张顺磊，杨旭东，宋笔锋，王博，李卓远

（西北工业大学航空学院，西安710072）

0 引 言

直升机具有垂直起降、空中悬停、小速度前飞等独有的飞行特点，在军/民用领域具有固定翼飞机无法替代的重要作用。旋翼作为直升机升力和操纵力的主要产生部件，其升/阻力特性和力矩特性等性能的优劣直接影响着直升机的飞行性能和飞行品质，对作为旋翼叶片基本组成要素的旋翼翼型，提出了高的最大升力系数、高升阻比、大失速迎角和低力矩等关键气动性能要求。如何提升旋翼翼型的关键气动性能，对改善旋翼气动特性、扩展直升机飞行包线具有至关重要的作用。

主动流动控制技术的快速发展，为旋翼翼型气动特性的提升提供了一种新的研究思路及途径。美国迈阿密大学的Zha G C等提出的协同射流技术（Co-flow Jet，简称CFJ）是一种新型主动流动控制技术，通过射流与主流的掺混效应将能量注入到主流中，增加翼型环量，既能在小迎角下实现增升减阻效果，又能在大迎角下达到很高的升力系数、延迟失速，是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。

国内外针对CFJ技术在翼型、螺旋桨和飞行器等方面的应用开展了大量的数值模拟研究，验证了CFJ技术在低速翼型、超临界翼型和风力机翼型上的增升减阻效果；A.Lefebvre等、Xu H Y等、杨 慧 强 等和Yang X D等分别验证了CFJ技术能有效抑制翼型动态失速；朱敏等将CFJ技术应用在临近空间螺旋桨上，将螺旋桨效率提高了5%以上；张明昊等分析了协同射流技术的发展现状，总结了其在飞行器设计上的应用；史子颉等将CFJ技术应用在飞机垂尾上，研究了CFJ技术的参数影响规律。但国内外针对CFJ技术的风洞试验研究较少，且现有试验研究的对象主要集中于传统翼型和大厚度螺旋桨翼型，未见CFJ旋翼翼型的风洞试验研究。Zha G C等在NACA 6421翼型内部安装小型压气机，开展了CFJ翼型性能的风洞试验研究，验证了CFJ技术的超升力现象，但试验中存在压气机设计状态与CFJ翼型试验状态不匹配的问题。本文采用内置涵道风扇组的方法来实现CFJ技术，涵道风扇的分布性更好，与模型试验状态匹配度高。

为了探索CFJ技术在旋翼翼型高增升减阻设计上的潜力，本文采用风洞试验方法，开展CFJ关键基础参数对旋翼翼型气动特性的影响规律研究，验证CFJ技术对实现旋翼翼型关键性能显著提升的技术可行性，以期为未来高性能旋翼桨叶设计提供一种新的、可行的解决途径和思路。

1 CFJ模型设计

CFJ技术的基本思路是在翼型吸力面前缘高负压区设置吹气口、后缘高压区设置吸气口，在翼型内部布置风机或气泵，驱动气流由吸气口吸入、吹气口吹出，保证吹气口和吸气口的质量流量相等，是一种低能耗、“零质量”射流技术。基于前缘高负压零质量内循环CFJ原理，在OA 312旋翼翼型的基础上，设计加工CFJ旋翼翼型，记为CFJ312，如图1所示。CFJ312翼型在翼型内部设计低阻管道，并将涵道风扇布置在梁上以驱动气流循环，构成CFJ技术的“内循环”系统。

图1 CFJ312翼型剖视图Fig.1 Cross-sectional view of CFJ312 airfoil

模型弦长为0.8 m，展长为1.6 m；吹气口位于距前缘5%弦长处，吸气口位于距前缘80%弦长处。翼型内部设置5个独立通道，在每个通道的梁上安装4个涵道风扇。OA 312和CFJ312翼型模型分别如图2~图3所示，CFJ312翼型模型内部如图4所示。上翼面单独加工，使用沉头螺钉与梁固连；通过在梁上加装特定厚度的垫片，控制上翼面下沉量（上翼面下沉量定义为：以原始翼型上翼面位置为基准，CFJ翼型上翼面向下翼面移动的距离）；通过调节吹/吸气口与肋连接处的沉头螺钉，控制吹/吸气口大小。

