許和勇， 邢世龍， 葉正寅， 馬明生,2

1.西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 西安 710072 2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000

基于充氣前緣技術(shù)的旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速抑制

許和勇1,*， 邢世龍1， 葉正寅1， 馬明生1,2

1.西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 西安 710072 2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000

動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生會(huì)在直升機(jī)旋翼槳葉和槳轂上產(chǎn)生高的交變扭轉(zhuǎn)振動(dòng)載荷，并限制直升機(jī)高速重載狀態(tài)下的使用包線。本文利用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法對(duì)基于充氣前緣(ILE)技術(shù)的SC1095旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速抑制進(jìn)行研究，分析了ILE抑制動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理，獲得了ILE結(jié)構(gòu)布置和充放氣方式對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響規(guī)律。研究表明：ILE可以有效抑制動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生；ILE最大膨脹程度越大，其抑制動(dòng)態(tài)失速的效果越好，但膨脹程度過大后抑制效果開始減弱；ILE在翼型上仰至最大迎角時(shí)恰好達(dá)到最大膨脹狀態(tài)，其對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果最好；ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間長短對(duì)抑制效果影響不大；在翼型上仰至不同迎角時(shí)開始對(duì)ILE充氣會(huì)對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制有較大影響；ILE整流段與翼型連接位置對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制有很大影響，整流段越長，抑制效果越好。

直升機(jī)旋翼； 動(dòng)態(tài)失速； 分離渦； 主動(dòng)流動(dòng)控制； 充氣前緣

與其他航空器相比，直升機(jī)具有垂直起降、空中懸停、低速機(jī)動(dòng)等特殊能力，能夠在復(fù)雜地形環(huán)境下執(zhí)行任務(wù)，獨(dú)特的飛行能力決定了其在軍、民用領(lǐng)域中不可替代的作用。但在高速重載及機(jī)動(dòng)飛行的情況下，直升機(jī)旋翼的后行槳葉會(huì)發(fā)生由大迎角引起的動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象。動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生會(huì)導(dǎo)致槳轂和機(jī)身振動(dòng)載荷激增，成為限制直升機(jī)飛行包線的重要因素之一，而翼型的動(dòng)態(tài)失速特性基本決定了槳葉的動(dòng)態(tài)失速特性。因此，如何減緩或抑制翼型動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生一直是直升機(jī)旋翼設(shè)計(jì)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)和難點(diǎn)。

Chandrasekhara 等在1987—2004年間做了大量翼型動(dòng)態(tài)失速的研究工作[1]。研究發(fā)現(xiàn)，在較高雷諾數(shù)下，導(dǎo)致翼型發(fā)生動(dòng)態(tài)失速的原因是前緣附近的強(qiáng)逆壓梯度和激波誘導(dǎo)分離[2]。因此，大部分針對(duì)動(dòng)態(tài)失速控制的研究都集中于翼型前緣部分。目前，得到廣泛研究的控制方法有前緣渦流發(fā)生器[3-5]、合成射流[6-10]、等離子體激勵(lì)[11-14]、智能結(jié)構(gòu)[15-16]等。此外，德國DLR宇航中心進(jìn)行了一種用于旋翼的前緣動(dòng)態(tài)下垂研究[17-18]，通過一種特殊設(shè)計(jì)的轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)使得翼型前緣可以剛性旋轉(zhuǎn)，在不同狀態(tài)下對(duì)前緣進(jìn)行變形，從而達(dá)到改變氣動(dòng)外形的目的。該裝置有效改善了翼型的動(dòng)態(tài)失速特性。雖然前緣動(dòng)態(tài)下垂裝置有很好的控制效果，但是裝置復(fù)雜，很難在直升機(jī)旋翼的彈性槳葉上實(shí)際應(yīng)用。文獻(xiàn)[19]提出了一種比前緣動(dòng)態(tài)下垂裝置結(jié)構(gòu)更簡單的基于充氣前緣(Inflatable Leading Edge，ILE)的流動(dòng)控制方法，通過在NACA 63-212翼型前緣處安裝一個(gè)可充放氣的氣囊來改變翼型前緣氣動(dòng)外形。從所給的結(jié)果來看，該方法能有效提高翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角。文獻(xiàn)[20]研究了ILE在定常來流下與流場的耦合作用對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響。數(shù)值研究表明，ILE增升效果明顯，且在迎角較大時(shí)還具有較好的減阻效果，但I(xiàn)LE結(jié)構(gòu)剛度會(huì)影響抑制靜失速的效果。

