李尚斌，江露生，林永峰

(中国直升机设计研究所 直升机旋翼动力学重点实验室，江西 景德镇 333001)

0 引言

对于翼型的流动控制，国内外早期就已经开展了大量的研究，主要集中在多段翼[1-3]、吹吸气[4-6]、涡流发生器[7-9]等技术，在增升减阻上取得了显著效果。而合成射流[10-12]、协同射流[13-15]与等离子体[16-18]流动控制是近年来热门的新型控制技术。区别于传统的开孔吹/吸气控制，文中基于压力分布开孔流动控制，先得到基准翼型压力分布数据，找出翼型上表面前缘低压区域和后缘高压区域，在两个区域进行开孔，让后缘高压区域气流通过导流管引流到前缘区域，能加速翼型上表面气流流动，增大翼型速度环量，小迎角下可以有效提高翼型升力系数。该方法无需额外的动力装置，结构简单，对低速机翼的工程应用有一定参考价值。

1 数值模拟

1.1 计算模型

为了便于翼型后缘开孔和放置导流管，计算模型选取NACA0012对称厚翼型，远场为C型几何外形，到翼型前缘距离为25倍弦长，到翼型后缘距离为50倍弦长，开孔直径为弦长的0.5%。

1.2 网格生成

网格采用C型结构网格，翼型区域网格数量为397×81，翼型后部区域网格数量为81×81，导流管区域网格数量为349×31。

1.3 计算方法

数值计算采用纳维-斯托克斯(N-S)流动控制方程，其质量连续、动量守恒和能量守恒方程分别为式(1)-式(3)，采用Spalart-Allmaras湍流模型对控制方程进行修正。求解过程中采用基于密度的求解器，用有限体积法对控制方程进行空间离散，用隐式格式对方程进行线化，计算选用二阶迎风格式。

(1)

(2)

(3)

式中，ρ、p、V、T、μ分别为密度、静压、速度、温度和粘性系数，τ为粘性应力，g为重力加速度，F为外力，E为流体微团的总能，keff为有效导热系数，h为焓，J为组分的扩散通量，υ为湍流粘性，ui为i方向的速度分量。

1.4 数据处理

气动力方向：阻力方向顺流向为正；升力方向垂直于流向指向翼型上方为正；俯仰力矩以1/4弦线处作为参考点，方向抬头为正。各个剖面翼型的气动力和压力按照式(4)-式(7)进行无量纲化处理。

升力系数

(4)

阻力系数

(5)

俯仰力矩系数

(6)

压力系数

(7)

其中，X、Y、M和P分别为翼型的阻力、升力、俯仰力矩和静压；ρ∞为大气密度；V为翼型前方来流合速度大小；p∞为大气压力；c为翼型的弦长。

2 算法验证与结果分析

2.1 算法验证

试验风洞为南京航空航天大学NH-1风洞。验证模型为某翼型，钢制结构，弦长150mm，展长600mm，模型上下表面共有57个测压孔，测压孔内径为0.5mm。

图1-图4为马赫数0.3，雷诺数1.1×106条件下，不同迎角时Cp的计算与试验结果对比图，从图中可以看出计算值与试验值均吻合良好，验证了该计算方法的有效性。

2.2 结果分析

选取马赫数0.3，雷诺数6.56×106，迎角2°、3°、4°、5°为研究状态，对基准翼型和开孔翼型进行气动特性分析。

图5-图7为基准翼型和开孔翼型不同迎角下的升力系数、阻力系数和升阻比对比图。表1为导流管各气动系数占总系数的百分比表，表中Cy11、Cy12和Cy1分别表示开孔翼型中的翼型升力系数、导流管升力系数和总升力系数，相关阻力系数和力矩系数以此类推；表2为基准翼型和开孔翼型各气动系数差值相对百分比表，表中Cy0、Cy1分别表示基准翼型升力系数和开孔翼型总升力系数，相关阻力系数和力矩系数以此类推。

-1.5-1.0-0.500.51.01.50.200.40.60.81.0x/cα=0.17°CFDTestCp图1 α=0．17°时Cp分布图-1.5-1.0-0.500.51.01.5Cp0.200.40.60.81.0x/cα=3.89°CFDTest图2 α=3．89°时Cp分布图图3 α=7．76°时Cp分布图0.200.40.60.81.0x/c-4-3-2-1012Cpα=9.69°CFDTest图4 α=9．69°时Cp分布图0.650.600.550.500.450.400.350.300.20.204.54.03.53.02.52.05.0αBasicPerforatedCy图5 不同迎角下升力系数对比图4.54.03.53.02.52.05.0αBasicPerforated0.01050.01000.00950.00900.00850.0080Cx图6 不同迎角下阻力系数对比图

图7 不同迎角下升阻比对比图

结合图表可以看出，导流管升力系数占总升力系数的比例很小，随着迎角的增大，占的比例增大；导流管产生向前的阻力，阻力系数占总阻力系数的比例很大，随着迎角的增大，占的比例增大；导流管产生抬头力矩，力矩系数占总力矩系数的比例较大，随着迎角的增大，占的比例增大。相同迎角下，开孔翼型的总升力系数比基准翼型的升力系数大，随迎角的增大，增幅越来越小；开孔翼型的总阻力系数比基准翼型的升力系数大，随迎角的增大，增幅越来越大；开孔翼型的力矩系数变化很大，包括量值和方向，基准翼型气动合力集中在弦向0.25附近，所以相对0.25弦向点，力矩并不大，但开孔翼型降低了上表面翼型后缘压力，改变了气动合力位置，导致力矩系数变化很大；小迎角下开孔翼型的升阻比比基准翼型的大，随迎角的增大，开孔翼型的升阻比比基准翼型的小。

