前緣附近微小板對(duì)S809 翼型氣動(dòng)性能的影響

許勝焱, 許 斌, 黃典貴

（上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093）

隨著全球化石燃料的大量消耗和環(huán)境問題的日益增加，核能、風(fēng)能和地?zé)崮艿雀鞣N新能源已成為各國(guó)關(guān)注的熱點(diǎn)[1]。風(fēng)能是一種低成本與可再生的清潔能源，風(fēng)能利用是通過風(fēng)力機(jī)將風(fēng)的動(dòng)能轉(zhuǎn)換為機(jī)械能、電能和熱能等。葉片氣動(dòng)性能的研究是風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵，葉片最基本的元素是翼型，翼型氣動(dòng)性能直接決定風(fēng)輪葉片性能，進(jìn)而影響風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率。因此，翼型升阻比是決定風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率的關(guān)鍵因素。但是，在大來(lái)流攻角下，翼型繞流表面曲率大，尾緣附近逆壓梯度大，翼型表面流體脫離吸力面，形成層流分離泡或發(fā)展成逐漸向尾緣脫落的分離渦，最終導(dǎo)致翼型氣動(dòng)性能降低，嚴(yán)重影響風(fēng)能利用率。翼型吸力面流場(chǎng)參數(shù)波動(dòng)大，葉片易發(fā)生結(jié)構(gòu)疲勞而導(dǎo)致壽命縮短或引發(fā)安全問題。因此，翼型繞流的分離控制一直受到關(guān)注。

翼型在深失速后，吸力面上方存在大分離區(qū)，分離點(diǎn)在翼型前緣附近位置，分離渦向尾緣脫落時(shí)逐漸變大，形成前緣失速（leading-edge stall）現(xiàn)象。對(duì)于翼型流動(dòng)分離引起失速的問題，目前主要采用流動(dòng)控制手段進(jìn)行緩解或抑制。流動(dòng)控制方法主要分為被動(dòng)控制和主動(dòng)控制。被動(dòng)控制的方法主要是通過附加機(jī)械結(jié)構(gòu)，不需要能量的注入。例如，在邊界層加肋、開槽等。以Gurney 襟翼為代表的被動(dòng)型流動(dòng)控制技術(shù)在水平軸風(fēng)力機(jī)中得到廣泛應(yīng)用與發(fā)展[2-3]。主動(dòng)控制方法需要注入能量，通過控制能量輸入實(shí)現(xiàn)流動(dòng)控制。例如，合成射流（synthetic jet）是一種由激勵(lì)器交替吹吸周圍流體而產(chǎn)生的非連續(xù)零質(zhì)量射流。Maldonado等[4]通過在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)使用合成射流器，探討合成射流對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)在合成射流器的作用下，葉片動(dòng)態(tài)失速振動(dòng)減少且翼型升力系數(shù)大大提高。

目前在翼型上加肋、開槽和射流口都是直接開在翼型吸力面上，雖然尺寸很小，但還是會(huì)影響原始經(jīng)典翼型的幾何外形。Wang 等[5]對(duì)翼型前緣加小圓柱的流動(dòng)分離控制方法進(jìn)行了研究，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，該控制方法可以有效地運(yùn)用在風(fēng)力機(jī)上，提高風(fēng)力機(jī)的風(fēng)能利用率。徐帥等[6]將翼型前緣加裝微小圓柱的方法應(yīng)用于S809 翼型，結(jié)果表明，振動(dòng)小圓柱在合適的控制參數(shù)下能提高翼型的氣動(dòng)性能。Zhou 等[7]和Shi 等[8]對(duì)微小結(jié)構(gòu)控制流場(chǎng)進(jìn)行研究，結(jié)果表明，微小結(jié)構(gòu)可以有效控制流場(chǎng)流動(dòng)。這些研究都是在翼型前緣附近設(shè)置離體結(jié)構(gòu)，從而有效控制流場(chǎng)的流動(dòng)分離，同時(shí)減小對(duì)原始翼型幾何形狀的影響，改造較為簡(jiǎn)單，經(jīng)濟(jì)實(shí)用，通用性強(qiáng)。為此，本文采用一種在葉片前緣附近設(shè)置微小板的流動(dòng)控制方法，相對(duì)于文獻(xiàn)[5-6, 8]，加設(shè)微小板如同擾流板，利用微小板產(chǎn)生誘導(dǎo)渦改善翼型的流場(chǎng)特征。相對(duì)于Zhou 等[7]，振動(dòng)的微小板對(duì)翼型流場(chǎng)的擾動(dòng)更劇烈，本文探討其抑制翼型表面流動(dòng)分離的可能性。同時(shí)分析微小板的位置、尺寸和振動(dòng)參數(shù)對(duì)S809 翼型氣動(dòng)性能的影響。

