應(yīng)用協(xié)同射流原理的旋翼翼型增升減阻試驗研究

張順磊，楊旭東，宋筆鋒，王博，李卓遠

（西北工業(yè)大學航空學院，西安710072）

0 引 言

直升機具有垂直起降、空中懸停、小速度前飛等獨有的飛行特點，在軍/民用領(lǐng)域具有固定翼飛機無法替代的重要作用。旋翼作為直升機升力和操縱力的主要產(chǎn)生部件，其升/阻力特性和力矩特性等性能的優(yōu)劣直接影響著直升機的飛行性能和飛行品質(zhì)，對作為旋翼葉片基本組成要素的旋翼翼型，提出了高的最大升力系數(shù)、高升阻比、大失速迎角和低力矩等關(guān)鍵氣動性能要求。如何提升旋翼翼型的關(guān)鍵氣動性能，對改善旋翼氣動特性、擴展直升機飛行包線具有至關(guān)重要的作用。

主動流動控制技術(shù)的快速發(fā)展，為旋翼翼型氣動特性的提升提供了一種新的研究思路及途徑。美國邁阿密大學的Zha G C等提出的協(xié)同射流技術(shù)（Co-flow Jet，簡稱CFJ）是一種新型主動流動控制技術(shù)，通過射流與主流的摻混效應(yīng)將能量注入到主流中，增加翼型環(huán)量，既能在小迎角下實現(xiàn)增升減阻效果，又能在大迎角下達到很高的升力系數(shù)、延遲失速，是突破旋翼翼型高增升減阻設(shè)計的最有潛力的發(fā)展方向之一。

國內(nèi)外針對CFJ技術(shù)在翼型、螺旋槳和飛行器等方面的應(yīng)用開展了大量的數(shù)值模擬研究，驗證了CFJ技術(shù)在低速翼型、超臨界翼型和風力機翼型上的增升減阻效果；A.Lefebvre等、Xu H Y等、楊 慧 強 等和Yang X D等分別驗證了CFJ技術(shù)能有效抑制翼型動態(tài)失速；朱敏等將CFJ技術(shù)應(yīng)用在臨近空間螺旋槳上，將螺旋槳效率提高了5%以上；張明昊等分析了協(xié)同射流技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀，總結(jié)了其在飛行器設(shè)計上的應(yīng)用；史子頡等將CFJ技術(shù)應(yīng)用在飛機垂尾上，研究了CFJ技術(shù)的參數(shù)影響規(guī)律。但國內(nèi)外針對CFJ技術(shù)的風洞試驗研究較少，且現(xiàn)有試驗研究的對象主要集中于傳統(tǒng)翼型和大厚度螺旋槳翼型，未見CFJ旋翼翼型的風洞試驗研究。Zha G C等在NACA 6421翼型內(nèi)部安裝小型壓氣機，開展了CFJ翼型性能的風洞試驗研究，驗證了CFJ技術(shù)的超升力現(xiàn)象，但試驗中存在壓氣機設(shè)計狀態(tài)與CFJ翼型試驗狀態(tài)不匹配的問題。本文采用內(nèi)置涵道風扇組的方法來實現(xiàn)CFJ技術(shù)，涵道風扇的分布性更好，與模型試驗狀態(tài)匹配度高。

為了探索CFJ技術(shù)在旋翼翼型高增升減阻設(shè)計上的潛力，本文采用風洞試驗方法，開展CFJ關(guān)鍵基礎(chǔ)參數(shù)對旋翼翼型氣動特性的影響規(guī)律研究，驗證CFJ技術(shù)對實現(xiàn)旋翼翼型關(guān)鍵性能顯著提升的技術(shù)可行性，以期為未來高性能旋翼槳葉設(shè)計提供一種新的、可行的解決途徑和思路。

1 CFJ模型設(shè)計

CFJ技術(shù)的基本思路是在翼型吸力面前緣高負壓區(qū)設(shè)置吹氣口、后緣高壓區(qū)設(shè)置吸氣口，在翼型內(nèi)部布置風機或氣泵，驅(qū)動氣流由吸氣口吸入、吹氣口吹出，保證吹氣口和吸氣口的質(zhì)量流量相等，是一種低能耗、“零質(zhì)量”射流技術(shù)?；谇熬壐哓搲毫阗|(zhì)量內(nèi)循環(huán)CFJ原理，在OA 312旋翼翼型的基礎(chǔ)上，設(shè)計加工CFJ旋翼翼型，記為CFJ312，如圖1所示。CFJ312翼型在翼型內(nèi)部設(shè)計低阻管道，并將涵道風扇布置在梁上以驅(qū)動氣流循環(huán)，構(gòu)成CFJ技術(shù)的“內(nèi)循環(huán)”系統(tǒng)。

