許和勇， 邢世龍， 葉正寅， 馬明生,2

1.西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室， 西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000

基于充氣前緣技術的旋翼翼型動態(tài)失速抑制

許和勇1,*， 邢世龍1， 葉正寅1， 馬明生1,2

1.西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室， 西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000

動態(tài)失速的發(fā)生會在直升機旋翼槳葉和槳轂上產生高的交變扭轉振動載荷，并限制直升機高速重載狀態(tài)下的使用包線。本文利用計算流體力學(CFD)方法對基于充氣前緣(ILE)技術的SC1095旋翼翼型動態(tài)失速抑制進行研究，分析了ILE抑制動態(tài)失速的控制機理，獲得了ILE結構布置和充放氣方式對動態(tài)失速的影響規(guī)律。研究表明：ILE可以有效抑制動態(tài)失速的發(fā)生；ILE最大膨脹程度越大，其抑制動態(tài)失速的效果越好，但膨脹程度過大后抑制效果開始減弱；ILE在翼型上仰至最大迎角時恰好達到最大膨脹狀態(tài)，其對動態(tài)失速的抑制效果最好；ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間長短對抑制效果影響不大；在翼型上仰至不同迎角時開始對ILE充氣會對動態(tài)失速抑制有較大影響；ILE整流段與翼型連接位置對動態(tài)失速抑制有很大影響，整流段越長，抑制效果越好。

直升機旋翼； 動態(tài)失速； 分離渦； 主動流動控制； 充氣前緣

與其他航空器相比，直升機具有垂直起降、空中懸停、低速機動等特殊能力，能夠在復雜地形環(huán)境下執(zhí)行任務，獨特的飛行能力決定了其在軍、民用領域中不可替代的作用。但在高速重載及機動飛行的情況下，直升機旋翼的后行槳葉會發(fā)生由大迎角引起的動態(tài)失速現(xiàn)象。動態(tài)失速的發(fā)生會導致槳轂和機身振動載荷激增，成為限制直升機飛行包線的重要因素之一，而翼型的動態(tài)失速特性基本決定了槳葉的動態(tài)失速特性。因此，如何減緩或抑制翼型動態(tài)失速的發(fā)生一直是直升機旋翼設計領域的研究熱點和難點。

Chandrasekhara 等在1987—2004年間做了大量翼型動態(tài)失速的研究工作[1]。研究發(fā)現(xiàn)，在較高雷諾數(shù)下，導致翼型發(fā)生動態(tài)失速的原因是前緣附近的強逆壓梯度和激波誘導分離[2]。因此，大部分針對動態(tài)失速控制的研究都集中于翼型前緣部分。目前，得到廣泛研究的控制方法有前緣渦流發(fā)生器[3-5]、合成射流[6-10]、等離子體激勵[11-14]、智能結構[15-16]等。此外，德國DLR宇航中心進行了一種用于旋翼的前緣動態(tài)下垂研究[17-18]，通過一種特殊設計的轉動機構使得翼型前緣可以剛性旋轉，在不同狀態(tài)下對前緣進行變形，從而達到改變氣動外形的目的。該裝置有效改善了翼型的動態(tài)失速特性。雖然前緣動態(tài)下垂裝置有很好的控制效果，但是裝置復雜，很難在直升機旋翼的彈性槳葉上實際應用。文獻[19]提出了一種比前緣動態(tài)下垂裝置結構更簡單的基于充氣前緣(Inflatable Leading Edge，ILE)的流動控制方法，通過在NACA 63-212翼型前緣處安裝一個可充放氣的氣囊來改變翼型前緣氣動外形。從所給的結果來看，該方法能有效提高翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角。文獻[20]研究了ILE在定常來流下與流場的耦合作用對翼型氣動特性的影響。數(shù)值研究表明，ILE增升效果明顯，且在迎角較大時還具有較好的減阻效果，但ILE結構剛度會影響抑制靜失速的效果。

