賈天昊，高 超，許和勇，徐澤陽(yáng)

(西北工業(yè)大學(xué) 翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072)

0 引言

動(dòng)態(tài)失速是以形成動(dòng)態(tài)失速渦（dynamic stall vortex,DSV）和發(fā)生大尺度流動(dòng)分離為基本特征的復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[1]。直升機(jī)旋翼在復(fù)雜的跨聲速流場(chǎng)中進(jìn)行周期變距運(yùn)動(dòng)，其后行槳葉在大攻角下易發(fā)生動(dòng)態(tài)失速。動(dòng)態(tài)失速發(fā)生時(shí)，氣動(dòng)力出現(xiàn)明顯的非線性遲滯，出現(xiàn)升力損失、阻力突增和氣動(dòng)中心位置波動(dòng)。研究翼型動(dòng)態(tài)失速問題是提高其氣動(dòng)特性的關(guān)鍵途徑之一。近年來(lái)，針對(duì)翼型俯仰振蕩引起的動(dòng)態(tài)失速開展了大量實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬。McCroskey[2]選取多種翼型對(duì)定常來(lái)流下的動(dòng)態(tài)失速問題開展了實(shí)驗(yàn)研究。Benton 等[3]通過(guò)大渦模擬方法研究了NACA0012翼型在高雷諾數(shù)下的動(dòng)態(tài)失速問題。目前大部分的翼型動(dòng)態(tài)失速研究都是在定常來(lái)流下開展，不符合前飛狀態(tài)時(shí)旋翼的相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)周期變化的特征。因此，基于變來(lái)流的翼型動(dòng)態(tài)失速研究更能反映其真實(shí)的氣動(dòng)特性[4-5]。Hird 等[6]使用變來(lái)流跨聲速風(fēng)洞研究了SSC-A09 翼型在變來(lái)流下俯仰振蕩的氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)隨時(shí)間變化的來(lái)流速度對(duì)非定常氣動(dòng)載荷具有較大影響。

對(duì)于動(dòng)態(tài)失速現(xiàn)象產(chǎn)生的不利影響，一般采用流動(dòng)控制技術(shù)來(lái)改善翼型的氣動(dòng)性能。流動(dòng)控制技術(shù)分為被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)和主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。典型的被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)有渦流發(fā)生器[7-8]、后緣襟翼[9]和格尼襟翼[10]等。這些控制裝置能夠有效地提高設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能，但是難免會(huì)影響非設(shè)計(jì)點(diǎn)的氣動(dòng)性能。主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)是通過(guò)向流場(chǎng)中注入能量以改善翼型的氣動(dòng)特性，例如邊界層吸氣可以抑制前緣分離泡[11-12]、等離子體激勵(lì)器能夠電離局部空氣以加速邊界層流動(dòng)[13-15]、合成射流與合成雙射流激勵(lì)器可以產(chǎn)生渦流和等離子體射流作用于主流[16-18]。協(xié)同射流（co-flow jet,CFJ）是主動(dòng)控制技術(shù)新發(fā)展的基于吹/吸氣的控制方法[19-21]。CFJ 翼型的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬表明其具有較高的能量輸出水平，能夠顯著地提高升力并減小阻力[22-23]。CFJ 的實(shí)驗(yàn)最初是依靠外部氣源實(shí)現(xiàn)的，這種方法雖然方便但不符合工程應(yīng)用的要求。Yang 和Zha 等[24]改進(jìn)了內(nèi)置氣源的設(shè)計(jì)并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)，不僅驗(yàn)證了該設(shè)計(jì)的有效性，還發(fā)現(xiàn)CFJ翼型具有高升力的特性和增強(qiáng)流動(dòng)抗逆壓梯度的特點(diǎn)。該技術(shù)基于內(nèi)置氣泵，具有零質(zhì)量流的優(yōu)勢(shì)，加上控制效果顯著，被認(rèn)為具有較大的發(fā)展?jié)摿?。協(xié)同射流方法已被應(yīng)用于翼型動(dòng)態(tài)失速的控制中，但相關(guān)研究都是基于定常來(lái)流條件[25]。因此，在變來(lái)流條件下開展協(xié)同射流控制翼型動(dòng)態(tài)失速的數(shù)值模擬研究，對(duì)于改善旋翼動(dòng)態(tài)失速問題具有現(xiàn)實(shí)意義。