1 模型驗(yàn)證

參考Shi 等[8]的計(jì)算模型，在FLUNENT 軟件中選用κ-ωShear Stress Transfer 湍流模型，κ為湍動(dòng)能，ε為比耗散率。采用二階精度計(jì)算，速度入口，來(lái)流馬赫數(shù)為0.084 193，壓力出口邊界條件，翼型及微小板邊界設(shè)置無(wú)滑移壁面，Y+為壁面率，Y+約為1，網(wǎng)格量約為18 萬(wàn)，翼型第一層網(wǎng)格高度為2.33×10-5，翼型弦長(zhǎng)c=0.5 m。圖1 為葉片與微小板的位置關(guān)系示意圖。圖2 為計(jì)算域拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)圖，計(jì)算域A 區(qū)為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，最大區(qū)域半徑為50 倍翼型弦長(zhǎng)，B 區(qū)為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，最大區(qū)域半徑為2.4c，微小板附近區(qū)域C 及葉片附近區(qū)域D 均為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。圖3 為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格交界處示意圖。

圖1 葉片及微小板位置關(guān)系示意圖Fig.1 Coordinate diagram of the relative position between the blade and tiny sheet

為了驗(yàn)證本文數(shù)值模擬結(jié)果的可靠性，在雷諾數(shù)Re=1×106下模擬單個(gè)S809 翼型的升阻力系數(shù)隨攻角的變化情況，并與Hand 等[9]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較，結(jié)果如圖4 所示。CL，CD分別為升力系數(shù)和阻力系數(shù)。本文模擬的升阻力系數(shù)及變化趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)值較為吻合，所采用的模擬方法和模型滿足本文計(jì)算要求。

圖4 本文的模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)的對(duì)比Fig.4 Comparison between the results of simulation and experiments

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 靜止微小板對(duì)流場(chǎng)影響分析

微小板板厚為翼型弦長(zhǎng)的千分之一，研究靜止微小板長(zhǎng)度L和擺放位置（X，Y）對(duì)S809 翼型氣動(dòng)性能的影響。為了方便表達(dá)，L=0.005c表示微小板板長(zhǎng)L為翼型弦長(zhǎng)的0.5%；（X，Y）=（-2，4）表示微小板幾何中心位置距翼型前緣點(diǎn)的水平距離為0.02c，垂直距離為0.04c。

2.1.1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

當(dāng)微小板L=0.02c在（0，8）時(shí)，設(shè)置4 套網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)，計(jì)算設(shè)置與單個(gè)翼型數(shù)值模擬設(shè)置一樣，仿真模擬達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，得出的結(jié)果如表1 所示。

由表1 可知，網(wǎng)格數(shù)量對(duì)仿真模擬結(jié)果具有一定的影響，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量超過18 萬(wàn)時(shí)，模擬結(jié)果變化差異不大，即網(wǎng)格數(shù)量增大到一定程度后計(jì)算結(jié)果趨于穩(wěn)定。綜合考慮計(jì)算時(shí)間與仿真誤差，可以近似認(rèn)為第三套35 萬(wàn)的網(wǎng)格數(shù)量可滿足網(wǎng)格數(shù)量的無(wú)關(guān)性要求，故選擇第三套網(wǎng)格數(shù)量作為模擬計(jì)算的網(wǎng)格量。

表1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果Tab.1 Results of the grid independence verification

