侯宇飛，李志平

1. 北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京 100083 2. 北京航空航天大學(xué) 航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100083 3. 北航(四川)西部國際創(chuàng)新港科技有限公司，成都 610200

直升機(jī)在前飛狀態(tài)下為了平衡槳盤升力，需增大后行槳葉迎角。在高速前飛、重載飛行等典型工況下, 劇烈變化的迎角將造成槳葉動(dòng)態(tài)失速。失速槳葉最大升力系數(shù)顯著提高，但強(qiáng)烈的非定常分離和氣動(dòng)載荷變化是振動(dòng)的來源，不僅嚴(yán)重限制直升機(jī)飛行包線還降低了結(jié)構(gòu)壽命，還可能引發(fā)附加的氣動(dòng)阻尼[1]。因此，有效控制動(dòng)態(tài)失速是改善旋翼流動(dòng)特性和提升直升機(jī)飛行性能的關(guān)鍵。

翼型氣動(dòng)載荷的劇烈變化與前緣分離渦的產(chǎn)生、發(fā)展和脫落關(guān)系密切。當(dāng)翼型上仰超過靜態(tài)失速迎角后，分離渦在前緣上表面形成并快速向下游移動(dòng)，旋渦的低壓效應(yīng)使升力增加，隨后作用于尾緣造成低頭力矩激增，當(dāng)旋渦脫離翼型表面，升力驟降。針對(duì)這種前緣分離渦目前已經(jīng)發(fā)展出一系列控制方法，主動(dòng)控制有下垂前緣[2]、固定前緣條[3-4]、前緣噴氣[5]、后緣小翼[6]。盡管它們?cè)谝种品蛛x渦方面取得了不錯(cuò)效果，但動(dòng)態(tài)控制裝置勢必造成結(jié)構(gòu)復(fù)雜，重量增加，生產(chǎn)和維修成本上升[7]，相比而言被動(dòng)控制實(shí)施難度更小。

近年來，座頭鯨胸鰭前緣的凸起引起學(xué)者們極大興趣。作為一種被動(dòng)控制，突起前緣顯著增強(qiáng)了座頭鯨的機(jī)動(dòng)性，使其形成獨(dú)特的180°U型回轉(zhuǎn)捕食方式[8]。大量靜態(tài)研究表明，前緣突起能夠在高迎角下提高升力，推遲失速。Watts和Fish[9]應(yīng)用小板理論對(duì)翼面進(jìn)行數(shù)值模擬，表明凹凸前緣在10°迎角下升力增加4.8%，阻力減小10.9%。Miklosovic等[10]通過風(fēng)洞試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)凹凸前緣翼面在雷諾數(shù)Re=5×105下失速迎角增大40%，最大升力提高6%。關(guān)于流動(dòng)機(jī)理，學(xué)者普遍認(rèn)為前緣凸起類似于渦流發(fā)生器[11-13]，其產(chǎn)生的高強(qiáng)度流向渦增強(qiáng)了邊界層與主流區(qū)域的動(dòng)量交換，是增加升力和推遲失速的關(guān)鍵，Stanway[14]運(yùn)用粒子圖像測速(PIV)法技術(shù)證實(shí)了這一點(diǎn)，發(fā)現(xiàn)在大迎角下前緣波峰間形成了沿流向的反向渦對(duì)。同時(shí)流向渦產(chǎn)生的下洗流動(dòng)[15-16]促使流動(dòng)貼附在翼型上表面，因而推遲失速。此外，文獻(xiàn)[8，11]還提出這種凸起結(jié)構(gòu)相當(dāng)于翼刀，抑制了分離區(qū)沿展向傳播。目前關(guān)于將仿生凹凸前緣運(yùn)用到動(dòng)態(tài)失速控制的研究較少，Borg[17]通過試驗(yàn)研究了雷諾數(shù)為1.3×105下不同凹凸前緣對(duì)NACA0012動(dòng)態(tài)失速特性的影響，發(fā)現(xiàn)減小凸起間距和凸起幅度能夠增大升力峰值，減小遲滯效應(yīng)。在雷諾數(shù)為1×106下[18]，波狀凸起前緣同樣提升了NACA0012動(dòng)態(tài)失速平均升力。文獻(xiàn)[17]只研究了仿生凹凸前緣對(duì)氣動(dòng)載荷的影響，沒有進(jìn)行流動(dòng)機(jī)理分析。文獻(xiàn)[18]旨在提高動(dòng)態(tài)失速下機(jī)翼的升力，未考慮凹凸前緣對(duì)阻力和俯仰力矩的影響，并且未討論凹凸幾何參數(shù)對(duì)流場的作用。