針對(duì)上述情況，本文開展了變來(lái)流下翼型動(dòng)態(tài)失速的協(xié)同射流控制研究，建立了基于風(fēng)扇（簡(jiǎn)稱為FAN）邊界的協(xié)同射流數(shù)值模擬方法，研究了變來(lái)流下翼型動(dòng)態(tài)失速的氣動(dòng)特性，對(duì)比了CFJ 翼型的射流流道對(duì)原始翼型氣動(dòng)特性的影響，評(píng)估了協(xié)同射流方法的控制效率，分析了不同參數(shù)對(duì)CFJ 控制翼型動(dòng)態(tài)失速的影響及控制機(jī)理。

1 計(jì)算方法

1.1 CFJ 翼型設(shè)計(jì)

選擇NACA0012 翼型為基準(zhǔn)翼型，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)行外形修改，得到的協(xié)同射流翼型命名為CFJ0012。協(xié)同射流方法工作原理如圖1 所示。

翼型弦長(zhǎng)為c，吹氣口距離前緣8.3%c、高度為0.91%c，吸氣口距離前緣83.3%c、高度為1.94%c。為了使射流更好地附著于翼型表面，在吹/吸氣口之間將翼型上表面設(shè)計(jì)了0.6%c的微量下沉，形成了上表面的射流流道。此外，使用無(wú)厚度的FAN 邊界模擬協(xié)同射流時(shí)，翼型內(nèi)部具有氣流通道的設(shè)計(jì)。FAN 邊界是用于模擬內(nèi)置氣泵，高度為4%c。該邊界條件能使氣流獲得設(shè)定的壓升ΔP以形成CFJ，使之更貼合實(shí)際的工程應(yīng)用。協(xié)同射流開啟時(shí)，內(nèi)置氣泵輸送氣流，從前緣吹氣口將加速后的氣流吹出。射流與主流發(fā)生摻混作用，加快邊界層的流動(dòng)。在后緣吸氣口處等質(zhì)量流的空氣被吸入，自動(dòng)實(shí)現(xiàn)了零質(zhì)量流條件。

1.2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬采用Fluent 軟件，基于有限體積法，選擇速度壓力耦合算法。遠(yuǎn)場(chǎng)為Riemann 不變量的無(wú)反射邊界條件，壁面為無(wú)滑移壁面邊界條件。流場(chǎng)求解的控制方程為非定常雷諾平均Navier-Stokes 方程[26]。采用轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型，該湍流模型耦合了k-ωSST 湍流模型和 γ-Reθt轉(zhuǎn)捩模型，可以對(duì)流場(chǎng)不同區(qū)域的流動(dòng)特征進(jìn)行正確預(yù)測(cè)。k-ωSST 模型既有k-ω模型預(yù)測(cè)邊界層內(nèi)層流動(dòng)的優(yōu)勢(shì)，又有k-ε模型模擬自由剪切層流動(dòng)的優(yōu)勢(shì)，還引入剪切應(yīng)力輸運(yùn)方程以改善對(duì)逆壓梯度流動(dòng)的預(yù)測(cè)性能。Menter 等[27-28]研究發(fā)現(xiàn)，轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型預(yù)測(cè)跨聲速流動(dòng)的準(zhǔn)確性較高，不僅能較好地預(yù)測(cè)逆壓梯度流動(dòng)，還能較好地預(yù)測(cè)流動(dòng)分離區(qū)域。

計(jì)算網(wǎng)格采用O 型拓?fù)涞慕Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對(duì)翼型表面、射流流道和FAN 邊界處的網(wǎng)格進(jìn)行加密處理。翼型俯仰振蕩時(shí)網(wǎng)格整體剛性運(yùn)動(dòng)，周期性旋轉(zhuǎn)中心為0.25c處。翼型俯仰振蕩可描述為簡(jiǎn)諧運(yùn)動(dòng)，其瞬時(shí)攻角表示為：

