李尚斌，江露生，林永峰

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

0 引言

對于翼型的流動控制，國內(nèi)外早期就已經(jīng)開展了大量的研究，主要集中在多段翼[1-3]、吹吸氣[4-6]、渦流發(fā)生器[7-9]等技術，在增升減阻上取得了顯著效果。而合成射流[10-12]、協(xié)同射流[13-15]與等離子體[16-18]流動控制是近年來熱門的新型控制技術。區(qū)別于傳統(tǒng)的開孔吹/吸氣控制，文中基于壓力分布開孔流動控制，先得到基準翼型壓力分布數(shù)據(jù)，找出翼型上表面前緣低壓區(qū)域和后緣高壓區(qū)域，在兩個區(qū)域進行開孔，讓后緣高壓區(qū)域氣流通過導流管引流到前緣區(qū)域，能加速翼型上表面氣流流動，增大翼型速度環(huán)量，小迎角下可以有效提高翼型升力系數(shù)。該方法無需額外的動力裝置，結(jié)構簡單，對低速機翼的工程應用有一定參考價值。

1 數(shù)值模擬

1.1 計算模型

為了便于翼型后緣開孔和放置導流管，計算模型選取NACA0012對稱厚翼型，遠場為C型幾何外形，到翼型前緣距離為25倍弦長，到翼型后緣距離為50倍弦長，開孔直徑為弦長的0.5%。

1.2 網(wǎng)格生成

網(wǎng)格采用C型結(jié)構網(wǎng)格，翼型區(qū)域網(wǎng)格數(shù)量為397×81，翼型后部區(qū)域網(wǎng)格數(shù)量為81×81，導流管區(qū)域網(wǎng)格數(shù)量為349×31。

1.3 計算方法

數(shù)值計算采用納維-斯托克斯(N-S)流動控制方程，其質(zhì)量連續(xù)、動量守恒和能量守恒方程分別為式(1)-式(3)，采用Spalart-Allmaras湍流模型對控制方程進行修正。求解過程中采用基于密度的求解器，用有限體積法對控制方程進行空間離散，用隱式格式對方程進行線化，計算選用二階迎風格式。

(1)

(2)

(3)

式中，ρ、p、V、T、μ分別為密度、靜壓、速度、溫度和粘性系數(shù)，τ為粘性應力，g為重力加速度，F(xiàn)為外力，E為流體微團的總能，keff為有效導熱系數(shù)，h為焓，J為組分的擴散通量，υ為湍流粘性，ui為i方向的速度分量。

1.4 數(shù)據(jù)處理

氣動力方向：阻力方向順流向為正；升力方向垂直于流向指向翼型上方為正；俯仰力矩以1/4弦線處作為參考點，方向抬頭為正。各個剖面翼型的氣動力和壓力按照式(4)-式(7)進行無量綱化處理。

升力系數(shù)

(4)

阻力系數(shù)

(5)

俯仰力矩系數(shù)

(6)

壓力系數(shù)

(7)

其中，X、Y、M和P分別為翼型的阻力、升力、俯仰力矩和靜壓；ρ∞為大氣密度；V為翼型前方來流合速度大小；p∞為大氣壓力；c為翼型的弦長。

2 算法驗證與結(jié)果分析

2.1 算法驗證

試驗風洞為南京航空航天大學NH-1風洞。驗證模型為某翼型，鋼制結(jié)構，弦長150mm，展長600mm，模型上下表面共有57個測壓孔，測壓孔內(nèi)徑為0.5mm。

圖1-圖4為馬赫數(shù)0.3，雷諾數(shù)1.1×106條件下，不同迎角時Cp的計算與試驗結(jié)果對比圖，從圖中可以看出計算值與試驗值均吻合良好，驗證了該計算方法的有效性。

2.2 結(jié)果分析

選取馬赫數(shù)0.3，雷諾數(shù)6.56×106，迎角2°、3°、4°、5°為研究狀態(tài)，對基準翼型和開孔翼型進行氣動特性分析。

圖5-圖7為基準翼型和開孔翼型不同迎角下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比對比圖。表1為導流管各氣動系數(shù)占總系數(shù)的百分比表，表中Cy11、Cy12和Cy1分別表示開孔翼型中的翼型升力系數(shù)、導流管升力系數(shù)和總升力系數(shù)，相關阻力系數(shù)和力矩系數(shù)以此類推；表2為基準翼型和開孔翼型各氣動系數(shù)差值相對百分比表，表中Cy0、Cy1分別表示基準翼型升力系數(shù)和開孔翼型總升力系數(shù)，相關阻力系數(shù)和力矩系數(shù)以此類推。

-1.5-1.0-0.500.51.01.50.200.40.60.81.0x/cα=0.17°CFDTestCp圖1 α=0．17°時Cp分布圖-1.5-1.0-0.500.51.01.5Cp0.200.40.60.81.0x/cα=3.89°CFDTest圖2 α=3．89°時Cp分布圖圖3 α=7．76°時Cp分布圖0.200.40.60.81.0x/c-4-3-2-1012Cpα=9.69°CFDTest圖4 α=9．69°時Cp分布圖0.650.600.550.500.450.400.350.300.20.204.54.03.53.02.52.05.0αBasicPerforatedCy圖5 不同迎角下升力系數(shù)對比圖4.54.03.53.02.52.05.0αBasicPerforated0.01050.01000.00950.00900.00850.0080Cx圖6 不同迎角下阻力系數(shù)對比圖