文獻[19-20]僅開展了ILE抑制靜失速方面的工作，并未研究其對動態(tài)失速的控制能力。鑒于ILE方法在抑制靜態(tài)失速方面的良好表現(xiàn)，為了拓展和深入對ILE方法的理解，有必要開展基于ILE方法的動態(tài)失速抑制研究。因此，本文將該方法應用到旋翼翼型的動態(tài)失速抑制中，重點研究和討論以下幾個方面：ILE抑制動態(tài)失速的控制機理；ILE最大膨脹狀態(tài)的大小、對應迎角、保持時間對動態(tài)失速的影響；翼型上仰至不同迎角時開始充氣對動態(tài)失速的影響；ILE整流單元與翼型連接位置對動態(tài)失速的影響。

1 充氣前緣結構及外形計算方法

1.1 充氣前緣結構

充氣前緣是指在原翼型前緣處安裝的一個由三段彈性結構組成的氣囊，其剖面結構如圖1所示，分為充氣單元和整流單元兩部分。充氣單元由彈性結構BC、CC′組成，為密封設計，可以通過翼型表面的氣孔進行充放氣；整流單元由彈性結構AC、CC′組成，內部與大氣相通，其不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用。ILE放氣后在自身張力的作用下能緊貼壁面，因此可以保持原翼型的氣動外形。由于AC段所用彈性結構的彈性模量遠大于BC、CC′段的，所以本文假設AC段在充放氣過程中不發(fā)生彈性變形。

在實際實施中，充放氣孔設置在BC′段的翼型表面，輸氣管道經由翼型內部與外部的充放氣設備相連，通過一個受控的往復運動活塞即可實現(xiàn)對充氣氣囊的外形控制。本文只針對二維的情況進行數(shù)值模擬研究，以驗證該方案對動態(tài)失速進行控制的有效性。

圖1 充氣前緣的結構Fig.1 Configuration of inflatable leading edge (ILE)

1.2 充氣前緣外形計算方法

如圖1中的局部放大部分所示，β為ILE整流段(線段AC)與翼型弦線的夾角，取逆時針為正。不同的β代表ILE的不同膨脹程度。計算中A、B、C′點在翼型上的橫坐標分別為0.262 3c、0.014 1c、0.060 7c，c表示翼型弦長，文中如不加以說明則點A、B、C′均為上述位置。

根據(jù)文獻[21]的實驗參數(shù)，來流馬赫數(shù)Ma=0.30，雷諾數(shù)Re=3.92×106，SC1095翼型的俯仰振蕩規(guī)律為

α(t)=α0+αmsin(ωt)

(1)

式中：平均迎角α0=9.78°；迎角振幅αm=9.90°；減縮頻率ω=0.099。

為了描述充氣規(guī)律和翼型俯仰規(guī)律之間的聯(lián)系，設函數(shù)γ(t)為

γ(t)=α0+αmsin(ωt+φ)

(2)

改變φ可以控制ILE最大膨脹狀態(tài)對應不同迎角。ILE膨脹程度的描述參數(shù)β隨γ(t)的變化規(guī)律為

(3)

若不加以說明文中均采用αmin=α1=-0.12°，α2=αmax=19.68°，βmin=-5°，βmax=15°，φ=0，a、b值由式(3)中其他參數(shù)聯(lián)立計算得到。改變α1可以控制上仰至不同迎角時開始對ILE進行充氣。改變α2可以控制ILE保持最大膨脹狀態(tài)的持續(xù)時間。

在計算ILE外形時假設AC段不發(fā)生彈性形變，長度不變。在每個時間步上首先通過式(3)計算出β值，確定C點位置，然后通過求解出與線段AC相切且過B點或同時與翼型表面BC′相切的半徑最大圓來確定ILE充氣單元BC段的外形。本文計算中不考慮流場與ILE之間的流固耦合問題。

