縫道幾何構型對翼型氣動特性的影響

郝禮書，林梓佳，屈昊陽，王暕書，高永衛(wèi)

(西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室，西安 710072)

0 引言

飛行器升力的產生主要來源于機翼，機翼的氣動特性與其剖面密切相關。控制翼型表面的分離流動，大幅提高翼型的失速特性將有助于提升機翼的氣動特性，改善飛行器的起降特性。常見的翼型分離流動主動控制技術有等離子體[1-2]、合成射流[3]、協(xié)同射流[4]等，被動控制技術有渦流發(fā)生器[5]、襟翼[6]、翼型開縫[7]等。翼型開縫是一種有效抑制翼型吸力面流動分離的被動流動控制技術，Weick 等[8]針對Clark Y 翼型開縫進行了詳細的研究，其基本原理是利用翼型上下表面壓力差，下翼面的氣流通過縫道在上翼面形成射流，從而控制和延緩流動分離。目前，翼型開縫技術已廣泛用于翼型[9-10]、槳葉[11]、葉柵[12]及傘翼[13]等方面。

翼型縫道大多采用劈開方式獲取，常見的縫道形式是由兩根平行直線構成，形成平行直線縫道，開縫位置、縫道角度及寬度對翼型氣動力系數(shù)有較大影響[7,14]。此外，部分學者側重從壓力場、速度場等流場角度分析討論平行直線縫道對翼型的影響[15-16]，也探討了翼型開縫在正、反向吹風時的流動特征[17]。還有學者研究了縫道形狀呈“梯形”時對翼型氣動特性的影響，研究發(fā)現(xiàn)翼型開縫后的線性段升力是減小的，但對最大升力系數(shù)及失速特性改善較為顯著，最大升力系數(shù)增加26%，達到1.51，失速迎角增加了7°[18]。

除了上述直線縫道形式外，也有部分學者設計出弧形縫道、折線縫道及其他曲線縫道。Ni 等[19]提出了一種弧形縫道設計方法，縫道由兩個不同半徑的圓弧組成，并針對NACA 634-021 翼型研究得到該縫道構型對翼型的最大升力系數(shù)、最大升阻比分別提高了58%和14%，其中最大升力系數(shù)提高到1.19。將上述研究成果進一步應用到具有前緣結節(jié)特征的翼型[20]，發(fā)現(xiàn)縫道的存在將進一步延遲翼型分離流動的發(fā)生。此外，Beyhaghi 等[21-22]基于NACA 4412 翼型采用CFD 和風洞試驗的方法進行了開縫研究，折線縫道由兩條折線構成，縫道長度、寬度及入射角度等參數(shù)不等，最終結果表明：最大升力系數(shù)最大能夠提高3%，達到1.65。楊科等[23]研究了3 種曲線開縫方案對風力機靜態(tài)失速特性的影響，發(fā)現(xiàn)開縫能夠初步改善翼型的靜態(tài)失速特性。張立軍等[24]重點討論了翼型前緣附近區(qū)域各種開縫形式對垂直軸風力機翼型氣動性能的影響。

目前，雖然國內外學者做了大量關于翼型開縫的研究，但大多直接在直線縫道基礎上開展縫道寬度、角度及位置研究，關于折線/圓弧形式的開縫依據以及縫道幾何構型對翼型氣動特性影響的研究較少，特別是針對高升力構型縫道方案的探究少之又少。因此，本文選用NACA 4421 翼型作為研究對象，給出開縫依據，研究縫道構型變化對翼型失速特性的影響，并最終提出一種新型高升力縫道構型方案。

1 數(shù)值方法與物理模型

1.1 數(shù)值算例驗證

考慮到本文是有關縫道方面的數(shù)值模擬研究，這里采用30P-30N 多段翼構型來驗證本文的網格生成技術和求解N-S 方程組的能力。采用結構化網格，網格量約為1.6 × 105，30P-30N 三段翼型物面附近的網格示意如圖1（a）所示。計算條件：Ma=0.2，Re=9.0 ×106，湍流模型采用SSTk-ω。圖1（b）分別給出了襟翼、主翼、縫翼及整體升力系數(shù)的數(shù)值模擬結果與試驗數(shù)據[25]的對比，可以看出：不僅線性段吻合較好，翼型失速段誤差也較小，本文計算方法可靠，可以用于后續(xù)翼型縫道方面的研究。