式中：α0為平均攻角；αm為振蕩幅度；ω為翼型俯仰角頻率。減縮頻率k描述來(lái)流的非定常效應(yīng)，k值與非定常特性正相關(guān)。減縮頻率表示為：

假設(shè)翼型對(duì)應(yīng)槳葉徑向70.75%處的剖面，槳尖馬赫數(shù)為0.4，基準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.283。來(lái)流馬赫數(shù)與槳尖馬赫數(shù)之比為前進(jìn)比μ，定常來(lái)流下μ=0，變來(lái)流下μ選為0.25。翼型相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)[5]表示為：

其中φ為來(lái)流馬赫數(shù)與瞬時(shí)攻角之間的相位差。直升機(jī)前飛狀態(tài)下前行槳葉流速大而后行槳葉流速小，因此設(shè)定φ=180°以減小升力的不平衡。

不同ΔP形成不同強(qiáng)弱的射流。射流強(qiáng)弱程度可由射流動(dòng)量系數(shù)衡量，其定義如下：

主動(dòng)流動(dòng)控制的能耗直接影響技術(shù)理論向工程應(yīng)用的轉(zhuǎn)化。氣泵輸送氣流以克服總壓損失，功率與質(zhì)量流量和總壓比相關(guān)。功率系數(shù)[21]的定義為：

式中：cp為定壓比熱容；T2為吸口總溫；η為氣泵的效率；P1為噴口總壓；P2為吸口總壓；γ為比熱比。

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

2.1 計(jì)算方法驗(yàn)證

選擇轉(zhuǎn)捩SST、k-ωSST、k-ω三種湍流模型對(duì)NACA0012 翼型俯仰運(yùn)動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬，與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[29]的對(duì)比如圖2 所示。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷南议L(zhǎng)為0.601 m，實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)為：α0=14.91°，αm=9.88°，k=0.151，Ma=0.283，Re=3.45 × 106。網(wǎng)格單元數(shù)量為10 萬(wàn)，時(shí)間步長(zhǎng)為0.13 ms。

如圖2 所示，不同湍流模型的預(yù)測(cè)的氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)值大致吻合，但在翼型下俯階段差別較大。翼型處于深失速狀態(tài)時(shí)，k-ω湍流模型的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在較大的差距，對(duì)流動(dòng)分離后的演化過(guò)程預(yù)測(cè)不準(zhǔn)確。計(jì)算結(jié)果不合理的原因可能是k-ω湍流模型對(duì)自由來(lái)流中湍動(dòng)能的變化過(guò)度敏感。轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型依靠 γ-Reθt模型對(duì)轉(zhuǎn)捩過(guò)程的正確捕捉，相比k-ωSST 湍流模型更接近實(shí)驗(yàn)值。轉(zhuǎn)捩SST 湍流模型對(duì)該流動(dòng)趨勢(shì)預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性表明，本文基于轉(zhuǎn)捩SST湍流模型計(jì)算得到氣動(dòng)力結(jié)果是可靠的，開展數(shù)值模擬研究是可行的。

為驗(yàn)證計(jì)算方法在變來(lái)流條件下開展數(shù)值模擬的有效性，選擇王清等[5]的計(jì)算結(jié)果與SSC-A09 翼型的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖3 所示。數(shù)值模擬的狀態(tài)參數(shù)為：來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.4+0.08cos(ωt-13.3)，瞬時(shí)攻角α=8.5 -13cos(ωt)，減縮頻率為0.05。圖3中升力系數(shù)的變化趨勢(shì)與王清等[5]的計(jì)算結(jié)果顯示出較好的一致性，但在大攻角下計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在一定的偏差。在實(shí)驗(yàn)中變來(lái)流風(fēng)洞的氣流速度難以精準(zhǔn)控制，會(huì)導(dǎo)致來(lái)流速度的波形發(fā)生畸變[5]，還會(huì)導(dǎo)致氣流的湍流度增大。而數(shù)值模擬中來(lái)流速度的變化規(guī)律受到準(zhǔn)確的控制，因此可能導(dǎo)致計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在偏差。但氣動(dòng)力變化趨勢(shì)基本吻合，表明了計(jì)算方法具有可靠性與有效性。