圖2為充放氣過程中的ILE外形變化圖，給出了β分別為-4°、0°、5°、10°、15° 時的ILE外形。

圖2 充放氣過程中的充氣前緣外形Fig.2 Shapes of ILE in inflation process

2 數(shù)值計算方法及動網格實現(xiàn)步驟

基于自編的非結構混合網格流場解算程序，通過求解非定常Navier-Stokes方程對SC1095旋翼翼型的動態(tài)失速和基于ILE技術的SC1095旋翼翼型動態(tài)失速抑制進行數(shù)值模擬。對流項采用AUSM+-up格式進行空間離散，黏性通量采用Jameson二階中心格式計算。為模擬旋翼翼型動態(tài)失速流場的非定常特性，采用雙時間方法進行物理時間推進；偽時間推進采用LU-SGS隱式格式，可以有效增加時間步長，提高計算效率。湍流模擬采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型做全湍流計算，并且求解過程與流動控制方程求解之間為松耦合。

圖3 翼型計算網格Fig.3 Mesh for airfoil calculation

計算所用的三角形/四邊形非結構混合網格如圖3所示，分別為整個計算域網格、翼型周圍網格、前緣處網格、后緣處網格。動網格的實現(xiàn)步驟為：首先，在每個時間步內計算出翼型的外形(包括ILE外形)；然后，采用網格點隨體剛性運動方法實現(xiàn)四邊形結構網格的變形；最后，通過彈簧光順法對三角形非結構網格進行網格變形。

3 結果與討論

3.1 數(shù)值方法和網格收斂性驗證

為驗證本文所用的數(shù)值計算方法對翼型動態(tài)失速特性的計算能力，對SC1095旋翼翼型的動態(tài)失速進行了數(shù)值模擬和驗證。計算狀態(tài)取自文獻[21]的風洞試驗，馬赫數(shù)為0.30，雷諾數(shù)為3.92×106，俯仰運動的參數(shù)見式(1)。為準確模擬俯仰振蕩過程中翼型的非定常氣動力，將一個俯仰振蕩周期等分為720個物理時間步，子迭代收斂標準為殘值降至1×10-5。采用3套疏密不同的網格計算翼型的動態(tài)失速，以驗證網格收斂性。3套計算網格單元數(shù)分別約為2.3萬、7萬和13萬，翼型表面網格點依次加密，第1層網格高度均為翼型弦長的10-5。

圖4給出了翼型升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)CL、CD和Cm的計算值與實驗值的對比情況。由圖可以看出，計算值與實驗值吻合較好，且3套不同疏密網格所計算出的升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)之間相差很小。由此可見，本文所用數(shù)值計算方法可以有效計算出翼型動態(tài)失速過程中的氣動力變化情況，并且中等規(guī)模網格足以保證計算精度。因此，在下文數(shù)值模擬計算中均采用中等規(guī)模的網格，并且在結果處理中原始翼型的結果均使用中等規(guī)模網格的計算值。

圖4 氣動系數(shù)計算結果與實驗值的比較Fig.4 Aerodynamic coefficients comparison between calculation and test

3.2 ILE最大膨脹程度對翼型動態(tài)失速的影響

對不同最大膨脹程度的SC1095-ILE翼型(帶ILE的SC1095翼型)動態(tài)失速進行數(shù)值模擬，以研究ILE最大膨脹程度βmax對翼型動態(tài)失速的影響。

從圖5中的遲滯環(huán)可以看出βmax越大，ILE對動態(tài)失速的抑制效果越好，雖然最大升力系數(shù)略有降低，但是翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)峰值均大幅度下降。當βmax>19°后，ILE基本抑制了翼型的動態(tài)失速。再繼續(xù)增大βmax時，ILE抑制翼型動態(tài)失速的能力仍有所增強。當βmax=25° 時，俯仰力矩系數(shù)峰值最小，ILE對動態(tài)失速的抑制效果最好。繼續(xù)增加βmax時，俯仰力矩系數(shù)峰值略有增加，抑制效果減弱。

圖5 ILE最大膨脹程度對氣動系數(shù)的影響 Fig.5 Effect on aerodynamic coefficients of ILE maximum dilation