2.1.2 結(jié)果分析

圖5 是在22°攻角下，4 種不同板長(zhǎng)的靜止微小板在相同位置下翼型升阻比的變化規(guī)律。圖中橫坐標(biāo)為微小板中心與前緣點(diǎn)的垂直距離Y，圖例0.005c等表示板長(zhǎng)L。

圖5（a）中靜止微小板的中心位置橫坐標(biāo)X=-4，當(dāng)板長(zhǎng)為0.005c或0.01c時(shí)，微小板尺寸較小，距離翼型前緣位置較遠(yuǎn)，靜止板對(duì)翼型吸力面的流體流動(dòng)影響小，升阻比變化不大；增大板長(zhǎng)為0.02c或0.03c時(shí)，微小板對(duì)流場(chǎng)控制效果明顯，翼型升阻比隨Y的增加均先增大后減小，Y=6～11 范圍內(nèi)翼型的升阻比較大，Y=9 時(shí)獲得最佳升阻比，比原始翼型提升了1 倍；Y值繼續(xù)增大，即板在Y方向逐漸遠(yuǎn)離翼型，微小板對(duì)吸力面流場(chǎng)流動(dòng)控制能力越來(lái)越小，翼型升阻比迅速下降。圖5（b）中微小板位置在X方向增大至X=-2，板長(zhǎng)為0.005c或0.01c的微小板對(duì)翼型吸力面流體流動(dòng)的影響增大，板長(zhǎng)為0.005c的翼型升阻比隨Y的增大而減小，板長(zhǎng)為0.01c的翼型升阻比隨Y的增大而先增大后減小。增大板長(zhǎng)為0.02c或0.03c時(shí)，翼型升阻比變化與微小板在X=-4 時(shí)具有相似的規(guī)律，隨Y的增加先增大后減小。

圖5 靜止微小板不同位置（X，Y）下，翼型升阻比的變化規(guī)律Fig.5 Variation of the lift-drag ratio of airfoils with a stationary tiny sheet set at different positions (X, Y)

由圖5（c）和5（d）可知，微小板位置在X方向增大至X=0, 2 處，板長(zhǎng)為0.005c或0.01c的微小板對(duì)流場(chǎng)控制效果更明顯，翼型的升阻比提高；當(dāng)微小板在Y=3～7 時(shí)，板長(zhǎng)為0.01c的翼型升阻比大于加設(shè)其他板長(zhǎng)的翼型升阻比；增大板長(zhǎng)為0.02c或0.03c時(shí)，翼型升阻比隨Y的增加先增大后減小。圖5（e）中微小板位置在X方向增大至X=4 處，板長(zhǎng)為0.005c的翼型升阻比隨Y的增大而減小，板長(zhǎng)為0.02c或0.03c時(shí)，翼型升阻比隨Y的增加先增大后減小。板長(zhǎng)為0.01c的微小板在（4，6）附近時(shí)翼型升阻比小于在其他位置的翼型升阻比。

圖6 是4 種尺寸微小板在不同安裝位置時(shí)的翼型升阻比變化云圖，紅色區(qū)域?yàn)樯璞认鄬?duì)較高區(qū)，即有效控制區(qū)，藍(lán)色區(qū)域?yàn)樯璞认鄬?duì)較低區(qū)。隨著板長(zhǎng)的增大，翼型升阻比較高區(qū)域面積逐漸增大且高效區(qū)逐漸遠(yuǎn)離翼型。微小板尺寸較小時(shí)，如圖6（a）和6（b），板安裝位置只在翼型附近升阻比才有提高。增大微小板尺寸，如圖6（c）和6（d），在翼型附近控制效果差。此外，4 種尺寸微小板所對(duì)應(yīng)的最佳安裝位置如表2 所示，隨著板長(zhǎng)的增加，翼型升阻比提升比率越大，微小板安裝位置距離翼型也越遠(yuǎn)。

