。射流出口和射流入口處的壓力，速度和面積分別為p1，V1，S1和p2，V2，S2，質(zhì)量流率均為;作用在翼型物面上的氣動力——壓力和黏性力分別表示為Fp和Fv。射流產(chǎn)生的作用力等于進(jìn)出口的動量差和靜壓力差之和。在圖1所示的坐標(biāo)系下:出口噴氣產(chǎn)生的反作用力－v1和壓力－p1S1;入口吸氣產(chǎn)生的反作用力v2和壓力p2S2。因此上述力在x方向合力為:

在y方向合力為:

將Fx，F(xiàn)y向升阻力方向投影就可得到協(xié)同射流翼型所受總的升力和阻力。

1. 3協(xié)同射流噴口動量系數(shù)及泵功率計算

噴口動量系數(shù)(Cμ)類似于翼型的升阻力系數(shù)。Cμ直接反映協(xié)同射流強(qiáng)弱，是決定其性能特性的重要參數(shù)，定義如下:

射流由翼型內(nèi)部的氣泵驅(qū)動，泵的功率消耗由質(zhì)量流率和總焓的變化量決定:

Ht0、Ht2分別為管道入口處、吸氣口處的總焓，泵消耗的功率可以進(jìn)一步表示為:

2　CCFJ數(shù)值模擬

選取NACA6415為CCFJ翼型的基準(zhǔn)翼型。計算模型弦長304. 8 mm，吹氣口高度2 mm(弦長0. 65%)，位置在弦線7. 5%處;吸氣口高度4 mm(弦長1. 42%)，位置在弦線88. 5%處［11］。吹吸氣口平面均垂直于翼型表面，位于吹吸口之間的翼型形狀保持與原翼型一致。

計算網(wǎng)格采取多塊搭接形式，內(nèi)部管道及吹吸口之間，網(wǎng)格選用H型網(wǎng)格(網(wǎng)格量131×45)，其余部分選用O型網(wǎng)格(網(wǎng)格量322×97)，二者之間通過點點對應(yīng)搭接。其中翼型上表面分布了205條網(wǎng)格線，在吹吸氣口位置都進(jìn)行了局部的網(wǎng)格加密，以提高數(shù)值模擬的精度。遠(yuǎn)場邊界距離翼型均為弦長的25倍。

計算條件參考實驗狀態(tài)［11］，自由來流速度為10 m/s，遠(yuǎn)場壓力101 325 Pa，溫度288. 15 K;射流質(zhì)量流率定為0. 06 kg/s。通過迭代管道入口處總壓及吸氣口的靜壓，保證特定迎角下吹吸氣的質(zhì)量流率均為設(shè)定值。

圖2、圖3為CCFJ翼型及基準(zhǔn)翼型的升阻力特性對比圖，從圖中對比可以看出，升阻力系數(shù)計算值與實驗值［11］在小迎角下吻合良好，而在大攻角下偏差較大?？赡艿脑蚴谴笥窍峦牧髂Ｐ筒荒苡行MCCFJ的流動分離。

CCFJ翼型升力系數(shù)、最大升力系數(shù)、升力線斜率以及失速迎角均有顯著提升。其中最大升力系數(shù)提高約150%，失速迎角增加約66%。同時，其零升迎角，阻力系數(shù)均有顯著降低，在部分小迎角范圍內(nèi)甚至可以是負(fù)阻力狀態(tài)。

圖2　CCFJ翼型CFD計算與實驗結(jié)果升力特性對比

圖3　CCFJ翼型CFD計算與實驗結(jié)果阻力特性對比

3　DCFJ數(shù)值模擬

3. 1模型參數(shù)

DCFJ模型基于無限展長的CCFJ翼型，模型示意圖如圖4所示。參考文獻(xiàn)［17］中的模型參數(shù)，本文使用堵片長度為14. 8 mm，間隔均勻，離散的噴口長度為15. 5 mm。弦長仍取為304. 8 mm。計算時截取有2個噴口的一段，2個端面使用對稱邊界條件。計算條件與上節(jié)CCFJ翼型相同。

圖4　離散型協(xié)同射流模型

3. 2結(jié)果分析

如圖5、圖6所示，與CCFJ翼型相比，DCFJ翼型的最大升力系數(shù)提高9. 2%;失速迎角減小了約5°，但仍比未加控制時的翼型大;阻力也極大地減小，在0°迎角下表現(xiàn)為負(fù)值，其絕對值達(dá)到對應(yīng)升力系數(shù)的約1/3，表明DCFJ不僅有顯著的増升效果，而且能夠產(chǎn)生可觀的推力。

圖5　DCFJ模型與CCFJ模型升力特性

將翼型升力分為3部分，分別為翼型上下表面壓力差作用(Cl－p)、射流作用力(Cl－jet)、黏性力的作用(Cl－v)。2種翼型的升力組成如圖7所示。DCFJ翼型升力的增加主要來自于壓力作用。這是由于DCFJ翼型射流出口面積是CCFJ翼型的一半，在給定相同的質(zhì)量流率下，射流出口處的平均速度大于CCFJ翼型，繞翼型的環(huán)量也隨之增加。