3.3 ILE抑制動態(tài)失速的控制機理分析

圖6 壓力系數(shù)分布對比Fig.6 Comparison of pressure coefficient distributions

本節(jié)以βmax=25° 為例，對比分析ILE對動態(tài)失速的控制機理。圖6給出了3個迎角下的壓力系數(shù)Cp對比圖。迎角為9.607°時，兩種翼型的流動均是附著狀態(tài)，上翼面的逆壓梯度均較小。上仰至10.842° 時，流動依然是附著狀態(tài)，但是SC1095翼型的Cp峰值卻顯著增加，翼型上翼面處的逆壓梯度增大，而SC1095-ILE翼型由于ILE的存在，其Cp峰值只是略有增加。翼型上仰到迎角為13.243°時，SC1095翼型的流動雖然還是附著狀態(tài)，但Cp峰值已經增加到約-10；而此時SC1095-ILE翼型的流動也是附著狀態(tài)，并且由于ILE的作用其Cp峰值未超過-5，逆壓梯度更小。

圖7和圖8分別給出了SC1095翼型和SC1095-ILE翼型在上仰過程中迎角為14.372° 時的流場流線圖及翼型表面壓力系數(shù)曲線圖，圖中Original代表SC1095翼型，ILE代表SC1095-ILE翼型。圖7中SC1095翼型上仰至14.372° 迎角時，由于在上翼面沿流向的逆壓梯度過大導致在靠近前緣處出現(xiàn)前緣分離氣泡，Cp峰值超過-11。從圖8可以發(fā)現(xiàn)，SC1095-ILE翼型的Cp曲線出現(xiàn)2個峰值，這是由于ILE充分膨脹后，在ILE與翼型上翼面連接處B點位置形狀不連續(xù)，形成了一個局部“凹坑”所致，圖7(b)中右上角給出了該處局部放大的壓力云圖。

圖9和圖10給出了迎角為16° 時的流場和Cp對比情況?？梢?，SC1095翼型上仰至16° 的過程中，Cp峰值不斷增長，并超過-12，不斷增大的逆壓梯度導致前緣分離氣泡不斷變大并開始向后緣發(fā)展；而由于ILE的作用，SC1095-ILE翼型上沒有產生前緣分離渦。

圖7 迎角為14.372° 時的翼型流場Fig.7 Flow fields of airfoils at α=14.372°

圖8 迎角為14.372° 時翼型表面壓力系數(shù)對比(Ma=0.30, Re=3.92×106)Fig.8 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=14.372° (Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖9 迎角為16° 時的翼型流場Fig.9 Flow fields of airfoils at α=16°

圖10 迎角為16° 時翼型表面壓力系數(shù)對比(Ma=0.30, Re=3.92×106)Fig.10 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=16° (Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖11 迎角為16.398° 時的翼型流場Fig.11 Flow fields of airfoils at α=16.398°

圖12 迎角為16.398° 時翼型表面壓力系數(shù)對比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.12 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=16.398°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖13 迎角為18.014° 時的翼型流場Fig.13 Flow fields of airfoils at α=18.014°

圖14 迎角為18.014° 時翼型表面壓力系數(shù)對比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.14 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=18.014°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖11～圖14給出了迎角為16.398° 和18.014° 時的流場和Cp對比情況。SC1095翼型在上仰至16.398° 迎角時，前緣分離氣泡已經向后緣移動一段距離，并且發(fā)展成了一個較大的分離渦，在該分離渦向后緣移動的過程中Cp峰值不斷下降，但由于該分離渦形成的低壓效應，翼型升力系數(shù)依然逐漸變大，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)也不斷增大。SC1095翼型繼續(xù)上仰至18.014° 迎角的過程中，分離渦繼續(xù)不斷變大并向后緣移動，翼型的升、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)繼續(xù)增長，當達到18.014° 迎角時SC1095翼型的升力系數(shù)接近最大值。對于SC1095-ILE翼型，在上仰至18.014° 迎角的過程中，ILE外形不斷變大，持續(xù)改變著SC1095-ILE翼型的前緣變徑，Cp峰值變化平緩，減緩了逆壓梯度的增長，進而有效地抑制了翼型前緣分離渦的產生和發(fā)展，阻止了動態(tài)失速的發(fā)生，大大降低了翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。

