可變正弦前緣對(duì)直機(jī)翼氣動(dòng)性能影響的研究

潘 翀，陳 皇，王晉軍

（北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191）

0 引 言

海洋中的座頭鯨雖然體型龐大，但機(jī)動(dòng)靈活。海洋生物學(xué)家對(duì)座頭鯨水下運(yùn)動(dòng)的觀察表明，這種靈活機(jī)動(dòng)與座頭鯨的胸鰭有關(guān)［1］。Fish等（1995）［2］詳細(xì)研究了座頭鯨胸鰭的構(gòu)造，指出其胸鰭前緣的突起能產(chǎn)生不穩(wěn)定流向渦，從而能延緩失速并使鰭在大迎角下仍能保持高升力，這對(duì)座頭鯨大迎角機(jī)動(dòng)非常有利。Miklosovic等（2004）［3］制作了座頭鯨鰭的模型，模型前緣有正弦波狀突起。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)表明前緣突起能使其失速迎角相比于光滑前緣模型增大約40%，同時(shí)伴隨著升力增大與阻力減小。其后，Miklosovic等（2007）［4］研究了正弦前緣對(duì)二維和三維機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果表明：正弦前緣對(duì)提高三維機(jī)翼的氣動(dòng)性能更為有效。Johari等（2007）［5］研究了正弦前緣對(duì)二維翼型氣動(dòng)特性的影響，發(fā)現(xiàn)失速后的升力系數(shù)可以提高50%；相對(duì)于正弦前緣的波長(zhǎng)，前緣振幅對(duì)氣動(dòng)特性的影響起主導(dǎo)作用。他們還用表面絲線流動(dòng)顯示的方法來(lái)揭示失速迎角附近背風(fēng)面的流動(dòng)狀態(tài)，發(fā)現(xiàn)分離區(qū)首先出現(xiàn)在前緣波谷處，而波峰處始終為附著流動(dòng)。在失速后的大迎角下，具有正弦前緣的翼型背風(fēng)面分離區(qū)較小，所以升力較高。但是在小迎角下，正弦前緣會(huì)帶來(lái)較大的額外阻力。Goruney等（2009）［6］用PIV技術(shù)研究了具有正弦前緣的三角翼在失速迎角下近壁面的流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)在波長(zhǎng)與振幅比值較小的情況下，即使微小的突起都能對(duì)近壁面流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)產(chǎn)生很大影響，他們預(yù)測(cè)這種流動(dòng)拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的改變會(huì)增大三角翼失速迎角附近的升力并減少其阻力。

已有的研究指出，正弦前緣雖然能改善機(jī)翼失速迎角后的氣動(dòng)性能，但會(huì)增加小迎角巡航狀態(tài)下的阻力，這對(duì)飛行器的航程與經(jīng)濟(jì)性有很大影響。在本實(shí)驗(yàn)中，嘗試引入變體飛行器的概念，將各種不同波長(zhǎng)與振幅的平板型可變正弦前緣裝入機(jī)翼前緣的滑槽中，使其在巡航狀態(tài)下可以完全收入機(jī)翼內(nèi)部，對(duì)氣動(dòng)特性不產(chǎn)生影響；當(dāng)作大迎角飛行時(shí)，前緣可以按需要伸展相應(yīng)長(zhǎng)度，得到理想的氣動(dòng)性能。該研究重點(diǎn)關(guān)注可變正弦前緣的振幅和波長(zhǎng)以及不同的伸展長(zhǎng)度對(duì)二維NACA0015直機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響，指出了可能達(dá)到的優(yōu)化設(shè)計(jì)狀態(tài)，為高性能飛行器設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ团c實(shí)驗(yàn)方法

實(shí)驗(yàn)中選用的模型為具有NACA0015翼型的直機(jī)翼，其弦長(zhǎng)為c＝200mm，展長(zhǎng)為b＝540mm，展弦比b／c＝2.7。為維持機(jī)翼二維流動(dòng)，實(shí)驗(yàn)狀態(tài)下，機(jī)翼兩側(cè)安裝有前緣修形的端板。機(jī)翼前緣前駐點(diǎn)處開有寬1.4mm、深30mm的狹縫，以放置平板型可變正弦前緣。機(jī)翼兩端設(shè)有限位機(jī)構(gòu)，能改變前緣的伸展長(zhǎng)度并加以固定。