文獻(xiàn)[19-20]僅開展了ILE抑制靜失速方面的工作，并未研究其對(duì)動(dòng)態(tài)失速的控制能力。鑒于ILE方法在抑制靜態(tài)失速方面的良好表現(xiàn)，為了拓展和深入對(duì)ILE方法的理解，有必要開展基于ILE方法的動(dòng)態(tài)失速抑制研究。因此，本文將該方法應(yīng)用到旋翼翼型的動(dòng)態(tài)失速抑制中，重點(diǎn)研究和討論以下幾個(gè)方面：ILE抑制動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理；ILE最大膨脹狀態(tài)的大小、對(duì)應(yīng)迎角、保持時(shí)間對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響；翼型上仰至不同迎角時(shí)開始充氣對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響；ILE整流單元與翼型連接位置對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響。

1 充氣前緣結(jié)構(gòu)及外形計(jì)算方法

1.1 充氣前緣結(jié)構(gòu)

充氣前緣是指在原翼型前緣處安裝的一個(gè)由三段彈性結(jié)構(gòu)組成的氣囊，其剖面結(jié)構(gòu)如圖1所示，分為充氣單元和整流單元兩部分。充氣單元由彈性結(jié)構(gòu)BC、CC′組成，為密封設(shè)計(jì)，可以通過翼型表面的氣孔進(jìn)行充放氣；整流單元由彈性結(jié)構(gòu)AC、CC′組成，內(nèi)部與大氣相通，其不僅能改變充氣單元的外形，還能起到整流的作用。ILE放氣后在自身張力的作用下能緊貼壁面，因此可以保持原翼型的氣動(dòng)外形。由于AC段所用彈性結(jié)構(gòu)的彈性模量遠(yuǎn)大于BC、CC′段的，所以本文假設(shè)AC段在充放氣過程中不發(fā)生彈性變形。

在實(shí)際實(shí)施中，充放氣孔設(shè)置在BC′段的翼型表面，輸氣管道經(jīng)由翼型內(nèi)部與外部的充放氣設(shè)備相連，通過一個(gè)受控的往復(fù)運(yùn)動(dòng)活塞即可實(shí)現(xiàn)對(duì)充氣氣囊的外形控制。本文只針對(duì)二維的情況進(jìn)行數(shù)值模擬研究，以驗(yàn)證該方案對(duì)動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行控制的有效性。

圖1 充氣前緣的結(jié)構(gòu)Fig.1 Configuration of inflatable leading edge (ILE)

1.2 充氣前緣外形計(jì)算方法

如圖1中的局部放大部分所示，β為ILE整流段(線段AC)與翼型弦線的夾角，取逆時(shí)針為正。不同的β代表ILE的不同膨脹程度。計(jì)算中A、B、C′點(diǎn)在翼型上的橫坐標(biāo)分別為0.262 3c、0.014 1c、0.060 7c，c表示翼型弦長，文中如不加以說明則點(diǎn)A、B、C′均為上述位置。

根據(jù)文獻(xiàn)[21]的實(shí)驗(yàn)參數(shù)，來流馬赫數(shù)Ma=0.30，雷諾數(shù)Re=3.92×106，SC1095翼型的俯仰振蕩規(guī)律為

α(t)=α0+αmsin(ωt)

(1)

式中：平均迎角α0=9.78°；迎角振幅αm=9.90°；減縮頻率ω=0.099。

為了描述充氣規(guī)律和翼型俯仰規(guī)律之間的聯(lián)系，設(shè)函數(shù)γ(t)為

γ(t)=α0+αmsin(ωt+φ)

(2)

改變?chǔ)湛梢钥刂艻LE最大膨脹狀態(tài)對(duì)應(yīng)不同迎角。ILE膨脹程度的描述參數(shù)β隨γ(t)的變化規(guī)律為

(3)

