基于聯合射流的翼型動態(tài)失速流動控制研究

楊慧強，許和勇，葉正寅

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

0 引 言

動態(tài)失速現象廣泛存在于直升機旋翼、風力機葉片、機動飛行器、低雷諾數撲翼和鳥類昆蟲的繞流中。顧名思義，動態(tài)失速是發(fā)生在攻角隨時間動態(tài)變化的升力部件上的失速現象。由于動態(tài)效應，動態(tài)失速的失速攻角一般大于相應的靜態(tài)失速攻角，具有增大最大升力的作用。但是，隨之而來的是升力部件吸力面動態(tài)失速渦的產生、移動和脫落，形成非常復雜的流動現象，產生很大的阻力和俯仰力矩峰值，給結構帶來嚴重的振動載荷和穩(wěn)定性問題。對于飛行器來說，動態(tài)失速會極大地限制機翼或槳葉的氣動性能及飛行包線。因此，采用流動控制手段對動態(tài)失速進行控制一直是空氣動力學領域的研究熱點之一。

按照是否需要外部能量輸入來分類，動態(tài)失速控制分為被動控制和主動控制。被動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負峰值。主動控制方法由于其有效性和靈活性一直備受關注，形成了各種各樣的主動控制策略，且均可以達到不同程度的控制效果，例如后緣偏轉舵面[7-11]、動態(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[30-32]等。G.C.Zha等[33]于2004年提出了一種新穎的零質量組合吹吸氣控制方法——Co-Flow Jet(簡稱CFJ)。該方法在翼型前緣設計噴氣口進行吹氣，同時在后緣設計吸氣口進行等量吸氣，從而達到零質量射流的效果。翼型內部的氣泵裝置連接前緣噴氣口和后緣吸氣口，實現氣源的循環(huán)供給，因而無需從發(fā)動機引氣。不同于傳統(tǒng)的基于薄膜振動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度，能夠向外流場中注入更多的能量。此外，前緣噴氣口處于吸力峰附近，壓強比后緣吸氣口低，氣泵所消耗的能量也更小。靜態(tài)翼型的風洞實驗[34]和數值模擬[35]的結果表明，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)異的氣動性能。A.Lefebvre等[36]通過數值模擬初步研究了CFJ對旋翼翼型動態(tài)失速的抑制效果，表明CFJ對不同程度的動態(tài)失速均有顯著的抑制效果，但未進行更詳細的參數影響研究和流動分析。國內，劉沛清等[37]最早對CFJ(論文稱CFJ為聯合射流)的靜態(tài)增升效果進行了跟蹤研究；隨后，朱敏等[38]將CFJ(論文稱CFJ為協(xié)同射流)應用至螺旋槳的增效研究中；Xu H Y等[39]將CFJ應用至風力機翼型的流動控制中。本文沿用劉沛清等[37]最早對CFJ的譯法，下文統(tǒng)一稱CFJ為聯合射流。鑒于聯合射流方法的新穎性和其在流動控制中的應用前景，有必要進一步針對其動態(tài)失速控制開展更為深入和詳細的研究。

本文采用計算流體力學方法，對翼型動態(tài)失速的聯合射流控制進行研究，主要對比不同射流動量系數下的動態(tài)失速控制效果，并分析在射流關閉情況下聯合射流在上翼面的氣流通道對動態(tài)失速特性的影響。

1 計算方法

1.1 計算模型和網格

本文以NACA0012翼型為基準翼型，通過對基準翼型的修形得到相應的聯合射流翼型NACA0012-CFJ，二者輪廓線的對比如圖1所示。CFJ翼型的前緣噴氣口設置在距離前緣7%弦長處，高度為0.45%弦長，后緣吸氣口設置在距離前緣85%弦長處，高度為0.90%弦長。吸氣口高度為噴氣口高度的2倍，是為了避免等質量吸氣時在吸氣口發(fā)生壅塞。

圖1 NACA0012與NACA0012-CFJ翼型對比

為了使數值模擬的噴氣口和吸氣口的氣流更加貼近實際情況，計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，在上翼面設計射流通道，通過將原翼型表面進行向下平移和微幅旋轉得到。

計算網格采用結構化網格，如圖2所示，在NACA0012基準翼型輪廓線之外采用常規(guī)的O網格拓撲，在高壓氣室、射流通道、低壓氣室的區(qū)域內采用H形網格。為了使噴氣口和吸氣口附近表面網格點過渡更加光滑，進行局部加密。

