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        變來流下翼型動態(tài)失速的協(xié)同射流控制數(shù)值模擬

        2023-11-02 08:55:26賈天昊許和勇徐澤陽
        關(guān)鍵詞:算例升力射流

        賈天昊,高 超,許和勇,徐澤陽

        (西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動力學(xué)國家級重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,西安 710072)

        0 引言

        動態(tài)失速是以形成動態(tài)失速渦(dynamic stall vortex,DSV)和發(fā)生大尺度流動分離為基本特征的復(fù)雜流動現(xiàn)象[1]。直升機(jī)旋翼在復(fù)雜的跨聲速流場中進(jìn)行周期變距運(yùn)動,其后行槳葉在大攻角下易發(fā)生動態(tài)失速。動態(tài)失速發(fā)生時(shí),氣動力出現(xiàn)明顯的非線性遲滯,出現(xiàn)升力損失、阻力突增和氣動中心位置波動。研究翼型動態(tài)失速問題是提高其氣動特性的關(guān)鍵途徑之一。近年來,針對翼型俯仰振蕩引起的動態(tài)失速開展了大量實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬。McCroskey[2]選取多種翼型對定常來流下的動態(tài)失速問題開展了實(shí)驗(yàn)研究。Benton 等[3]通過大渦模擬方法研究了NACA0012翼型在高雷諾數(shù)下的動態(tài)失速問題。目前大部分的翼型動態(tài)失速研究都是在定常來流下開展,不符合前飛狀態(tài)時(shí)旋翼的相對來流馬赫數(shù)周期變化的特征。因此,基于變來流的翼型動態(tài)失速研究更能反映其真實(shí)的氣動特性[4-5]。Hird 等[6]使用變來流跨聲速風(fēng)洞研究了SSC-A09 翼型在變來流下俯仰振蕩的氣動特性,發(fā)現(xiàn)隨時(shí)間變化的來流速度對非定常氣動載荷具有較大影響。

        對于動態(tài)失速現(xiàn)象產(chǎn)生的不利影響,一般采用流動控制技術(shù)來改善翼型的氣動性能。流動控制技術(shù)分為被動流動控制技術(shù)和主動流動控制技術(shù)。典型的被動流動控制技術(shù)有渦流發(fā)生器[7-8]、后緣襟翼[9]和格尼襟翼[10]等。這些控制裝置能夠有效地提高設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動性能,但是難免會影響非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動性能。主動流動控制技術(shù)是通過向流場中注入能量以改善翼型的氣動特性,例如邊界層吸氣可以抑制前緣分離泡[11-12]、等離子體激勵(lì)器能夠電離局部空氣以加速邊界層流動[13-15]、合成射流與合成雙射流激勵(lì)器可以產(chǎn)生渦流和等離子體射流作用于主流[16-18]。協(xié)同射流(co-flow jet,CFJ)是主動控制技術(shù)新發(fā)展的基于吹/吸氣的控制方法[19-21]。CFJ 翼型的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬表明其具有較高的能量輸出水平,能夠顯著地提高升力并減小阻力[22-23]。CFJ 的實(shí)驗(yàn)最初是依靠外部氣源實(shí)現(xiàn)的,這種方法雖然方便但不符合工程應(yīng)用的要求。Yang 和Zha 等[24]改進(jìn)了內(nèi)置氣源的設(shè)計(jì)并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn),不僅驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)的有效性,還發(fā)現(xiàn)CFJ翼型具有高升力的特性和增強(qiáng)流動抗逆壓梯度的特點(diǎn)。該技術(shù)基于內(nèi)置氣泵,具有零質(zhì)量流的優(yōu)勢,加上控制效果顯著,被認(rèn)為具有較大的發(fā)展?jié)摿?。協(xié)同射流方法已被應(yīng)用于翼型動態(tài)失速的控制中,但相關(guān)研究都是基于定常來流條件[25]。因此,在變來流條件下開展協(xié)同射流控制翼型動態(tài)失速的數(shù)值模擬研究,對于改善旋翼動態(tài)失速問題具有現(xiàn)實(shí)意義。

        針對上述情況,本文開展了變來流下翼型動態(tài)失速的協(xié)同射流控制研究,建立了基于風(fēng)扇(簡稱為FAN)邊界的協(xié)同射流數(shù)值模擬方法,研究了變來流下翼型動態(tài)失速的氣動特性,對比了CFJ 翼型的射流流道對原始翼型氣動特性的影響,評估了協(xié)同射流方法的控制效率,分析了不同參數(shù)對CFJ 控制翼型動態(tài)失速的影響及控制機(jī)理。