若不加以說明文中均采用αmin=α1=-0.12°，α2=αmax=19.68°，βmin=-5°，βmax=15°，φ=0，a、b值由式(3)中其他參數(shù)聯(lián)立計(jì)算得到。改變?chǔ)?可以控制上仰至不同迎角時(shí)開始對(duì)ILE進(jìn)行充氣。改變?chǔ)?可以控制ILE保持最大膨脹狀態(tài)的持續(xù)時(shí)間。

在計(jì)算ILE外形時(shí)假設(shè)AC段不發(fā)生彈性形變，長度不變。在每個(gè)時(shí)間步上首先通過式(3)計(jì)算出β值，確定C點(diǎn)位置，然后通過求解出與線段AC相切且過B點(diǎn)或同時(shí)與翼型表面BC′相切的半徑最大圓來確定ILE充氣單元BC段的外形。本文計(jì)算中不考慮流場與ILE之間的流固耦合問題。

圖2為充放氣過程中的ILE外形變化圖，給出了β分別為-4°、0°、5°、10°、15° 時(shí)的ILE外形。

圖2 充放氣過程中的充氣前緣外形Fig.2 Shapes of ILE in inflation process

2 數(shù)值計(jì)算方法及動(dòng)網(wǎng)格實(shí)現(xiàn)步驟

基于自編的非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格流場解算程序，通過求解非定常Navier-Stokes方程對(duì)SC1095旋翼翼型的動(dòng)態(tài)失速和基于ILE技術(shù)的SC1095旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速抑制進(jìn)行數(shù)值模擬。對(duì)流項(xiàng)采用AUSM+-up格式進(jìn)行空間離散，黏性通量采用Jameson二階中心格式計(jì)算。為模擬旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速流場的非定常特性，采用雙時(shí)間方法進(jìn)行物理時(shí)間推進(jìn)；偽時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS隱式格式，可以有效增加時(shí)間步長，提高計(jì)算效率。湍流模擬采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型做全湍流計(jì)算，并且求解過程與流動(dòng)控制方程求解之間為松耦合。

圖3 翼型計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Mesh for airfoil calculation

計(jì)算所用的三角形/四邊形非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格如圖3所示，分別為整個(gè)計(jì)算域網(wǎng)格、翼型周圍網(wǎng)格、前緣處網(wǎng)格、后緣處網(wǎng)格。動(dòng)網(wǎng)格的實(shí)現(xiàn)步驟為：首先，在每個(gè)時(shí)間步內(nèi)計(jì)算出翼型的外形(包括ILE外形)；然后，采用網(wǎng)格點(diǎn)隨體剛性運(yùn)動(dòng)方法實(shí)現(xiàn)四邊形結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的變形；最后，通過彈簧光順法對(duì)三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格變形。

3 結(jié)果與討論

3.1 數(shù)值方法和網(wǎng)格收斂性驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文所用的數(shù)值計(jì)算方法對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速特性的計(jì)算能力，對(duì)SC1095旋翼翼型的動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行了數(shù)值模擬和驗(yàn)證。計(jì)算狀態(tài)取自文獻(xiàn)[21]的風(fēng)洞試驗(yàn)，馬赫數(shù)為0.30，雷諾數(shù)為3.92×106，俯仰運(yùn)動(dòng)的參數(shù)見式(1)。為準(zhǔn)確模擬俯仰振蕩過程中翼型的非定常氣動(dòng)力，將一個(gè)俯仰振蕩周期等分為720個(gè)物理時(shí)間步，子迭代收斂標(biāo)準(zhǔn)為殘值降至1×10-5。采用3套疏密不同的網(wǎng)格計(jì)算翼型的動(dòng)態(tài)失速，以驗(yàn)證網(wǎng)格收斂性。3套計(jì)算網(wǎng)格單元數(shù)分別約為2.3萬、7萬和13萬，翼型表面網(wǎng)格點(diǎn)依次加密，第1層網(wǎng)格高度均為翼型弦長的10-5。