鑒于凹凸前緣在直升機(jī)旋翼動(dòng)態(tài)失速控制方面的潛力，為了將其應(yīng)用在工程實(shí)踐中，有必要深入理解凹凸前緣流動(dòng)控制機(jī)理。本文基于試驗(yàn)驗(yàn)證的數(shù)值模擬方法，研究了仿生前緣對(duì)翼面動(dòng)態(tài)失速的抑制作用，重點(diǎn)關(guān)注對(duì)分離渦的影響機(jī)理，對(duì)比了不同前緣幾何的氣動(dòng)特性。同時(shí)為了探究仿生前緣的作用范圍，討論了平均迎角、迎角振幅、折算頻率以及來流馬赫數(shù)對(duì)其動(dòng)態(tài)失速控制效果的影響。

1 幾何模型與數(shù)值方法

1.1 仿生凹凸前緣造型

選取SC1095旋翼翼型為研究對(duì)象，它被應(yīng)用于美國黑鷹直升機(jī)主槳，分布在0.85R(R為槳盤半徑)以外展向位置，是動(dòng)態(tài)失速經(jīng)常發(fā)生的區(qū)域。原型翼由SC1095翼型沿槳葉展向無扭轉(zhuǎn)拉伸而成，展長為0.5倍翼型弦長。采用正弦函數(shù)?；律纪骨熬墸砻嫦议L沿展向的分布為

C(z)=C+Acos(2πz/λ)

(1)

式中：z為展向坐標(biāo)；C(z)為翼面展向各截面弦長；C為原型翼弦長；A為正弦前緣波峰；λ為正弦前緣波長。

參考座頭鯨胸鰭前緣外形[19]，A分別取0.025C、0.050C和0.100C，λ分別取0.25C和0.50C，3種波峰和2種波長組合生成6種正弦前緣翼作為研究對(duì)象。圖1給出了原型翼和正弦前緣翼示意圖，經(jīng)驗(yàn)證[18]當(dāng)兩側(cè)設(shè)為周期性邊界條件時(shí)，展向的正弦周期數(shù)目不影響計(jì)算結(jié)果，因此為減少計(jì)算量本文正弦前緣翼沿展向均取1個(gè)周期。為保證只有翼面前緣做正弦修型而不改變其他區(qū)域幾何，翼面尾緣沿展向?qū)R，只對(duì)前緣(最大厚度之前)進(jìn)行縮放處理(見圖2)，其表達(dá)式為

(2)

ynew=yoriginal

(3)

式中：x為橫坐標(biāo)；y為縱坐標(biāo)；“original”代表原型翼；“new”代表正弦前緣翼；“mt”代表原型翼最大厚度位置；坐標(biāo)原點(diǎn)位于尾緣。

圖1 原型翼和正弦前緣翼俯視圖Fig.1 Top view of prototype wing and sinusoidal leading-edge wing

圖2 翼型前緣縮放示意圖Fig.2 Schematic diagram of scaling of airfoil leading-edge

1.2 網(wǎng)格生成與數(shù)值方法驗(yàn)證

為確保計(jì)算結(jié)果不受邊界條件影響，計(jì)算域取100倍弦長(如圖3所示)。計(jì)算全部采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，同時(shí)在翼型周圍方形區(qū)Ⅰ及尾跡區(qū)Ⅱ進(jìn)行網(wǎng)格加密處理, 通過拉伸生成展向網(wǎng)格。定義全部網(wǎng)格做整體剛性俯仰運(yùn)動(dòng)來模擬動(dòng)態(tài)失速，不僅能夠保證網(wǎng)格質(zhì)量不變，還避免了使用動(dòng)靜交界面產(chǎn)生的數(shù)據(jù)傳遞誤差。所有外場邊界定義為同一個(gè)速度進(jìn)口邊界，因而轉(zhuǎn)動(dòng)到任一迎角時(shí)進(jìn)口面積始終等于出口面積。在滿足總體質(zhì)量連續(xù)的情況下，使用唯一速度同時(shí)定義進(jìn)/出口是可行的[20]。翼型表面為無滑移條件，展向兩側(cè)為周期性邊界條件。如圖4所示，翼型附近采用O型網(wǎng)格，表面第1層網(wǎng)格高度使y+最大不超過2。