圖15和圖16分別給出了SC1095翼型和SC1095-ILE翼型在上仰至最大迎角19.680° 時的流場流線圖及翼型表面Cp曲線圖。由迎角18.014° 持續(xù)上仰至最大迎角19.680° 的過程中，SC1095翼型已經完全失速，升力系數(shù)驟降，并在上翼面區(qū)域產生大范圍的分離渦。由于ILE在之前的翼型上仰運動中抑制了前緣分離渦的產生，所以在由迎角18.014° 上仰至最大迎角19.680° 的過程中，SC1095-ILE翼型依然保持了很好的附著流動，只是在翼型后緣處出現(xiàn)小范圍的分離流動，沒有發(fā)生失速。在達到最大迎角19.680° 后，翼型開始下俯。SC1095翼型在下俯過程中發(fā)生渦的移動和脫落，Cp峰值不斷下降，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)不斷減小。SC1095-ILE翼型在下俯過程中后緣處也出現(xiàn)較大分離，并伴隨有渦的脫落，其Cp峰值不斷下降，升力系數(shù)不斷減小。當SC1095翼型下俯至約7° 迎角、SC1095-ILE翼型下俯至約9° 迎角時，流動重新恢復到附著狀態(tài)。

圖15 迎角為19.680° 時的翼型流場Fig.15 Flow fields of airfoils at α=19.680°

圖16 迎角為19.680° 時翼型表面壓力系數(shù)對比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.16 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=19.680°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

可見，ILE可以阻止前緣分離渦的產生和發(fā)展，從而能夠有效抑制翼型動態(tài)失速的發(fā)生。從圖5(a)可以看出，SC1095-ILE翼型的升力系數(shù)遲滯環(huán)面積已經大為減小。

3.4 ILE最大膨脹狀態(tài)對應不同迎角對動態(tài)失速的影響

圖17 ILE最大膨脹狀態(tài)對應迎角的影響Fig.17 Effect of angles of attack at which ILE reaches maximum dilation

圖17給出了ILE最大膨脹狀態(tài)對應不同迎角時的翼型氣動力曲線。圖中φ=+π/8、φ=+π/16、φ=+π/32分別表示翼型上仰至迎角為15.89°、17.75°、18.71°時ILE剛好膨脹到最大，翼型繼續(xù)上仰時ILE開始放氣，變??；φ=0表示翼型上仰時ILE充氣，當翼型達到最大迎角時ILE剛好膨脹到最大，翼型下俯時ILE放氣；φ=-π/32、φ=-π/16、φ=-π/8分別表示翼型下俯至迎角為18.71°、17.75°、15.89°時ILE剛好膨脹到最大，翼型繼續(xù)下俯時，ILE開始放氣，變小。計算中βmax為15°。

總體來說，ILE達到最大膨脹程度時所對應的迎角狀態(tài)對于動態(tài)失速抑制效果的影響不大。當φ>0時，翼型最大升力系數(shù)略有增加，而φ<0時則有所減小。在φ≠0時，翼型的阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的峰值均略有增加，且φ的絕對值越大則阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值增加越多?？梢姡瑥慕档妥枇土叵禂?shù)峰值的角度來看，φ=0即在上仰至最大迎角時ILE達到最大膨脹程度，控制效果最好。

3.5 ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間對動態(tài)失速的影響

圖18 ILE最大膨脹程度保持時間的影響Fig.18 Effect of duration of ILE maximum dilation

如圖18所示，為研究ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間(即當翼型大于某一迎角后ILE始終保持最大膨脹狀態(tài))對動態(tài)失速抑制的影響規(guī)律，選擇5個工況進行計算，分別為α2=αmin、5°、12°、18°、αmax。其中，α2=18° 表示當翼型迎角大于18° 后ILE始終保持最大膨脹狀態(tài)，其他以此類推。可見，ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間長短對動態(tài)失速抑制效果的影響不大，較長的保持時間可以略微降低阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。但是，過長時間保持最大膨脹狀態(tài)(例如α2=αmin表示一直保持最大膨脹狀態(tài))會在小迎角時產生較大的低頭力矩。因此，為了簡化對ILE的控制過程，應盡量縮短ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間。