可變正弦前緣由硬鋁板加工而成，具有不同的振幅和波長(zhǎng)組合。硬鋁板寬度為540mm，厚1.2mm，各邊均未倒角。為使可變正弦前緣在機(jī)翼前緣能自由滑動(dòng)，前緣的厚度要比前緣開縫小0.2mm；由于縫隙非常小，可變正弦前緣不會(huì)出現(xiàn)位移或振動(dòng)的現(xiàn)象，對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果沒有影響。實(shí)驗(yàn)中，正弦前緣的振幅（峰－峰值）分別為2.5%c（即5mm）、5.0%c、7.5%c和10.0%c；而波長(zhǎng)分別取為6.75%c、13.5%c、27.0%c和54.0%c，對(duì)應(yīng)540mm的展長(zhǎng)范圍內(nèi)出現(xiàn)40、20、10和5個(gè)完整波峰。不同的波長(zhǎng)與振幅組合而成了16組不同的可變正弦前緣，這些前緣命名的方式如下：以振幅和波長(zhǎng)的長(zhǎng)度與弦長(zhǎng)c的百分比數(shù)值，冠以字母 A（amplitude）和 W（wavelength）組成。例如，前緣振幅為A＝5.0%c、前緣波長(zhǎng)為W＝27%c的模型被命名為A5.0W27（圖1（a）），基準(zhǔn)干凈機(jī)翼被命名為Baseline。

圖1 不同的前緣形狀示例Fig.1 Examples of different variable sinusoidal leading－edges

實(shí)驗(yàn)中，平板型可變前緣置于機(jī)翼前緣的狹縫中，并能沿流向自由伸展。圖2（a）、（b）、（c）所示為3種不同的伸展?fàn)顟B(tài)，圖2（d）所示為前緣與機(jī)翼分拆示意圖。風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所D1低速開口風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段截面呈橢圓形。實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口尺寸為1.02m×0.76m，出口尺寸為1.07m×0.82m，實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)1.45m。湍流度ε＜0.3%，氣流下偏角＜1°。模型采用尾撐，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)由一臺(tái)尾置六分量應(yīng)變天平測(cè)量，并由全數(shù)字化采集系統(tǒng)采集。實(shí)驗(yàn)裝置如圖2（e）所示。升阻力系數(shù)不確定度在迎角α＜10°時(shí)小于5%；在α≥10°時(shí)小于3%。實(shí)驗(yàn)來(lái)流風(fēng)速為14m／s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)約為190，000。計(jì)算升阻力系數(shù)時(shí)，均考慮可變前緣所帶來(lái)的額外面積增量。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與討論

2.1 前緣振幅的影響

為研究前緣振幅的影響，將前緣波長(zhǎng)相同、前緣振幅不同的模型作為一組進(jìn)行比較。實(shí)驗(yàn)中共有4個(gè)比較組，選取其中兩組來(lái)進(jìn)行論述。

圖3所示為前緣波長(zhǎng)W＝6.75%c時(shí)，不同振幅情況下的前緣升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線。由圖3（a）可見，干凈NACA0015機(jī)翼的升力系數(shù)在失速前近似線性增加，失速迎角為α＝17°。最大升力系數(shù)CLmax＝1.02，在失速迎角之后升力系數(shù)在1°之內(nèi)陡降為0.56，降幅為45.5%；之后升力隨迎角的進(jìn)一步增大而緩慢增加。而安裝波長(zhǎng)為W＝6.75%c的可變正弦前緣后，其最大升力系數(shù)要遠(yuǎn)小于干凈機(jī)翼；大迎角下升力系數(shù)隨迎角增加而緩慢增加，表現(xiàn)出緩失速特性。

