楊慧強(qiáng)，許和勇，葉正寅

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)(2.西北工業(yè)大學(xué) 深圳研究院，深圳 518057)

0 引 言

動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象廣泛存在于直升機(jī)旋翼、風(fēng)力機(jī)葉片、機(jī)動(dòng)飛行器、低雷諾數(shù)撲翼和鳥(niǎo)類(lèi)昆蟲(chóng)的繞流中。顧名思義，動(dòng)態(tài)失速是發(fā)生在攻角隨時(shí)間動(dòng)態(tài)變化的升力部件上的失速現(xiàn)象。由于動(dòng)態(tài)效應(yīng)，動(dòng)態(tài)失速的失速攻角一般大于相應(yīng)的靜態(tài)失速攻角，具有增大最大升力的作用。但是，隨之而來(lái)的是升力部件吸力面動(dòng)態(tài)失速渦的產(chǎn)生、移動(dòng)和脫落，形成非常復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，產(chǎn)生很大的阻力和俯仰力矩峰值，給結(jié)構(gòu)帶來(lái)嚴(yán)重的振動(dòng)載荷和穩(wěn)定性問(wèn)題。對(duì)于飛行器來(lái)說(shuō)，動(dòng)態(tài)失速會(huì)極大地限制機(jī)翼或槳葉的氣動(dòng)性能及飛行包線(xiàn)。因此，采用流動(dòng)控制手段對(duì)動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行控制一直是空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一。

按照是否需要外部能量輸入來(lái)分類(lèi)，動(dòng)態(tài)失速控制分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制。被動(dòng)控制方法包括渦流發(fā)生器[1-2]、格尼襟翼[3-4]、固定前緣下垂[3]、固定前緣縫翼[5]、仿生波狀前緣[6]等。其中，組合使用格尼襟翼和固定前緣下垂方法可以起到較佳的控制效果，既可以減小遲滯環(huán)面積，又可以增加升力并減小力矩系數(shù)負(fù)峰值。主動(dòng)控制方法由于其有效性和靈活性一直備受關(guān)注，形成了各種各樣的主動(dòng)控制策略，且均可以達(dá)到不同程度的控制效果，例如后緣偏轉(zhuǎn)舵面[7-11]、動(dòng)態(tài)前緣下垂[12-16]、前緣或表面變形[17-21]、射流型渦流發(fā)生器[22]、表面吹氣[23-24]、合成射流[25-29]、等離子體激勵(lì)[30-32]等。G.C.Zha等[33]于2004年提出了一種新穎的零質(zhì)量組合吹吸氣控制方法——Co-Flow Jet(簡(jiǎn)稱(chēng)CFJ)。該方法在翼型前緣設(shè)計(jì)噴氣口進(jìn)行吹氣，同時(shí)在后緣設(shè)計(jì)吸氣口進(jìn)行等量吸氣，從而達(dá)到零質(zhì)量射流的效果。翼型內(nèi)部的氣泵裝置連接前緣噴氣口和后緣吸氣口，實(shí)現(xiàn)氣源的循環(huán)供給，因而無(wú)需從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣。不同于傳統(tǒng)的基于薄膜振動(dòng)的單孔合成射流方法，該方法形成的射流屬于連續(xù)射流，可以靈活控制射流強(qiáng)度，能夠向外流場(chǎng)中注入更多的能量。此外，前緣噴氣口處于吸力峰附近，壓強(qiáng)比后緣吸氣口低，氣泵所消耗的能量也更小。靜態(tài)翼型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[34]和數(shù)值模擬[35]的結(jié)果表明，CFJ可以大幅增升減阻并增大失速攻角，使得CFJ翼型具有非常優(yōu)異的氣動(dòng)性能。A.Lefebvre等[36]通過(guò)數(shù)值模擬初步研究了CFJ對(duì)旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速的抑制效果，表明CFJ對(duì)不同程度的動(dòng)態(tài)失速均有顯著的抑制效果，但未進(jìn)行更詳細(xì)的參數(shù)影響研究和流動(dòng)分析。國(guó)內(nèi)，劉沛清等[37]最早對(duì)CFJ(論文稱(chēng)CFJ為聯(lián)合射流)的靜態(tài)增升效果進(jìn)行了跟蹤研究；隨后，朱敏等[38]將CFJ(論文稱(chēng)CFJ為協(xié)同射流)應(yīng)用至螺旋槳的增效研究中；Xu H Y等[39]將CFJ應(yīng)用至風(fēng)力機(jī)翼型的流動(dòng)控制中。本文沿用劉沛清等[37]最早對(duì)CFJ的譯法，下文統(tǒng)一稱(chēng)CFJ為聯(lián)合射流。鑒于聯(lián)合射流方法的新穎性和其在流動(dòng)控制中的應(yīng)用前景，有必要進(jìn)一步針對(duì)其動(dòng)態(tài)失速控制開(kāi)展更為深入和詳細(xì)的研究。