圖4給出了翼型升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)CL、CD和Cm的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比情況。由圖可以看出，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，且3套不同疏密網(wǎng)格所計(jì)算出的升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)之間相差很小。由此可見，本文所用數(shù)值計(jì)算方法可以有效計(jì)算出翼型動(dòng)態(tài)失速過程中的氣動(dòng)力變化情況，并且中等規(guī)模網(wǎng)格足以保證計(jì)算精度。因此，在下文數(shù)值模擬計(jì)算中均采用中等規(guī)模的網(wǎng)格，并且在結(jié)果處理中原始翼型的結(jié)果均使用中等規(guī)模網(wǎng)格的計(jì)算值。

圖4 氣動(dòng)系數(shù)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的比較Fig.4 Aerodynamic coefficients comparison between calculation and test

3.2 ILE最大膨脹程度對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的影響

對(duì)不同最大膨脹程度的SC1095-ILE翼型(帶ILE的SC1095翼型)動(dòng)態(tài)失速進(jìn)行數(shù)值模擬，以研究ILE最大膨脹程度βmax對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的影響。

從圖5中的遲滯環(huán)可以看出βmax越大，ILE對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果越好，雖然最大升力系數(shù)略有降低，但是翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)峰值均大幅度下降。當(dāng)βmax>19°后，ILE基本抑制了翼型的動(dòng)態(tài)失速。再繼續(xù)增大βmax時(shí)，ILE抑制翼型動(dòng)態(tài)失速的能力仍有所增強(qiáng)。當(dāng)βmax=25° 時(shí)，俯仰力矩系數(shù)峰值最小，ILE對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果最好。繼續(xù)增加βmax時(shí)，俯仰力矩系數(shù)峰值略有增加，抑制效果減弱。

圖5 ILE最大膨脹程度對(duì)氣動(dòng)系數(shù)的影響 Fig.5 Effect on aerodynamic coefficients of ILE maximum dilation

3.3 ILE抑制動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理分析

圖6 壓力系數(shù)分布對(duì)比Fig.6 Comparison of pressure coefficient distributions

本節(jié)以βmax=25° 為例，對(duì)比分析ILE對(duì)動(dòng)態(tài)失速的控制機(jī)理。圖6給出了3個(gè)迎角下的壓力系數(shù)Cp對(duì)比圖。迎角為9.607°時(shí)，兩種翼型的流動(dòng)均是附著狀態(tài)，上翼面的逆壓梯度均較小。上仰至10.842° 時(shí)，流動(dòng)依然是附著狀態(tài)，但是SC1095翼型的Cp峰值卻顯著增加，翼型上翼面處的逆壓梯度增大，而SC1095-ILE翼型由于ILE的存在，其Cp峰值只是略有增加。翼型上仰到迎角為13.243°時(shí)，SC1095翼型的流動(dòng)雖然還是附著狀態(tài)，但Cp峰值已經(jīng)增加到約-10；而此時(shí)SC1095-ILE翼型的流動(dòng)也是附著狀態(tài)，并且由于ILE的作用其Cp峰值未超過-5，逆壓梯度更小。

圖7和圖8分別給出了SC1095翼型和SC1095-ILE翼型在上仰過程中迎角為14.372° 時(shí)的流場流線圖及翼型表面壓力系數(shù)曲線圖，圖中Original代表SC1095翼型，ILE代表SC1095-ILE翼型。圖7中SC1095翼型上仰至14.372° 迎角時(shí)，由于在上翼面沿流向的逆壓梯度過大導(dǎo)致在靠近前緣處出現(xiàn)前緣分離氣泡，Cp峰值超過-11。從圖8可以發(fā)現(xiàn)，SC1095-ILE翼型的Cp曲線出現(xiàn)2個(gè)峰值，這是由于ILE充分膨脹后，在ILE與翼型上翼面連接處B點(diǎn)位置形狀不連續(xù)，形成了一個(gè)局部“凹坑”所致，圖7(b)中右上角給出了該處局部放大的壓力云圖。

圖9和圖10給出了迎角為16° 時(shí)的流場和Cp對(duì)比情況。可見，SC1095翼型上仰至16° 的過程中，Cp峰值不斷增長，并超過-12，不斷增大的逆壓梯度導(dǎo)致前緣分離氣泡不斷變大并開始向后緣發(fā)展；而由于ILE的作用，SC1095-ILE翼型上沒有產(chǎn)生前緣分離渦。