圖1 30P-30N 多段翼型網格示意圖和升力特性計算驗證Fig.1 Grid diagram and numerical validation of the lift coefficient for the 30P-30N airfoil

1.2 開縫依據

現(xiàn)有翼型開縫的研究大多集中于選用中等厚度以上的翼型在低速條件下進行，例如：S809、NACA 634-021、NACA 4412 等。因此，本文選用NACA 4421 翼型作為研究對象，開縫前后的計算條件相同，即Ma=0.2，Re=2.0 × 106。

圖2 給出了迎角10°時升阻力系數(shù)隨著網格數(shù)量變化的曲線，由圖可知：網格數(shù)量達到4.1 × 104時，升阻力系數(shù)不再隨著網格的加密而發(fā)生顯著改變。在后續(xù)基準翼型特性分析及開縫研究中，將按照4.1 ×104網格的策略生成網格。圖3 給出了翼型開縫前（即基準翼型）的升阻力系數(shù)隨著迎角變化的曲線，由圖可知：失速攻角為14°，失速過程發(fā)展緩慢，升力系數(shù)沒有迅速下降，阻力系數(shù)也未急劇增加。

圖2 翼型網格收斂性研究 (α=10o)Fig.2 Grid convergence study for the airfoil at α=10o

圖3 基準翼型的升力和阻力系數(shù)曲線Fig.3 Lift and drag coefficient curve of baseline airfoil

圖4 給出了基準翼型不同迎角下的壓力分布曲線。由圖可知：迎角10°時翼型上翼面已出現(xiàn)分離，分離點約為75%c，失速迎角時的分離點約為58%c，隨著迎角增加分離點逐漸向前緣方向移動，迎角18°時約為40%c，整個失速后的分離過程比較和緩，與圖3翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線變化趨勢一致。

圖4 不同迎角下翼型表面的壓力分布曲線Fig.4 Pressure distributions on the airfoil under different angles of attack

根據文獻[7,15]的研究結果，翼型開縫形成縫道射流可以控制翼型分離流動的發(fā)展。NACA 4421 翼型失速迎角14°時的分離點約為58%c，且其失速發(fā)展比較和緩，屬于典型的“后緣失速”類型，有利于進行射流控制，因此擬采取劈開方式形成平行直線縫道，將縫道布置在失速迎角分離點之前約15%c的位置，中心線布置于上表面約42%c、下表面約28%c、縫寬度約5%c的位置，縫道中心線與弦線方向夾角56°，并將該縫道構型命名為SS1。

1.3 縫道構型

在直線縫道研究過程中，發(fā)現(xiàn)其流動控制效果不佳，則后續(xù)對縫道構型進行了一系列的調整或修形，最終形成7 種縫道構型，如表1 所示。整個縫道調整過程中，保持縫道的上下表面開縫位置不變。

表1 7 種縫道構型幾何特征關系Table 1 Geometric relationship of 7 kinds of slot configurations

僅在直線縫道SS1 基礎上將縫道中間進行折角處理，形成偏折縫道SS2，縫道出口與弦線夾角減小為40°，縫道入口與弦線夾角增大為67°，這樣更有利于射流對附面層能量的補充，二者的對比如圖5 所示。為了進一步提高流動控制效果，針對偏折斜縫縫道局部區(qū)域進行曲線修形，例如翼型下表面的縫道口連接位置、翼型上表面的縫道口靠近后緣方向的連接位置、縫道中部的兩個折線位置，并將上述5 個位置主要用圓弧進行修形，完成后的構型命名為CS3。若僅針對縫道中部的兩個折線位置進行修形，則命名為CS1，在此基礎上進一步對翼型下表面的縫道口連接位置進行修形，則命名為CS2，三種構型的對比如圖6 所示。

圖5 直線縫和偏折縫的對比Fig.5 Comparison of the slot configurations with straight lines and polylines

圖6 基于偏折縫的局部曲線修形處理過程中的縫道對比圖Fig.6 Comparison of the slot configurations with local curve modification

