过失速薄翼增升流动控制方法

吴继飞,王志金,GURSUL Ismet

(1.空气动力学国家重点实验室,四川 绵阳 621000; 2.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000;3.巴斯大学 机械工程系 航空航天工程研究中心,巴斯 BA2 7AY,英国)

过失速薄翼增升流动控制方法

吴继飞1,2,*,王志金3,GURSUL Ismet3

(1.空气动力学国家重点实验室,四川 绵阳 621000; 2.中国空气动力研究与发展中心,四川 绵阳 621000;3.巴斯大学 机械工程系 航空航天工程研究中心,巴斯 BA2 7AY,英国)

在低速风洞中对薄翼升力特性进行了试验研究。采用吸气装置在翼型上表面进行流动控制，利用外式天平测量翼型气动力，利用PIV测试设备获取翼型表面流场。试验来流速度为5 m/s，雷诺数6.7×104。研究结果表明：过失速条件下，合适的吸气控制可以使翼型失速迎角延迟近7°，最大升力系数可增大近一倍；在翼型前缘进行吸气流动控制时，较小吸气流量即可延缓翼型失速，但当吸气流量达到一定值时后，随吸气流量增大翼型升力基本保持不变；流动控制参数存在优化空间，当吸气相对位置位于x/c=0.4附近时，吸气流量小于3%即可产生较大的升力增量。

薄翼；流动控制；吸气；失速；增升

0 引 言

薄翼是低雷诺数空气动力学研究的典型模型，尤其针对昆虫飞行的仿生流动[1]，对于该类翼型，在中小迎角下气流即不可避免的在翼型前缘产生分离。 对于经典的边界层分离流动控制方法来说，流动控制的有效性往往取决于非定常激励对边界层分离的减弱程度[2]，但大范围的前缘分离很难形成气流再附，故难以有效控制。研究结果表明，在翼型前缘施加周期性激励可在翼型前缘产生离散涡，尽管该方法难以实现气流完全再附，但可起到增加升力的效果。类似的流动控制方法有前缘非定常抽吸[3]和前缘微振动片[4]，以及翼型小振幅振动[5]等。针对这种大分离区流动还有一些其它的增升控制方法。考虑到前缘涡升力是昆虫产生高升力的主要原因[6]，Saffman和Sheffield基于该原理研制了流动控制试验模型[7]，但试验结果表明，真实流动条件下用于产生高升力的涡并不稳定且易脱落，他们后续又研究了两种方法用于提高涡的稳定性[8]。

吸气流动控制可追溯到Prandtl时代[9]。文献研究表明，吸气流动控制能够延缓翼型或机翼的流动分离[10]，对于厚翼型，吸气比吹气流动控制更有效，对于三角翼，在前缘施加吸气控制能够改变前缘涡结构及涡破裂[11]。

在本研究中，我们并不期望通过吸气流动控制来延缓流动分离，因为对于薄翼来说，气流在翼型前缘分离是不可避免的。我们希望通过在翼型表面下游施加吸气控制以得到稳定的分离泡和完全的气流再附，从而提高翼型的升力。

1 试验设备和模型

1.1 风洞

试验在英国巴斯大学机械工程系低速风洞中进行。该风洞为连续式开口射流风洞，射流出口尺寸为φ760 mm，风洞最大来流速度为30 m/s，湍流度约为0.1%。本次试验来流速度为5 m/s，以1 m为参考长度的试验雷诺数Re=6.7×104。

1.2 模型

薄板翼型弦长c=200 mm，展长b=400 mm，厚度t=10 mm，前后缘均采用半圆进行过渡。模型沿翼型弦向x/c=0.05、0.2、0.4、0.6、0.8处分别留有宽度为1 mm的吸气缝，其长度与翼展相同。模型两端与直径为400 mm的圆盘相连。试验装置示意图如图1所示。

1.3 流动控制装置

吸气由Numatic公司生产的WVD 900-2型号真空吸尘器产生，采用调节阀控制吸气流量，利用转子流量计测量吸气流量。研究结果表明[10]，采用吸气方式进行流动控制时，其效果主要由体积流量系数CQ决定，故本文选取CQ作为研究的一个无量纲参数，其表达式如下：

式中：Q表示吸气流量，单位为m3/s；U∞表示来流速度，单位为m/s；S表示翼型参考面积，单位为m2，本文选用的翼型参考面积为0.08m2。

1.4 天平

翼型及边缘圆盘通过一个两分量铝制天平安装与风洞上方支架上(见图1)。该应变天平用于测量模型法向力和轴向力，其信号通过12位A/D卡和数据采集系统进行采集，采样率设置为1 kHz，每个试验状态采集10 s，以该数据段的平均值进行气动力计算，测量不确定度小于4%。本文以升力系数(CL)形式给出试验结果。

式中：L表示翼型升力，q表示来流速压。

1.5 PIV设备

利用TSI公司2D-PIV试验设备测量翼型附近流场，利用TSI公司生产的9307-6型号粒子发生器产生粒子，粒子尺度约为1 μm，由50 mJ Nd:YAG 激光发生器产生片光。