圖7 不同迎角下升阻比對比圖

結(jié)合圖表可以看出，導流管升力系數(shù)占總升力系數(shù)的比例很小，隨著迎角的增大，占的比例增大；導流管產(chǎn)生向前的阻力，阻力系數(shù)占總阻力系數(shù)的比例很大，隨著迎角的增大，占的比例增大；導流管產(chǎn)生抬頭力矩，力矩系數(shù)占總力矩系數(shù)的比例較大，隨著迎角的增大，占的比例增大。相同迎角下，開孔翼型的總升力系數(shù)比基準翼型的升力系數(shù)大，隨迎角的增大，增幅越來越?。婚_孔翼型的總阻力系數(shù)比基準翼型的升力系數(shù)大，隨迎角的增大，增幅越來越大；開孔翼型的力矩系數(shù)變化很大，包括量值和方向，基準翼型氣動合力集中在弦向0.25附近，所以相對0.25弦向點，力矩并不大，但開孔翼型降低了上表面翼型后緣壓力，改變了氣動合力位置，導致力矩系數(shù)變化很大；小迎角下開孔翼型的升阻比比基準翼型的大，隨迎角的增大，開孔翼型的升阻比比基準翼型的小。

圖8-圖11為不同迎角下的基準翼型和開孔翼型壓力分布對比圖。從圖中可以看出，對于基準翼型，不同迎角狀態(tài)的下表面壓力分布區(qū)別不大，上表面則迎角越大，前緣低壓區(qū)壓力值越小，后緣區(qū)越靠后緣壓力越大。其中低壓區(qū)的四個迎角都集中在0.012弦向位置附近，同時為了便于布置導流管，故在0.012和0.95弦向位置進行開孔，如圖12所示。對于開孔翼型，不同迎角狀態(tài)的下表面壓力分布區(qū)別不大，上表面開孔處變化大，前緣開孔右邊壓力相對小很多，后緣開孔處壓力有階躍，左邊相對變小，右邊變大；基準翼型和開孔翼型下表面壓力分布差別不大，上表面前緣開孔區(qū)右邊壓力明顯比基準翼型的小，后緣開孔有階躍，左邊比基準翼型的小，右邊比基準翼型的大，之后變小，和基準翼型相當。

表1 導流管各氣動系數(shù)占總系數(shù)的百分比

表2 基準翼型和開孔翼型各氣動系數(shù)差值相對百分比

圖8 α=2°的Cp對比圖圖9 α=3°的Cp對比圖圖10 α=4°的Cp對比圖0.200.40.60.81.0x/cBasicPerforatedα=5°-4.2-3.6-3.0-2.4-1.8-1.2-0.600.61.2Cp圖11 α=5°的Cp對比圖

圖12 開孔示意圖

圖13、圖14分別為2°、5°下的相對壓力云圖與流線圖，圖15為2°迎角下開孔翼型局部相對速度云圖和流線圖。從圖中可以看出導流管和上表面形成明顯的速度環(huán)量，導流管將后緣高壓氣體引流到前緣，對后緣有泄壓作用，減小了后緣壓力在來流負方向的分量，導致阻力系數(shù)增大；由于導流管將后緣高壓氣體引流到前緣，加快了前緣開孔處的氣流流速，使前緣開孔右邊處的壓力減小很多，同時后緣開孔左邊由于流速增大，壓力明顯減小，而右邊由于導流管轉(zhuǎn)彎處出現(xiàn)局部空氣滯留使右邊壓力增大，出現(xiàn)階躍現(xiàn)象。

圖13 α=2°的相對壓力云圖和流線圖

圖14 α=5°的相對壓力云圖和流線圖

圖15 α=2°的開孔翼型局部相對速度云圖和流線圖

3 結(jié) 論

通過計算結(jié)果分析，主要得出了以下結(jié)論：

1)開孔翼型通過后緣高壓區(qū)和前緣低壓區(qū)的壓差，將后緣氣體引流到前緣，加快了翼型上表面流速，增加了速度環(huán)，能有效提高翼型升力系數(shù)，但隨迎角的增大，升力系數(shù)增幅減小。

2)導流管將后緣高壓氣體引流到前緣，對后緣有泄壓作用，減小了后緣壓力在來流負方向的分量，導致阻力系數(shù)增大，隨迎角的增大，阻力系數(shù)增幅也增大。

3)基準翼型氣動合力集中在弦向0.25附近，所以相對0.25弦向點，力矩并不大，但開孔翼型降低了上表面翼型的后緣壓力，改變了氣動合力位置，導致力矩系數(shù)變化很大。

4)開孔翼型導流管占整體升力系數(shù)、阻力系數(shù)和力矩系數(shù)的比例隨迎角增大而增大。

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