圖2 NACA0012-CFJ翼型的計算網格圖

本文主要研究翼型俯仰運動所引起的動態(tài)失速控制。翼型俯仰運動規(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為振動角頻率。

1.2 數值模擬方法

流場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]，其中無黏通量項采用Roe格式[42]離散和三階MUSCL格式插值[43]，黏性通量項采用二階中心差分格式離散。物理時間推進采用雙時間方法[44]，偽時間推進采用隱式LU-SGS迭代[45]。為了進一步加快計算收斂速度，采用偽時間步的當地時間步長方法以及OpenMP并行計算技術[46]。壁面為無滑移邊界條件，遠場邊界條件為基于黎曼不變量分析的無反射條件[47]。高壓氣室的進氣邊界采用入流邊界條件，總壓、總溫、入流角給定，入流速度由內場插值得到；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場插值得到。對于聯合射流方法，通常采用射流動量系數來反映射流強度的大小，其定義為

(2)

在非定常計算的偽時間迭代中，每隔一定步數修正入流邊界的總壓值和出流邊界的靜壓值，以達到設定的射流動量系數值并保證入流質量流與出流質量流相等。

2 結果與討論

2.1 算例驗證

為了驗證本文計算方法的可靠性，首先對實驗模型進行計算對比，并進行網格無關性和時間步長無關性驗證。實驗模型和狀態(tài)取自文獻[48]，Ma=0.283，Re=3.45×106，α0=15°，αm= 10°，κ=0.151。計算域取半徑為50倍弦長的圓形區(qū)域，生成三套單元數量不同的網格：稀網格200×100，中等網格300×150，密網格400×200。第一層網格高度均為1×10-5c，附面層內網格的增長比分別為1.20，1.15，1.10。無量綱時間步長為dt=0.01(以c/V∞無量綱化)。采用此三套網格計算得到的結果與實驗值[48]的對比情況如圖3所示，可以看出：在翼型上仰過程的附著流階段，升阻力和力矩的計算值與實驗值均吻合得很好，但是在失速發(fā)生之后，計算值和實驗值的吻合度有所下降，特別是接近最大攻角時的峰值存在顯著差別；動態(tài)失速發(fā)生以后，流場以大范圍分離渦結構為主導，本文采用的RANS方法對于分離流動模擬存在固有的缺陷，可能是出現上述差異的主要原因；但是，從總體上看，計算值和實驗值吻合較好。通過對比三套網格的計算值可以看出，三套網格的結果差異不大，特別是中等網格和密網格之間差別很小，可以認為中等網格已經基本滿足了網格無關性的要求。此外，通過對比dt分別為0.005、0.010、0.015三個物理時間步長的計算結果，驗證了dt=0.010基本滿足物理時間步長的無關性要求。因此，下文統(tǒng)一采用中等網格規(guī)模進行計算研究，相應的NACA0012-CFJ翼型網格在此NACA0012中等網格基礎上通過補充射流通道和氣室內部的網格而得到，物理時間步長均采用dt=0.010。

(a) 升力系數

(b) 阻力系數

(c) 力矩系數

2.2 射流通道對動態(tài)失速特性的影響

對于一種主動流動控制方法，其對原始外形的改動所造成的氣動特性影響是評估該方法可靠性的一個重要方面。本文的聯合射流方法在實施過程中對上翼面的外形做了一定改動(如圖1所示)，相比于原始翼型，其上翼面流動區(qū)域多出了射流通道部分。在聯合射流系統(tǒng)出現故障或者因其他原因停止工作時，原射流通道將會對繞流產生影響。射流關閉時，噴氣口和吸氣口均無射流通過，因此可以認為噴氣口和吸氣口均為固壁邊界，計算中不考慮兩個氣室。翼型的俯仰運動狀態(tài)與2.1節(jié)相同?；鶞蔔ACA0012翼型和射流關閉后的NACA0012-CFJ_jet-off翼型的計算結果對比如圖4所示，可以看出：射流通道的影響主要體現在翼型上仰時的附著流階段，升力系數和力矩系數的絕對值明顯下降，阻力系數略有增加；在動態(tài)失速發(fā)生之后的分離流階段，射流通道對氣動特性的影響很小。