對(duì)于A2.5W6.75前緣，其最大升力系數(shù)CLmax＝0.73出現(xiàn)在α＝12°，僅為干凈機(jī)翼的71.6%；但是在大迎角狀態(tài)下，A2.5W6.75模型的升力系數(shù)要比干凈機(jī)翼大：如在α＝18°～24°范圍內(nèi)比干凈機(jī)翼大30%，這與Johari等（2007）［5］將正弦前緣直接加工在直機(jī)翼上得到的結(jié)論類似。最大升力系數(shù)隨著前緣振幅增大而減?。ㄒ姳?），升力系數(shù)曲線變得更為扁平。圖3（b）為對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)曲線，干凈機(jī)翼的阻力系數(shù)在失速迎角處隨著升力系數(shù)的陡降而突然增加，而所有可變正弦前緣的阻力系數(shù)均平緩增加，不存在突躍。在干凈機(jī)翼失速迎角前，具有不同振幅的可變正弦前緣的阻力系數(shù)均大于干凈機(jī)翼；但在干凈機(jī)翼失速迎角后，可變正弦前緣的阻力系數(shù)略小于干凈機(jī)翼，這說(shuō)明前緣波長(zhǎng)為W＝6.75%c的可變正弦前緣能減少機(jī)翼在大迎角下的阻力系數(shù)。

圖2 前緣不同伸展?fàn)顟B(tài)以及風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)布置示意圖Fig.2 Different status of the variable leading edge and experimental setup

圖3 前緣波長(zhǎng)為W＝6.75%c時(shí)的升阻力系數(shù)曲線Fig.3 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝6.75%c

圖4給出前緣波長(zhǎng)為W＝27%c時(shí)，前緣不同振幅對(duì)機(jī)翼升阻力特性的影響?？梢娋哂胁煌穹目勺冋仪熬壘茌^大程度增加直機(jī)翼在失速以后的升力系數(shù)，且失速后的升力曲線不會(huì)出現(xiàn)干凈機(jī)翼的陡降現(xiàn)象，具有明顯的緩失速特性。A2.5W27模型在α＝18°時(shí)的升力系數(shù)要比干凈機(jī)翼高出約60%，大于Johari等（2007）［5］在類似狀態(tài)下所得到的50%。圖4（b）給出的阻力系數(shù)曲線表明，當(dāng)前緣波長(zhǎng)較大時(shí)，機(jī)翼的阻力系數(shù)在失速前后均大于干凈機(jī)翼，這與前緣波長(zhǎng)為W＝6.75%c時(shí)機(jī)翼的阻力系數(shù)在失速后略小于干凈機(jī)翼的現(xiàn)象（圖4（b））相反。

對(duì)其它實(shí)驗(yàn)組的分析也可得到類似的結(jié)論：加裝可變正弦前緣后，NACA0015機(jī)翼在失速之后不再出現(xiàn)升力系數(shù)陡降的現(xiàn)象，而是呈現(xiàn)出緩失速特性。當(dāng)可變正弦前緣波長(zhǎng)較大時(shí)，失速迎角之后的升力系數(shù)能夠得到較大幅度的提高，這對(duì)于飛機(jī)的大迎角安全飛行非常有益。但是，安裝可變正弦前緣會(huì)使最大升力系數(shù)減少，而且前緣振幅越大，最大升力系數(shù)越小。由于這種變化是隨振幅的增長(zhǎng)單調(diào)變化的，因此可以做出推斷：當(dāng)前緣振幅達(dá)到一個(gè)較小值時(shí)，不僅最大升力系數(shù)降低少而且具有緩失速的特性。同時(shí)我們可以看到，當(dāng)前緣振幅或前緣波長(zhǎng)非常大時(shí)，升力系數(shù)對(duì)振幅的變化不敏感。

2.2 前緣波長(zhǎng)的影響

為研究前緣波長(zhǎng)的影響，將前緣振幅相同，前緣波長(zhǎng)不同的模型作為一組進(jìn)行比較。圖5給出前緣振幅為A＝5%c時(shí)，波長(zhǎng)對(duì)升阻力系數(shù)的影響。由圖5（a）可知，隨著前緣波長(zhǎng)的增大（即前緣波峰數(shù)減小），最大升力系數(shù)并非單調(diào)增大，而是在波長(zhǎng)為W＝27%c時(shí)出現(xiàn)最大值（對(duì)應(yīng)圖中A5W27工況）。總體上看來(lái)，前緣波長(zhǎng)的減少對(duì)直機(jī)翼的氣動(dòng)性能帶來(lái)較為不利的影響，所以在實(shí)際運(yùn)用過(guò)程中，前緣波長(zhǎng)不應(yīng)該過(guò)短，即對(duì)應(yīng)的前緣波峰數(shù)不應(yīng)該過(guò)多。

