吳繼飛,王志金,GURSUL Ismet

(1.空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽(yáng) 621000; 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000;3.巴斯大學(xué) 機(jī)械工程系 航空航天工程研究中心,巴斯 BA2 7AY,英國(guó))

過(guò)失速薄翼增升流動(dòng)控制方法

吳繼飛1,2,*,王志金3,GURSUL Ismet3

(1.空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽(yáng) 621000; 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川 綿陽(yáng) 621000;3.巴斯大學(xué) 機(jī)械工程系 航空航天工程研究中心,巴斯 BA2 7AY,英國(guó))

在低速風(fēng)洞中對(duì)薄翼升力特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究。采用吸氣裝置在翼型上表面進(jìn)行流動(dòng)控制，利用外式天平測(cè)量翼型氣動(dòng)力，利用PIV測(cè)試設(shè)備獲取翼型表面流場(chǎng)。試驗(yàn)來(lái)流速度為5 m/s，雷諾數(shù)6.7×104。研究結(jié)果表明：過(guò)失速條件下，合適的吸氣控制可以使翼型失速迎角延遲近7°，最大升力系數(shù)可增大近一倍；在翼型前緣進(jìn)行吸氣流動(dòng)控制時(shí)，較小吸氣流量即可延緩翼型失速，但當(dāng)吸氣流量達(dá)到一定值時(shí)后，隨吸氣流量增大翼型升力基本保持不變；流動(dòng)控制參數(shù)存在優(yōu)化空間，當(dāng)吸氣相對(duì)位置位于x/c=0.4附近時(shí)，吸氣流量小于3%即可產(chǎn)生較大的升力增量。

薄翼；流動(dòng)控制；吸氣；失速；增升

0 引 言

薄翼是低雷諾數(shù)空氣動(dòng)力學(xué)研究的典型模型，尤其針對(duì)昆蟲(chóng)飛行的仿生流動(dòng)[1]，對(duì)于該類翼型，在中小迎角下氣流即不可避免的在翼型前緣產(chǎn)生分離。 對(duì)于經(jīng)典的邊界層分離流動(dòng)控制方法來(lái)說(shuō)，流動(dòng)控制的有效性往往取決于非定常激勵(lì)對(duì)邊界層分離的減弱程度[2]，但大范圍的前緣分離很難形成氣流再附，故難以有效控制。研究結(jié)果表明，在翼型前緣施加周期性激勵(lì)可在翼型前緣產(chǎn)生離散渦，盡管該方法難以實(shí)現(xiàn)氣流完全再附，但可起到增加升力的效果。類似的流動(dòng)控制方法有前緣非定常抽吸[3]和前緣微振動(dòng)片[4]，以及翼型小振幅振動(dòng)[5]等。針對(duì)這種大分離區(qū)流動(dòng)還有一些其它的增升控制方法?？紤]到前緣渦升力是昆蟲(chóng)產(chǎn)生高升力的主要原因[6]，Saffman和Sheffield基于該原理研制了流動(dòng)控制試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚7]，但試驗(yàn)結(jié)果表明，真實(shí)流動(dòng)條件下用于產(chǎn)生高升力的渦并不穩(wěn)定且易脫落，他們后續(xù)又研究了兩種方法用于提高渦的穩(wěn)定性[8]。

吸氣流動(dòng)控制可追溯到Prandtl時(shí)代[9]。文獻(xiàn)研究表明，吸氣流動(dòng)控制能夠延緩翼型或機(jī)翼的流動(dòng)分離[10]，對(duì)于厚翼型，吸氣比吹氣流動(dòng)控制更有效，對(duì)于三角翼，在前緣施加吸氣控制能夠改變前緣渦結(jié)構(gòu)及渦破裂[11]。