圖1 CFJ312翼型剖視圖Fig.1 Cross-sectional view of CFJ312 airfoil

模型弦長為0.8 m，展長為1.6 m；吹氣口位于距前緣5%弦長處，吸氣口位于距前緣80%弦長處。翼型內(nèi)部設(shè)置5個獨立通道，在每個通道的梁上安裝4個涵道風扇。OA 312和CFJ312翼型模型分別如圖2~圖3所示，CFJ312翼型模型內(nèi)部如圖4所示。上翼面單獨加工，使用沉頭螺釘與梁固連；通過在梁上加裝特定厚度的墊片，控制上翼面下沉量（上翼面下沉量定義為：以原始翼型上翼面位置為基準，CFJ翼型上翼面向下翼面移動的距離）；通過調(diào)節(jié)吹/吸氣口與肋連接處的沉頭螺釘，控制吹/吸氣口大小。

圖2 OA 312翼型模型Fig.2 OA 312 airfoil model

圖3 CFJ312翼型模型Fig.3 CFJ312 airfoil model

圖4 CFJ312翼型模型內(nèi)部Fig.4 Interior of CFJ312 airfoil model

2 試驗設(shè)備

試驗在西北工業(yè)大學翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室NF-3低速風洞（如圖5所示）完成，采用TP0904六分量盒式應(yīng)變天平進行模型測力。采用直徑53 mm的4S 4 300 kV涵道風扇，每個涵道風扇由1臺MW S-600-15開關(guān)電源驅(qū)動，并通過50 A HOBBYWING電調(diào)和G.T.POWER RC 130 A功率儀進行調(diào)節(jié)和控制，如圖6所示。

圖5 NF-3風洞Fig.5 NF-3 wind tunnel

圖6 試驗設(shè)備Fig.6 Experimental equipment

3 結(jié)果分析與討論

3.1 吹氣口大小影響

保持上翼面下沉量和吸氣口大小不變，研究吹氣口大小對CFJ旋翼翼型性能的影響。試驗風速為10 m/s，取2種吹氣口大小，分別記為CFJ312-INJ095和CFJ312-INJ115，如表1所示。

表1 不同吹氣口大小的CFJ312翼型參數(shù)Table 1 Parameters of CFJ312 airfoil with different injection sizes

不同吹氣口大小CFJ312翼型的氣動特性對比（俯仰力矩參考點取在1/4弦線處）如圖7所示，最大升力系數(shù)和失速迎角對比如表2所示。

表2 不同吹氣口大小CFJ312翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角T able 2 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different injection sizes

圖7 不同吹氣口大小CFJ312翼型的氣動特性對比Fig.7 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different injection sizes

從圖7（a）和表2可以看出：在當前試驗取值下，小吹氣口尺寸的CFJ312翼型失速特性較好；CFJ312-INJ095翼型最大升力系數(shù)較OA 312翼型提升54.7%，比CFJ312-INJ115翼型最大升力系數(shù)增量增加了11.1%；CFJ312-INJ095翼型失速迎角較OA 312翼型提高11.7°，較CFJ312-INJ115翼型失速迎角增加了1.2°。

迎角5°和22°時不同吹氣口尺寸CFJ312翼型的升力系數(shù)對比如表3所示。

表3 典型迎角下不同吹氣口大小CFJ312翼型的升力系數(shù)Table 3 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different injection sizes at typical AoAs

從圖7（a）和表3可以看出：迎角小于20°時，相同迎角下2種CFJ312翼型升力系數(shù)基本相同；迎角大于20°時，相同迎角下CFJ312-INJ095翼型升力系數(shù)高于CFJ312-INJ115翼型，說明小吹氣口尺寸的CFJ312翼型能更有效地克服逆壓梯度、延遲失速；典型迎角22°時，CFJ312-INJ095翼型升力系數(shù)較OA 312翼型的增量比CFJ312-INJ115翼型增加了5.3%。

迎角22°時不同吹氣口尺寸CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)如表4所示。

表4 迎角22°時不同吹氣口大小CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)Table 4 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different injection sizes atα=22°

從 圖7（b）、圖7（c）和 表4可 以 看 出 ：2種CFJ312翼型阻力系數(shù)較OA 312翼型均明顯降低，且在小迎角范圍內(nèi)存在“負阻力”現(xiàn)象；相同迎角下CFJ312-INJ095翼型升阻比大于CFJ312-INJ115翼型；吹氣口尺寸對CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)影響不大，相同迎角下2種CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)基本一致；CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)與OA 312翼型基本持平，在OA 312翼型失速后，CFJ312翼型仍能夠保持較低的俯仰力矩；典型迎角22°時，與OA 312翼型相比，CFJ312-INJ095翼型俯仰力矩系數(shù)降低21.7%，升阻比提升35.4%。