圖7 迎角為14.372° 時(shí)的翼型流場Fig.7 Flow fields of airfoils at α=14.372°

圖8 迎角為14.372° 時(shí)翼型表面壓力系數(shù)對(duì)比(Ma=0.30, Re=3.92×106)Fig.8 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=14.372° (Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖9 迎角為16° 時(shí)的翼型流場Fig.9 Flow fields of airfoils at α=16°

圖10 迎角為16° 時(shí)翼型表面壓力系數(shù)對(duì)比(Ma=0.30, Re=3.92×106)Fig.10 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=16° (Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖11 迎角為16.398° 時(shí)的翼型流場Fig.11 Flow fields of airfoils at α=16.398°

圖12 迎角為16.398° 時(shí)翼型表面壓力系數(shù)對(duì)比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.12 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=16.398°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖13 迎角為18.014° 時(shí)的翼型流場Fig.13 Flow fields of airfoils at α=18.014°

圖14 迎角為18.014° 時(shí)翼型表面壓力系數(shù)對(duì)比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.14 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=18.014°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

圖11～圖14給出了迎角為16.398° 和18.014° 時(shí)的流場和Cp對(duì)比情況。SC1095翼型在上仰至16.398° 迎角時(shí)，前緣分離氣泡已經(jīng)向后緣移動(dòng)一段距離，并且發(fā)展成了一個(gè)較大的分離渦，在該分離渦向后緣移動(dòng)的過程中Cp峰值不斷下降，但由于該分離渦形成的低壓效應(yīng)，翼型升力系數(shù)依然逐漸變大，阻力系數(shù)和力矩系數(shù)也不斷增大。SC1095翼型繼續(xù)上仰至18.014° 迎角的過程中，分離渦繼續(xù)不斷變大并向后緣移動(dòng)，翼型的升、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)繼續(xù)增長，當(dāng)達(dá)到18.014° 迎角時(shí)SC1095翼型的升力系數(shù)接近最大值。對(duì)于SC1095-ILE翼型，在上仰至18.014° 迎角的過程中，ILE外形不斷變大，持續(xù)改變著SC1095-ILE翼型的前緣變徑，Cp峰值變化平緩，減緩了逆壓梯度的增長，進(jìn)而有效地抑制了翼型前緣分離渦的產(chǎn)生和發(fā)展，阻止了動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生，大大降低了翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。

圖15和圖16分別給出了SC1095翼型和SC1095-ILE翼型在上仰至最大迎角19.680° 時(shí)的流場流線圖及翼型表面Cp曲線圖。由迎角18.014° 持續(xù)上仰至最大迎角19.680° 的過程中，SC1095翼型已經(jīng)完全失速，升力系數(shù)驟降，并在上翼面區(qū)域產(chǎn)生大范圍的分離渦。由于ILE在之前的翼型上仰運(yùn)動(dòng)中抑制了前緣分離渦的產(chǎn)生，所以在由迎角18.014° 上仰至最大迎角19.680° 的過程中，SC1095-ILE翼型依然保持了很好的附著流動(dòng)，只是在翼型后緣處出現(xiàn)小范圍的分離流動(dòng)，沒有發(fā)生失速。在達(dá)到最大迎角19.680° 后，翼型開始下俯。SC1095翼型在下俯過程中發(fā)生渦的移動(dòng)和脫落，Cp峰值不斷下降，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)不斷減小。SC1095-ILE翼型在下俯過程中后緣處也出現(xiàn)較大分離，并伴隨有渦的脫落，其Cp峰值不斷下降，升力系數(shù)不斷減小。當(dāng)SC1095翼型下俯至約7° 迎角、SC1095-ILE翼型下俯至約9° 迎角時(shí)，流動(dòng)重新恢復(fù)到附著狀態(tài)。