在本研究中，我們并不期望通過(guò)吸氣流動(dòng)控制來(lái)延緩流動(dòng)分離，因?yàn)閷?duì)于薄翼來(lái)說(shuō)，氣流在翼型前緣分離是不可避免的。我們希望通過(guò)在翼型表面下游施加吸氣控制以得到穩(wěn)定的分離泡和完全的氣流再附，從而提高翼型的升力。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)在英國(guó)巴斯大學(xué)機(jī)械工程系低速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞為連續(xù)式開(kāi)口射流風(fēng)洞，射流出口尺寸為φ760 mm，風(fēng)洞最大來(lái)流速度為30 m/s，湍流度約為0.1%。本次試驗(yàn)來(lái)流速度為5 m/s，以1 m為參考長(zhǎng)度的試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=6.7×104。

1.2 模型

薄板翼型弦長(zhǎng)c=200 mm，展長(zhǎng)b=400 mm，厚度t=10 mm，前后緣均采用半圓進(jìn)行過(guò)渡。模型沿翼型弦向x/c=0.05、0.2、0.4、0.6、0.8處分別留有寬度為1 mm的吸氣縫，其長(zhǎng)度與翼展相同。模型兩端與直徑為400 mm的圓盤(pán)相連。試驗(yàn)裝置示意圖如圖1所示。

1.3 流動(dòng)控制裝置

吸氣由Numatic公司生產(chǎn)的WVD 900-2型號(hào)真空吸塵器產(chǎn)生，采用調(diào)節(jié)閥控制吸氣流量，利用轉(zhuǎn)子流量計(jì)測(cè)量吸氣流量。研究結(jié)果表明[10]，采用吸氣方式進(jìn)行流動(dòng)控制時(shí)，其效果主要由體積流量系數(shù)CQ決定，故本文選取CQ作為研究的一個(gè)無(wú)量綱參數(shù)，其表達(dá)式如下：

式中：Q表示吸氣流量，單位為m3/s；U∞表示來(lái)流速度，單位為m/s；S表示翼型參考面積，單位為m2，本文選用的翼型參考面積為0.08m2。

1.4 天平

翼型及邊緣圓盤(pán)通過(guò)一個(gè)兩分量鋁制天平安裝與風(fēng)洞上方支架上(見(jiàn)圖1)。該應(yīng)變天平用于測(cè)量模型法向力和軸向力，其信號(hào)通過(guò)12位A/D卡和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)進(jìn)行采集，采樣率設(shè)置為1 kHz，每個(gè)試驗(yàn)狀態(tài)采集10 s，以該數(shù)據(jù)段的平均值進(jìn)行氣動(dòng)力計(jì)算，測(cè)量不確定度小于4%。本文以升力系數(shù)(CL)形式給出試驗(yàn)結(jié)果。

式中：L表示翼型升力，q表示來(lái)流速壓。

1.5 PIV設(shè)備

利用TSI公司2D-PIV試驗(yàn)設(shè)備測(cè)量翼型附近流場(chǎng)，利用TSI公司生產(chǎn)的9307-6型號(hào)粒子發(fā)生器產(chǎn)生粒子，粒子尺度約為1 μm，由50 mJ Nd:YAG 激光發(fā)生器產(chǎn)生片光。

由于翼型弦向長(zhǎng)度較大，故采用分區(qū)域測(cè)量的方法得到翼型附近完整的流場(chǎng)。相機(jī)分辨率為1600×1192。數(shù)據(jù)處理問(wèn)詢窗口大小為32pixel×32pixel，有效網(wǎng)格尺寸約為2.25 mm，速度測(cè)量不確定度約為2%。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 隨迎角變化情況

圖2給出了有、無(wú)吸氣流動(dòng)控制下翼型的升力系數(shù)曲線，吸氣位置x/c=0.4。圖2表明，無(wú)流動(dòng)控制時(shí)，翼型最大升力系數(shù)約為0.87，失速迎角約為9°。α≤9°時(shí)，流動(dòng)控制對(duì)升力系數(shù)影響很??；α>9°時(shí)，升力系數(shù)顯著增大，曲線線性段隨吸氣流量系數(shù)增大可延伸至較大的迎角；CQ=0.0292時(shí)，失速迎角增大至16°左右，在該角度附近，吸氣效率較大；當(dāng)迎角約增大至23°時(shí)，流動(dòng)控制效率降低?？傮w上講，吸氣流動(dòng)控制在大于失速迎角附近的角度范圍內(nèi)效率較高。