图2 OA 312翼型模型Fig.2 OA 312 airfoil model

图3 CFJ312翼型模型Fig.3 CFJ312 airfoil model

图4 CFJ312翼型模型内部Fig.4 Interior of CFJ312 airfoil model

2 试验设备

试验在西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室NF-3低速风洞（如图5所示）完成，采用TP0904六分量盒式应变天平进行模型测力。采用直径53 mm的4S 4 300 kV涵道风扇，每个涵道风扇由1台MW S-600-15开关电源驱动，并通过50 A HOBBYWING电调和G.T.POWER RC 130 A功率仪进行调节和控制，如图6所示。

图5 NF-3风洞Fig.5 NF-3 wind tunnel

图6 试验设备Fig.6 Experimental equipment

3 结果分析与讨论

3.1 吹气口大小影响

保持上翼面下沉量和吸气口大小不变，研究吹气口大小对CFJ旋翼翼型性能的影响。试验风速为10 m/s，取2种吹气口大小，分别记为CFJ312-INJ095和CFJ312-INJ115，如表1所示。

表1 不同吹气口大小的CFJ312翼型参数Table 1 Parameters of CFJ312 airfoil with different injection sizes

不同吹气口大小CFJ312翼型的气动特性对比（俯仰力矩参考点取在1/4弦线处）如图7所示，最大升力系数和失速迎角对比如表2所示。

表2 不同吹气口大小CFJ312翼型的最大升力系数和失速迎角T able 2 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different injection sizes

图7 不同吹气口大小CFJ312翼型的气动特性对比Fig.7 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different injection sizes

从图7（a）和表2可以看出：在当前试验取值下，小吹气口尺寸的CFJ312翼型失速特性较好；CFJ312-INJ095翼型最大升力系数较OA 312翼型提升54.7%，比CFJ312-INJ115翼型最大升力系数增量增加了11.1%；CFJ312-INJ095翼型失速迎角较OA 312翼型提高11.7°，较CFJ312-INJ115翼型失速迎角增加了1.2°。

迎角5°和22°时不同吹气口尺寸CFJ312翼型的升力系数对比如表3所示。

表3 典型迎角下不同吹气口大小CFJ312翼型的升力系数Table 3 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different injection sizes at typical AoAs

从图7（a）和表3可以看出：迎角小于20°时，相同迎角下2种CFJ312翼型升力系数基本相同；迎角大于20°时，相同迎角下CFJ312-INJ095翼型升力系数高于CFJ312-INJ115翼型，说明小吹气口尺寸的CFJ312翼型能更有效地克服逆压梯度、延迟失速；典型迎角22°时，CFJ312-INJ095翼型升力系数较OA 312翼型的增量比CFJ312-INJ115翼型增加了5.3%。

迎角22°时不同吹气口尺寸CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数如表4所示。

表4 迎角22°时不同吹气口大小CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数Table 4 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different injection sizes atα=22°

从 图7（b）、图7（c）和 表4可 以 看 出 ：2种CFJ312翼型阻力系数较OA 312翼型均明显降低，且在小迎角范围内存在“负阻力”现象；相同迎角下CFJ312-INJ095翼型升阻比大于CFJ312-INJ115翼型；吹气口尺寸对CFJ312翼型的俯仰力矩系数影响不大，相同迎角下2种CFJ312翼型的俯仰力矩系数基本一致；CFJ312翼型的俯仰力矩系数与OA 312翼型基本持平，在OA 312翼型失速后，CFJ312翼型仍能够保持较低的俯仰力矩；典型迎角22°时，与OA 312翼型相比，CFJ312-INJ095翼型俯仰力矩系数降低21.7%，升阻比提升35.4%。