3.6 翼型上仰至不同迎角時開始充氣對動態(tài)失速的影響

選擇了6個工況進行計算，分別為α1=αmin、5°、10°、12°、13°、15°，以研究在翼型上仰至不同迎角時開始充氣對翼型動態(tài)失速抑制效果的影響規(guī)律。其中，α1=5° 表示翼型上仰至迎角為5° 時對ILE開始充氣，上仰至最大迎角時ILE剛好膨脹到最大，翼型下俯至迎角為5° 時ILE放完氣體，并在自身張力作用下緊貼在原翼型上，其他以此類推。

圖19 ILE開始充氣時迎角位置的影響 Fig.19 Effect of angles of attack at which ILE is started to be dilated

如圖19所示，在α1不斷增大至10° 的過程中，翼型的最大升力系數(shù)略有降低，當α1大于10° 后最大升力系數(shù)降低幅度變大，繼續(xù)增加α1至15° 時最大升力系數(shù)又突然增大，略微超過原翼型，且增大了升力系數(shù)遲滯環(huán)面積。對于阻力特性，α1增加時阻力的最大值略有增加，當α1=12°、13° 時阻力峰值均下降，達到15°時則又突然急劇變大，僅比原翼型值略低。對于力矩特性，與阻力特性的變化規(guī)律一致，力矩的峰值先是隨α1的值增大而變大，之后減小，當α1=15° 時又突然變大，僅略小于原翼型值。α1=15° 意味著在翼型產生前緣分離渦之后才開始對ILE進行充氣，雖然ILE快速膨脹，但已無法有效抑制分離渦的增長和向后緣移動，最終導致SC1095-ILE翼型較早發(fā)生失速，ILE抑制動態(tài)失速的作用大為減弱。而α1=αmin則表示翼型開始上仰就對ILE進行充氣，在產生前緣分離渦之前ILE已經達到一定膨脹程度，很好地降低了Cp的峰值，減緩了流動的逆壓梯度，阻止了前緣分離渦的產生，進而抑制了SC1095-ILE翼型動態(tài)失速的發(fā)生。

3.7 ILE整流單元與翼型連接位置對動態(tài)失速的影響

通過改變ILE整流單元與翼型連接位置(A點的位置)來研究A點位置對翼型動態(tài)失速的影響。計算中B、C′點均保持原來位置不變，x為A點在翼型上相對于翼型前緣的橫坐標位置。計算結果如圖20所示?？梢?，A點越靠近前緣(即整流段越短)，其對動態(tài)失速的抑制作用越弱。當x=0.08c、0.12c時，雖然延遲了失速發(fā)生的迎角，但是產生了更大的升、阻力和力矩系數(shù)峰值，且顯著增大了升力系數(shù)遲滯環(huán)面積。A點越靠后，整流段越長，則ILE對動態(tài)失速的抑制效果越好。當x=0.08c時，由于整流段較短，SC1095-ILE翼型的前緣半徑小，在上翼面沿流向的逆壓梯度較大而導致在靠近前緣處出現(xiàn)分離渦，且不斷變大并向后緣移動，最終導致SC1095-ILE翼型失速。而當x=0.30c時，在上仰過程中，由于ILE的整流段更長，翼型前緣半徑更大，可以降低Cp峰值，減小流動的逆壓梯度，進而有效地抑制流動的分離，阻止動態(tài)失速的發(fā)生，大大降低了翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。

圖20 ILE整流單元與翼型連接位置的影響 Fig.20 Effect of connection locations of ILE rectifier unit and airfoil

4 結 論

1) 通過阻止前緣分離渦的產生和發(fā)展，ILE能夠有效地抑制動態(tài)失速的發(fā)生，可以在最大升力系數(shù)下降不大的情況下，非常顯著地降低阻力和俯仰力矩系數(shù)的峰值，明顯改善了翼型的動態(tài)失速特性。

2) 在點A、B、C′位置不變的情況下，ILE最大膨脹程度越大，即βmax越大，其抑制動態(tài)失速的效果越好。在本文選取的翼型和計算參數(shù)條件下，最大膨脹程度βmax=25° 時具有最佳控制效果。當βmax>25° 時，其對動態(tài)失速的抑制效果開始減弱。