圖6　DCFJ模型與CCFJ模型阻力特性

圖7　CCFJ與DCFJ升力組成

同樣將翼型阻力分為3部分:粘性阻力(Cd－v)，壓差阻力(Cd－p)，射流作用力(Cd－jet)。如圖8所示，射流作用力對減阻貢獻(xiàn)十分顯著。由于DCFJ翼型射流出口處速度更高，在迎角較小時翼型前緣低壓區(qū)產(chǎn)生的吸力對阻力的貢獻(xiàn)為負(fù)值。同時射流在出口產(chǎn)生的反作用力更大，產(chǎn)生有利于減阻的效果。

圖8　DCFJ與CCFJ翼型阻力組成

CCFJ與DCFJ的増升減阻效果是以能量的消耗為代價，能量利用率是評價其控制作用的重要參數(shù)。定義減阻效率參數(shù):

式中，CDbase是基準(zhǔn)翼型，即NACA6415的阻力系數(shù)。該參數(shù)表征射流所具有的動量對減阻的貢獻(xiàn)大小。如表1所示，本文給定的參數(shù)下，各個迎角下DCFJ減阻效率都在75%以上，最高可達(dá)到CCFJ的2倍，說明DCFJ的能量利用率更高。

表1　不同迎角下CCFJ與DCFJ減阻效率比較

圖9　翼型上表面垂直與流動方向不同位置流線圖

圖9為DCFJ翼型相對與弦長30%，50%，80%位置處截面上的流線，流動有明顯的三維結(jié)構(gòu)。噴氣口附近的氣流受到強(qiáng)的剪切作用，產(chǎn)生流動分離，隨著射流噴出卷起，形成了旋轉(zhuǎn)方向相反的漩渦對。渦對在向下游遷移的過程中不斷耗散，相干結(jié)構(gòu)逐漸消失。

由于相干渦結(jié)構(gòu)的存在，射流在引射的同時，對周圍環(huán)境有卷吸的作用，DCFJ相比CCFJ卷起了更多的氣流，射流作用范圍更大，能量更多地注入到主流。相干渦結(jié)構(gòu)使射流沿展向擴(kuò)展，堵片下游的氣流并不因為其堵塞而有明顯的速度損失。因而翼型的整個上表面都能維持較大的低壓區(qū)，使得翼型升力明顯提高。離散的射流有效地加速了翼型前緣附近的流動。同時射流不斷以高動量沿物面方向注入邊界層，改變翼型上表面的流動狀態(tài)。

4　CCFJ與DCFJ效能比較

DCFJ翼型在出口處的堵塞使射流具有三維的渦結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生了更為顯著的增升減阻效果，但同時也要為此付出更多的功率。計算表明CCFJ與DCFJ所需功率基本不隨迎角改變。在射流質(zhì)量流率相同的情況下，本文使用的DCFJ計算模型各個迎角下所需功率為40±1 W，約是相同尺寸CCFJ翼型的8倍。為比較2種控制方式能量利用效率，使用第2節(jié)計算模型，改變CCFJ翼型的質(zhì)量流率，使其功率系數(shù)與DCFJ翼型相當(dāng)。通過迭代計算，當(dāng)質(zhì)量流率為0. 123 kg/s時，兩者功率系數(shù)幾乎相同。此時2種控制方式下的升阻力特性如圖10所示。

相同功率下，DCFJ減阻效果明顯高于CCFJ，零度迎角時DCFJ阻力比CCFJ小35%。相同升力系數(shù)下，DCFJ與CCFJ升阻比均為負(fù)值，且DCFJ升阻比絕對值遠(yuǎn)大于CCFJ。以上特性表明，DCFJ是一種具有明顯増升作用、高效減阻效果的流動控制方式。

圖10　CCFJ與DCFJ在相同功率下極曲線比較

5　結(jié)論

本文對連續(xù)型協(xié)同射流和離散型協(xié)同射流進(jìn)行數(shù)值模擬，分析了兩種協(xié)同射流對翼型升阻特性的影響，以及功率需求和能量利用效能，并詳細(xì)分析流場細(xì)節(jié)，得出以下結(jié)論:

1)兩種控制方式都能顯著增加升力、失速迎角，并且能極大減小阻力。在本文給定的模型參數(shù)、計算狀態(tài)下，相比連續(xù)型協(xié)同射流，離散型提高翼型最大升力系數(shù)9. 2%，同時減阻效果更加明顯;

2)相同質(zhì)量流率下，離散型協(xié)同射流具有更高的噴氣速度，高速度的射流加速翼型上表面流動，使得繞翼型環(huán)量更大，因此具有更明顯的增升效果;同樣由于噴氣速度高，翼型前緣在小迎角時產(chǎn)生大的吸力，另外射流對于翼型的直接作用力也更大。由于這兩方面原因，離散型協(xié)同射流極大減小了翼型阻力;

3)離散型協(xié)同射流具有三維的渦結(jié)構(gòu)，使得高速射流與主流及邊界層能充分混合，射流75%以上的動量都轉(zhuǎn)化為減阻的效果，這是離散型射流比連續(xù)型能夠更高效增升減阻的原因;

