二維翼型吹/吸氣流動控制試驗研究

王昊 牛中國 蔣甲利

摘要：吹/吸氣控制可以有效地對邊界層流動進行干預(yù)。針對NACA0015翼型，應(yīng)用吹/吸氣流動控制系統(tǒng)在低速風洞進行了不同位置、不同流量的吹/吸氣對翼面流動分離控制的試驗研究，并采用粒子圖像測速（PIV）技術(shù)試驗的方法分析了翼面流動分離的規(guī)律。試驗結(jié)果表明，吸氣控制效果整體優(yōu)于吹氣控制；吹氣控制時，在10%c附近進行吹氣對翼面流動分離的抑制效果較好，在流量較小時，對模型失速特性的改善不明顯，當流量繼續(xù)增大到一定程度時，對模型失速特性的改善出現(xiàn)較大的改善，但當流量繼續(xù)增加時，改善效果降低；吸氣控制時，在翼型前緣吸氣的效果最好，較小流量就可明顯提高模型的失速迎角，但當流量增大到一定程度后，對模型失速特性的改善不會隨流量的增大而提高。

關(guān)鍵詞：吹/吸氣控制；流動分離；流動控制；風洞試驗；PIV

中圖分類號：V211.71文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.008

主動流動控制可以在物體流場中直接施加適當?shù)臄_動模式并與流動的內(nèi)在模式相耦合來實現(xiàn)對流動的控制。其優(yōu)勢在于能在需要的時間和部位出現(xiàn)，通過局部能量輸入，獲得局部或全局的有效流動改變，進而使飛行器飛行性能顯著改善[1]。作為幾乎和邊界層理論同時起步的主動流動控制技術(shù)，吹/吸氣流動控制技術(shù)可以有效地對邊界層流動進行干預(yù)和控制。國內(nèi)外眾多的數(shù)值模擬和風洞試驗結(jié)果表明吹/吸氣的位置、流量，以及角度等參數(shù)對于延遲邊界層分離有著不同程度的影響[2-9]；在中等雷諾數(shù)條件下，李立[10]等對湍流平板邊界層外層結(jié)構(gòu)非定常射流控制進行模擬，發(fā)現(xiàn)可以實現(xiàn)5%～6%的當?shù)販p阻；Owens和Perkings[11]等對邊界層抽吸抑制高后掠翼的流動分離進行了低湍流度風洞試驗研究，結(jié)果顯示，通過維持前緣附著流動，邊界層抽吸有效改善機翼氣動性能，使升阻比增加了21%；低雷諾數(shù)下，Wahidi和Bridges[12]通過風洞試驗研究了低速下多孔分布式抽吸對LA2573a翼型流動分離的控制，研究通過控制翼面分離泡的大小和流動分離，使翼型在迎角為2°、4°和6°時阻力減小了14%～24%。

本文采用粒子圖像測速技術(shù)（particle image velocimetry，PIV）的試驗方法，在低速風洞中研究了不同位置的吹/吸氣對于NACA0015翼型流動分離的控制效果，以及不同流量下的吹/吸氣對于升力的影響。

1試驗系統(tǒng)

試驗系統(tǒng)主要包括吹/吸氣流動控制系統(tǒng)、PIV測速系統(tǒng)、風洞及測力系統(tǒng)、二維翼模型。

1.1吹/吸氣流動控制系統(tǒng)

吹/吸氣流動控制系統(tǒng)主要由吹氣模塊、吸氣模塊和測控系統(tǒng)組成。主要指標見表1，系統(tǒng)示意圖如圖1所示。

吹氣和吸氣模塊主要由動力源、緩壓罐、管路、變頻器及其相關(guān)附件組成，其中管路為二者共用，共4路。測控系統(tǒng)主要包括控制系統(tǒng)和調(diào)節(jié)測量系統(tǒng)?？刂葡到y(tǒng)基于可編程邏輯控制器（PLC）設(shè)計，采用上、下位機結(jié)構(gòu)。上位機采用西門子工控機，實現(xiàn)流量控制參數(shù)的設(shè)定和系統(tǒng)的維護，PLC作為獨立的控制節(jié)點，接受上位機的試驗參數(shù)，實現(xiàn)流量的精確控制，同時承擔流量控制的系統(tǒng)的安全聯(lián)鎖工作。調(diào)節(jié)測量模塊主要包括電磁調(diào)節(jié)閥、手動調(diào)節(jié)閥、流量計、壓力傳感器等，接收控制系統(tǒng)指令，實現(xiàn)調(diào)節(jié)閥的定量開關(guān)控制、開關(guān)開度的檢測顯示以及數(shù)據(jù)反饋?？刂葡到y(tǒng)的輸入信號有：動力源是否工作、閥門開閉信號、壓力傳感器信號、調(diào)節(jié)閥開度信號和來自控制面板的其他信號等?？刂葡到y(tǒng)輸出信號有：指示燈信號、動力源通斷電控制信號、閥門的開閉信號、傳感器通電信號等。