3) 翼型上仰至最大迎角且ILE剛好達到最大膨脹狀態(tài)時，其對動態(tài)失速的抑制效果更好。

4) ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時間長短對動態(tài)失速抑制效果影響不大。

5) 在翼型上仰至不同迎角時開始對ILE充氣會對動態(tài)失速抑制有較大影響。在翼型上仰至較大迎角才開始充氣會減弱對動態(tài)失速的抑制作用，在本文選取的翼型和計算參數(shù)條件下，當翼型上仰至迎角為15°后開始充氣會失去對動態(tài)失速的抑制作用。

6) ILE整流段與翼型連接位置對動態(tài)失速抑制有很大影響，整流段越長對動態(tài)失速的抑制效果越好。

在實際的直升機旋翼前飛過程中，翼型的實際迎角與槳葉的變距、揮舞、方位角以及當?shù)卣T導下洗速度等因素密切相關，而且存在旋轉三維效應，這些復雜因素會對實際的控制效果產生一定影響。根據(jù)本文的研究結論，通過合理地設計ILE裝置并設置充放氣參數(shù)，可以盡可能降低這種影響。本文只是針對SC1095翼型這一種旋翼翼型得出上述研究結論，而且只計算了一個特定的俯仰狀態(tài)，但從結論可以看出充氣前緣技術具有很好的控制效果和應用前景，文中的研究方法和思路也可以進一步應用于其他翼型和工況。此外，本文的充氣前緣技術在動態(tài)入流情況下以及三維情況下的控制效果和控制機理有待進一步的研究。

[1] EKATERINARIS J A, CHANDRASEKHARA M S, PLATZER M F. Recent development in dynamic stall measurements, computations and control: AIAA-2005-1296[R]. Reston: AIAA, 2005.

[2] CHANDRASEKHARA M S, WILDER M C, CARR L W. Compressible dynamic stall control: A comparison of different approaches: AIAA-1999-3122[R]. Reston: AIAA, 1999.

[3] MARTIN P, WILSON J, BERRY J, et al. Passive control of compressible dynamic stall: AIAA-2008-7506[R]. Reston: AIAA, 2008.

[4] MAI H, DIETZ G, GEISSLER W, et al. Dynamic stall control by leading-edge vortex generators[J]. Journal of the American Helicopter Society, 2008, 53(1): 26-36.

[5] PAPE A L, COSTES M, RICHEZ F, et al. Dynamic stall control using deployable leading-edge vortex generators[J]. AIAA Journal, 2012, 50(10): 2135-2145.

[6] RAJU R, MITTAL R, CATTAFESTA L. Dynamics of airfoil separation control using zero-net mass-flux forcing[J]. AIAA Journal, 2008, 46(12): 3103-3115.

[7] DENG X, XIA Z X, LUO Z B, et al. Vector-adjusting characteristic of dual-synthetic-jet actuator[J]. AIAA Journal, 2015, 53(3): 794-797.

[8] 羅振兵, 夏智勛. 合成射流技術及其在流動控制中應用的進展[J]. 力學進展， 2005, 35(2): 221-234.

LUO Z B, XIA Z X. Advances in synthetic jet technology and applications in flow control[J]. Advances in Mechanics, 2005, 35(2): 221-234 (in Chinese).

[9] ZHAO G Q, ZHAO Q J. Parametric analyses for synthetic jet control on separation and stall over rotor airfoil[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2014, 27(5): 1051-1061.

[10] ZHAO G Q, ZHAO Q J, GU Y S, et al. Experimental investigations for parametric effects of dual synthetic jets on delaying stall of a thick airfoil[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2016, 29(2): 346-357.

[11] POST M L, CORKE T C. Separation control using plasmas actuators-stationary and oscillating airfoils: AIAA-2004-0841[R]. Reston: AIAA, 2004.

[12] CORKE T C, POST M L. Overview of plasma flow control concepts, optimization, and applications: AIAA-2005-0563[R]. Reston: AIAA, 2005.

[13] POST M L, CORKE T C. Separation control using plasma actuators: Dynamic stall vortex control on oscillating airfoil[J]. AIAA Journal, 2006, 44(12): 3125-3135.