驗(yàn)證案例取自文獻(xiàn)[21]的試驗(yàn)結(jié)果，Re=3.92×106，馬赫數(shù)Ma=0.3，翼型以折算頻率k=0.1做正弦俯仰, 轉(zhuǎn)軸在距前緣25%弦長處。采用3種不同數(shù)目的網(wǎng)格來驗(yàn)證網(wǎng)格無關(guān)性，分別為64萬、160萬和288萬。為及時(shí)捕捉失速渦的發(fā)展動(dòng)態(tài)，將1個(gè)俯仰周期分為1 000個(gè)時(shí)間步。假設(shè)流動(dòng)為完全發(fā)展的湍流，考慮到Spalart-Allmaras(S-A)模型和k-ωSST(Shear Stress Transport)模型在預(yù)測翼型動(dòng)態(tài)失速方面都有廣泛應(yīng)用，這里對(duì)二者計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較。采用壓力基求解器，搭配Coupled算法。相比于Simple和Piso算法，Coupled算法能更快達(dá)到收斂，尤其對(duì)長時(shí)間步具有較高魯棒性[22]。下文以CL表示升力系數(shù)，CD表示阻力系數(shù)，Cm表示俯仰力矩系數(shù),α表示迎角。參考長度為弦長，參考面積為弦長×展長，俯仰力矩參考點(diǎn)為轉(zhuǎn)軸處。

圖3 計(jì)算域示意圖Fig.3 Schematic diagram of computational domain

圖4 翼型附近的O型網(wǎng)格Fig.4 O-block mesh around airfoil

圖5給出了驗(yàn)證案例計(jì)算結(jié)果，通過對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果，看到在上行(迎角增大)過程中，兩種湍流模型均能準(zhǔn)確地預(yù)測氣動(dòng)載荷，包括失速迎角和升力系數(shù)峰值。但是在下行(迎角減小)過程中，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值有一定偏差，這與分離后的湍流具有強(qiáng)非平衡性有關(guān)，而模型參數(shù)由簡單流動(dòng)獲得。S-A模型在失速迎角附近預(yù)測的氣動(dòng)性能出現(xiàn)大幅振蕩，且計(jì)算得到的抬頭力矩峰值和低頭力矩峰值較于k-ωSST偏差更大，因此采用k-ωSST模型。中等密度網(wǎng)格結(jié)果已不受網(wǎng)格數(shù)目增加的影響，在下文的計(jì)算中均采用中等數(shù)量網(wǎng)格?？傮w可見，本文采用的數(shù)值方法能夠模擬動(dòng)態(tài)失速。

圖5 計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比Fig.5 Comparison between calculated and experimental values

2 仿生前緣動(dòng)態(tài)失速控制機(jī)理分析

針對(duì)1.2節(jié)中案例，表1列出了6種仿生正弦前緣翼的幾何參數(shù)與計(jì)算結(jié)果，包括最大升力系數(shù)CLmax、最大阻力系數(shù)CDmax、最大俯仰力矩系數(shù)Cmmax相較于原型翼的變化量(ΔCLmax、ΔCDmax和ΔCmmax)。仿生前緣在減小載荷幅值方面展現(xiàn)出巨大潛力，6種造型均能顯著降低阻力峰值和低頭力矩峰值，這對(duì)降低振動(dòng)載荷和增加槳葉壽命很有必要。盡管都伴有不同程度的升力損失，但急劇變化的俯仰力矩是動(dòng)態(tài)失速中最嚴(yán)重的問題，是顫振邊界的成因，而一定的升力峰值減小可以接受，這是因?yàn)橹鄙龣C(jī)在高前進(jìn)比下升力主要由前后側(cè)槳盤60%～85%半徑區(qū)域產(chǎn)生，而動(dòng)態(tài)失速通常發(fā)生在左側(cè)槳盤85%半徑以外區(qū)域[23]?？梢钥吹诫S著波峰的增加和波長的減小，阻力和力矩峰值減小量增加，但升力系數(shù)損失也有所增加。其中A025W5、A05W5和A025W25以較小的升力代價(jià)獲得了明顯的阻力特性和力矩特性的提升。