3.2 吸气口大小影响

保持上翼面下沉量和吹气口大小不变，研究吸气口大小对CFJ旋翼翼型性能的影响。试验风速为10 m/s，取2种吸气口大小，分别记为CFJ312-SUC115和CFJ312-SUC135，如 表5所示。

表5 不同吸气口大小的CFJ312翼型参数Table 5 Parameters of CFJ312 airfoils with different suction sizes

不同吸气口大小CFJ312翼型的气动特性对比如图8所示，最大升力系数和失速迎角对比如表6所示。

图8 不同吸气口大小CFJ312翼型的气动特性对比Fig.8 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different suction sizes

表6 不同吸气口大小CFJ312翼型的最大升力系数和失速迎角Table 6 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different suction sizes

从图8（a）和表6可以看出：在当前试验取值下，大吸气口尺寸的CFJ312翼型的最大升力系数和失速迎角较大，对流动分离的抑制效果更好，但小吸气口尺寸的CFJ312翼型失速后升力系数变化更平缓；CFJ312-SUC135翼型最大升力系数较OA 312翼型的增量比CFJ312-SUC115翼型增加了4.3%；CFJ312-SUC135翼型失速迎角提升量比CFJ312-SUC115翼型的提升量增加了1.1°。

迎角5°和22°时不同吸气口尺寸CFJ312翼型的升力系数对比如表7所示，迎角22°时不同吸气口尺寸CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数如表8所示。

表7 典型迎角下不同吸气口大小CFJ312翼型的升力系数Table 7 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different suction sizes at typical AoAs

表8 迎角22°时不同吸气口大小CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数Table 8 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different suction sizes atα=22°

从图8（a）、图8（b）、表7和表8可以看出：迎角小于5°时，相同迎角下CFJ312-SUC135翼型升力系数高于CFJ312-SUC115翼型；迎角大于5°时，CFJ312-SUC115翼型的升力系数更大；而在整个迎角范围内，CFJ312-SUC135翼型有更小的阻力系数和更高的升阻比。因而大吸气口尺寸的CFJ312翼型升阻特性更好。

由于吸气口位置与力矩参考点的距离大，吸气口大小对CFJ312翼型的俯仰力矩影响较大。从图8（c）和表8可以看出：在当前试验取值下，大吸气口尺寸的CFJ312翼型的俯仰力矩系数较小，特别是迎角大于12°时，吸气口大小对CFJ312翼型俯仰力矩系数的影响更明显；典型迎角22°时，CFJ312-SUC115翼型俯仰力矩系数较OA 312翼型的降低量比CFJ312-SUC135翼型减小了9.8%。

3.3 上翼面下沉量影响

保持吹/吸气口大小不变，研究上翼面下沉量对CFJ旋翼翼型性能的影响，试验风速为10 m/s。为了保证CFJ312与OA 312翼型上翼面的一致性和吹/吸气口处上翼面的光顺性，受限于风洞试验模型上翼面刚度，CFJ312翼型吹/吸气口大小与上翼面下沉量是互相耦合的，即上翼面下沉量变大/变小时，吹/吸气口大小随之变大/变小。而为了拓宽上翼面下沉量的取值范围，并研究其与吹/吸气口大小的耦合作用，开展上翼面下沉量影响研究时，采用比3.1节和3.2节更小的2种上翼面下沉量，分别记为CFJ312-SST 055和CFJ312-SST 076翼型，采用的吹/吸气口大小小于3.1节和3.2节得到的最佳吹/吸气口大小，具体参数如表9所示。

表9 不同上翼面下沉量的CFJ312翼型参数Table 9 Parameters of CFJ312 airfoil with different suction surface translations

不同上翼面下沉量CFJ312翼型的气动特性对比如图9所示，最大升力系数和失速迎角对比如表10所示。

图9 不同上翼面下沉量CFJ312翼型的气动特性对比Fig.9 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different suction surface translations

表10 不同上翼面下沉量CFJ312翼型的最大升力系数和失速迎角Table 10 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different suction surface translations