本文采用計(jì)算流體力學(xué)方法，對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的聯(lián)合射流控制進(jìn)行研究，主要對(duì)比不同射流動(dòng)量系數(shù)下的動(dòng)態(tài)失速控制效果，并分析在射流關(guān)閉情況下聯(lián)合射流在上翼面的氣流通道對(duì)動(dòng)態(tài)失速特性的影響。

1 計(jì)算方法

1.1 計(jì)算模型和網(wǎng)格

本文以NACA0012翼型為基準(zhǔn)翼型，通過(guò)對(duì)基準(zhǔn)翼型的修形得到相應(yīng)的聯(lián)合射流翼型NACA0012-CFJ，二者輪廓線(xiàn)的對(duì)比如圖1所示。CFJ翼型的前緣噴氣口設(shè)置在距離前緣7%弦長(zhǎng)處，高度為0.45%弦長(zhǎng)，后緣吸氣口設(shè)置在距離前緣85%弦長(zhǎng)處，高度為0.90%弦長(zhǎng)。吸氣口高度為噴氣口高度的2倍，是為了避免等質(zhì)量吸氣時(shí)在吸氣口發(fā)生壅塞。

圖1 NACA0012與NACA0012-CFJ翼型對(duì)比

為了使數(shù)值模擬的噴氣口和吸氣口的氣流更加貼近實(shí)際情況，計(jì)算中保留高壓氣室和低壓氣室。高壓氣室的右端邊界為射流的入流邊界，低壓氣室的左端邊界為射流的出流邊界。此外，為了盡可能保持射流的附壁效應(yīng)，在上翼面設(shè)計(jì)射流通道，通過(guò)將原翼型表面進(jìn)行向下平移和微幅旋轉(zhuǎn)得到。

計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，如圖2所示，在NACA0012基準(zhǔn)翼型輪廓線(xiàn)之外采用常規(guī)的O網(wǎng)格拓?fù)?，在高壓氣室、射流通道、低壓氣室的區(qū)域內(nèi)采用H形網(wǎng)格。為了使噴氣口和吸氣口附近表面網(wǎng)格點(diǎn)過(guò)渡更加光滑，進(jìn)行局部加密。

圖2 NACA0012-CFJ翼型的計(jì)算網(wǎng)格圖

本文主要研究翼型俯仰運(yùn)動(dòng)所引起的動(dòng)態(tài)失速控制。翼型俯仰運(yùn)動(dòng)規(guī)律可描述為

α(t)=α0+αm·sin(ωt)

(1)