最后在對CS3 縫道的流動控制效果分析的基礎上，期望抑制CS3 縫道左右兩側出現(xiàn)的分離渦，進一步提出了一種新型的導流片縫道構型，命名為DS（deflector slot），如圖7（c）所示，其中縫道將翼型分割為翼型前半段“Front airfoil”和翼型后半段“Rear airfoil”兩部分。DS 構型的具體修形設計過程如下：為了提升縫道的流通能力及射流對上翼面后緣附近分離渦的抑制能力，對圖7（a）的縫道口進行修形，縫道口修形方式采取直接取走原縫道出口部分區(qū)域形式，如圖7（b）所示；并將該區(qū)域形狀進行向上平移，將其兩端進行延長處理，形成最終的導流片縫道構型，如圖7（c）所示。導流片位于40.4%c位置，與原CS3 縫道出口位置相同，導流片長度和厚度分別為9.2%c、0.5%c。另外，在此基礎上去掉導流片的縫道構型，記為CS4。

圖7 導流片縫道構型的形成過程Fig.7 Evolution of the deflector slot configuration

2 計算結果與分析

2.1 直線縫道構型翼型特性分析

圖8 給出了直線縫道構型翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。由圖可知：縫道的存在使得翼型所有迎角的升力特性都得到極大破壞，阻力隨著迎角的增加而顯著增加，但偏折縫SS2 的破壞作用在大迎角條件下時明顯小于直線縫SS1。

圖8 直線構型縫道翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線Fig.8 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different straight-line slot configurations

圖9 給出了迎角為19°時直線縫SS1、偏折縫SS2與基準翼型繞流流線和速度值云圖分布的對比。由圖可知：基準翼型上表面40%c處出現(xiàn)了一個大的分離渦，直線縫和偏折縫在縫道內和翼型上表面都出現(xiàn)了分離渦，二者的速度峰值都要小于基準翼型，但通過偏折縫的上翼面分離渦要明顯小于直線縫道構型，即偏折縫的升阻特性優(yōu)于直線縫道，這與圖8 的結論是一致的。因此，為了減小和控制縫道內的分離渦以及上翼面的分離渦，必須對縫道構型進一步修形。

圖9 迎角19°時不同直線縫道構型的翼型流場對比Fig.9 Comparison of flow fields for the airfoil with different straight-line slot configurations at α=19°

2.2 曲線縫道構型翼型特性分析

圖10 給出了各種曲線縫道與基準翼型的升力系數(shù)和阻力極曲線。由圖可知：各種縫道均可提高最大升力系數(shù)和失速迎角，其中CS3 是最優(yōu)的，最大升力系數(shù)遠高于基準翼型，提高了28%，該構型升力系數(shù)分別在迎角16°和24°處出現(xiàn)兩個峰值，呈現(xiàn)“雙峰”現(xiàn)象。曲線縫道構型CS1 和CS2 的升阻力特性接近，未能大幅改善基準翼型的失速特性。由于曲線縫道構型CS3 的整個縫道都是曲線，且縫道口的射流方向更加貼近于當?shù)匚锩?，這利于縫道射流對翼型上翼面附面層能量的補充，使得翼型的性能得到大幅提升。在大迎角范圍內，不論在相同阻力系數(shù)還是相同升力系數(shù)條件下，CS3 的升阻比都是最大的。因此，縫道構型應采用曲線形式，特別是位于上翼面的縫道口僅需做單側曲線修形處理。

圖10 曲線構型縫道翼型的升力系數(shù)和阻力極曲線Fig.10 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different curve slot configurations

圖11 給出了曲線縫道構型CS3 在3 個典型迎角下的壓力曲線對比，其中迎角16°和24°對應升力系數(shù)曲線的兩個峰值。由圖可知：就翼型前半段的壓力分布而言，隨著迎角的增加其積分面積是遞增的，尤其是迎角24°下的前緣吸力峰迅速增加，且下表面的壓力也有所增加，導致了第二個升力系數(shù)峰值的出現(xiàn)。就翼型后半段的壓力分布而言，隨著迎角的增加其積分面積是遞減的，上表面的分離點逐漸向前移動，在迎角16°和18°時在47%c處出現(xiàn)了一個小的壓力峰值，這是由于經過縫道的氣流在縫道出口附近持續(xù)加速，在47%c達到速度峰值，但迎角16°的峰值更高，導致了第一個升力系數(shù)峰值的出現(xiàn)。因此，曲線縫道構型CS3 升力系數(shù)曲線的第一個峰值產生機制是氣流在縫道出口附近持續(xù)加速達到局部峰值；第二個峰值產生機制則是翼型前緣處氣流持續(xù)加速達到峰值，形成吸力峰。