表1 正弦前緣翼案例及結(jié)果匯總

本節(jié)以A05W5為例，對(duì)比原型翼分析其動(dòng)態(tài)失速控制機(jī)理。當(dāng)迎角分別上行至8.49°、10.35°和11.89°時(shí)，CL均保持線性增長(如圖6(a)所示)，流動(dòng)附著于翼面。各截面壓力系數(shù)(Cp)對(duì)比由圖7給出，Original代表原型翼截面，Peak代表波峰截面，Trough代表波谷截面。隨著迎角增加，原型翼吸力峰值有所增加，而波谷截面吸力峰值顯著增加，在迎角為11.89°時(shí)Cp超過了-10，這是因?yàn)椴糠謿饬鲝牟ǚ逑虿ü葏R聚，速度增加形成了高負(fù)壓區(qū)和強(qiáng)逆壓梯度。反過來，一部分將要抵達(dá)波峰的氣流被波谷前緣的負(fù)壓抽取過去，使得波峰前緣繞流加速效果減弱，因此波峰截面Cp峰值始終較小。

圖6 原型翼與仿生翼A05W5氣動(dòng)系數(shù)對(duì)比Fig.6 Comparisons of aerodynamic coefficients between original wing and bionic wing A05W5

圖7 不同截面壓力系數(shù)對(duì)比Fig.7 Comparisons of pressure coefficients on different sections

圖8和圖9給出了迎角上行至12.8°時(shí)的各截面壓力系數(shù)分布和流場，此刻A05W5的CL增長率發(fā)生了變化，原型翼CL仍位于線性增長區(qū)。流經(jīng)波谷的氣流在更短的行程內(nèi)升壓至平均水平，產(chǎn)生的強(qiáng)逆壓梯度使波谷更易分離，提前出現(xiàn)了分離渦，其附帶的的低壓效應(yīng)使得波谷截面Cp出現(xiàn)“小平臺(tái)”，進(jìn)一步增加了波谷截面翼型的升力，從而改變CL斜率，這與Carr等[24]的結(jié)論一致。原型翼與波峰截面均保持附著流動(dòng)。

圖8 α=12.8°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.8 Pressure coefficients on different sections at α=12.8°

圖9 α=12.8°時(shí)不同截面的流場Fig.9 Flow fields on different sections at α=12.8°

圖10和圖11展示了迎角上行至16.05°時(shí)的各截面壓力分布與流場。原型翼CL增長率出現(xiàn)變化，較于A05W5推遲了約3.3°，同樣在脫離CL線性增長區(qū)時(shí)觀察到前緣分離渦。然而波谷在α=12.8°時(shí)產(chǎn)生的分離渦更早進(jìn)入下游，覆蓋了約60%波谷截面上表面，從Cp曲線圖看出分離渦形成的低壓區(qū)向下游移動(dòng)，升力繼續(xù)增加，壓差阻力和低頭力矩同時(shí)增大。波峰截面流動(dòng)基本附著，但因?yàn)槭艿讲ü确蛛x渦牽動(dòng)，波峰截面尾緣上游流線扭折，出現(xiàn)回流和展向流動(dòng)，被牽動(dòng)的氣流在一定程度上限制了分離渦的發(fā)展。

圖10 α=16.05°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.10 Pressure coefficients on different sections atα=16.05°

圖11 α=16.05°時(shí)不同截面的流場Fig.11 Flow fields on different sections at α=16.05°

迎角上仰至18.85°，Cp曲線及流場如圖12和圖13所示。原型翼CL接近峰值，分離渦幾乎覆蓋上表面，隨該渦向下游移動(dòng)，低壓區(qū)后移，Cp峰值減小。與同處CL峰(α=16.05°)的A05W5流場相比，原型翼分離渦更強(qiáng)，所產(chǎn)生的低壓區(qū)造成更大的壓差阻力及俯仰力矩，同時(shí)也是CL峰高于A05W5的原因。A05W5此刻已經(jīng)失速，主分離渦開始脫離上表面，低速回流區(qū)覆蓋了波谷截面和后半波峰截面。

圖12 α=18.85°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.12 Pressure coefficients on different sections atα=18.85°