式中：α0為平均攻角；αm為攻角振幅；ω為振動(dòng)角頻率。

1.2 數(shù)值模擬方法

流場(chǎng)模擬采用的控制方程為非定常雷諾平均Navier-Stokes方程，湍流模型為一方程Spalart-Allmaras模型[40]。方程采用中心有限體積法離散[41]，其中無(wú)黏通量項(xiàng)采用Roe格式[42]離散和三階MUSCL格式插值[43]，黏性通量項(xiàng)采用二階中心差分格式離散。物理時(shí)間推進(jìn)采用雙時(shí)間方法[44]，偽時(shí)間推進(jìn)采用隱式LU-SGS迭代[45]。為了進(jìn)一步加快計(jì)算收斂速度，采用偽時(shí)間步的當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長(zhǎng)方法以及OpenMP并行計(jì)算技術(shù)[46]。壁面為無(wú)滑移邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件為基于黎曼不變量分析的無(wú)反射條件[47]。高壓氣室的進(jìn)氣邊界采用入流邊界條件，總壓、總溫、入流角給定，入流速度由內(nèi)場(chǎng)插值得到；低壓氣室的出氣邊界采用出流邊界條件，靜壓給定，密度、水平速度和垂直速度均由內(nèi)場(chǎng)插值得到。對(duì)于聯(lián)合射流方法，通常采用射流動(dòng)量系數(shù)來(lái)反映射流強(qiáng)度的大小，其定義為

(2)

在非定常計(jì)算的偽時(shí)間迭代中，每隔一定步數(shù)修正入流邊界的總壓值和出流邊界的靜壓值，以達(dá)到設(shè)定的射流動(dòng)量系數(shù)值并保證入流質(zhì)量流與出流質(zhì)量流相等。

2 結(jié)果與討論

2.1 算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文計(jì)算方法的可靠性，首先對(duì)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行計(jì)算對(duì)比，并進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性和時(shí)間步長(zhǎng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蜖顟B(tài)取自文獻(xiàn)[48]，Ma=0.283，Re=3.45×106，α0=15°，αm= 10°，κ=0.151。計(jì)算域取半徑為50倍弦長(zhǎng)的圓形區(qū)域，生成三套單元數(shù)量不同的網(wǎng)格：稀網(wǎng)格200×100，中等網(wǎng)格300×150，密網(wǎng)格400×200。第一層網(wǎng)格高度均為1×10-5c，附面層內(nèi)網(wǎng)格的增長(zhǎng)比分別為1.20，1.15，1.10。無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)為dt=0.01(以c/V∞無(wú)量綱化)。采用此三套網(wǎng)格計(jì)算得到的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值[48]的對(duì)比情況如圖3所示，可以看出：在翼型上仰過(guò)程的附著流階段，升阻力和力矩的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值均吻合得很好，但是在失速發(fā)生之后，計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值的吻合度有所下降，特別是接近最大攻角時(shí)的峰值存在顯著差別；動(dòng)態(tài)失速發(fā)生以后，流場(chǎng)以大范圍分離渦結(jié)構(gòu)為主導(dǎo)，本文采用的RANS方法對(duì)于分離流動(dòng)模擬存在固有的缺陷，可能是出現(xiàn)上述差異的主要原因；但是，從總體上看，計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值吻合較好。通過(guò)對(duì)比三套網(wǎng)格的計(jì)算值可以看出，三套網(wǎng)格的結(jié)果差異不大，特別是中等網(wǎng)格和密網(wǎng)格之間差別很小，可以認(rèn)為中等網(wǎng)格已經(jīng)基本滿(mǎn)足了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性的要求。此外，通過(guò)對(duì)比dt分別為0.005、0.010、0.015三個(gè)物理時(shí)間步長(zhǎng)的計(jì)算結(jié)果，驗(yàn)證了dt=0.010基本滿(mǎn)足物理時(shí)間步長(zhǎng)的無(wú)關(guān)性要求。因此，下文統(tǒng)一采用中等網(wǎng)格規(guī)模進(jìn)行計(jì)算研究，相應(yīng)的NACA0012-CFJ翼型網(wǎng)格在此NACA0012中等網(wǎng)格基礎(chǔ)上通過(guò)補(bǔ)充射流通道和氣室內(nèi)部的網(wǎng)格而得到，物理時(shí)間步長(zhǎng)均采用dt=0.010。

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 力矩系數(shù)