1.2 PIV測速系統(tǒng)

本次試驗采用層析粒子圖像測速（Tomo-PIV）系統(tǒng)，測量速度范圍0.01～1200m/s。激光器為集成式雙Nd：YAG激光器，激光單脈沖能量最大為200mJ，激光波長為532nm（綠光）。CCD攝像機像素為16M（4904×3280像素），灰度分辨率為12bit，圖像采集頻率為3.2幀/s。同步控制器具有16路外觸發(fā)通道，控制信號時間分辨率0.3ns。采用Davis 8.3軟件作為PIV數(shù)據(jù)采集與處理軟件。示蹤粒子采用便攜式壓力霧化示蹤粒子發(fā)生器產(chǎn)生，示蹤粒子介質(zhì)為橄欖油，粒子直徑1～2μm。示蹤粒子由風洞擴散段投入流場，繞風洞一圈到達試驗段。

1.3風洞及測力系統(tǒng)

試驗在中國航空工業(yè)空氣動力研究院FL-5風洞中進行。FL-5風洞為單回流開口式風洞，試驗段截面為Φ= 1.5m圓形，試驗段長度1.95m，最大風速50m/s。

1.4試驗?zāi)Ｐ?/p>

模型為NACA0015二維翼型模型，分為三段，上下兩端為整流段，中間為測量段，翼型弦長為300mm。上下兩段材質(zhì)為聚四氟乙烯，展長均為350mm；中間段為金屬結(jié)構(gòu)，展長200mm，表面設(shè)計吹氣/吸氣孔，內(nèi)部安裝有天平，模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖2所示。

吹氣/吸氣孔共開設(shè)4列，每列孔對應(yīng)一個腔體，如圖3所示。吹氣/吸氣孔的相關(guān)參數(shù)見表2。吹氣/吸氣孔中心線均與當?shù)匾砻娲怪薄?/p>

2試驗結(jié)果分析

試驗采用迎角階梯變化法[13-14]，迎角序列為-4°、0°、4°、6°、8°、10°、12°、14°、16°、18°、20°、22°、24°、26°和28°。為便于結(jié)果分析，引入無量綱的吹/吸氣動量系數(shù)：

式中：d為吹/吸氣孔直徑；c為翼型弦長；Vc為吹/吸氣孔速度大??；V為來流速度；ρc為吹/吸氣孔的流體密度；ρ∞為來流密度。在本文試驗條件下，近似認為ρc=ρ∞。

2.1未施加控制翼型表面流場特性

圖4為來流風速V=30m/s，迎角α=20°、22°不施加吹/吸氣控制時PIV試驗速度云圖和流線圖。

α=20°時，基準狀態(tài)下氣流在翼型60%c附近開始分離，分離區(qū)影響范圍較小，呈現(xiàn)出分離泡結(jié)構(gòu)，在翼型后緣處有再附著跡象；α=22°時，基準狀態(tài)下氣流在翼型前緣開始分離，翼型前緣吸力峰完全消失。

2.2吹氣位置對翼型表面流場的影響

圖5和圖6分別為迎角α=20°和22°時PIV試驗速度云圖和流線圖。來流風速V=30m/s、固定吹/吸氣動量系數(shù) Cμ= 0.018在第1～第4列分別進行吹氣控制。由圖可知，當迎角為20°時，翼面后緣存在一個較小的分離區(qū)，當吹氣控制時分離區(qū)擴大，且越靠近前緣吹氣分離區(qū)影響范圍越大；迎角為22°時，氣流在翼型前緣分離，當吹氣控制時翼型分離區(qū)后移，當吹氣位置后移至第3列（10%c）時，分離區(qū)影響范圍最小，當?shù)?列吹氣時，分離區(qū)又影響范圍又擴大。結(jié)合圖7所示的測力曲線，隨著吹氣位置的前移，模型大迎角的升力曲線斜率減小，但失速迎角增大，失速后升力下降更緩和。通過對升力曲線的進一步分析可知，吹氣位置越靠近前緣，翼型后緣分離區(qū)出現(xiàn)的時間越早，但同時又限制了大迎角下分離區(qū)向前的進一步發(fā)展，導(dǎo)致升力持續(xù)增長、失速后升力系數(shù)下降緩慢?？偟膩砜?，在第3列位置（10%c附近）進行吹氣控制對翼型整體失速特性改善較大。