表2 最佳靜止微小板參數(shù)表Tab.2 Data sheets of the best stationary tiny sheet

通過分析翼型附近流場(chǎng)的渦量流線圖，可進(jìn)一步探討翼型的流動(dòng)分離機(jī)理。為了更加直觀地顯示微小板板長(zhǎng)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，圖7 和圖8 分別給出了22°攻角下，原始翼型和在（-4，9）處添加不同板長(zhǎng)微小板后的翼型渦量流線圖。圖7是原始S809 翼型的渦量流線圖，從翼型前緣位置起出現(xiàn)了一個(gè)細(xì)長(zhǎng)上翹的負(fù)渦區(qū)，翼型整個(gè)吸力面被巨大的分離泡所覆蓋。當(dāng)在（-4，9）處添加L=0.005c的微小板后，如圖8（a）所示，與翼型前緣位置距離遠(yuǎn)，尺寸較小時(shí)，微小板對(duì)翼型周圍流場(chǎng)的影響較小，流動(dòng)還是在前緣附近發(fā)生了分離；圖8（a）中的流線顯示，其產(chǎn)生的分離泡幾乎將翼型整個(gè)吸力面覆蓋；由圖8（a）中的渦量云圖看出，上翹的負(fù)渦區(qū)依然存在，這是誘發(fā)流動(dòng)分離的關(guān)鍵因素。此時(shí)，靜止微小板板長(zhǎng)過小，抑制流動(dòng)分離的能力有限，因而升阻比較低。當(dāng)增大微小板板長(zhǎng)為0.01c時(shí)，如圖8（b）所示，吸力面上分離泡減小，負(fù)渦區(qū)受到微小板產(chǎn)生的渦的影響，不再是細(xì)長(zhǎng)上翹的。當(dāng)繼續(xù)增大板長(zhǎng)為0.02c時(shí)，如圖8（c）所示，從微小板脫落的正負(fù)渦明顯影響了翼型的負(fù)渦區(qū)不再往上翹，分離泡顯著減小，該微小板抑制流動(dòng)分離效果顯著。當(dāng)繼續(xù)增大板長(zhǎng)為0.03c時(shí)，如圖8（d）所示，微小板對(duì)翼型分離區(qū)有明顯干涉作用，微小板生成的旋渦與翼型的旋渦之間存在較強(qiáng)的相互作用，流動(dòng)分離點(diǎn)往后移，吸力面上分離泡減小，翼型脫落尾渦減小，翼型流動(dòng)分離得到控制，控制效果優(yōu)于圖8（c）。

圖7 原始S809 翼型渦量流線圖Fig.7 Vorticity flow diagram of the original S809 airfoil

通過分析在不同位置下同一微小板對(duì)翼型流場(chǎng)流動(dòng)的控制，可以更加直觀地顯示微小板的位置對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。由圖8（d）～8（f）可知，在（-4，9）處的微小板對(duì)翼型流場(chǎng)的流動(dòng)分離控制較好，使得翼型流動(dòng)分離點(diǎn)往后移，吸力面上分離泡減?。划?dāng)微小板在翼型表面較近時(shí)，在（0，3）處的微小板與翼型上表面的空隙小，對(duì)來(lái)流氣流產(chǎn)生阻滯作用，翼型吸力面附近的氣流總體動(dòng)能減小，抵抗逆壓梯度的能力減弱，從而在翼型吸力面尾緣出現(xiàn)大范圍的流動(dòng)分離，微小板產(chǎn)生的渦直接與翼型表面接觸，翼型上表面流體流動(dòng)紊亂無(wú)序，分離泡大且斜向上，此時(shí)微小板對(duì)翼型的控制效果呈負(fù)作用；當(dāng)微小板離翼型表面較遠(yuǎn)時(shí)，在（-4，16）處的微小板與翼型上表面的空隙足夠大，此垂直位置添加微小板已沒有明顯的流動(dòng)控制效果，從翼型前緣位置開始流動(dòng)分離，翼型整個(gè)吸力面被巨大的分離泡所覆蓋。