2.2 射流通道對(duì)動(dòng)態(tài)失速特性的影響

對(duì)于一種主動(dòng)流動(dòng)控制方法，其對(duì)原始外形的改動(dòng)所造成的氣動(dòng)特性影響是評(píng)估該方法可靠性的一個(gè)重要方面。本文的聯(lián)合射流方法在實(shí)施過(guò)程中對(duì)上翼面的外形做了一定改動(dòng)(如圖1所示)，相比于原始翼型，其上翼面流動(dòng)區(qū)域多出了射流通道部分。在聯(lián)合射流系統(tǒng)出現(xiàn)故障或者因其他原因停止工作時(shí)，原射流通道將會(huì)對(duì)繞流產(chǎn)生影響。射流關(guān)閉時(shí)，噴氣口和吸氣口均無(wú)射流通過(guò)，因此可以認(rèn)為噴氣口和吸氣口均為固壁邊界，計(jì)算中不考慮兩個(gè)氣室。翼型的俯仰運(yùn)動(dòng)狀態(tài)與2.1節(jié)相同?；鶞?zhǔn)NACA0012翼型和射流關(guān)閉后的NACA0012-CFJ_jet-off翼型的計(jì)算結(jié)果對(duì)比如圖4所示，可以看出：射流通道的影響主要體現(xiàn)在翼型上仰時(shí)的附著流階段，升力系數(shù)和力矩系數(shù)的絕對(duì)值明顯下降，阻力系數(shù)略有增加；在動(dòng)態(tài)失速發(fā)生之后的分離流階段，射流通道對(duì)氣動(dòng)特性的影響很小。

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 力矩系數(shù)

上仰過(guò)程中瞬時(shí)攻角α=16.71°時(shí)基準(zhǔn)翼型和射流關(guān)閉翼型的流場(chǎng)對(duì)比如圖5所示。

(a) 基準(zhǔn)翼型

(b) 射流關(guān)閉翼型

從上翼面前緣附近流場(chǎng)的放大圖可以看出：基準(zhǔn)翼型前緣附近流動(dòng)附著壁面，流線(xiàn)光滑，而CFJ翼型在噴氣口處的臺(tái)階使得流動(dòng)產(chǎn)生后臺(tái)階流動(dòng)，顯著降低了臺(tái)階后上翼面的平均流速，因此CFJ翼型上翼面的低壓水平下降，導(dǎo)致升力系數(shù)下降。這解釋了圖4(a)中CFJ翼型上仰階段升力曲線(xiàn)有明顯下移量的原因。另外，該臺(tái)階的存在也會(huì)使翼型的分離時(shí)刻有所推遲。

下俯過(guò)程中α=24.14°時(shí)基準(zhǔn)翼型和射流關(guān)閉翼型的流場(chǎng)對(duì)比如圖6所示，可以看出：二者流場(chǎng)差別不大，射流通道的存在并沒(méi)有顯著影響流動(dòng)結(jié)構(gòu)。實(shí)際上，從空氣動(dòng)力學(xué)原理的角度來(lái)看，固壁形狀的微小差異能夠顯著影響附著流狀態(tài)的氣動(dòng)性能，但是對(duì)大范圍分離流動(dòng)的影響很小。對(duì)于發(fā)生了動(dòng)態(tài)失速的下俯階段，翼型背風(fēng)面流動(dòng)從前緣開(kāi)始即已處于大范圍分離狀態(tài)，而射流通道完全處于分離區(qū)，故二者氣動(dòng)特性差異很小。

(a) 基準(zhǔn)翼型

(b) 射流關(guān)閉翼型

2.3 射流動(dòng)量系數(shù)對(duì)動(dòng)態(tài)失速控制的影響

基準(zhǔn)NACA0012翼型和射流打開(kāi)后的NACA0012-CFJ翼型的計(jì)算結(jié)果對(duì)比如圖7所示，可以看出：聯(lián)合射流極大地改善了翼型的動(dòng)態(tài)失速特性，翼型的失速程度和失速后氣流再附著的時(shí)間大幅降低，升力系數(shù)極大提升，阻力系數(shù)也顯著下降，在低攻角階段由于較大的射流反推力甚至出現(xiàn)負(fù)阻力，同時(shí)阻力系數(shù)和力矩系數(shù)的峰值顯著降低，且射流動(dòng)量系數(shù)越大，上述改善效果越明顯。

(a) 升力系數(shù)

(b) 阻力系數(shù)

(c) 力矩系數(shù)