圖11 曲線構型縫CS3 前半段和后半段翼型的壓力分布對比Fig.11 Comparison of pressure distributions for the airfoil with curve slot CS3 under different angles of attack

圖12 給出了迎角18°時不同曲線縫道構型翼型繞流流線和速度值云圖分布的對比。由圖可知：CS1 縫道底部出現(xiàn)一個很小的分離渦，CS2 和CS3 縫道內沒有分離渦。由于曲線縫道射流與上翼面夾角比偏折斜縫小一些，更加有利于控制分離，對比圖9可以發(fā)現(xiàn)CS1、CS2 及CS3 作用下的翼型上表面分離渦都較小，其中CS3 的分離渦最小，前緣峰值速度最大，控制翼型上表面分離流動的能力最強，這與圖10的結論一致。

圖12 迎角18°時不同曲線縫道構型的翼型流場對比Fig.12 Comparison of flow fields for the airfoil with different curve slot configurations at α=18°

圖13 給出了CS3 曲線縫道構型不同迎角下翼型繞流流線和速度值云圖分布的對比。由圖13 可知：隨著迎角的增加，上翼面分離區(qū)逐漸向前緣方向擴大，特別是迎角達到24°，通過縫道的射流已經無法阻止分離區(qū)的發(fā)展，在上翼面縫道口的兩側都出現(xiàn)了分離，兩個分離區(qū)隨著迎角的增加還會持續(xù)擴大。因此，可以考慮對上翼面縫道口區(qū)域進行設計，一是嘗試減弱縫道口左側的分離區(qū)，二是進一步減小射流方向，使縫道射流貼緊翼型表面，對邊界層補充能量，減小上翼面的分離，試圖將圖10“雙峰”中間區(qū)域的升力系數(shù)凹坑填平，進一步推遲失速。

圖13 CS3 縫道構型不同迎角時的翼型流場對比Fig.13 Comparison of flow fields for the airfoil with curve slot CS3 under different angles of attack

這里基于“科恩達效應”[26]進行導流片設計，最終達到上述兩點目標?？贫鬟_效應，又稱附壁效應，即當靠近曲面或凸起物時，流體的流動方向會因此改變?yōu)檠刂媪鲃?。根據“科恩達效應”設計出的導流片構型如圖7（c）所示。

2.3 導流片縫道構型翼型特性分析

基于“科恩達效應”設計導流片的機理是控制氣流經過翼型前緣未流到縫道出口時已經發(fā)生的分離現(xiàn)象。如圖13（c）所示，改變縫道氣流的流動方向，設計出一種導流片構型，其上表面主要“承接”翼型前緣流經翼型上面的氣流，實現(xiàn)流過導流片時的附著流動，其下表面主要將流經縫道的大部分氣流進行導流，使其更加貼近翼型表面，控制翼型上表面后緣區(qū)域的分離流動。為了更好地實現(xiàn)上述目的，最終采取的方案是在縫道出口區(qū)域進行局部修形設計，利用翼型后半段本身的外形設計導流片，具體過程見圖7。

圖14 給出了導流片縫道構型、曲線縫道構型及基準翼型的升力系數(shù)和阻力極曲線。由圖可知：導流片縫道構型DS 相對于基準構型，失速迎角由14°推遲到28°，最大升力系數(shù)增加122%，達到2.785。去掉導流片后的縫道構型CS4 控制失速的能力遠低于導流片縫道構型，其失速迎角僅能推遲6°，最大升力系數(shù)增加53%，但也明顯強于CS3 縫道構型。相對于基準翼型而言，大迎角情形下導流片縫道構型與曲線縫道都能提高升阻比，尤其是導流片縫道構型提高升阻比的能力最強，迎角范圍最廣。