图8-图11为不同迎角下的基准翼型和开孔翼型压力分布对比图。从图中可以看出，对于基准翼型，不同迎角状态的下表面压力分布区别不大，上表面则迎角越大，前缘低压区压力值越小，后缘区越靠后缘压力越大。其中低压区的四个迎角都集中在0.012弦向位置附近，同时为了便于布置导流管，故在0.012和0.95弦向位置进行开孔，如图12所示。对于开孔翼型，不同迎角状态的下表面压力分布区别不大，上表面开孔处变化大，前缘开孔右边压力相对小很多，后缘开孔处压力有阶跃，左边相对变小，右边变大；基准翼型和开孔翼型下表面压力分布差别不大，上表面前缘开孔区右边压力明显比基准翼型的小，后缘开孔有阶跃，左边比基准翼型的小，右边比基准翼型的大，之后变小，和基准翼型相当。

表1 导流管各气动系数占总系数的百分比

表2 基准翼型和开孔翼型各气动系数差值相对百分比

图8 α=2°的Cp对比图图9 α=3°的Cp对比图图10 α=4°的Cp对比图0.200.40.60.81.0x/cBasicPerforatedα=5°-4.2-3.6-3.0-2.4-1.8-1.2-0.600.61.2Cp图11 α=5°的Cp对比图

图12 开孔示意图

图13、图14分别为2°、5°下的相对压力云图与流线图，图15为2°迎角下开孔翼型局部相对速度云图和流线图。从图中可以看出导流管和上表面形成明显的速度环量，导流管将后缘高压气体引流到前缘，对后缘有泄压作用，减小了后缘压力在来流负方向的分量，导致阻力系数增大；由于导流管将后缘高压气体引流到前缘，加快了前缘开孔处的气流流速，使前缘开孔右边处的压力减小很多，同时后缘开孔左边由于流速增大，压力明显减小，而右边由于导流管转弯处出现局部空气滞留使右边压力增大，出现阶跃现象。

图13 α=2°的相对压力云图和流线图

图14 α=5°的相对压力云图和流线图

图15 α=2°的开孔翼型局部相对速度云图和流线图

3 结 论

通过计算结果分析，主要得出了以下结论：

1)开孔翼型通过后缘高压区和前缘低压区的压差，将后缘气体引流到前缘，加快了翼型上表面流速，增加了速度环，能有效提高翼型升力系数，但随迎角的增大，升力系数增幅减小。

2)导流管将后缘高压气体引流到前缘，对后缘有泄压作用，减小了后缘压力在来流负方向的分量，导致阻力系数增大，随迎角的增大，阻力系数增幅也增大。

3)基准翼型气动合力集中在弦向0.25附近，所以相对0.25弦向点，力矩并不大，但开孔翼型降低了上表面翼型的后缘压力，改变了气动合力位置，导致力矩系数变化很大。

4)开孔翼型导流管占整体升力系数、阻力系数和力矩系数的比例随迎角增大而增大。

[1] 惠增宏,竹朝霞,张 理.带缝翼多段翼型气动特性的实验研究[J].实验流体力学,2007,21(2):17-21.

[2] NAKAYAMA A,KREPLIN H P,MARGAN H L. Experimental investigation of flowfield about a multielement airfoil[J].AIAA Journal,1990,28(1).

[3] LANDMAN D,BRITCHER C. Experimental optimization methods for multielement airfoils[R].AIAA 96-2264.

[4] 焦予秦,陆 岩.多段翼型吹气流动分离控制研究[J].应用力学学报,2015,32(2):215-220.

[5] Genc M S, Kaynak U. Control of laminar separation bubble over a NACA2415 aerofoil at low Re transitional flow using blowing/suction[C].13th International Conference on Aerospace Sciences & Aviation Technology, ASAT 2009.

[6] WAHIDI R, BRIDGES D H. Effects of distributed suction on an airfoil at low Reynolds number[R]. AIAA 2010-4714.

[7] 郝礼书,乔志德,宋文萍.涡流发生器布局方式对翼型失速流动控制效果影响的实验研究[J].西北工业大学学报,2011,29(4):524-527.

[8] Adam J. A Vortex Generator Model and its Application to Flow Control[R]. AIAA 2004-4965.

[9] Brunet V, Francois C, Gamier E. Experimental and Numerical Investigations of Vortex Generators Effects[R].AIAA 2006-3027

[10] 罗振兵,夏智勋.合成射流技术及其在流动控制中应用的进展[J].力学进展,2005,35(2):220-234.

[11] Gilrranz J L, Rediniotis O K. Compact, high—power synthetic jet actuators for flow separation control[R].AIAA 2001-0737.

[12] Amitay M, Glezer A. Role of actuation frequency in controlled flow reattachment over a stalled airfoil[J]. AIAA Journal,2002,40(2):209-216.

[13] 宋 超,杨旭东，朱 敏.基于离散协同射流的翼型增升减阻方法[J].航空计算技术,2014,44(2):46-53.

[14] Zha Gecheng, Gao Wei, Paxton C. Jet Effects on Co-Flow Jet airfoil performance[J].AIAA Journal,2007,45:1222-1231.

[15] Lefebvre A, Dano B, Fronzo M D. Performance of Co-Flow Jet Airfoil with Variation of Mach Number[R].AIAA 2013-0490.

[16] 李应红, 吴 云.等离子体流动控制研究进展[J].空军工程大学学报,2012,13(3):001-005.

[17] Samimy M, Kim J, Kastuer J, et al. Active control of high - speed and high Reynolds number jets using plasma actuators [J].Journal of fluid mechanics, 2007(578):305-330.

[18] Corke T C, Enloe C L, Wilkinson S P. Dielectric barrier discharge plasma actuators for flow control [J]. Annual review of fluid mechanics, 2010(42):505-529.