圖15 迎角為19.680° 時(shí)的翼型流場Fig.15 Flow fields of airfoils at α=19.680°

圖16 迎角為19.680° 時(shí)翼型表面壓力系數(shù)對(duì)比(Ma=0.30, Re=3.92×106) Fig.16 Comparison of airfoil surface pressure coefficient distributions at α=19.680°(Ma=0.30, Re=3.92×106)

可見，ILE可以阻止前緣分離渦的產(chǎn)生和發(fā)展，從而能夠有效抑制翼型動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生。從圖5(a)可以看出，SC1095-ILE翼型的升力系數(shù)遲滯環(huán)面積已經(jīng)大為減小。

3.4 ILE最大膨脹狀態(tài)對(duì)應(yīng)不同迎角對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響

圖17 ILE最大膨脹狀態(tài)對(duì)應(yīng)迎角的影響Fig.17 Effect of angles of attack at which ILE reaches maximum dilation

圖17給出了ILE最大膨脹狀態(tài)對(duì)應(yīng)不同迎角時(shí)的翼型氣動(dòng)力曲線。圖中φ=+π/8、φ=+π/16、φ=+π/32分別表示翼型上仰至迎角為15.89°、17.75°、18.71°時(shí)ILE剛好膨脹到最大，翼型繼續(xù)上仰時(shí)ILE開始放氣，變??；φ=0表示翼型上仰時(shí)ILE充氣，當(dāng)翼型達(dá)到最大迎角時(shí)ILE剛好膨脹到最大，翼型下俯時(shí)ILE放氣；φ=-π/32、φ=-π/16、φ=-π/8分別表示翼型下俯至迎角為18.71°、17.75°、15.89°時(shí)ILE剛好膨脹到最大，翼型繼續(xù)下俯時(shí)，ILE開始放氣，變小。計(jì)算中βmax為15°。

總體來說，ILE達(dá)到最大膨脹程度時(shí)所對(duì)應(yīng)的迎角狀態(tài)對(duì)于動(dòng)態(tài)失速抑制效果的影響不大。當(dāng)φ>0時(shí)，翼型最大升力系數(shù)略有增加，而φ<0時(shí)則有所減小。在φ≠0時(shí)，翼型的阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的峰值均略有增加，且φ的絕對(duì)值越大則阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值增加越多?？梢?，從降低阻力和力矩系數(shù)峰值的角度來看，φ=0即在上仰至最大迎角時(shí)ILE達(dá)到最大膨脹程度，控制效果最好。

3.5 ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響

圖18 ILE最大膨脹程度保持時(shí)間的影響Fig.18 Effect of duration of ILE maximum dilation

如圖18所示，為研究ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間(即當(dāng)翼型大于某一迎角后ILE始終保持最大膨脹狀態(tài))對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制的影響規(guī)律，選擇5個(gè)工況進(jìn)行計(jì)算，分別為α2=αmin、5°、12°、18°、αmax。其中，α2=18° 表示當(dāng)翼型迎角大于18° 后ILE始終保持最大膨脹狀態(tài)，其他以此類推?？梢?，ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間長短對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制效果的影響不大，較長的保持時(shí)間可以略微降低阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。但是，過長時(shí)間保持最大膨脹狀態(tài)(例如α2=αmin表示一直保持最大膨脹狀態(tài))會(huì)在小迎角時(shí)產(chǎn)生較大的低頭力矩。因此，為了簡化對(duì)ILE的控制過程，應(yīng)盡量縮短ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間。

3.6 翼型上仰至不同迎角時(shí)開始充氣對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響

選擇了6個(gè)工況進(jìn)行計(jì)算，分別為α1=αmin、5°、10°、12°、13°、15°，以研究在翼型上仰至不同迎角時(shí)開始充氣對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速抑制效果的影響規(guī)律。其中，α1=5° 表示翼型上仰至迎角為5° 時(shí)對(duì)ILE開始充氣，上仰至最大迎角時(shí)ILE剛好膨脹到最大，翼型下俯至迎角為5° 時(shí)ILE放完氣體，并在自身張力作用下緊貼在原翼型上，其他以此類推。

圖19 ILE開始充氣時(shí)迎角位置的影響 Fig.19 Effect of angles of attack at which ILE is started to be dilated