圖3、圖4給出了不同迎角下無(wú)控制、有控制時(shí)翼型附近流線以及速度場(chǎng)分布。吸氣位置x/c=0.4，CQ=0.0292。由圖可見(jiàn)，基準(zhǔn)狀態(tài)下，迎角在小于失速迎角范圍內(nèi)翼型上表面存在一個(gè)層流分離泡，隨迎角增大該分離泡長(zhǎng)度增加。流動(dòng)控制后，對(duì)應(yīng)8°迎角條件下的分離泡變小，但升力系數(shù)變化很小，見(jiàn)圖2。當(dāng)迎角略大于失速迎角時(shí)(10°)，基準(zhǔn)狀態(tài)下，氣流在翼型表面沒(méi)有出現(xiàn)附著，流動(dòng)控制時(shí)，氣流附著位置出現(xiàn)在吸氣位置附近，翼型升力系數(shù)明顯增大。從圖2可以看出，對(duì)應(yīng)該迎角，即使在較小的吸氣流量下也可顯著提高翼型升力系數(shù)。

當(dāng)迎角增大至12°時(shí)，基準(zhǔn)狀態(tài)下，翼型背風(fēng)區(qū)存在一個(gè)大的回流區(qū)，氣流完全分離且未再附；對(duì)應(yīng)流動(dòng)控制狀態(tài)，氣流在翼型上表面形成再附，其再附點(diǎn)位置位于吸氣位置附近，與10°迎角相比，此時(shí)分離泡高度更大，故產(chǎn)生的升力更大。15°迎角條件下，吸氣控制仍可使氣流在翼型表面后緣附近形成再附并產(chǎn)生較大的升力。α=17°時(shí)，采用吸氣流動(dòng)氣流在翼型表面也未形成再附，翼型升力有所降低。

2.2 吸氣位置變化影響

圖5給出了CQ=0.0125、0.0292時(shí)吸氣位置x/c變化對(duì)翼型升力系數(shù)影響曲線，對(duì)應(yīng)迎角為15°。

圖5表明，流動(dòng)控制位置存在最優(yōu)點(diǎn)，CQ=0.0125時(shí)，對(duì)應(yīng)x/c=0.2位置吸氣控制產(chǎn)生的增升效果最明顯，CQ=0.0292時(shí)，在x/c=0.4位置進(jìn)行吸氣控制產(chǎn)生的增升效果最明顯。

圖6給出了CQ=0.0292時(shí)的PIV試驗(yàn)結(jié)果。

圖中表明，在x/c=0.2、0.4位置進(jìn)行吸氣流動(dòng)控制后，氣流在翼型上表面形成再附，對(duì)應(yīng)x/c=0.4產(chǎn)生了最大升力系數(shù)，此時(shí)，氣流在翼型表面形成再附并產(chǎn)生大的分離泡。顯而易見(jiàn)，這是產(chǎn)生高升力的基礎(chǔ)，根據(jù)勢(shì)流理論，這種增升效應(yīng)可歸結(jié)于由分離泡而產(chǎn)生的翼型彎度效應(yīng)。