3.2 吸氣口大小影響

保持上翼面下沉量和吹氣口大小不變，研究吸氣口大小對CFJ旋翼翼型性能的影響。試驗風速為10 m/s，取2種吸氣口大小，分別記為CFJ312-SUC115和CFJ312-SUC135，如 表5所示。

表5 不同吸氣口大小的CFJ312翼型參數(shù)Table 5 Parameters of CFJ312 airfoils with different suction sizes

不同吸氣口大小CFJ312翼型的氣動特性對比如圖8所示，最大升力系數(shù)和失速迎角對比如表6所示。

圖8 不同吸氣口大小CFJ312翼型的氣動特性對比Fig.8 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different suction sizes

表6 不同吸氣口大小CFJ312翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角Table 6 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different suction sizes

從圖8（a）和表6可以看出：在當前試驗取值下，大吸氣口尺寸的CFJ312翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角較大，對流動分離的抑制效果更好，但小吸氣口尺寸的CFJ312翼型失速后升力系數(shù)變化更平緩；CFJ312-SUC135翼型最大升力系數(shù)較OA 312翼型的增量比CFJ312-SUC115翼型增加了4.3%；CFJ312-SUC135翼型失速迎角提升量比CFJ312-SUC115翼型的提升量增加了1.1°。

迎角5°和22°時不同吸氣口尺寸CFJ312翼型的升力系數(shù)對比如表7所示，迎角22°時不同吸氣口尺寸CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)如表8所示。

表7 典型迎角下不同吸氣口大小CFJ312翼型的升力系數(shù)Table 7 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different suction sizes at typical AoAs

表8 迎角22°時不同吸氣口大小CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)Table 8 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different suction sizes atα=22°

從圖8（a）、圖8（b）、表7和表8可以看出：迎角小于5°時，相同迎角下CFJ312-SUC135翼型升力系數(shù)高于CFJ312-SUC115翼型；迎角大于5°時，CFJ312-SUC115翼型的升力系數(shù)更大；而在整個迎角范圍內(nèi)，CFJ312-SUC135翼型有更小的阻力系數(shù)和更高的升阻比。因而大吸氣口尺寸的CFJ312翼型升阻特性更好。

由于吸氣口位置與力矩參考點的距離大，吸氣口大小對CFJ312翼型的俯仰力矩影響較大。從圖8（c）和表8可以看出：在當前試驗取值下，大吸氣口尺寸的CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)較小，特別是迎角大于12°時，吸氣口大小對CFJ312翼型俯仰力矩系數(shù)的影響更明顯；典型迎角22°時，CFJ312-SUC115翼型俯仰力矩系數(shù)較OA 312翼型的降低量比CFJ312-SUC135翼型減小了9.8%。

3.3 上翼面下沉量影響

保持吹/吸氣口大小不變，研究上翼面下沉量對CFJ旋翼翼型性能的影響，試驗風速為10 m/s。為了保證CFJ312與OA 312翼型上翼面的一致性和吹/吸氣口處上翼面的光順性，受限于風洞試驗?zāi)Ｐ蜕弦砻鎰偠?，CFJ312翼型吹/吸氣口大小與上翼面下沉量是互相耦合的，即上翼面下沉量變大/變小時，吹/吸氣口大小隨之變大/變小。而為了拓寬上翼面下沉量的取值范圍，并研究其與吹/吸氣口大小的耦合作用，開展上翼面下沉量影響研究時，采用比3.1節(jié)和3.2節(jié)更小的2種上翼面下沉量，分別記為CFJ312-SST 055和CFJ312-SST 076翼型，采用的吹/吸氣口大小小于3.1節(jié)和3.2節(jié)得到的最佳吹/吸氣口大小，具體參數(shù)如表9所示。

表9 不同上翼面下沉量的CFJ312翼型參數(shù)Table 9 Parameters of CFJ312 airfoil with different suction surface translations

不同上翼面下沉量CFJ312翼型的氣動特性對比如圖9所示，最大升力系數(shù)和失速迎角對比如表10所示。

圖9 不同上翼面下沉量CFJ312翼型的氣動特性對比Fig.9 Aerodynamic coefficients comparisons between CFJ312 airfoils with different suction surface translations

表10 不同上翼面下沉量CFJ312翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角Table 10 Maximum lift coefficients and stall angles of CFJ312 airfoils with different suction surface translations