圖8 翼型渦量流線圖（1）Fig.8 Streamline-vorticity diagram of the airfoil （1）

在（4，6）附近是翼型前緣生成負(fù)渦向后發(fā)展的位置。分離渦離開翼面，該微小板就像導(dǎo)流板一樣，將分離渦導(dǎo)離翼型，微小板和翼型形成的2 個(gè)分離渦沒有抵消，而是合成為一個(gè)較強(qiáng)的分離渦，該較強(qiáng)分離渦在來(lái)流的作用下向尾緣運(yùn)動(dòng)，分離泡逐漸變大，翼型氣動(dòng)性能變差。這種現(xiàn)象在Pauley 等[10]的平板分離泡數(shù)值模擬中同樣出現(xiàn)。在（4，5）和（4，7）處的微小板對(duì)翼型有著明顯的流動(dòng)控制效果，分離泡減小。

翼型的氣動(dòng)性能對(duì)微小板的位置和長(zhǎng)度十分敏感，適當(dāng)尺寸的微小板安裝在合適位置才能達(dá)到流動(dòng)控制效果。當(dāng)Y值較小，即微小板在離翼型表面較近時(shí)，微小板作用于翼型表面邊界層的流動(dòng)，小尺寸微小板形成的渦，與翼型產(chǎn)生的渦相互影響，對(duì)吸力面的流體流動(dòng)有著積極作用；大尺寸微小板與翼型表面靠近時(shí)，沒有改善流動(dòng)分離，反而對(duì)吸力面流場(chǎng)流動(dòng)有堵塞作用，導(dǎo)致翼型氣動(dòng)性能變差。如圖8（a）～8（d）所示，當(dāng)Y值增大至9 時(shí)，大尺寸微小板對(duì)翼型流動(dòng)分離控制效果明顯，翼型流動(dòng)分離點(diǎn)明顯后移，分離泡變??；Y值繼續(xù)增加，如圖8（f）所示，微小板遠(yuǎn)離翼型，流動(dòng)控制能力小，翼型流場(chǎng)與圖7 原始S809 翼型的流場(chǎng)相似。

圖9 翼型渦量流線圖（2）Fig.9 Streamline-vorticity diagram of the airfoil（2）

2.2 翼型前緣點(diǎn)附近設(shè)置振動(dòng)微小板對(duì)流場(chǎng)影響分析

在來(lái)流攻角22°的工況下，賦予放置于（0，6）處的微小板一定的振幅和頻率的振動(dòng)，進(jìn)行數(shù)值模擬分析，以此探討微小板振動(dòng)效應(yīng)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

定義f為微小板無(wú)量綱振動(dòng)頻率，其數(shù)值根據(jù)式（1）確定。

式中：fs為實(shí)際振動(dòng)頻率；L為微小板板長(zhǎng)；U∞為來(lái)流風(fēng)速。

設(shè)定微小板受迫振動(dòng)的運(yùn)動(dòng)方程為

式中，A為Y方向的幅值，即定義微小板的振動(dòng)形式為在Y軸上平動(dòng)。

2.2.1 無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

針對(duì)微小板L=0.01c在（0，6）處以振幅A為0.025c振動(dòng)，按時(shí)間步長(zhǎng)為0.000 1 s，設(shè)置a，b，c，d 這4 套網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)，仿真模擬達(dá)到穩(wěn)態(tài)后，得出的結(jié)果如圖10（a）所示。圖例0 是振幅A為零，圖例a，b，c，d 分別是網(wǎng)格數(shù)量為148 233，320 389，608 632，100 908 個(gè)。

由圖10（a）可知，網(wǎng)格數(shù)量對(duì)結(jié)果具有一定的影響，當(dāng)頻率f< 1.5 時(shí)，模擬結(jié)果變化差異不大；當(dāng)頻率增大時(shí)，只有網(wǎng)格數(shù)量增大到一定程度后，計(jì)算結(jié)果趨于穩(wěn)定。綜合考慮計(jì)算時(shí)間與仿真誤差，可以近似認(rèn)為網(wǎng)格數(shù)量c 可滿足網(wǎng)格數(shù)量的無(wú)關(guān)性要求。