2.3 吸氣流量變化影響

圖7給出了α=15°時(shí)，CQ變化對(duì)升力系數(shù)增量影響曲線。圖7表明，x/c=0.05時(shí)，CQ大于0.01之后，隨CQ增大，升力增量基本保持不變；x/c=0.2時(shí)，對(duì)應(yīng)較大吸氣流量系數(shù)下，曲線同樣出現(xiàn)了近似平臺(tái)；x/c=0.4時(shí)，當(dāng)CQ大于0.028之后，隨CQ增大升力增量明顯減緩，在CQ大于0.03可能同樣會(huì)出現(xiàn)產(chǎn)生近似平臺(tái)的拐點(diǎn)，但受吸氣裝置能力限制，未開(kāi)展更大吸氣流量的研究；而x/c=0.6、0.8時(shí)，在試驗(yàn)CQ范圍內(nèi)，隨CQ增大，升力增量持續(xù)增加。由此可見(jiàn)，在翼型前緣進(jìn)行流動(dòng)控制時(shí)在較小吸氣流量下即可起到較好的效果；對(duì)應(yīng)不同吸氣流量，流動(dòng)控制最優(yōu)位置不同；對(duì)于薄翼來(lái)說(shuō)，當(dāng)CQ<0.03時(shí)，在x/c=0.4附近位置進(jìn)行流動(dòng)控制可使翼型獲得較大的升力。

圖8給出了α=15°、x/c=0.4條件下，不同CQ時(shí)的PIV試驗(yàn)結(jié)果。圖8表明，只有在大吸氣流量下(CQ=0.0292)才存在完全的氣流再附。但有意思的是，在小流量下，即使氣流沒(méi)有再附，但升力仍有明顯增大。在這些情況下，氣流的分離區(qū)有明顯減小，另外，分離區(qū)的內(nèi)部結(jié)構(gòu)隨著吸氣流量的增大也出現(xiàn)明顯變化，或許這是導(dǎo)致升力增大的主要原因。

3 結(jié) 論

1) 采用吸氣流動(dòng)控制可使薄翼在過(guò)失速條件下達(dá)到較好的增升效果，其最大升力系數(shù)增大近一倍；

2) 吸氣流量變化可導(dǎo)致吸氣流動(dòng)控制最優(yōu)位置變化，對(duì)于較小吸氣流量系數(shù)而言，在翼型前緣進(jìn)行流動(dòng)控制可起到較好的效果；

3) 氣流在翼型表面形成再附并產(chǎn)生大的分離泡是薄翼產(chǎn)生高升力的基礎(chǔ)，這種增升效應(yīng)可歸結(jié)于由分離泡而產(chǎn)生的翼型彎度效應(yīng)。

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Liftenhancementcontrolmethodofthinflat-plateatpoststallanglesofattack

WU Jifei1,2,*,WANG Zhijin3,GURSUL Ismet3

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,China;2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China;3.DepartmentofMechanicalengineering,UniversityofBath,BathBA2 7AY,UK)

An investigation on lift characteristics of thin flat-plate airfoil was conducted in a low speed wind tunnel.The effect of suction on the airfoil surface was studied in this experiment at various locations downstream of the airfoil leading-edge with different suction coefficients.A strain gauge force balance was used to measure the axial force and normal force on the airfoil.A TSI 2D-PIV system was used to measure the velocity field over the airfoil.The free stream velocity is 5 m/s,and the Reynolds number is 6.7×104/m.The results indicate that appropriate suction flow control has the effects of delaying the stall angle of attack by 7° and nearly double enhancing the lift coefficient.When suction is applied near the leading-edge,it may be easier to reattach the flow for smaller suction coefficients.However,for the suction coefficients in a certain range,the lift of the airfoil almost keeps constant with increasing suction coefficient.There is an optimal location for the suction control.A maximum lift coefficient can be generated for suction coefficients less than 3% whenx/cequals to 0.4.

thin flat-plate; flow control; suction; stall; lift enhancement

0258-1825(2017)06-0792-05

V224+.5; V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0068

2015-05-26;

2016-03-20

吳繼飛*(1980-),男，博士，助理研究員，主要研究方向：試驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué).E-mail:kkwjf@126.com

吳繼飛,王志金,GURSUL Ismet.過(guò)失速薄翼增升流動(dòng)控制方法[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):792-796.

10.7638/kqdlxxb-2015.0068 WU J F,WANG Z J,GURSUL I.Lift enhancement control method of thin flat-plate at post stall angles of attack[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):792-796.