        1 計(jì)算方法

        1.1 CFJ 翼型設(shè)計(jì)

        選擇NACA0012 翼型為基準(zhǔn)翼型,并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行外形修改,得到的協(xié)同射流翼型命名為CFJ0012。協(xié)同射流方法工作原理如圖1 所示。

        翼型弦長為c,吹氣口距離前緣8.3%c、高度為0.91%c,吸氣口距離前緣83.3%c、高度為1.94%c。為了使射流更好地附著于翼型表面,在吹/吸氣口之間將翼型上表面設(shè)計(jì)了0.6%c的微量下沉,形成了上表面的射流流道。此外,使用無厚度的FAN 邊界模擬協(xié)同射流時(shí),翼型內(nèi)部具有氣流通道的設(shè)計(jì)。FAN 邊界是用于模擬內(nèi)置氣泵,高度為4%c。該邊界條件能使氣流獲得設(shè)定的壓升ΔP以形成CFJ,使之更貼合實(shí)際的工程應(yīng)用。協(xié)同射流開啟時(shí),內(nèi)置氣泵輸送氣流,從前緣吹氣口將加速后的氣流吹出。射流與主流發(fā)生摻混作用,加快邊界層的流動。在后緣吸氣口處等質(zhì)量流的空氣被吸入,自動實(shí)現(xiàn)了零質(zhì)量流條件。

        1.2 數(shù)值模擬方法

        數(shù)值模擬采用Fluent 軟件,基于有限體積法,選擇速度壓力耦合算法。遠(yuǎn)場為Riemann 不變量的無反射邊界條件,壁面為無滑移壁面邊界條件。流場求解的控制方程為非定常雷諾平均Navier-Stokes 方程[26]。采用轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型,該湍流模型耦合了k-ωSST 湍流模型和 γ-Reθt轉(zhuǎn)捩模型,可以對流場不同區(qū)域的流動特征進(jìn)行正確預(yù)測。k-ωSST 模型既有k-ω模型預(yù)測邊界層內(nèi)層流動的優(yōu)勢,又有k-ε模型模擬自由剪切層流動的優(yōu)勢,還引入剪切應(yīng)力輸運(yùn)方程以改善對逆壓梯度流動的預(yù)測性能。Menter 等[27-28]研究發(fā)現(xiàn),轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型預(yù)測跨聲速流動的準(zhǔn)確性較高,不僅能較好地預(yù)測逆壓梯度流動,還能較好地預(yù)測流動分離區(qū)域。

        計(jì)算網(wǎng)格采用O 型拓?fù)涞慕Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格,對翼型表面、射流流道和FAN 邊界處的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。翼型俯仰振蕩時(shí)網(wǎng)格整體剛性運(yùn)動,周期性旋轉(zhuǎn)中心為0.25c處。翼型俯仰振蕩可描述為簡諧運(yùn)動,其瞬時(shí)攻角表示為:

        式中:α0為平均攻角;αm為振蕩幅度;ω為翼型俯仰角頻率。減縮頻率k描述來流的非定常效應(yīng),k值與非定常特性正相關(guān)。減縮頻率表示為:

        假設(shè)翼型對應(yīng)槳葉徑向70.75%處的剖面,槳尖馬赫數(shù)為0.4,基準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.283。來流馬赫數(shù)與槳尖馬赫數(shù)之比為前進(jìn)比μ,定常來流下μ=0,變來流下μ選為0.25。翼型相對來流馬赫數(shù)[5]表示為:

        其中φ為來流馬赫數(shù)與瞬時(shí)攻角之間的相位差。直升機(jī)前飛狀態(tài)下前行槳葉流速大而后行槳葉流速小,因此設(shè)定φ=180°以減小升力的不平衡。

        不同ΔP形成不同強(qiáng)弱的射流。射流強(qiáng)弱程度可由射流動量系數(shù)衡量,其定義如下:

        主動流動控制的能耗直接影響技術(shù)理論向工程應(yīng)用的轉(zhuǎn)化。氣泵輸送氣流以克服總壓損失,功率與質(zhì)量流量和總壓比相關(guān)。功率系數(shù)[21]的定義為:

        式中:cp為定壓比熱容;T2為吸口總溫;η為氣泵的效率;P1為噴口總壓;P2為吸口總壓;γ為比熱比。

        2 計(jì)算方法驗(yàn)證

        2.1 計(jì)算方法驗(yàn)證

        選擇轉(zhuǎn)捩SST、k-ωSST、k-ω三種湍流模型對NACA0012 翼型俯仰運(yùn)動進(jìn)行數(shù)值模擬,與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[29]的對比如圖2 所示。實(shí)驗(yàn)?zāi)P偷南议L為0.601 m,實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)為:α0=14.91°,αm=9.88°,k=0.151,Ma=0.283,Re=3.45 × 106。網(wǎng)格單元數(shù)量為10 萬,時(shí)間步長為0.13 ms。

        如圖2 所示,不同湍流模型的預(yù)測的氣動力與實(shí)驗(yàn)值大致吻合,但在翼型下俯階段差別較大。翼型處于深失速狀態(tài)時(shí),k-ω湍流模型的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在較大的差距,對流動分離后的演化過程預(yù)測不準(zhǔn)確。計(jì)算結(jié)果不合理的原因可能是k-ω湍流模型對自由來流中湍動能的變化過度敏感。轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型依靠 γ-Reθt模型對轉(zhuǎn)捩過程的正確捕捉,相比k-ωSST 湍流模型更接近實(shí)驗(yàn)值。轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型對該流動趨勢預(yù)測的準(zhǔn)確性表明,本文基于轉(zhuǎn)捩SST湍流模型計(jì)算得到氣動力結(jié)果是可靠的,開展數(shù)值模擬研究是可行的。

        為驗(yàn)證計(jì)算方法在變來流條件下開展數(shù)值模擬的有效性,選擇王清等[5]的計(jì)算結(jié)果與SSC-A09 翼型的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比,如圖3 所示。數(shù)值模擬的狀態(tài)參數(shù)為:來流馬赫數(shù)Ma=0.4+0.08cos(ωt-13.3),瞬時(shí)攻角α=8.5 -13cos(ωt),減縮頻率為0.05。圖3中升力系數(shù)的變化趨勢與王清等[5]的計(jì)算結(jié)果顯示出較好的一致性,但在大攻角下計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在一定的偏差。在實(shí)驗(yàn)中變來流風(fēng)洞的氣流速度難以精準(zhǔn)控制,會導(dǎo)致來流速度的波形發(fā)生畸變[5],還會導(dǎo)致氣流的湍流度增大。而數(shù)值模擬中來流速度的變化規(guī)律受到準(zhǔn)確的控制,因此可能導(dǎo)致計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在偏差。但氣動力變化趨勢基本吻合,表明了計(jì)算方法具有可靠性與有效性。

        圖3 變來流下翼型升力系數(shù)曲線對比Fig.3 Comparison of airfoil lift coefficient curves under variable free stream

        2.2 CFJ 驗(yàn)證

        本小節(jié)采用具有實(shí)驗(yàn)結(jié)果的CFJ6415 翼型進(jìn)行CFJ 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證。DANO 等[30]在NACA6415翼型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了CFJ6415 翼型,并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)?zāi)P偷南议L30.48 mm,展長59.06 mm。實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)為:來流馬赫數(shù)0.03,溫度288.15 K,標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力101.325 kPa,質(zhì)量流率0.06 kg/s。實(shí)驗(yàn)的協(xié)同射流系統(tǒng)由獨(dú)立控制的高壓氣源和低壓真空氣罐組成。為驗(yàn)證FAN 邊界在CFJ 數(shù)值模擬中的可靠性與準(zhǔn)確性,本文在相同狀態(tài)參數(shù)下開展了數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的對比如圖4 所示,15°攻角下的流場如圖5 所示??梢?,計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的升力系數(shù)具有較好的一致性。攻角大于15°時(shí)計(jì)算的阻力系數(shù)偏低,功率系數(shù)略低于實(shí)驗(yàn)值,但變化趨勢與實(shí)驗(yàn)值吻合。結(jié)果表明,基于FAN 邊界的數(shù)值模擬方法能夠較好地模擬CFJ 翼型的氣動特性,為CFJ 的流場研究提供了較為可靠的方法。