圖3 變來(lái)流下翼型升力系數(shù)曲線對(duì)比Fig.3 Comparison of airfoil lift coefficient curves under variable free stream

2.2 CFJ 驗(yàn)證

本小節(jié)采用具有實(shí)驗(yàn)結(jié)果的CFJ6415 翼型進(jìn)行CFJ 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證。DANO 等[30]在NACA6415翼型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了CFJ6415 翼型，并進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷南议L(zhǎng)30.48 mm，展長(zhǎng)59.06 mm。實(shí)驗(yàn)狀態(tài)參數(shù)為：來(lái)流馬赫數(shù)0.03，溫度288.15 K，標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力101.325 kPa，質(zhì)量流率0.06 kg/s。實(shí)驗(yàn)的協(xié)同射流系統(tǒng)由獨(dú)立控制的高壓氣源和低壓真空氣罐組成。為驗(yàn)證FAN 邊界在CFJ 數(shù)值模擬中的可靠性與準(zhǔn)確性，本文在相同狀態(tài)參數(shù)下開展了數(shù)值模擬。計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比如圖4 所示，15°攻角下的流場(chǎng)如圖5 所示?？梢?，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的升力系數(shù)具有較好的一致性。攻角大于15°時(shí)計(jì)算的阻力系數(shù)偏低，功率系數(shù)略低于實(shí)驗(yàn)值，但變化趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)值吻合。結(jié)果表明，基于FAN 邊界的數(shù)值模擬方法能夠較好地模擬CFJ 翼型的氣動(dòng)特性，為CFJ 的流場(chǎng)研究提供了較為可靠的方法。

3 結(jié)果與分析

本節(jié)基于以上CFJ 模擬方法，對(duì)CFJ0012 翼型在變來(lái)流條件下的俯仰運(yùn)動(dòng)繞流進(jìn)行數(shù)值模擬，研究射流流道的影響，評(píng)估射流功耗特性，分析CFJ 控制動(dòng)態(tài)失速效果以及流動(dòng)機(jī)理。

3.1 CFJ 翼型射流流道的影響

氣泵關(guān)機(jī)時(shí)的ΔP設(shè)置為0，該狀態(tài)下的翼型命名為CFJ-off。選取μ=0 和μ=0.25，對(duì)CFJ-off 翼型開展數(shù)值模擬，并與基準(zhǔn)翼型對(duì)比。不同方位角ψ下的氣動(dòng)系數(shù)如圖6 所示。選取氣流再附著過(guò)程中的ψ=30°、基準(zhǔn)翼型的失速時(shí)刻ψ=243°和ψ=285°的流場(chǎng)進(jìn)行分析，流線和速度分布如圖7 所示。

圖6 Baseline 翼型和CFJ-off 翼型的氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比Fig.6 Comparison of the aerodynamic coefficients between the baseline airfoil and the CFJ-off airfoil

圖7 Baseline 翼型和CFJ-off 翼型的流場(chǎng)對(duì)比Fig.7 Comparison of the flow fields between the baseline airfoil and the CFJ-off airfoil

從圖6 中可以看出，CFJ-off 翼型在140°～240°方位角的升力系數(shù)更大，表明射流流道在翼型上仰階段能夠提高升力，但同時(shí)也增大了阻力和負(fù)俯仰力矩。圖7（e,g）表明，CFJ-off 翼型在大攻角下，射流流道中形成了順時(shí)針的反向氣流，導(dǎo)致DSV 提前從上翼面脫落。在翼型下俯階段氣流逆時(shí)針流動(dòng)自發(fā)形成了CFJ，導(dǎo)致μ=0.25 算例的升力系數(shù)曲線出現(xiàn)明顯的振蕩。圖7（f,h）中，后緣吸氣口出現(xiàn)的旋渦使氣流難以再附著，導(dǎo)致氣動(dòng)力出現(xiàn)波動(dòng)。CFJ-off 翼型的升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，動(dòng)態(tài)失速提前發(fā)生。這表明射流流道因吹/吸氣口的壓力差而自發(fā)形成氣流循環(huán)，導(dǎo)致翼型氣動(dòng)特性下降。在變來(lái)流條件下，射流流道對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響更加明顯。