在此計(jì)算狀態(tài)下，翼型從前緣開(kāi)始出現(xiàn)分離，由于聯(lián)合射流從噴氣口高速?lài)姵龅臍饬骷铀倭艘硇蜕媳砻娴牧鲃?dòng)，極大地提高了吸力峰處的流速，而翼型前緣過(guò)高的氣流速度在繞過(guò)相同曲率的前緣時(shí)貼附翼型表面顯得更加困難，因此聯(lián)合射流使此狀態(tài)下的分離提前。且Cμ越大，提前得越多，各翼型上表面前緣出現(xiàn)分離的時(shí)刻以及此時(shí)前緣吸力峰處最大馬赫數(shù)如表1所示，可以看出：在α=16.37°時(shí)，原始翼型的前緣最大馬赫數(shù)為1.22，此時(shí)Cμ=0.10的CFJ翼型的前緣最大馬赫數(shù)高達(dá)1.55，因此它最早出現(xiàn)了分離。類(lèi)似地，每種翼型在出現(xiàn)分離時(shí)的前緣最大馬赫數(shù)相比其他翼型是最高的，過(guò)了該時(shí)刻前緣分離泡逐漸發(fā)展成分離渦，前緣最大馬赫數(shù)均有所下降。

表1 出現(xiàn)分離時(shí)的攻角以及此時(shí)前緣吸力峰處最大馬赫數(shù)對(duì)比

為了深入地研究聯(lián)合射流在此深失速狀態(tài)下的控制機(jī)理，各翼型在上仰時(shí)攻角分別為23.37°、25.00°和下俯時(shí)攻角分別為24.14°、21.71°、20.02°時(shí)的流場(chǎng)圖如圖8所示。雖然RANS模擬出的流場(chǎng)渦只是平均大尺度結(jié)構(gòu)，但對(duì)其非定常脫落過(guò)程進(jìn)行分析仍有助于理解失速特性。

從圖8可以看出：

隨著上仰攻角的增大，各翼型的前緣分離泡逐漸發(fā)展擴(kuò)大成分離渦①，如圖8(a)所示，帶標(biāo)號(hào)的渦均是指時(shí)間渦。此時(shí)α=23.37°，可以看出：此時(shí)的Cμ越大，射流對(duì)分離渦的控制力度越大，使其向后緣發(fā)展的程度也更明顯。

在上仰至最大攻角α=25.00°時(shí)，如圖8(b)所示，翼型均失速，只是失速程度有所不同。此時(shí)CFJ翼型的流場(chǎng)也比原始翼型的稍復(fù)雜，相比原始翼型正在脫落的順時(shí)針渦①，Cμ=0.06的CFJ翼型的順時(shí)針渦①已經(jīng)完全脫落，Cμ=0.08的CFJ翼型的順時(shí)針渦①不僅完全脫落，且已在逆時(shí)針渦②的前面形成了新的順時(shí)針渦③，Cμ=0.10的CFJ翼型的順時(shí)針渦①也已經(jīng)完全脫落，且由于較強(qiáng)的射流將新形成的順時(shí)針渦③擠壓在逆時(shí)針渦②前面發(fā)展演變，渦的整體位置也更加靠后。

下俯至α=24.14°時(shí)，如圖8(c)所示，原始翼型的升力系數(shù)跌至最低點(diǎn)附近，此時(shí)CFJ翼型的升力系數(shù)已到達(dá)最低點(diǎn)后的峰值點(diǎn)附近，且射流動(dòng)量系數(shù)越大，該峰值點(diǎn)越大，升力系數(shù)從最低點(diǎn)陡增到該峰值點(diǎn)的時(shí)間也越短。此時(shí)原始翼型原來(lái)的順時(shí)針渦①已經(jīng)脫落，原來(lái)的逆時(shí)針渦②也即將脫落，新形成的順時(shí)針渦③向后緣運(yùn)動(dòng)的同時(shí)逐漸與前緣一系列小渦合并。與原始翼型相比，CFJ翼型的順時(shí)針渦③都已運(yùn)動(dòng)到尾緣，Cμ=0.10的CFJ翼型的順時(shí)針渦③更是已經(jīng)脫落，并且所有CFJ翼型的尾緣處又出現(xiàn)新的逆時(shí)針渦④，射流強(qiáng)度越大，該渦的發(fā)展越快，同時(shí)噴氣口附近的一系列小渦擴(kuò)散得也更快。