以網(wǎng)格數(shù)量c 為網(wǎng)格模型，針對(duì)微小板L=0.01c在（0，6）處以振幅A為0.025c振動(dòng)，按時(shí)間步長(zhǎng)0.005，0.001，0.000 1，0.000 05 s，對(duì)所選網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行時(shí)間獨(dú)立性檢驗(yàn)。在模擬進(jìn)行到穩(wěn)態(tài)后，得出的計(jì)算結(jié)果如圖10（b）所示。在網(wǎng)格數(shù)量達(dá)到一定程度后，時(shí)間步長(zhǎng)數(shù)值的大小對(duì)微小板是小頻率振動(dòng)的模擬結(jié)果差異不大，但振動(dòng)頻率較大時(shí)，模擬結(jié)果的差異明顯；當(dāng)時(shí)間步長(zhǎng)達(dá)到0.001 s和0.000 1 s 時(shí)，模擬結(jié)果較為接近，綜合考慮時(shí)間步長(zhǎng)對(duì)誤差的影響，同時(shí)結(jié)合時(shí)間步長(zhǎng)對(duì)仿真計(jì)算時(shí)間的影響，選取0.000 1 s 的時(shí)間步長(zhǎng)更為適宜。

2.2.2 結(jié)果分析

改變微小板的振動(dòng)頻率和振幅，翼型升阻比變化規(guī)律如圖11 所示。圖11（a）中，前緣加了振動(dòng)微小板的翼型最大升阻比提高80%以上，原因是微小板尺寸小，注入的能量在微小板上的損耗小，能量能較多較快地傳遞到流場(chǎng)中，翼型升阻比顯著提高[11]。圖11（b）中，L=0.005c微小板在小振幅小頻率時(shí)類似于靜止板，故在A=0.003c，f< 1時(shí)的翼型與加設(shè)靜止板的翼型的升阻比相差不大；當(dāng)f> 1，該振幅下的翼型升阻比隨著頻率的增大而增大。

圖10 無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果Fig.10 Results of the independence verification

圖11 翼型升阻比隨微小板的振動(dòng)頻率及振幅變化的規(guī)律Fig.11 Lift-drag ratio of the airfoil varied with the vibration frequency and amplitude of the tiny sheet

圖11 （c）中，當(dāng)L=0.01c，f=0.5，振幅A=0.003c，0.005c或0.01c時(shí)，翼型的升阻比與加設(shè)靜止微小板的翼型升阻比差不多，原因是小振幅小頻率的振動(dòng)板類似于靜止板，微小板振動(dòng)與靜止對(duì)翼型的氣動(dòng)性能的影響相差不大；當(dāng)振幅增大為0.02c或0.03c時(shí)，微小板顯著提高翼型的升阻比。當(dāng)L=0.01c，A=0.01c，0.015c，0.02c時(shí)，翼型升阻比變化規(guī)律相似，小頻率振動(dòng)對(duì)翼型升阻比影響不大，隨著頻率的增加，較大振幅的振動(dòng)微小板控制翼型升阻比先迅速增大；頻率繼續(xù)增加，翼型的升阻比有所下降，較大振幅的振動(dòng)微小板控制翼型升阻比先減小，但仍對(duì)控制翼型氣動(dòng)性能有著積極作用；在大頻率下，翼型升阻比有所下降，原因是微小板大頻率的振動(dòng)，對(duì)翼型吸力面的來(lái)流擾動(dòng)過于激烈，導(dǎo)致吸力面流體流動(dòng)紊亂，翼型氣動(dòng)性能變差，升阻比下降。當(dāng)振幅增大為0.025c或0.03c時(shí)，振動(dòng)頻率是小頻率的微小板，對(duì)翼型的氣動(dòng)性能有較好的控制效果；隨著頻率增大，翼型升阻比先增大后減小。圖11（c）中，增大板長(zhǎng)為0.02c時(shí)，微小板尺寸大，靜止時(shí)對(duì)流場(chǎng)的擾動(dòng)大，振動(dòng)時(shí)會(huì)在板的上下表面形成正負(fù)壓區(qū)域，影響了翼型上表面的負(fù)壓區(qū)，導(dǎo)致翼型吸力面的流體流動(dòng)更紊亂，翼型氣動(dòng)性能變差，升阻比反而沒有提高。此外，4 種尺寸振動(dòng)微小板所對(duì)應(yīng)的最佳設(shè)置參數(shù)如表3 所示，板長(zhǎng)越小，翼型升阻比提升比率越大。