2.3吸氣位置對翼型表面流場的影響

圖8和圖9分別為α=20°和α=22°時的PIV試驗速度云圖和流線圖，來流風速V=30m/s、固定吹吸氣動量系數(shù)Cμ= 0.0038在第1～第4列分別進行吸氣控制。由圖可知：α=20°時，基準狀態(tài)下氣流在翼型60%c附近開始分離，分離區(qū)影響范圍較小，呈現(xiàn)出分離泡結(jié)構(gòu)，在翼型后緣處有再附著跡象；當?shù)?列孔和第2列孔分別吸氣時，翼面流動為附著流，消除了翼面分離；當?shù)?列和第4列分別吸氣時，分離位置后移，分別移至翼型90%C和83%c。α=22°時，基準狀態(tài)下氣流在翼型前緣開始分離，翼型前緣吸力峰完全消失；當?shù)?列孔吸氣時，流動在翼型后緣90%c附近分離，翼面大部分區(qū)域為附著流；當?shù)?～第4列吸氣時，分離位置在翼型65%c附近。結(jié)合圖10所示的測力曲線，第1列孔吸氣時，失速迎角可推遲5°，失速后升力系數(shù)緩慢下降；第4列吸氣控制效果比其他位置差，失速迎角推遲2°，且失速后升力系數(shù)迅速下降。由此可見，吸氣控制能夠有效抑制翼面的流動分離，且越靠近前緣吸氣效果越好。

2.4吹/吸氣動量系數(shù)的影響

根據(jù)2.2節(jié)和2.3節(jié)的結(jié)果，吹吸氣控制分別在第3列和第1列控制效果最好。圖11為在第3列施加吹/吸氣動量系數(shù)Cμ= 0.009，0.019，0.028，0.038的吹氣控制測力曲線，圖12為在第1列施加不同吹/吸氣動量系數(shù)Cμ=0.0015，0.0019， 0.0038，0.0057的吸氣控制測力曲線。

由圖11可知，施加吹氣控制時，升力曲線斜率降低，但對翼型失速特性的改善提高，且在Cμ=0.019時，改善效果最好，模型失速迎角提高6°。當吹/吸氣動量系數(shù)繼續(xù)增加時，對翼型失速特性的改善效果降低。對比圖11和圖12，吸氣控制對模型失速特性的改善效果優(yōu)于吹氣控制，在不降低升力曲線斜率的情況下，吸氣流量較小時即可明顯提高模型失速迎角。在Cμ=0.0038模型失速后升力系數(shù)曲線下降明顯變緩，而當流量繼續(xù)增大到Cμ= 0.0057時，對于模型失速迎角的提高效果與Cμ= 0.0038時相比差別不大。前緣吸氣減弱了大迎角下翼型前緣順壓強剪切造成的邊界層流動不穩(wěn)定，抑制了前緣分離渦的增長，在此次試驗的吸氣量范圍內(nèi)，隨吸氣量越大，作用效果有增大的趨勢。

3結(jié)論

主動流動控制技術(shù)一直都是流體力學研究的前沿和熱點，本文應(yīng)用吹/吸氣流動控制系統(tǒng)，采用流動顯示的方法對不同吹/吸氣位置和吹/吸氣流量對于流動控制的影響進行風洞試驗研究，試驗結(jié)果表明：

（1）吹氣控制時，在10%c附近進行吹氣對翼面流動分離的抑制效果較好；在本次試驗流量范圍內(nèi)，在流量較小時，對模型失速特性的改善不明顯，當流量繼續(xù)增大到一定程度時，對模型失速特性的改善出現(xiàn)較大的改善，但流量繼續(xù)增加，改善效果降低。

（2）吸氣控制時，對翼面流動分離的抑制效果整體優(yōu)于吹氣控制。在翼型前緣吸氣的效果最好；在本次試驗流量范圍內(nèi)，較小流量就可明顯提高模型的失速迎角，但當流量增大到一定程度后，對模型失速特性的改善不會隨流量的增大而提高。

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（責任編輯王為）

作者簡介

王昊（1987-）男，碩士，工程師。主要研究方向：流動顯示與流動控制。

Tel：13936587045

E-mail：fighterwang01@163.com

牛中國（1980-）男，博士，高級工程師。主要研究方向：流動顯示與流動控制。

蔣甲利（1973-）男，碩士，研究員。主要研究方向：試驗空氣動力學、流動顯示與流動控制。

Experimental Study on 2D Airfoil Blowing and Suction Flow Control

Wang Hao1，2，*，Niu Zhongguo1，2，Jiang Jiali1，2

1. AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin 150001，China

2. Low Speed High Reynolds Number Aeronautical Key Laboratory，Harbin 150001，China

Abstract： Blowing/suction control can effectively intervene in boundary layer flow. For the NACA0015 airfoil， the blowing/ suction flow control system is used to conduct experimental research on the separation and control of airfoil flow at different positions and different flows in the low-speed wind tunnel. The PIV test method is used to analyze the law of flow separation. The test results show that the overall effect of the suction control is better than that of the blowing control. During the blowing control， the effect of suppressing the flow separation of the airfoil by blowing at about 10%C is better. The model stall characteristic is not obvious when the flow rate is small， as the flow rate continues to increase to a certain extent， the improvement of the stall characteristics will be greatly improved， but when the flow rate continues to increase， the improvement effect decreases. When the suction control is performed at the leading edge of the airfoil， the control effect is the best， and a smaller flow can significantly increase the stall angle of attack of the model， but when the flow increases to a certain extent， the improvement of the models stall characteristics will not increase with the increase of the flow.

Key Words： blowing / suction control； flow separation； flow control； wind tunnel test； PIV