4)在付出相同功率的情況下，離散型協(xié)同射流有更好的減阻效果，翼型升阻特性提高更加明顯，因此是一種能量利用效率更高的流動控制方式。

參考文獻(xiàn):

［1］Englar R J．Circulation Control Pneumatic Aerodynamics: Blown Force and Moment Augmentation and Modification: Past，Present and Future［R］．AIAA-2000-2541

［2］Liu Y，Sankar L N，Englar R J，et al．Computational Evaluation of the Steady and Pulsed Jet Effects on the Performance of a Circulation Control Wing Section［R］．AIAA-2004-0056

［3］Heyes A L，Smith D A R．Spatial Perturbation of a Wing-Tip Vortex Using Pulsed Span-Wise Jets［J］．Experiments in Fluids，2004，37: 120-127

［4］Simpson R G，Ahmed N A，Archer R D．Near Field Study of Vortex Attenuation Using Wing-Tip Blowing［J］．The Aeronautical Journal，2002，106(1057) : 117-120

［5］Mack S，Brehm C，Heine B，et al．Experimental Investigation of Separation and Separation Control on a Laminar Airfoil［R］．AIAA-2008-3766

［6］Han Y O，Leishman J G．Investigation of Helicopter Rotor-Blade-Tip-Vortex Alleviation Using a Slotted Tip［J］．AIAA Journal，2004，42(3) : 524-535

［7］Ari Glezer，Michael Amitay．Synthetic Jets．Annual Review of Fluid Mechanics，2002，34: 503-529

［8］Holman R，Utturkar Y，Mittal R，et al．Formation Criterion for Synthetic Jets［J］．AIAA Journal，2005，43(10) : 2110-2116

［9］Corke T C，Post M L．Overview of Plasma Flow Control: Concepts，Optimization，and Applications［R］．AIAA-2005-0563

［10］Zha G C，Paxton C．A Novel Airfoil Circulation Augment Flow Control Method Using Co-Flow Jet［R］．AIAA-2004-2208

［11］Zha G C，Carroll B F，Pax ton C，et al．High Performance Airfoil Using Co-Flow Jet Flow Control［R］．AIAA-2005-1260

［12］Zha G C，Gao W．Analysis of Jet Effects on Co-Flow Jet Airfoil Performance with Integrated Propulsion System［R］．AIAA-2006-0102

［13］Zha Gecheng，Wei Gaoy，Craig Paxton．Numerical Simulation of Co-Flow Jet Airfoil Flows［R］．AIAA-2006-1060

［14］Zha Gecheng，Wei Gaoy，Craig D．Numerical Investigations of Co-Flow Jet Airfoil with and without Suction［R］．AIAA-2006-1061

［15］Zha G C，Gao W，Paxton C．Jet Effects on Co-Flow Jet Airfoil Performance［J］．AIAA Journal，2007，6(45) : 1222-1231

［16］Wang B Y，Zha G C．Detached-Eddy Simulation of a Co-Flow Jet Airfoil at High Angle of Attack［R］．AIAA-2009-4015

［17］Dano B P E，Gecheng Zha，Michael Castillo．Experimental Study of Co-Flow Jet Airfoil Performance Enhancement Using Discrete Jets［R］．AIAA-2011-941

［18］Dano B P E，Lefebvre A，Gecheng Zha．Mixing Mechanism of a Discrete Co-Flow Jet Airfoil［R］．AIAA-2011-3097

Investigating Lift Increase and Drag Reduction for Airfoils Using Discrete CFJ (Co-Flow Jet)

Song Chao，Yang Xudong，Zhu Min，Song Wenping

(National Key Laboratory of Science and Technology on Aerodynamic Design and Research， Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710072，China)

Abstract:Continuous Co-Flow Jet (CCFJ) and Discrete Co-Flow Jet (DCFJ) are new near-the-wall flow control methods for airfoils and compared with CCFJ，DCFJ is more efficient．We mainly focus on flow control effect and mechanism of DCFJ using numerical simulation．For the same jet momentum coefficient，DCFJ airfoil can achieve up to a 9. 2% increase of maximum lift and simultaneously reduce aerodynamic drag．For the same power consumption，DCFJ is more striking in drag reduction．The drag is reduced 35% compared with CCFJ at zero angle of attack．The aerodynamic performance of airfoil is enhanced significantly．Simulation results and their analysis indicate preliminarily that a DCFJ airfoil generates both streamwise and spanwise vortex structures to mix the high speed jet with main flow and boundary layer thoroughly．Because of this mixing，DCFJ is highly efficient and more effective for increasing lift and reducing drag．

Key words:flow control; drag reduction; lift enhancement; co-flow jet; discrete CFJ

作者簡介:宋超(1990—)，西北工業(yè)大學(xué)博士研究生，主要從事計算流體力學(xué)、流動控制及飛行器氣動設(shè)計研究。

收稿日期:2014-09-30基金項目:中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項資金(310201401、JCQ01017)資助

文章編號:1000-2758(2015) 02-0191-06

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

中圖分類號:V211