        3 結(jié)果與分析

        本節(jié)基于以上CFJ 模擬方法,對CFJ0012 翼型在變來流條件下的俯仰運(yùn)動繞流進(jìn)行數(shù)值模擬,研究射流流道的影響,評估射流功耗特性,分析CFJ 控制動態(tài)失速效果以及流動機(jī)理。

        3.1 CFJ 翼型射流流道的影響

        氣泵關(guān)機(jī)時(shí)的ΔP設(shè)置為0,該狀態(tài)下的翼型命名為CFJ-off。選取μ=0 和μ=0.25,對CFJ-off 翼型開展數(shù)值模擬,并與基準(zhǔn)翼型對比。不同方位角ψ下的氣動系數(shù)如圖6 所示。選取氣流再附著過程中的ψ=30°、基準(zhǔn)翼型的失速時(shí)刻ψ=243°和ψ=285°的流場進(jìn)行分析,流線和速度分布如圖7 所示。

        圖6 Baseline 翼型和CFJ-off 翼型的氣動力系數(shù)對比Fig.6 Comparison of the aerodynamic coefficients between the baseline airfoil and the CFJ-off airfoil

        圖7 Baseline 翼型和CFJ-off 翼型的流場對比Fig.7 Comparison of the flow fields between the baseline airfoil and the CFJ-off airfoil

        從圖6 中可以看出,CFJ-off 翼型在140°~240°方位角的升力系數(shù)更大,表明射流流道在翼型上仰階段能夠提高升力,但同時(shí)也增大了阻力和負(fù)俯仰力矩。圖7(e,g)表明,CFJ-off 翼型在大攻角下,射流流道中形成了順時(shí)針的反向氣流,導(dǎo)致DSV 提前從上翼面脫落。在翼型下俯階段氣流逆時(shí)針流動自發(fā)形成了CFJ,導(dǎo)致μ=0.25 算例的升力系數(shù)曲線出現(xiàn)明顯的振蕩。圖7(f,h)中,后緣吸氣口出現(xiàn)的旋渦使氣流難以再附著,導(dǎo)致氣動力出現(xiàn)波動。CFJ-off 翼型的升力系數(shù)降低,阻力系數(shù)增加,動態(tài)失速提前發(fā)生。這表明射流流道因吹/吸氣口的壓力差而自發(fā)形成氣流循環(huán),導(dǎo)致翼型氣動特性下降。在變來流條件下,射流流道對翼型氣動性能的影響更加明顯。

        3.2 CFJ 控制效率的初步評估

        為評估CFJ 的經(jīng)濟(jì)性,需要結(jié)合控制效果進(jìn)行綜合衡量以尋找最佳的平衡位置。在基準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.283、減縮頻率為0.151 的條件下開展了CFJ 控制翼型動態(tài)失速的數(shù)值模擬。翼型的俯仰運(yùn)動規(guī)律依據(jù)式(1);相對來流馬赫數(shù)的變化規(guī)律依據(jù)式(3);選取μ分別為0、0.15、0.20、0.25,ΔP分別為5~35 kPa 的共36 種情況進(jìn)行研究。圖8 為氣泵單位功率的射流動量系數(shù)隨ΔP的變化曲線,表示氣泵單位功率產(chǎn)生的射流推力,體現(xiàn)了氣泵的推力特性。射流的控制效率如圖9所示,其定義是單位射流動量系數(shù)產(chǎn)生的升力增量。

        圖8 氣泵的推力特性Fig.8 Thrust characteristics of the pump

        圖9 射流的控制效率Fig.9 Control efficiency of the jet

        推力特性在不同前進(jìn)比下的變化趨勢均為隨ΔP增大而下降,下降趨勢先快后緩,在相同功率下的射流推力越來越小。功率系數(shù)增加的速度快于Cμ,過高的ΔP將導(dǎo)致CFJ 技術(shù)不具備較好的推力特性。控制效率曲線隨ΔP先增后減,Cμ較小時(shí)流動控制效果較差。當(dāng)μ較大時(shí),相同的Cμ能提供更多的升力增量,表明CFJ 在變來流下對改善翼型氣動特性的作用更大。CFJ 在馬赫數(shù)0.283、減縮頻率0.151 的條件下具有較好的控制效率,ΔP為10~15 kPa 是最佳工作區(qū)間。