(a) 升力系數

(b) 阻力系數

(c) 力矩系數

上仰過程中瞬時攻角α=16.71°時基準翼型和射流關閉翼型的流場對比如圖5所示。

(a) 基準翼型

(b) 射流關閉翼型

從上翼面前緣附近流場的放大圖可以看出：基準翼型前緣附近流動附著壁面，流線光滑，而CFJ翼型在噴氣口處的臺階使得流動產生后臺階流動，顯著降低了臺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，導致升力系數下降。這解釋了圖4(a)中CFJ翼型上仰階段升力曲線有明顯下移量的原因。另外，該臺階的存在也會使翼型的分離時刻有所推遲。

下俯過程中α=24.14°時基準翼型和射流關閉翼型的流場對比如圖6所示，可以看出：二者流場差別不大，射流通道的存在并沒有顯著影響流動結構。實際上，從空氣動力學原理的角度來看，固壁形狀的微小差異能夠顯著影響附著流狀態(tài)的氣動性能，但是對大范圍分離流動的影響很小。對于發(fā)生了動態(tài)失速的下俯階段，翼型背風面流動從前緣開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)，故二者氣動特性差異很小。

(a) 基準翼型

(b) 射流關閉翼型

2.3 射流動量系數對動態(tài)失速控制的影響

基準NACA0012翼型和射流打開后的NACA0012-CFJ翼型的計算結果對比如圖7所示，可以看出：聯合射流極大地改善了翼型的動態(tài)失速特性，翼型的失速程度和失速后氣流再附著的時間大幅降低，升力系數極大提升，阻力系數也顯著下降，在低攻角階段由于較大的射流反推力甚至出現負阻力，同時阻力系數和力矩系數的峰值顯著降低，且射流動量系數越大，上述改善效果越明顯。

(a) 升力系數

(b) 阻力系數

(c) 力矩系數

在此計算狀態(tài)下，翼型從前緣開始出現分離，由于聯合射流從噴氣口高速噴出的氣流加速了翼型上表面的流動，極大地提高了吸力峰處的流速，而翼型前緣過高的氣流速度在繞過相同曲率的前緣時貼附翼型表面顯得更加困難，因此聯合射流使此狀態(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分離的時刻以及此時前緣吸力峰處最大馬赫數如表1所示，可以看出：在α=16.37°時，原始翼型的前緣最大馬赫數為1.22，此時Cμ=0.10的CFJ翼型的前緣最大馬赫數高達1.55，因此它最早出現了分離。類似地，每種翼型在出現分離時的前緣最大馬赫數相比其他翼型是最高的，過了該時刻前緣分離泡逐漸發(fā)展成分離渦，前緣最大馬赫數均有所下降。

表1 出現分離時的攻角以及此時前緣吸力峰處最大馬赫數對比

為了深入地研究聯合射流在此深失速狀態(tài)下的控制機理，各翼型在上仰時攻角分別為23.37°、25.00°和下俯時攻角分別為24.14°、21.71°、20.02°時的流場圖如圖8所示。雖然RANS模擬出的流場渦只是平均大尺度結構，但對其非定常脫落過程進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)展擴大成分離渦①，如圖8(a)所示，帶標號的渦均是指時間渦。此時α=23.37°，可以看出：此時的Cμ越大，射流對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，如圖8(b)所示，翼型均失速，只是失速程度有所不同。此時CFJ翼型的流場也比原始翼型的稍復雜，相比原始翼型正在脫落的順時針渦①，Cμ=0.06的CFJ翼型的順時針渦①已經完全脫落，Cμ=0.08的CFJ翼型的順時針渦①不僅完全脫落，且已在逆時針渦②的前面形成了新的順時針渦③，Cμ=0.10的CFJ翼型的順時針渦①也已經完全脫落，且由于較強的射流將新形成的順時針渦③擠壓在逆時針渦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，如圖8(c)所示，原始翼型的升力系數跌至最低點附近，此時CFJ翼型的升力系數已到達最低點后的峰值點附近，且射流動量系數越大，該峰值點越大，升力系數從最低點陡增到該峰值點的時間也越短。此時原始翼型原來的順時針渦①已經脫落，原來的逆時針渦②也即將脫落，新形成的順時針渦③向后緣運動的同時逐漸與前緣一系列小渦合并。與原始翼型相比，CFJ翼型的順時針渦③都已運動到尾緣，Cμ=0.10的CFJ翼型的順時針渦③更是已經脫落，并且所有CFJ翼型的尾緣處又出現新的逆時針渦④，射流強度越大，該渦的發(fā)展越快，同時噴氣口附近的一系列小渦擴散得也更快。