3.2 CFJ 控制效率的初步評(píng)估

為評(píng)估CFJ 的經(jīng)濟(jì)性，需要結(jié)合控制效果進(jìn)行綜合衡量以尋找最佳的平衡位置。在基準(zhǔn)馬赫數(shù)為0.283、減縮頻率為0.151 的條件下開展了CFJ 控制翼型動(dòng)態(tài)失速的數(shù)值模擬。翼型的俯仰運(yùn)動(dòng)規(guī)律依據(jù)式（1）；相對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)的變化規(guī)律依據(jù)式（3）；選取μ分別為0、0.15、0.20、0.25，ΔP分別為5～35 kPa 的共36 種情況進(jìn)行研究。圖8 為氣泵單位功率的射流動(dòng)量系數(shù)隨ΔP的變化曲線，表示氣泵單位功率產(chǎn)生的射流推力，體現(xiàn)了氣泵的推力特性。射流的控制效率如圖9所示，其定義是單位射流動(dòng)量系數(shù)產(chǎn)生的升力增量。

圖8 氣泵的推力特性Fig.8 Thrust characteristics of the pump

圖9 射流的控制效率Fig.9 Control efficiency of the jet

推力特性在不同前進(jìn)比下的變化趨勢(shì)均為隨ΔP增大而下降，下降趨勢(shì)先快后緩，在相同功率下的射流推力越來(lái)越小。功率系數(shù)增加的速度快于Cμ，過(guò)高的ΔP將導(dǎo)致CFJ 技術(shù)不具備較好的推力特性?？刂菩是€隨ΔP先增后減，Cμ較小時(shí)流動(dòng)控制效果較差。當(dāng)μ較大時(shí)，相同的Cμ能提供更多的升力增量，表明CFJ 在變來(lái)流下對(duì)改善翼型氣動(dòng)特性的作用更大。CFJ 在馬赫數(shù)0.283、減縮頻率0.151 的條件下具有較好的控制效率，ΔP為10～15 kPa 是最佳工作區(qū)間。

3.3 變來(lái)流下動(dòng)態(tài)失速的CFJ 控制

為深入研究CFJ 對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響，以及探索CFJ 控制動(dòng)態(tài)失速的機(jī)理，選取μ=0.25，ΔP分別為5、12.5、25 kPa 的CFJ 算例與無(wú)流動(dòng)控制的算例進(jìn)行數(shù)值模擬，氣動(dòng)系數(shù)的對(duì)比如圖10 所示。選取ψ分別為285°、312°、356°時(shí)的流場(chǎng)，翼型表面壓力系數(shù)如圖11 所示。采用流線、速度云圖、湍動(dòng)能云圖和渦量云圖進(jìn)行分析，如圖12～圖14 所示。

圖10 不同壓升下的氣動(dòng)力系數(shù)Fig.10 Aerodynamic coefficients at different pressure rises

圖12 285°方位角有控和無(wú)控的流場(chǎng)對(duì)比Fig.12 Comparison of the flow fields with and without the control at ψ=285°

CFJ 開啟后三個(gè)算例的平均升力系數(shù)分別提高了5.5%、16.7%、22.2%，平均阻力系數(shù)分別下降了2.9%、19%、34.6%。這表明CFJ 在變來(lái)流下具有較好的增升減阻效果，并且較高的Cμ對(duì)動(dòng)態(tài)失速的控制能力更強(qiáng)。圖10（a）中，ΔP越大，升力系數(shù)曲線越早出現(xiàn)“凸起”。在270°到285°方位角之間，不同算例先后出現(xiàn)明顯的動(dòng)態(tài)失速特征。結(jié)合圖11（a）可知，ΔP越大，翼型前緣的旋渦發(fā)展越充分，DSV 位置越靠近下游。結(jié)合Q-Criterion 準(zhǔn)則確定DSV 渦核的大致范圍，ΔP=5 kPa 算例在此處的渦量為1 703 s-1，高于無(wú)流動(dòng)控制的1 680 s-1，其他兩個(gè)算例的渦量分別為1 403 s-1和1 185 s-1。Cμ超過(guò)一定的閾值后，CFJ 能夠削弱DSV 并使其提前脫落。無(wú)流動(dòng)控制時(shí)，渦核處的湍動(dòng)能約為1 765 m2/s2；開啟CFJ 后，渦核處的湍動(dòng)能隨著ΔP增大逐漸下降，分別為1 572 m2/s2、1 189 m2/s2和955 m2/s2、