圖13 α=18.85°時(shí)不同截面的流場Fig.13 Flow fields on different sections at α=18.85°

圖14和圖15給出了最大迎角19.68°時(shí)的Cp曲線圖和流場。由于分離渦與其低壓區(qū)逐漸遠(yuǎn)離以及渦誘導(dǎo)速度損失，原型翼CL驟降。同時(shí)分離渦在尾緣卷起的逆時(shí)針渦形成低壓區(qū)，導(dǎo)致低頭力矩高于A05W5，而A05W5尾緣渦此刻早已脫落(見圖15(b)和圖15(c))。即使在最大迎角，波峰截面前半?yún)^(qū)域仍然不存在分離渦，流動(dòng)繼續(xù)附著在翼型表面，在一定程度上充當(dāng)“翼刀”限制了分離渦展向傳播。另外，原型翼產(chǎn)生了二次前緣分離渦與逆時(shí)針渦結(jié)構(gòu)，破壞了附著流，但這種反向渦對(duì)并未出現(xiàn)在仿生翼周圍。

圖14 α=19.68°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.14 Pressure coefficients on different sections atα=19.68°

圖15 α=19.68°時(shí)不同截面的流場Fig.15 Flow fields on different sections at α=19.68°

隨后迎角開始下俯，兩種翼型的氣動(dòng)系數(shù)呈現(xiàn)出不同變化趨勢。結(jié)合圖6看到原型翼的CL、CD和Cm都先回漲再驟降，而A05W5的氣動(dòng)載荷始終平穩(wěn)減小。圖16和圖17展示了迎角下俯到19.1°時(shí)的Cp曲線圖和流場。此刻原型翼CL回漲至高點(diǎn)。因?yàn)閳D15(a)中的二次前緣分離渦Ⅰ向下游移動(dòng)并增強(qiáng)，Cp峰值增加，升力增加，阻力和低頭力矩隨之增加。在圖15(a)中與該二次前緣渦成對(duì)出現(xiàn)的逆時(shí)針渦Ⅱ幾乎消散，從而看到渦Ⅰ與已經(jīng)弱化的主分離渦連在一起(見圖17(a))，隨著迎角進(jìn)一步減小，二次分離渦的脫落造成CL再次陡降。與之對(duì)比，A05W5并未出現(xiàn)二次分離渦的發(fā)展和脫落。

圖16 α=19.1°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.16 Pressure coefficients on different sections atα=19.1°

圖17 α=19.1°時(shí)不同截面的壓力系數(shù)Fig.17 Pressure coefficients on different sections atα=19.1°

綜上，仿生正弦前緣促使分離渦提前產(chǎn)生，但強(qiáng)度下降，盡管較弱的分離渦使得升力峰值有所損失，但顯著降低了阻力和俯仰力矩峰值，抑制了動(dòng)態(tài)失速。同時(shí)仿生前緣抑制了二次分離渦的產(chǎn)生，使得下俯過程載荷變化平緩。前緣波峰越大或波長越小，上述趨勢越明顯。

3 運(yùn)動(dòng)參數(shù)與來流參數(shù)的影響

為了將仿生前緣應(yīng)用于工程實(shí)踐，需要進(jìn)一步探討其工作范圍。本文針對(duì)動(dòng)態(tài)失速中最重要的運(yùn)動(dòng)參數(shù)(平均迎角、迎角振幅、折算頻率)以及來流參數(shù)(馬赫數(shù))，研究其對(duì)動(dòng)態(tài)失速特性的影響以及仿生前緣在多種工況下的動(dòng)態(tài)失速控制效果。采用仿生前緣翼A025W5與原型翼進(jìn)行對(duì)比，參考工況為：α=10°+10°sin(ωt),k=0.1,Ma=0.3,Re=3.92×106。影響參數(shù)分析只改變所分析參數(shù)，其他參數(shù)和參考工況一致。

3.1 平均迎角

圖18 不同平均迎角下的氣動(dòng)力系數(shù)Fig.18 Aerodynamic coefficients at different mean angles of attack

3.2 迎角振幅

圖19給出了迎角振幅(αm)分別為5°、10°、15°時(shí)原型翼和仿生翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)遲滯回線。隨著迎角振幅的增加，動(dòng)態(tài)失速特性增強(qiáng)，各氣動(dòng)系數(shù)遲滯效應(yīng)更加明顯，反映在各氣動(dòng)系數(shù)峰值增加以及流動(dòng)再附現(xiàn)象推遲。在低迎角振幅情況下(αm=5°)，載荷次波峰未出現(xiàn)，當(dāng)迎角振幅增加，二次前緣分離渦加強(qiáng)從而產(chǎn)生載荷次波峰，仿生前緣能夠在一定程度上抑制二次分離渦與載荷次波峰的出現(xiàn)，緩和載荷變化。仿生前緣在3種迎角振幅下都能有效抑制俯仰力矩峰值，不同振幅下其減小量基本一致，升力峰值的損失也幾乎不受迎角振幅的影響，但阻力峰值的減小量在迎角振幅較小時(shí)(αm=5°)降低。