如圖19所示，在α1不斷增大至10° 的過程中，翼型的最大升力系數(shù)略有降低，當(dāng)α1大于10° 后最大升力系數(shù)降低幅度變大，繼續(xù)增加α1至15° 時(shí)最大升力系數(shù)又突然增大，略微超過原翼型，且增大了升力系數(shù)遲滯環(huán)面積。對(duì)于阻力特性，α1增加時(shí)阻力的最大值略有增加，當(dāng)α1=12°、13° 時(shí)阻力峰值均下降，達(dá)到15°時(shí)則又突然急劇變大，僅比原翼型值略低。對(duì)于力矩特性，與阻力特性的變化規(guī)律一致，力矩的峰值先是隨α1的值增大而變大，之后減小，當(dāng)α1=15° 時(shí)又突然變大，僅略小于原翼型值。α1=15° 意味著在翼型產(chǎn)生前緣分離渦之后才開始對(duì)ILE進(jìn)行充氣，雖然ILE快速膨脹，但已無法有效抑制分離渦的增長和向后緣移動(dòng)，最終導(dǎo)致SC1095-ILE翼型較早發(fā)生失速，ILE抑制動(dòng)態(tài)失速的作用大為減弱。而α1=αmin則表示翼型開始上仰就對(duì)ILE進(jìn)行充氣，在產(chǎn)生前緣分離渦之前ILE已經(jīng)達(dá)到一定膨脹程度，很好地降低了Cp的峰值，減緩了流動(dòng)的逆壓梯度，阻止了前緣分離渦的產(chǎn)生，進(jìn)而抑制了SC1095-ILE翼型動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生。

3.7 ILE整流單元與翼型連接位置對(duì)動(dòng)態(tài)失速的影響

通過改變ILE整流單元與翼型連接位置(A點(diǎn)的位置)來研究A點(diǎn)位置對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的影響。計(jì)算中B、C′點(diǎn)均保持原來位置不變，x為A點(diǎn)在翼型上相對(duì)于翼型前緣的橫坐標(biāo)位置。計(jì)算結(jié)果如圖20所示?？梢?，A點(diǎn)越靠近前緣(即整流段越短)，其對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制作用越弱。當(dāng)x=0.08c、0.12c時(shí)，雖然延遲了失速發(fā)生的迎角，但是產(chǎn)生了更大的升、阻力和力矩系數(shù)峰值，且顯著增大了升力系數(shù)遲滯環(huán)面積。A點(diǎn)越靠后，整流段越長，則ILE對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果越好。當(dāng)x=0.08c時(shí)，由于整流段較短，SC1095-ILE翼型的前緣半徑小，在上翼面沿流向的逆壓梯度較大而導(dǎo)致在靠近前緣處出現(xiàn)分離渦，且不斷變大并向后緣移動(dòng)，最終導(dǎo)致SC1095-ILE翼型失速。而當(dāng)x=0.30c時(shí)，在上仰過程中，由于ILE的整流段更長，翼型前緣半徑更大，可以降低Cp峰值，減小流動(dòng)的逆壓梯度，進(jìn)而有效地抑制流動(dòng)的分離，阻止動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生，大大降低了翼型的阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的峰值。

圖20 ILE整流單元與翼型連接位置的影響 Fig.20 Effect of connection locations of ILE rectifier unit and airfoil

4 結(jié) 論

1) 通過阻止前緣分離渦的產(chǎn)生和發(fā)展，ILE能夠有效地抑制動(dòng)態(tài)失速的發(fā)生，可以在最大升力系數(shù)下降不大的情況下，非常顯著地降低阻力和俯仰力矩系數(shù)的峰值，明顯改善了翼型的動(dòng)態(tài)失速特性。

2) 在點(diǎn)A、B、C′位置不變的情況下，ILE最大膨脹程度越大，即βmax越大，其抑制動(dòng)態(tài)失速的效果越好。在本文選取的翼型和計(jì)算參數(shù)條件下，最大膨脹程度βmax=25° 時(shí)具有最佳控制效果。當(dāng)βmax>25° 時(shí)，其對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果開始減弱。