下俯至α=21.71°時(shí)，如圖8(d)所示，Cμ=0.10的CFJ翼型上表面的所有渦均已脫落完畢，流動(dòng)基本變?yōu)楦街?，升力系?shù)從陡增峰值點(diǎn)降到新的極值點(diǎn)；Cμ=0.06和Cμ=0.08的CFJ翼型的升力系數(shù)還未降到新極值點(diǎn)，原來(lái)的順時(shí)針渦③進(jìn)一步發(fā)展擴(kuò)大，且原來(lái)的逆時(shí)針渦④已經(jīng)脫落形成新的逆時(shí)針渦⑤；而此時(shí)原始翼型原來(lái)的順時(shí)針渦③才開(kāi)始脫落，并開(kāi)始形成新的逆時(shí)針渦④。

下俯至α=20.02°時(shí)，如圖8(e)所示，Cμ=0.08的CFJ翼型上表面的所有渦基本快要脫落完畢，只剩下最后一個(gè)剛開(kāi)始脫落的逆時(shí)針渦⑤，流動(dòng)開(kāi)始逐漸轉(zhuǎn)為附著流，升力系數(shù)也從陡增峰值點(diǎn)降到了新的極值點(diǎn)，而此時(shí)Cμ=0.06的CFJ翼型雖然也完成了順時(shí)針渦③的脫落并剩下一個(gè)尚未脫落的逆時(shí)針渦⑤，但它的升力系數(shù)還未降到新的極值點(diǎn)，還會(huì)繼續(xù)形成新的順時(shí)針渦。此時(shí)原始翼型的流場(chǎng)較上一個(gè)狀態(tài)無(wú)太大變化，只是渦的尺度隨著運(yùn)動(dòng)略微變大。

此后Cμ=0.06的CFJ翼型上表面的逆時(shí)針渦⑤脫落以后形成新的順時(shí)針渦⑥，待該渦脫落以后流動(dòng)逐漸轉(zhuǎn)為附著流，當(dāng)所有CFJ翼型上表面的渦都脫落完畢時(shí)，原始翼型的順時(shí)針渦③和逆時(shí)針渦④還一直保持緩慢脫落，待順時(shí)針渦③先脫落后還會(huì)再形成最后一個(gè)新的順時(shí)針渦⑤，待該渦脫落以后流動(dòng)約在α=9°左右也轉(zhuǎn)為附著流。

綜合整個(gè)俯仰過(guò)程，可以看出，聯(lián)合射流在深失速狀態(tài)下對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速有著很好的控制效果。雖然它提前誘導(dǎo)了前緣分離泡的出現(xiàn)，但也加速了翼型上表面分離渦的運(yùn)動(dòng)和脫落，對(duì)比不同時(shí)刻的流場(chǎng)圖可以明顯看到CFJ翼型上表面失速渦的脫落頻率要比原始翼型快得多，使得CFJ翼型在失速后能更快地達(dá)到陡增峰值點(diǎn)，縮短整個(gè)失速周期，更快地恢復(fù)到附著流狀態(tài)，且射流強(qiáng)度越大，該效果越明顯。