圖12 表明，Cμ越大，射流的能量越高，翼型前緣的湍動(dòng)能越大。射流與主流的摻混促進(jìn)了此區(qū)域的動(dòng)量交換，前緣的渦量供給被切斷，加速了DSV 的耗散與破裂。因此，即使CFJ 有增升效果，翼型在失速前的升力峰值還是低于無(wú)流動(dòng)控制的算例。Cμ越大，DSV 脫落的速度越快，ΔP=25 kPa 的CFJ 翼型因此最先脫離深失速狀態(tài)。ΔP=5 kPa 時(shí)DSV 滯留在上翼面的時(shí)間更長(zhǎng)，帶來(lái)更大的升力增量，也加深了動(dòng)態(tài)失速的程度。ψ=312°時(shí)，DSV 正在脫落中，翼型處于深失速狀態(tài)。圖11（b）中基準(zhǔn)翼型和ΔP=5 kPa的算例在后緣出現(xiàn)較強(qiáng)的渦吸力，形成了較大的低頭力矩。ΔP=12.5 kPa 時(shí)尾緣渦的吸力已經(jīng)大幅下降，ΔP=25 kPa 時(shí)后緣基本不受影響。CFJ 翼型相比于基準(zhǔn)翼型，負(fù)俯仰力矩峰值分別降低了0.3%、9.2%、24.6%。合適的Cμ能夠降低負(fù)俯仰力矩的峰值，保持俯仰力矩相對(duì)穩(wěn)定。當(dāng)Cμ較小時(shí)反而增加了俯仰力矩的波動(dòng)，對(duì)翼型氣動(dòng)力的穩(wěn)定性造成不利影響。

ψ=285°時(shí)湍動(dòng)能與渦量基本相對(duì)應(yīng)，而ψ=312°時(shí)湍動(dòng)能與渦量呈現(xiàn)相反的分布。圖13 中湍動(dòng)能主要集中于翼型的中后部，在DSV 破裂后該區(qū)域內(nèi)出現(xiàn)大量的動(dòng)量交換。ψ=312°時(shí)，渦量較強(qiáng)的位置是在前緣和尾緣。圖13（f）中，ΔP=5 kPa 算例的尾緣渦在該方位角下快速增強(qiáng)，渦核區(qū)域的渦量高達(dá)4 258 s-1。射流使DSV 提前脫落，但卻增強(qiáng)了尾緣渦，限制了流動(dòng)控制的效果。圖13（k）中湍動(dòng)能的高能區(qū)域相比其他情況明顯縮減，表明深失速狀態(tài)下CFJ 降低了翼型上方湍流的脈動(dòng)，加快了流場(chǎng)演化的速度。