从图9（a）和表10可以看出：在某一给定的吹/吸气口大小组合下，大上翼面下沉量CFJ312翼型的最大升力系数和失速攻角较大；CFJ312-SST 076翼型最大升力系数较OA 312翼型的增量比CFJ312-SST 055翼型增加了6.8%；CFJ312-SST 076翼型失速迎角提升量比CFJ312-SST 055翼型增加了1.1°。

迎角5°和22°时不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升力系数对比如表11所示。

表11 典型迎角下不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升力系数Table 11 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different suction surface translations at typical AoAs

从图9（a）和表11可以看出：在当前试验取值下，相同迎角时，大上翼面下沉量的CFJ312翼型升力系数较大；在OA 312翼型的失速迎角附近，CFJ312-SST 076翼型升力系数突然降低，在之后的迎角范围内，相同迎角下2种上翼面下沉量的CFJ312翼型升力系数基本持平，说明上翼面下沉量对CFJ312翼型在大迎角下克服逆压梯度能力的影响变小，主要受吹/吸气口大小的影响。

迎角22°时不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数如表12所示。

表12 迎角22°时不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系数Table 12 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different suction surface translations at AoA=22°

从图9（b）、图9（c）和表12可以看出：在当前试验取值下，相同迎角时，大上翼面下沉量的CFJ312翼型的阻力系数和升阻比越大；在OA 312翼型失速迎角附近，CFJ312翼型的升阻比同样突然降低，之后的迎角范围内，相同迎角下2种CFJ312翼型的升阻比基本持平；上翼面下沉量对CFJ312翼型的俯仰力矩系数影响不大，相同迎角下2种CFJ312翼型的俯仰力矩系数基本一致。

3.4 CFJ参数影响综合对比

如前所述，吹/吸气口大小受到上翼面下沉量的影响和制约，但吹气口大小对旋翼翼型性能的影响规律与吸气口大小和上翼面下沉量的影响规律是相互矛盾的，即在其他两个参数不变时，吹气口越小、吸气口和上翼面下沉量越大，CFJ312翼型的失速特性和升阻特性越好，因而进行CFJ参数选取时，需考虑吹/吸气口大小和上翼面下沉量的耦合作用和综合影响。

综合对比上述CFJ312翼型试验结果可知：CFJ312翼型最佳方案为CFJ312-SST 076翼型，吹气口大小为0.63%弦长，吸气口大小为1.25%弦长，上翼面下沉量为0.95%弦长（具体参数如表13所示）。与OA 312翼型相比，CFJ312-SST 076翼型的最大升力系数较OA 312翼型提升67.5%，失速迎角推迟14.8°；阻力系数在低迎角范围内出现“负阻力”现象；俯仰力矩系数与OA 312翼型基本持平，在OA 312翼型失速后，CFJ312翼型仍能够保持较低的俯仰力矩；典型迎角22°时，CFJ312-SST 076翼型俯仰力矩系数降低23.9%，升阻比提升38.3%。

表13 CFJ312翼型最佳参数Table 13 Optimal parameters of CFJ312 airfoil

4 结 论

（1）与OA 312基准翼型相比，小攻角状态时，CFJ旋翼翼型可显著降低阻力系数，甚至出现“负阻力”现象，实现了零升俯仰力矩基本不变。

（2）大攻角状态时，CFJ旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角，其中，最大升力系数可提升约67.5%，失速迎角显著推迟了近14.8°。

（3）其他两个参数不变时，吹气口越小、吸气口越大、上翼面下沉量越大，CFJ312翼型的失速特性和升阻特性越好；吸气口越大，CFJ312翼型俯仰力矩越小，吹气口大小和上翼面下沉量对CFJ312翼型俯仰力矩的影响不大。

（4）CFJ旋翼翼型的吹/吸气口大小、上翼面下沉量等关键参数的取值相互影响，最佳取值建议为：吹/吸气口大小、上翼面下沉量分别取0.63%弦长、1.25%弦长和0.95%弦长。