由于翼型弦向长度较大，故采用分区域测量的方法得到翼型附近完整的流场。相机分辨率为1600×1192。数据处理问询窗口大小为32pixel×32pixel，有效网格尺寸约为2.25 mm，速度测量不确定度约为2%。

2 试验结果分析

2.1 随迎角变化情况

图2给出了有、无吸气流动控制下翼型的升力系数曲线，吸气位置x/c=0.4。图2表明，无流动控制时，翼型最大升力系数约为0.87，失速迎角约为9°。α≤9°时，流动控制对升力系数影响很小；α>9°时，升力系数显著增大，曲线线性段随吸气流量系数增大可延伸至较大的迎角；CQ=0.0292时，失速迎角增大至16°左右，在该角度附近，吸气效率较大；当迎角约增大至23°时，流动控制效率降低。总体上讲，吸气流动控制在大于失速迎角附近的角度范围内效率较高。

图3、图4给出了不同迎角下无控制、有控制时翼型附近流线以及速度场分布。吸气位置x/c=0.4，CQ=0.0292。由图可见，基准状态下，迎角在小于失速迎角范围内翼型上表面存在一个层流分离泡，随迎角增大该分离泡长度增加。流动控制后，对应8°迎角条件下的分离泡变小，但升力系数变化很小，见图2。当迎角略大于失速迎角时(10°)，基准状态下，气流在翼型表面没有出现附着，流动控制时，气流附着位置出现在吸气位置附近，翼型升力系数明显增大。从图2可以看出，对应该迎角，即使在较小的吸气流量下也可显著提高翼型升力系数。

当迎角增大至12°时，基准状态下，翼型背风区存在一个大的回流区，气流完全分离且未再附；对应流动控制状态，气流在翼型上表面形成再附，其再附点位置位于吸气位置附近，与10°迎角相比，此时分离泡高度更大，故产生的升力更大。15°迎角条件下，吸气控制仍可使气流在翼型表面后缘附近形成再附并产生较大的升力。α=17°时，采用吸气流动气流在翼型表面也未形成再附，翼型升力有所降低。

2.2 吸气位置变化影响

图5给出了CQ=0.0125、0.0292时吸气位置x/c变化对翼型升力系数影响曲线，对应迎角为15°。

图5表明，流动控制位置存在最优点，CQ=0.0125时，对应x/c=0.2位置吸气控制产生的增升效果最明显，CQ=0.0292时，在x/c=0.4位置进行吸气控制产生的增升效果最明显。

图6给出了CQ=0.0292时的PIV试验结果。

图中表明，在x/c=0.2、0.4位置进行吸气流动控制后，气流在翼型上表面形成再附，对应x/c=0.4产生了最大升力系数，此时，气流在翼型表面形成再附并产生大的分离泡。显而易见，这是产生高升力的基础，根据势流理论，这种增升效应可归结于由分离泡而产生的翼型弯度效应。

2.3 吸气流量变化影响

图7给出了α=15°时，CQ变化对升力系数增量影响曲线。图7表明，x/c=0.05时，CQ大于0.01之后，随CQ增大，升力增量基本保持不变；x/c=0.2时，对应较大吸气流量系数下，曲线同样出现了近似平台；x/c=0.4时，当CQ大于0.028之后，随CQ增大升力增量明显减缓，在CQ大于0.03可能同样会出现产生近似平台的拐点，但受吸气装置能力限制，未开展更大吸气流量的研究；而x/c=0.6、0.8时，在试验CQ范围内，随CQ增大，升力增量持续增加。由此可见，在翼型前缘进行流动控制时在较小吸气流量下即可起到较好的效果；对应不同吸气流量，流动控制最优位置不同；对于薄翼来说，当CQ<0.03时，在x/c=0.4附近位置进行流动控制可使翼型获得较大的升力。

图8给出了α=15°、x/c=0.4条件下，不同CQ时的PIV试验结果。图8表明，只有在大吸气流量下(CQ=0.0292)才存在完全的气流再附。但有意思的是，在小流量下，即使气流没有再附，但升力仍有明显增大。在这些情况下，气流的分离区有明显减小，另外，分离区的内部结构随着吸气流量的增大也出现明显变化，或许这是导致升力增大的主要原因。

3 结 论

1) 采用吸气流动控制可使薄翼在过失速条件下达到较好的增升效果，其最大升力系数增大近一倍；

2) 吸气流量变化可导致吸气流动控制最优位置变化，对于较小吸气流量系数而言，在翼型前缘进行流动控制可起到较好的效果；

3) 气流在翼型表面形成再附并产生大的分离泡是薄翼产生高升力的基础，这种增升效应可归结于由分离泡而产生的翼型弯度效应。

[1]Shyy W,Berg M,Ljungqvist D.Flapping and flexible wings for biological and micro air vehicles[J].Progress in Aerospace Sciences,1999,35(5):455-505.

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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

吴继飞*(1980-),男，博士，助理研究员，主要研究方向：试验空气动力学.E-mail:kkwjf@126.com

吴继飞,王志金,GURSUL Ismet.过失速薄翼增升流动控制方法[J].空气动力学学报,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.