3) 翼型上仰至最大迎角且ILE剛好達(dá)到最大膨脹狀態(tài)時(shí)，其對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果更好。

4) ILE保持最大膨脹狀態(tài)的時(shí)間長短對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制效果影響不大。

5) 在翼型上仰至不同迎角時(shí)開始對(duì)ILE充氣會(huì)對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制有較大影響。在翼型上仰至較大迎角才開始充氣會(huì)減弱對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制作用，在本文選取的翼型和計(jì)算參數(shù)條件下，當(dāng)翼型上仰至迎角為15°后開始充氣會(huì)失去對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制作用。

6) ILE整流段與翼型連接位置對(duì)動(dòng)態(tài)失速抑制有很大影響，整流段越長對(duì)動(dòng)態(tài)失速的抑制效果越好。

在實(shí)際的直升機(jī)旋翼前飛過程中，翼型的實(shí)際迎角與槳葉的變距、揮舞、方位角以及當(dāng)?shù)卣T導(dǎo)下洗速度等因素密切相關(guān)，而且存在旋轉(zhuǎn)三維效應(yīng)，這些復(fù)雜因素會(huì)對(duì)實(shí)際的控制效果產(chǎn)生一定影響。根據(jù)本文的研究結(jié)論，通過合理地設(shè)計(jì)ILE裝置并設(shè)置充放氣參數(shù)，可以盡可能降低這種影響。本文只是針對(duì)SC1095翼型這一種旋翼翼型得出上述研究結(jié)論，而且只計(jì)算了一個(gè)特定的俯仰狀態(tài)，但從結(jié)論可以看出充氣前緣技術(shù)具有很好的控制效果和應(yīng)用前景，文中的研究方法和思路也可以進(jìn)一步應(yīng)用于其他翼型和工況。此外，本文的充氣前緣技術(shù)在動(dòng)態(tài)入流情況下以及三維情況下的控制效果和控制機(jī)理有待進(jìn)一步的研究。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

Dynamic stall suppression for rotor airfoil based on inflatable leading edge technology

XUHeyong1,*，XINGShilong1,YEZhengyin1,MAMingsheng1,2

1.NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAerodynamicDesignandResearch,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

The occurrence of dynamic stall will result in high vibration torque loads and limit the flight envelope of a helicopter at high speed and load. Through the method of computational fluid dynamics (CFD)， dynamic stall suppression for SC1095 helicopter rotor airfoil based on inflatable leading edge (ILE) technology is studied. The control mechanism of dynamic stall suppression and the effect of structure and inflating process of ILE are analyzed. The result shows that the dynamic stall suppression method based on ILE is effective. The bigger the expansion of the ILE，the better the effect of the ILE on dynamic stall suppression. However, if the ILE is too great, the effect will become weak. If the expansion of the ILE reaches the maximum when the airfoil pitches to the maximum angle of attack，the best control performance can be achieved. The duration of the maximum expansion state of the ILE has minor effect on the control performance. The angle of attack at which the ILE starts to swell has a great effect on the control ability. The position which connects the ILE and the airfoil has a great effect on dynamic stall suppression. A longer fairing section of the ILE has a better effect on dynamic stall suppression.

helicopter rotor; dynamic stall; separation vortex; active flow control; inflatable leading edge

2016-09-14；Revised2016-10-11；Accepted2016-11-22；Publishedonline2016-11-241034

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161124.1034.004.html

s：NationalNaturalScienceFoundationofChina(11472223，11202166)

2016-09-14；退修日期2016-10-11；錄用日期2016-11-22； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-11-241034

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20161124.1034.004.html

國家自然科學(xué)基金 (11472223，11202166)

*

.E-mailxuheyong@nwpu.edu.cn

許和勇， 邢世龍， 葉正寅， 等． 基于充氣前緣技術(shù)的旋翼翼型動(dòng)態(tài)失速抑制J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(6):120799.XUHY,XINGSL,YEZY,etal.DynamicstallsuppressionforrotorairfoilbasedoninflatableleadingedgetechnologyJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120799.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0308

V211.3； V211.52

A

1000-6893(2017)06-120799-13

*Correspondingauthor.E-mailxuheyong@nwpu.edu.cn