下俯至α=21.71°時，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，流動基本變?yōu)楦街?，升力系數從陡增峰值點降到新的極值點；Cμ=0.06和Cμ=0.08的CFJ翼型的升力系數還未降到新極值點，原來的順時針渦③進一步發(fā)展擴大，且原來的逆時針渦④已經脫落形成新的逆時針渦⑤；而此時原始翼型原來的順時針渦③才開始脫落，并開始形成新的逆時針渦④。

下俯至α=20.02°時，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，只剩下最后一個剛開始脫落的逆時針渦⑤，流動開始逐漸轉為附著流，升力系數也從陡增峰值點降到了新的極值點，而此時Cμ=0.06的CFJ翼型雖然也完成了順時針渦③的脫落并剩下一個尚未脫落的逆時針渦⑤，但它的升力系數還未降到新的極值點，還會繼續(xù)形成新的順時針渦。此時原始翼型的流場較上一個狀態(tài)無太大變化，只是渦的尺度隨著運動略微變大。

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

綜合整個俯仰過程，可以看出，聯合射流在深失速狀態(tài)下對翼型動態(tài)失速有著很好的控制效果。雖然它提前誘導了前緣分離泡的出現，但也加速了翼型上表面分離渦的運動和脫落，對比不同時刻的流場圖可以明顯看到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到陡增峰值點，縮短整個失速周期，更快地恢復到附著流狀態(tài)，且射流強度越大，該效果越明顯。

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

(a)α=23.37°，上仰

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

(b)α=25°，最大攻角

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

(c)α=24.14°，下俯

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

(d)α=21.71°，下俯

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

(e)α=20.02°，下俯

圖8 俯仰過程中不同時刻的流場對比

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

兩個時刻各翼型的壓強系數分布曲線如圖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的低壓區(qū)，在上仰α=23.37°時，壓強系數波動較大的區(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，翼型壓強系數分布的區(qū)別也越來越小。

力矩回線之間的面積是一個氣動阻尼指標，回線的走向確定系統(tǒng)是正阻尼(逆時針)還是負阻尼(順時針)。而阻尼指標直接關系到系統(tǒng)的穩(wěn)定性，當負的氣動阻尼(即力矩系數遲滯閉環(huán)中順時針部分所包含的區(qū)域)在整個振蕩周期中超過正的氣動阻尼時，翼型會失去穩(wěn)定性而引起失速顫振，從而導致結構的疲勞損傷和系統(tǒng)失穩(wěn)。因此動態(tài)失速控制的主要目標是：既要保持動態(tài)失速能使最大升力增加的優(yōu)勢，同時又要大幅降低阻力、負的俯仰力矩峰值以及負的氣動阻尼[49-50]。一個俯仰周期內升力系數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，施加聯合射流控制以后，最大升力系數有不同程度的提高，最大阻力系數和力矩負峰得到不同程度的降低，且射流動量系數越大，降低的程度也越大。同時，從圖7(c)可以看出：原始翼型在上仰和下俯時的力矩曲線發(fā)生交疊，出現了一定區(qū)域的負阻尼，而CFJ翼型則均未出現負阻尼，整個回線均為正的氣動阻尼。

表2 一個振蕩周期內氣動力系數峰值的變化

3 結 論

(1) 在聯合射流關閉的情況下，射流通道對動態(tài)失速特性有一定影響，主要體現在翼型上仰時的附著流階段，而對處于失速分離階段的氣動特性影響很小。

(2) 在打開聯合射流的情況下，動態(tài)失速特性得到了極大的改善，升阻力系數遲滯環(huán)和力矩系數遲滯環(huán)的面積均顯著減小，升力系數大幅提高，阻力系數顯著減小，且阻力系數和力矩系數曲線的峰值顯著減小。此外，聯合射流可以完全消除基準翼型力矩系數曲線所反映出的負阻尼區(qū)域，使得整個俯仰周期內力矩系數曲線均表現為正阻尼。

(3) 聯合射流方法對于翼型動態(tài)失速問題具有很好的控制效果和應用前景。