        3.3 變來流下動態(tài)失速的CFJ 控制

        為深入研究CFJ 對翼型氣動特性的影響,以及探索CFJ 控制動態(tài)失速的機(jī)理,選取μ=0.25,ΔP分別為5、12.5、25 kPa 的CFJ 算例與無流動控制的算例進(jìn)行數(shù)值模擬,氣動系數(shù)的對比如圖10 所示。選取ψ分別為285°、312°、356°時(shí)的流場,翼型表面壓力系數(shù)如圖11 所示。采用流線、速度云圖、湍動能云圖和渦量云圖進(jìn)行分析,如圖12~圖14 所示。

        圖10 不同壓升下的氣動力系數(shù)Fig.10 Aerodynamic coefficients at different pressure rises

        圖12 285°方位角有控和無控的流場對比Fig.12 Comparison of the flow fields with and without the control at ψ=285°

        CFJ 開啟后三個(gè)算例的平均升力系數(shù)分別提高了5.5%、16.7%、22.2%,平均阻力系數(shù)分別下降了2.9%、19%、34.6%。這表明CFJ 在變來流下具有較好的增升減阻效果,并且較高的Cμ對動態(tài)失速的控制能力更強(qiáng)。圖10(a)中,ΔP越大,升力系數(shù)曲線越早出現(xiàn)“凸起”。在270°到285°方位角之間,不同算例先后出現(xiàn)明顯的動態(tài)失速特征。結(jié)合圖11(a)可知,ΔP越大,翼型前緣的旋渦發(fā)展越充分,DSV 位置越靠近下游。結(jié)合Q-Criterion 準(zhǔn)則確定DSV 渦核的大致范圍,ΔP=5 kPa 算例在此處的渦量為1 703 s-1,高于無流動控制的1 680 s-1,其他兩個(gè)算例的渦量分別為1 403 s-1和1 185 s-1。Cμ超過一定的閾值后,CFJ 能夠削弱DSV 并使其提前脫落。無流動控制時(shí),渦核處的湍動能約為1 765 m2/s2;開啟CFJ 后,渦核處的湍動能隨著ΔP增大逐漸下降,分別為1 572 m2/s2、1 189 m2/s2和955 m2/s2、

        圖12 表明,Cμ越大,射流的能量越高,翼型前緣的湍動能越大。射流與主流的摻混促進(jìn)了此區(qū)域的動量交換,前緣的渦量供給被切斷,加速了DSV 的耗散與破裂。因此,即使CFJ 有增升效果,翼型在失速前的升力峰值還是低于無流動控制的算例。Cμ越大,DSV 脫落的速度越快,ΔP=25 kPa 的CFJ 翼型因此最先脫離深失速狀態(tài)。ΔP=5 kPa 時(shí)DSV 滯留在上翼面的時(shí)間更長,帶來更大的升力增量,也加深了動態(tài)失速的程度。ψ=312°時(shí),DSV 正在脫落中,翼型處于深失速狀態(tài)。圖11(b)中基準(zhǔn)翼型和ΔP=5 kPa的算例在后緣出現(xiàn)較強(qiáng)的渦吸力,形成了較大的低頭力矩。ΔP=12.5 kPa 時(shí)尾緣渦的吸力已經(jīng)大幅下降,ΔP=25 kPa 時(shí)后緣基本不受影響。CFJ 翼型相比于基準(zhǔn)翼型,負(fù)俯仰力矩峰值分別降低了0.3%、9.2%、24.6%。合適的Cμ能夠降低負(fù)俯仰力矩的峰值,保持俯仰力矩相對穩(wěn)定。當(dāng)Cμ較小時(shí)反而增加了俯仰力矩的波動,對翼型氣動力的穩(wěn)定性造成不利影響。

        ψ=285°時(shí)湍動能與渦量基本相對應(yīng),而ψ=312°時(shí)湍動能與渦量呈現(xiàn)相反的分布。圖13 中湍動能主要集中于翼型的中后部,在DSV 破裂后該區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)大量的動量交換。ψ=312°時(shí),渦量較強(qiáng)的位置是在前緣和尾緣。圖13(f)中,ΔP=5 kPa 算例的尾緣渦在該方位角下快速增強(qiáng),渦核區(qū)域的渦量高達(dá)4 258 s-1。射流使DSV 提前脫落,但卻增強(qiáng)了尾緣渦,限制了流動控制的效果。圖13(k)中湍動能的高能區(qū)域相比其他情況明顯縮減,表明深失速狀態(tài)下CFJ 降低了翼型上方湍流的脈動,加快了流場演化的速度。