圖19 不同迎角振幅下的氣動(dòng)力系數(shù)Fig.19 Aerodynamic coefficients at different amplitudes of angle of attack

3.3 折算頻率

前飛直升機(jī)旋翼的截面通常情況下的折算頻率在0.03～0.1之間，據(jù)此本文針對(duì)3種不同折算頻率(k=0.04、0.07、0.10)進(jìn)行了動(dòng)態(tài)失速模擬，升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的結(jié)果如圖20所示。首先，折算頻率的增加使得動(dòng)態(tài)失速程度加深，遲滯環(huán)面積顯著增大，氣動(dòng)載荷峰值及所對(duì)應(yīng)迎角增加并且再附迎角減小。隨著折算頻率的增加，仿生前緣動(dòng)態(tài)失速控制效果相對(duì)減弱，反映在俯仰力矩峰值的減小量和阻力峰值的減小量降低，盡管升力峰值損失也減小。另外，仿生翼型氣動(dòng)載荷峰值的出現(xiàn)始終提前于原型翼，隨著折算頻率降低，這種提前效應(yīng)愈發(fā)明顯。

圖20 不同折算頻率下的氣動(dòng)力系數(shù)Fig.20 Aerodynamic coefficients at different reduced frequencies

3.4 馬赫數(shù)

自由來流速度在直升機(jī)槳葉不同半徑處差異很大，為了探討來流速度對(duì)動(dòng)態(tài)失速特性及仿生前緣動(dòng)態(tài)失速控制的影響，本文計(jì)算了Ma分別為0.3、0.4和0.5下的原型翼和仿生翼的動(dòng)態(tài)失速特性，結(jié)果如圖21所示。隨著來流速度增加，臨界逆壓梯度減小[25]，前緣分離更易發(fā)生，導(dǎo)致前緣分離渦提前生成并向下游運(yùn)動(dòng)，又因?yàn)榇髞砹魉俣认路蛛x渦更容易耗散、脫落，因此渦強(qiáng)度減弱，氣動(dòng)系數(shù)峰值減小。3種馬赫數(shù)下仿生前緣都能有效實(shí)現(xiàn)阻力峰值和低頭力矩峰值的抑制，隨著馬赫數(shù)增加，阻力峰值和俯仰力矩峰值的減小量先基本不變后降低，升力峰值損失也展現(xiàn)相同趨勢。

圖21 不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)力系數(shù)Fig.21 Aerodynamic coefficients at different Mach numbers

4 結(jié) 論

1) 仿生前緣能夠顯著降低阻力峰值和俯仰力矩峰值，但最大升力系數(shù)有不同程度減小。當(dāng)前緣波峰增加或波長減小，阻力峰值和俯仰力矩峰值減小量大幅增加，而升力峰值的減小量遠(yuǎn)小于阻力和俯仰力矩峰值的減小量。

2) 前緣波谷的強(qiáng)逆壓梯度促使波谷提前分離并產(chǎn)生前緣渦，波峰截面前半上表面流動(dòng)不受分離渦影響，始終附著在表面，起到了削弱波谷分離渦與限制其沿展向傳播的作用。同時(shí)，仿生前緣有效抑制了二次前緣渦，從而緩和了最大迎角附近的載荷變化。

3) 平均迎角、迎角振幅和折算頻率的增加都會(huì)加強(qiáng)動(dòng)態(tài)失速遲滯特性，增加氣動(dòng)系數(shù)峰值并推遲流動(dòng)再附。當(dāng)來流馬赫數(shù)增加時(shí)，氣動(dòng)系數(shù)峰值與其對(duì)應(yīng)迎角都減小。

4) 平均迎角越大，仿生翼型的阻力和俯仰力矩的抑制程度增加，升力峰值損失輕微增加；迎角振幅對(duì)仿生前緣的動(dòng)態(tài)失速控制效果影響較小；折算頻率增加，仿生翼各載荷峰值減小量均降低，載荷峰值所對(duì)應(yīng)迎角的提前量減?。浑S著來流馬赫數(shù)增加，仿生翼的各載荷峰值減小量先基本不變后降低。