從圖9（a）和表10可以看出：在某一給定的吹/吸氣口大小組合下，大上翼面下沉量CFJ312翼型的最大升力系數(shù)和失速攻角較大；CFJ312-SST 076翼型最大升力系數(shù)較OA 312翼型的增量比CFJ312-SST 055翼型增加了6.8%；CFJ312-SST 076翼型失速迎角提升量比CFJ312-SST 055翼型增加了1.1°。

迎角5°和22°時不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升力系數(shù)對比如表11所示。

表11 典型迎角下不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升力系數(shù)Table 11 Lift coefficients of CFJ312 airfoils with different suction surface translations at typical AoAs

從圖9（a）和表11可以看出：在當前試驗取值下，相同迎角時，大上翼面下沉量的CFJ312翼型升力系數(shù)較大；在OA 312翼型的失速迎角附近，CFJ312-SST 076翼型升力系數(shù)突然降低，在之后的迎角范圍內(nèi)，相同迎角下2種上翼面下沉量的CFJ312翼型升力系數(shù)基本持平，說明上翼面下沉量對CFJ312翼型在大迎角下克服逆壓梯度能力的影響變小，主要受吹/吸氣口大小的影響。

迎角22°時不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)如表12所示。

表12 迎角22°時不同上翼面下沉量CFJ312翼型的升阻比和俯仰力矩系數(shù)Table 12 Lift-to-drag ratios and pitching moment coefficients of CFJ312 airfoils with different suction surface translations at AoA=22°

從圖9（b）、圖9（c）和表12可以看出：在當前試驗取值下，相同迎角時，大上翼面下沉量的CFJ312翼型的阻力系數(shù)和升阻比越大；在OA 312翼型失速迎角附近，CFJ312翼型的升阻比同樣突然降低，之后的迎角范圍內(nèi)，相同迎角下2種CFJ312翼型的升阻比基本持平；上翼面下沉量對CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)影響不大，相同迎角下2種CFJ312翼型的俯仰力矩系數(shù)基本一致。

3.4 CFJ參數(shù)影響綜合對比

如前所述，吹/吸氣口大小受到上翼面下沉量的影響和制約，但吹氣口大小對旋翼翼型性能的影響規(guī)律與吸氣口大小和上翼面下沉量的影響規(guī)律是相互矛盾的，即在其他兩個參數(shù)不變時，吹氣口越小、吸氣口和上翼面下沉量越大，CFJ312翼型的失速特性和升阻特性越好，因而進行CFJ參數(shù)選取時，需考慮吹/吸氣口大小和上翼面下沉量的耦合作用和綜合影響。

綜合對比上述CFJ312翼型試驗結(jié)果可知：CFJ312翼型最佳方案為CFJ312-SST 076翼型，吹氣口大小為0.63%弦長，吸氣口大小為1.25%弦長，上翼面下沉量為0.95%弦長（具體參數(shù)如表13所示）。與OA 312翼型相比，CFJ312-SST 076翼型的最大升力系數(shù)較OA 312翼型提升67.5%，失速迎角推遲14.8°；阻力系數(shù)在低迎角范圍內(nèi)出現(xiàn)“負阻力”現(xiàn)象；俯仰力矩系數(shù)與OA 312翼型基本持平，在OA 312翼型失速后，CFJ312翼型仍能夠保持較低的俯仰力矩；典型迎角22°時，CFJ312-SST 076翼型俯仰力矩系數(shù)降低23.9%，升阻比提升38.3%。

表13 CFJ312翼型最佳參數(shù)Table 13 Optimal parameters of CFJ312 airfoil

4 結(jié) 論

（1）與OA 312基準翼型相比，小攻角狀態(tài)時，CFJ旋翼翼型可顯著降低阻力系數(shù)，甚至出現(xiàn)“負阻力”現(xiàn)象，實現(xiàn)了零升俯仰力矩基本不變。

（2）大攻角狀態(tài)時，CFJ旋翼翼型可顯著提升最大升力系數(shù)和失速迎角，其中，最大升力系數(shù)可提升約67.5%，失速迎角顯著推遲了近14.8°。

（3）其他兩個參數(shù)不變時，吹氣口越小、吸氣口越大、上翼面下沉量越大，CFJ312翼型的失速特性和升阻特性越好；吸氣口越大，CFJ312翼型俯仰力矩越小，吹氣口大小和上翼面下沉量對CFJ312翼型俯仰力矩的影響不大。

（4）CFJ旋翼翼型的吹/吸氣口大小、上翼面下沉量等關(guān)鍵參數(shù)的取值相互影響，最佳取值建議為：吹/吸氣口大小、上翼面下沉量分別取0.63%弦長、1.25%弦長和0.95%弦長。