        CFJ 翼型在ΔP=12.5 kPa 和ΔP=25 kPa 下的動態(tài)特性都有明顯改善,翼型氣動力變化趨勢在DSV生成前基本一致。ΔP=5 kPa 的氣動力在動態(tài)失速后振蕩下降,氣流難以再附著。由圖14 可知,ψ=356°時(shí)出現(xiàn)流動分離,射流流道上方形成了旋渦,導(dǎo)致邊界層無法完全附著,分離區(qū)域隨著旋渦生成和脫落而反復(fù)振蕩,由于缺乏射流控制,氣流沒有足夠的動量,分離流難以轉(zhuǎn)變?yōu)楦街?,基?zhǔn)翼型出現(xiàn)了大尺度流動分離,湍動能的高能區(qū)域出現(xiàn)在遠(yuǎn)離上翼面的地方。當(dāng)ΔP=12.5 kPa 時(shí),上翼面的湍動能明顯下降,流動分離受到了有效抑制。當(dāng)ΔP=25 kPa 時(shí),上翼面基本沒有湍動能的高能區(qū)域,流線與上翼面平行,分離流完全轉(zhuǎn)變?yōu)榱烁街鳌_@表明增大Cμ能使射流保持附壁,并降低湍動能,改善翼型在動態(tài)失速發(fā)生時(shí)的氣動特性。

        在變來流下CFJ 通過增加弦向氣流的動能以增強(qiáng)與主流的摻混,提高氣流克服逆壓梯度的能力以抑制流動分離,加快了流動再附著。在0°~90°方位角下,ΔP=12.5 kPa 的氣流比ΔP=5 kPa 的附著狀態(tài)更加穩(wěn)定。當(dāng)Cμ較小時(shí),CFJ 主動控制的效果較差,需要更長的時(shí)間使分離流再附著。更大的Cμ使流動再附著提前發(fā)生,ΔP=12.5 kPa 和ΔP=25 kPa 兩個(gè)算例的流動再附著時(shí)刻相比于無流動控制的算例都有明顯的提前。在變來流條件下,ΔP=12.5 kPa 比ΔP=5 kPa 具有更好的控制效果,比ΔP=25 kPa 控制效率更高。

        4 結(jié)論

        本文發(fā)展了變來流下翼型動態(tài)失速的協(xié)同射流控制方法及數(shù)值模擬方法。通過改變前進(jìn)比μ和壓升ΔP討論了協(xié)同射流(CFJ)對翼型動態(tài)失速的影響,分析了CFJ 控制動態(tài)失速的機(jī)理,主要研究結(jié)論如下:

        1)CFJ-off 翼型在ΔP=0 時(shí),射流槽道中自發(fā)形成了氣流循環(huán),在翼型失速前和流動再附著兩個(gè)階段,對原始翼型的氣動特性產(chǎn)生不利影響。在變來流下,射流流道對翼型氣動性能的影響更加明顯。

        2)氣泵推力特性隨ΔP增大而降低,射流的控制效率隨ΔP先增后減,10~15kPa 是最佳工作區(qū)間。CFJ 翼型在該區(qū)間內(nèi)相對于ΔP=5 kPa 具有較好的氣動性能,相對于ΔP=25 kPa 具有更優(yōu)的控制效率。

        3)變來流下開啟CFJ 進(jìn)行主動控制時(shí),能夠有效改善翼型的氣動特性。CFJ 通過與主流進(jìn)行摻混抑制了動態(tài)失速,加快了渦系演化的進(jìn)程,通過增加弦向氣流的動能,使氣流克服逆壓梯度的能力增強(qiáng),從而抑制了流動分離,促進(jìn)了流動再附著。在μ=0.25、ΔP=25 kPa 的算例中,平均升力系數(shù)上升了22.2%,平均阻力系數(shù)下降了34.6%,負(fù)俯仰力矩峰下降了24.6%。

        4)CFJ 技術(shù)的控制性能表明,CFJ 在變來流條件下對改善翼型動態(tài)特性具有較大的潛力。在本文的研究條件下,CFJ 具有較好的控制效率。研究結(jié)論可為該技術(shù)的工程應(yīng)用提供一定的理論支持。

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