通過分析翼型附近流場(chǎng)的渦量流線圖，可以進(jìn)一步探討振動(dòng)微小板對(duì)翼型流動(dòng)控制的機(jī)理。圖12 是靜止或振動(dòng)的微小板對(duì)翼型流場(chǎng)影響的對(duì)比圖，圖中微小板振動(dòng)相位與靜止微小板在Y軸上位置一致。

表3 不同板長(zhǎng)最佳振動(dòng)微小板參數(shù)Tab.3 Data sheets of best oscillating tiny sheets with different sheet lengths

圖12 翼型渦量流線圖Fig.12 Streamline-vorticity diagram of the S809 airfoil

圖12（a）和圖12（b）中顯示翼型吸力面上整體呈順時(shí)針渦量，翼型分離泡大小相似，原因是圖12（b）中微小板振動(dòng)參數(shù)是A=0.003c，f=0.5，小頻率小振幅的振動(dòng)板與靜止板控制流動(dòng)效果相似；增大頻率，f=5 時(shí)，振動(dòng)微小板產(chǎn)生2 個(gè)細(xì)長(zhǎng)的正負(fù)渦量，微小板的渦對(duì)翼型的旋渦影響很大，吸力面上分離泡明顯小于圖12（a）加設(shè)靜止微小板控制翼型時(shí)的分離泡，該工況下的振動(dòng)微小板能有效控制流場(chǎng)流動(dòng)。

圖12（d）和圖12（e）中顯示翼型吸力面上分離泡大小相似，原因是圖12（e）中微小板振動(dòng)參數(shù)是A=0.005c，f=1.5，小頻率小振幅的振動(dòng)板與靜止板控制流動(dòng)效果一致；增加振幅A=0.03c，由圖12（f）中可以看出，流體的流線緊貼翼型上表面前半部分，且有著薄薄的一層較低值的渦量層，脫落的尾渦較小，該工況下的振動(dòng)微小板能有效控制流場(chǎng)流動(dòng)。

增大板長(zhǎng)為0.02c，由圖12（g）～12（i）可知，振動(dòng)微小板對(duì)翼型的流動(dòng)有阻礙作用，翼型表面出現(xiàn)多個(gè)分離渦，在靠近尾緣處的分離渦明顯大于靜止板控制翼型時(shí)產(chǎn)生的尾渦，振動(dòng)會(huì)惡化翼型吸力面流體流動(dòng)，導(dǎo)致氣動(dòng)性能變差。該工況下的微小板振動(dòng)振幅越大，翼型氣動(dòng)性能越差，微小板控制翼型流場(chǎng)流動(dòng)能力越差。

綜上，小尺寸微小板賦予合適的振動(dòng)能控制翼型流場(chǎng)流動(dòng)分離，提高翼型的升阻比，改善翼型氣動(dòng)性能。增大板長(zhǎng)為0.02c時(shí)，振動(dòng)微小板對(duì)翼型氣動(dòng)性能有消極影響，原因是微小板尺寸大，振動(dòng)會(huì)惡化翼型吸力面流體流動(dòng)，導(dǎo)致翼型氣動(dòng)性能變差。

3 結(jié) 論

S809 翼型表面附近設(shè)置靜止微小板裝置，具有一定的流動(dòng)分離控制效果；在考察的工況范圍內(nèi)，隨著微小板板長(zhǎng)的增加，流動(dòng)分離控制效果更明顯，同時(shí)也受到板位置的影響，微小板安裝在適當(dāng)?shù)奈恢貌拍苓_(dá)到較好的控制效果。

對(duì)抑制流動(dòng)分離效果不佳的尺寸較小的靜止板施加以合適振幅和頻率的振動(dòng)后，可明顯減小流動(dòng)分離泡，提升升力系數(shù)，同時(shí)可以有效地降低阻力系數(shù)，使得翼型的氣動(dòng)性能得到顯著提升。