圖4 前緣波長(zhǎng)為W＝27%c時(shí)的升阻力系數(shù)曲線Fig.4 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝27%c

圖5 前緣振幅為A＝5%c時(shí)的升阻力系數(shù)曲線Fig.5 Lift and drag characteristics for leadingedge amplitude A＝5%c

表1給出了所有實(shí)驗(yàn)工況下，最大升力系數(shù)隨波狀前緣振幅、波長(zhǎng)的變化，可見A2.5W27模型的最大升力系數(shù)在所有波狀前緣情況下最大，對(duì)應(yīng)波長(zhǎng)振幅比A／W＝9.3%。分析表1中的所有數(shù)據(jù)，可以看到在A／W較小時(shí)，相應(yīng)的模型的最大升力系數(shù)較大。

表1 實(shí)驗(yàn)各模型的振幅波長(zhǎng)比與最大升力系數(shù)，干凈直機(jī)翼的最大升力系數(shù)為CLmax＝1.02Table 1 A／W and maximum lift coefficients for all test models，CLmaxf or the baseline is 1.02

2.3 前緣變化對(duì)氣動(dòng)性能的影響

由于固定式正弦前緣會(huì)增加飛機(jī)在小迎角下的阻力系數(shù)，對(duì)飛機(jī)的巡航性能造成不利的影響。按照該實(shí)驗(yàn)所設(shè)計(jì)的可變正弦前緣方案，可以在小迎角巡航狀態(tài)下將前緣完全收入機(jī)翼中，不增加任何額外阻力；需要做大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)，在干凈機(jī)翼失速迎角到來(lái)之前伸展可變正弦前緣，可發(fā)揮其緩失速的作用，為飛行器過(guò)失速機(jī)動(dòng)提供足夠的升力。為了研究可變正弦前緣的伸展長(zhǎng)度對(duì)氣動(dòng)性能的影響，以便進(jìn)行可變正弦前緣優(yōu)化設(shè)計(jì)，實(shí)驗(yàn)選取具有最大振幅（振幅A＝10%c），波長(zhǎng)各不相同的四組前緣，研究它們不同伸展長(zhǎng)度時(shí)的升阻力特性。

圖6給出前緣振幅A＝10%c、波長(zhǎng)W＝6.75%c時(shí)，前緣伸展長(zhǎng)度分別為2.5%c、5.0%c、7.5%c和完全伸展（10.0%c）時(shí)的升阻力系數(shù)曲線。

由圖6（a）可以看出，所有的前緣伸展?fàn)顟B(tài)都具有緩失速的特性。最大升力系數(shù)隨著前緣伸展長(zhǎng)度的增加而單調(diào)減少；失速迎角之后的升力系數(shù)曲線隨著前緣伸展長(zhǎng)度的增加逐漸減小。其中伸展長(zhǎng)度最短的A10W6.75＿2.5前緣具有相對(duì)優(yōu)異的升力性能，其最大升力系數(shù)CLmax＝0.93出現(xiàn)在α＝16°，達(dá)到了干凈機(jī)翼的91.7%；而在α＝18°時(shí)，其升力系數(shù)比干凈機(jī)翼增加61.5%。比較圖6（b）的阻力系數(shù)曲線可知，在失速迎角之前，阻力隨前緣伸展長(zhǎng)度的增加而增大。由于最大升力系數(shù)隨前緣伸展長(zhǎng)度的增加而減少，所以可以推斷：為了獲取最好的氣動(dòng)性能，前緣的伸展長(zhǎng)度應(yīng)該盡量小，并且可能存在一個(gè)性能最優(yōu)化的值，因?yàn)榍熬壣煺归L(zhǎng)度在接近于零時(shí)，機(jī)翼的氣動(dòng)性能應(yīng)與干凈機(jī)翼類似，會(huì)出現(xiàn)突然失速的現(xiàn)象，從而起不到緩失速的作用。