[14] 李應紅, 吳云, 梁華, 等. 提高抑制流動分離能力的等離子體沖擊流動控制原理[J]. 科學通報，2010, 55(31): 3060-3068.

LI Y H， WU Y， LIANG H, et al. The mechanism of plasma shock flow control for enhancing flow separation control capability[J]. Chinese Science Bulletin, 2010, 55(31): 3060-3068 (in Chinese).

[15] BARLAS T K, VAN KUIK G A M. Review of state of the art in smart rotor control research for wind turbines[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2010, 46(1): 1-27.

[16] STRAUB F K. A feasibility study of using smart materials for rotor control[J]. Smart Materials and Structures, 1996, 5(1): 1-10.

[17] GEISSLER W, DIETZ G, MAI H, et al. Dynamic stall control investigation on a full size chord blade section[C]//30th European Rotorcraft Forum. Cologne: German Aerospace Center (DLR), 2004.

[18] GEISSLER W, DIETZ G, MAI H. Dynamic stall on a supercritical airfoil[C]//29th European Rotorcraft Forum. Cologne: German Aerospace Center (DLR), 2003.

[19] WERNICKE K G, WERNICKE R K. Inflatable wing leading edges for high life and deicing: NASA Tech Briefs[R]. Washington, D.C.: NASA, 2000.

[20] 蔣躍文, 葉正寅, 張正科. 充氣結構與流場的耦合求解方法[J]. 力學學報， 2010, 42(1): 1-7.

JIANG Y W, YE Z Y, ZHANG Z K. Model of inflatable structure/fluid interaction for variable leading edge[J]. Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics, 2010, 42(1): 1-7 (in Chinese).

[21] MCALISTER K W, PUCCI S L, MCCROSKEY W J, et al. Experimental study of dynamic stall on advanced airfoil section: NASA-TM-84245-VOL-2[R]. Washington, D.C.: NASA Ames Research Center, 1982.

(責任編輯： 李明敏)

Dynamic stall suppression for rotor airfoil based on inflatable leading edge technology

XUHeyong1,*，XINGShilong1,YEZhengyin1,MAMingsheng1,2

1.NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The occurrence of dynamic stall will result in high vibration torque loads and limit the flight envelope of a helicopter at high speed and load. Through the method of computational fluid dynamics (CFD)， dynamic stall suppression for SC1095 helicopter rotor airfoil based on inflatable leading edge (ILE) technology is studied. The control mechanism of dynamic stall suppression and the effect of structure and inflating process of ILE are analyzed. The result shows that the dynamic stall suppression method based on ILE is effective. The bigger the expansion of the ILE，the better the effect of the ILE on dynamic stall suppression. However, if the ILE is too great, the effect will become weak. If the expansion of the ILE reaches the maximum when the airfoil pitches to the maximum angle of attack，the best control performance can be achieved. The duration of the maximum expansion state of the ILE has minor effect on the control performance. The angle of attack at which the ILE starts to swell has a great effect on the control ability. The position which connects the ILE and the airfoil has a great effect on dynamic stall suppression. A longer fairing section of the ILE has a better effect on dynamic stall suppression.

helicopter rotor; dynamic stall; separation vortex; active flow control; inflatable leading edge

2016-09-14；Revised2016-10-11；Accepted2016-11-22；Publishedonline2016-11-241034

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161124.1034.004.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11472223，11202166)

2016-09-14；退修日期2016-10-11；錄用日期2016-11-22； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2016-11-241034

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161124.1034.004.html

國家自然科學基金 (11472223，11202166)

*

.E-mailxuheyong@nwpu.edu.cn

許和勇， 邢世龍， 葉正寅， 等． 基于充氣前緣技術的旋翼翼型動態(tài)失速抑制J． 航空學報,2017,38(6):120799.XUHY,XINGSL,YEZY,etal.DynamicstallsuppressionforrotorairfoilbasedoninflatableleadingedgetechnologyJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120799.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0308

V211.3； V211.52

A

1000-6893(2017)06-120799-13

*Correspondingauthor.E-mailxuheyong@nwpu.edu.cn