圖14 不同縫道構型翼型的升力系數(shù)和阻力極曲線Fig.14 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different slot configurations

將本文設計的縫道構型與文獻中幾種典型縫道構型進行對比，發(fā)現(xiàn)：本文中的曲線縫道CS4 和導流片縫道構型DS 都遠優(yōu)于其他縫道構型，其中導流片縫道構型最大升力系數(shù)接近3，失速迎角推遲達14°（表2）。

表2 典型縫道構型對翼型失速特性改善對比Table 2 Comparison among typical slot configurations for improving the stall characteristics of the airfoil

圖15 給出了迎角22°時CS3、CS4 和 DS 構型的翼型前半段和翼型后半段表面壓力對比曲線。由圖可知：DS 構型的壓力吸力峰及積分面積遠高于CS3和CS4；DS 構型在翼型后半段的壓力積分面積也高于CS3 和CS4，并且導流片的存在能夠顯著推遲翼型上表面的分離，且使翼型縫道及導流片區(qū)域存在更高更長的壓力平臺，在導流片位置區(qū)域壓力曲線出現(xiàn)了“凹坑”現(xiàn)象，這是由于此處存在導流片，引導氣流貼翼型物面流動，且對從縫道加速而來的氣流有所阻滯。

圖15 不同縫道構型的翼型前半段和后半段表面壓力分布對比（α=22°）Fig.15 Comparison of pressure distributions on the front and rear sections of the airfoil with different slot configurations at α=22°

圖16 給出了不同縫道構型27°迎角下翼型繞流和速度值云圖分布的對比。由圖可知：曲線縫道構型CS3 的上翼面縫道口兩側均存在分離渦，分離點約20%c；曲線縫道CS4 在上翼面縫道口兩側也出現(xiàn)分離渦，分離點約25%c，分離渦有所縮小，這是由于CS4 縫道射流比CS3 縫道更加貼緊翼面；導流片縫道構型DS 僅在后緣處存在一個非常小的分離渦，而且在前緣區(qū)域出現(xiàn)更高的速度峰值，這是因為導流片的存在，起到“附壁效應”，控制了縫道左側區(qū)域流動的分離。與此同時，導流片也改變了縫道出口射流的流動方向，實現(xiàn)了對縫道右側區(qū)域分離流動的極大抑制。因此，導流片縫道構型DS 能夠完全控制住上翼面流動的分離，導流片既約束縫道射流的流動，也實現(xiàn)了上翼面縫道口左側流動附著地流過導流片，達到了“科恩達效應”的效果。

圖16 迎角27°時不同縫道的翼型流場對比Fig.16 Comparison of flow fields for the airfoil with different slot configurations at α=27°

3 結論

本文選用NACA 4421 翼型開展開縫研究，分析了縫道構型幾何變化關系，探討了縫道構型幾何變化對翼型失速特性的影響，研究結論如下：

1）針對“后緣失速”類型的翼型，開縫位置應位于基準翼型失速迎角分離點前，縫道出口軸線應盡量貼近當?shù)匚锩?。就曲線、折線及直線三種開縫形式控制翼型分離流動的能力而言，曲線形式是最優(yōu)的。

2）在曲線縫道構型研究中，嘗試通過縫道局部修形實現(xiàn)曲線縫道構型的幾何變化，發(fā)現(xiàn)縫道中部及縫道口區(qū)域修形，既可以減小縫道內的分離，又有利于縫道射流對邊界層能量的補充，其中上翼面縫道口位置區(qū)域應重點關注。

3）通過分析翼型開曲線縫構型中升力系數(shù)的“雙峰”現(xiàn)象，基于“科恩達效應”設計提出了一種新型的導流片縫道構型。該構型能夠全面改善基準翼型的失速特性，失速迎角推遲達到14°，最大升力系數(shù)達到2.785，能夠顯著提高大迎角區(qū)域的升力系數(shù)及升阻比。

本文所提出的導流片縫道構型，可為增升裝置設計提供一種新穎的思路和參考。接下來研究可從“后緣失速”類型的翼型進行拓展，驗證思路的可行性和適用性，并且從翼型開縫拓展到機翼開縫，兼顧工程實際需要確保機翼開縫的可實施性，從風洞試驗的角度進一步地分析和探究。