圖7給出前緣振幅A＝10%c、波長(zhǎng)W＝13.5%c時(shí)，前緣伸展長(zhǎng)度對(duì)升阻力特性的影響。從圖7（a）中可以看出，與圖6具有相同的趨勢(shì)，即前緣伸展長(zhǎng)度的增加會(huì)使最大升力系數(shù)減少，同時(shí)失速迎角之前的阻力系數(shù)增加。但是當(dāng)前緣波長(zhǎng)較大時(shí)，前緣伸展長(zhǎng)度對(duì)于失速后升力系數(shù)曲線的影響沒有前緣波長(zhǎng)較小時(shí)明顯。

圖6 波長(zhǎng)為W＝6.75%c時(shí)前緣不同伸展長(zhǎng)度的升阻力系數(shù)曲線Fig.6 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝5%c at different extended lengths

圖7 波長(zhǎng)為W＝13.5%c時(shí)前緣不同伸展長(zhǎng)度的升阻力系數(shù)曲線Fig.7 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝13.5%c at different extending lengths

3 結(jié) 論

通過(guò)風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn)，研究了不同伸展長(zhǎng)度的可變正弦前緣對(duì)NACA0015直機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響，結(jié)論如下：

（1）干凈NACA0015直機(jī)翼在失速迎角之后升力系數(shù)曲線突然下降，在加裝可變正弦前緣后，均出現(xiàn)緩失速現(xiàn)象，且失速迎角之后的升力系數(shù)得到不同程度的提高，但最大升力系數(shù)會(huì)有不同程度的降低。具有較大波長(zhǎng)和較小振幅的可變正弦前緣能在最大升力系數(shù)損失不多的情況下（振幅波長(zhǎng)比A／W小于20%時(shí)），可有效提高直機(jī)翼失速迎角之后的升力系數(shù)，有利于大迎角飛行；

（2）在前緣波長(zhǎng)給定的情況下，前緣振幅越大，最大升力系數(shù)下降的越多；在前緣振幅給定的情況下，前緣波長(zhǎng)越小，最大升力系數(shù)越小。前緣伸縮可變時(shí)，最大升力系數(shù)隨著前緣伸展長(zhǎng)度的增加而減少，由此可以推斷，當(dāng)前緣振幅較小時(shí)可獲得較優(yōu)的升力特性；

（3）普通正弦前緣會(huì)增加直機(jī)翼在小迎角下的阻力系數(shù)，不利于巡航。采用該文提出的可變正弦前緣方案，在巡航狀態(tài)下將其收入機(jī)翼中；當(dāng)需要在大迎角下機(jī)動(dòng)時(shí)，可按需要伸展可變正弦前緣，改善大迎角下的氣動(dòng)性能，從而使機(jī)翼獲得較好的氣動(dòng)性能，具有較高的實(shí)用價(jià)值。

［1］EDEL R K，WINN H E.Observation on underwater locomotion and flapper movement of the humpback whale megaptera novaeangliae［J］.Marine Biology，1978，48（3）：279－287.

［2］FISH F E，BATTLE J M.Hydrodynamic design of the humpback whale flipper［J］.Journal of Morphology，1995，225（1）：51－60.

［3］MIKLOSOVIC D S，MURRAY M M，HOWLE L E，et al.Leading－Edge tubercles delay stall on humpback whale（megaptera novaeangliae）flippers［J］.Physics of Fluids，2004，16（5）：L39－L42.

［4］MIKLOSOVIC D S，MURRAY M M，HOWLE L E.Experimental evaluation of sinusoidal leading edges［J］.Journal of Aircraft，2007，44（4）：1404－1408.

［5］JOHARI H，HENOCH C，CUSTODIO D，et al.Effects of leading edge protuberances on airfoil performance［J］.AIAA Journal，2007，45（11）：2634－2642.

［6］GORUNEY T，ROCKWELL D.Flow past a delta wing with a sinusoidal leading edge：near－surface topology and flow structure［J］.Experiments in Fluids，2009，47（2）：321－331.