CFJ 翼型在ΔP=12.5 kPa 和ΔP=25 kPa 下的動(dòng)態(tài)特性都有明顯改善，翼型氣動(dòng)力變化趨勢(shì)在DSV生成前基本一致。ΔP=5 kPa 的氣動(dòng)力在動(dòng)態(tài)失速后振蕩下降，氣流難以再附著。由圖14 可知，ψ=356°時(shí)出現(xiàn)流動(dòng)分離，射流流道上方形成了旋渦，導(dǎo)致邊界層無(wú)法完全附著，分離區(qū)域隨著旋渦生成和脫落而反復(fù)振蕩，由于缺乏射流控制，氣流沒有足夠的動(dòng)量，分離流難以轉(zhuǎn)變?yōu)楦街?，基?zhǔn)翼型出現(xiàn)了大尺度流動(dòng)分離，湍動(dòng)能的高能區(qū)域出現(xiàn)在遠(yuǎn)離上翼面的地方。當(dāng)ΔP=12.5 kPa 時(shí)，上翼面的湍動(dòng)能明顯下降，流動(dòng)分離受到了有效抑制。當(dāng)ΔP=25 kPa 時(shí)，上翼面基本沒有湍動(dòng)能的高能區(qū)域，流線與上翼面平行，分離流完全轉(zhuǎn)變?yōu)榱烁街?。這表明增大Cμ能使射流保持附壁，并降低湍動(dòng)能，改善翼型在動(dòng)態(tài)失速發(fā)生時(shí)的氣動(dòng)特性。

在變來(lái)流下CFJ 通過(guò)增加弦向氣流的動(dòng)能以增強(qiáng)與主流的摻混，提高氣流克服逆壓梯度的能力以抑制流動(dòng)分離，加快了流動(dòng)再附著。在0°～90°方位角下，ΔP=12.5 kPa 的氣流比ΔP=5 kPa 的附著狀態(tài)更加穩(wěn)定。當(dāng)Cμ較小時(shí)，CFJ 主動(dòng)控制的效果較差，需要更長(zhǎng)的時(shí)間使分離流再附著。更大的Cμ使流動(dòng)再附著提前發(fā)生，ΔP=12.5 kPa 和ΔP=25 kPa 兩個(gè)算例的流動(dòng)再附著時(shí)刻相比于無(wú)流動(dòng)控制的算例都有明顯的提前。在變來(lái)流條件下，ΔP=12.5 kPa 比ΔP=5 kPa 具有更好的控制效果，比ΔP=25 kPa 控制效率更高。

4 結(jié)論

本文發(fā)展了變來(lái)流下翼型動(dòng)態(tài)失速的協(xié)同射流控制方法及數(shù)值模擬方法。通過(guò)改變前進(jìn)比μ和壓升ΔP討論了協(xié)同射流（CFJ）對(duì)翼型動(dòng)態(tài)失速的影響，分析了CFJ 控制動(dòng)態(tài)失速的機(jī)理，主要研究結(jié)論如下：

1）CFJ-off 翼型在ΔP=0 時(shí)，射流槽道中自發(fā)形成了氣流循環(huán)，在翼型失速前和流動(dòng)再附著兩個(gè)階段，對(duì)原始翼型的氣動(dòng)特性產(chǎn)生不利影響。在變來(lái)流下，射流流道對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響更加明顯。

2）氣泵推力特性隨ΔP增大而降低，射流的控制效率隨ΔP先增后減，10～15kPa 是最佳工作區(qū)間。CFJ 翼型在該區(qū)間內(nèi)相對(duì)于ΔP=5 kPa 具有較好的氣動(dòng)性能，相對(duì)于ΔP=25 kPa 具有更優(yōu)的控制效率。

3）變來(lái)流下開啟CFJ 進(jìn)行主動(dòng)控制時(shí)，能夠有效改善翼型的氣動(dòng)特性。CFJ 通過(guò)與主流進(jìn)行摻混抑制了動(dòng)態(tài)失速，加快了渦系演化的進(jìn)程，通過(guò)增加弦向氣流的動(dòng)能，使氣流克服逆壓梯度的能力增強(qiáng)，從而抑制了流動(dòng)分離，促進(jìn)了流動(dòng)再附著。在μ=0.25、ΔP=25 kPa 的算例中，平均升力系數(shù)上升了22.2%，平均阻力系數(shù)下降了34.6%，負(fù)俯仰力矩峰下降了24.6%。

4）CFJ 技術(shù)的控制性能表明，CFJ 在變來(lái)流條件下對(duì)改善翼型動(dòng)態(tài)特性具有較大的潛力。在本文的研究條件下，CFJ 具有較好的控制效率。研究結(jié)論可為該技術(shù)的工程應(yīng)用提供一定的理論支持。