(a1) 基準(zhǔn)翼型 (a2)Cμ=0.06 (a3)Cμ=0.08 (a4)Cμ=0.10

(a)α=23.37°，上仰

(b1) 基準(zhǔn)翼型 (b2)Cμ=0.06 (b3)Cμ=0.08 (b4)Cμ=0.10

(b)α=25°，最大攻角

(c1) 基準(zhǔn)翼型 (c2)Cμ=0.06 (c3)Cμ=0.08 (c4)Cμ=0.10

(c)α=24.14°，下俯

(d1) 基準(zhǔn)翼型 (d2)Cμ=0.06 (d3)Cμ=0.08 (d4)Cμ=0.10

(d)α=21.71°，下俯

(e1) 基準(zhǔn)翼型 (e2)Cμ=0.06 (e3)Cμ=0.08 (e4)Cμ=0.10

(e)α=20.02°，下俯

圖8 俯仰過(guò)程中不同時(shí)刻的流場(chǎng)對(duì)比

Fig.8 Comparison of flow fields at different AoAs during pitching process

兩個(gè)時(shí)刻各翼型的壓強(qiáng)系數(shù)分布曲線(xiàn)如圖9所示。

(a) α=23.37°，上仰

(b) α=21.71°，下俯

從圖9可以看出：由于射流的作用翼型前緣吸力峰附近有更強(qiáng)的低壓區(qū)，在上仰α=23.37°時(shí)，壓強(qiáng)系數(shù)波動(dòng)較大的區(qū)間即為分離渦所在的位置，顯然較大Cμ的分離渦要更加靠近后緣；在下俯階段，隨著攻角的減小與失速渦的不斷脫落，翼型壓強(qiáng)系數(shù)分布的區(qū)別也越來(lái)越小。

力矩回線(xiàn)之間的面積是一個(gè)氣動(dòng)阻尼指標(biāo)，回線(xiàn)的走向確定系統(tǒng)是正阻尼(逆時(shí)針)還是負(fù)阻尼(順時(shí)針)。而阻尼指標(biāo)直接關(guān)系到系統(tǒng)的穩(wěn)定性，當(dāng)負(fù)的氣動(dòng)阻尼(即力矩系數(shù)遲滯閉環(huán)中順時(shí)針部分所包含的區(qū)域)在整個(gè)振蕩周期中超過(guò)正的氣動(dòng)阻尼時(shí)，翼型會(huì)失去穩(wěn)定性而引起失速顫振，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的疲勞損傷和系統(tǒng)失穩(wěn)。因此動(dòng)態(tài)失速控制的主要目標(biāo)是：既要保持動(dòng)態(tài)失速能使最大升力增加的優(yōu)勢(shì)，同時(shí)又要大幅降低阻力、負(fù)的俯仰力矩峰值以及負(fù)的氣動(dòng)阻尼[49-50]。一個(gè)俯仰周期內(nèi)升力系數(shù)峰值的變化情況如表2所示，可以看出：在此深失速狀態(tài)下，施加聯(lián)合射流控制以后，最大升力系數(shù)有不同程度的提高，最大阻力系數(shù)和力矩負(fù)峰得到不同程度的降低，且射流動(dòng)量系數(shù)越大，降低的程度也越大。同時(shí)，從圖7(c)可以看出：原始翼型在上仰和下俯時(shí)的力矩曲線(xiàn)發(fā)生交疊，出現(xiàn)了一定區(qū)域的負(fù)阻尼，而CFJ翼型則均未出現(xiàn)負(fù)阻尼，整個(gè)回線(xiàn)均為正的氣動(dòng)阻尼。

表2 一個(gè)振蕩周期內(nèi)氣動(dòng)力系數(shù)峰值的變化

3 結(jié) 論

(1) 在聯(lián)合射流關(guān)閉的情況下，射流通道對(duì)動(dòng)態(tài)失速特性有一定影響，主要體現(xiàn)在翼型上仰時(shí)的附著流階段，而對(duì)處于失速分離階段的氣動(dòng)特性影響很小。

(2) 在打開(kāi)聯(lián)合射流的情況下，動(dòng)態(tài)失速特性得到了極大的改善，升阻力系數(shù)遲滯環(huán)和力矩系數(shù)遲滯環(huán)的面積均顯著減小，升力系數(shù)大幅提高，阻力系數(shù)顯著減小，且阻力系數(shù)和力矩系數(shù)曲線(xiàn)的峰值顯著減小。此外，聯(lián)合射流可以完全消除基準(zhǔn)翼型力矩系數(shù)曲線(xiàn)所反映出的負(fù)阻尼區(qū)域，使得整個(gè)俯仰周期內(nèi)力矩系數(shù)曲線(xiàn)均表現(xiàn)為正阻尼。

(3) 聯(lián)合射流方法對(duì)于翼型動(dòng)態(tài)失速問(wèn)題具有很好的控制效果和應(yīng)用前景。