缝道几何构型对翼型气动特性的影响

2024-01-09郝礼书林梓佳屈昊阳王暕书高永卫

空气动力学学报 2023年11期

郝礼书，林梓佳，屈昊阳，王暕书，高永卫

(西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室，西安 710072)

0 引言

飞行器升力的产生主要来源于机翼，机翼的气动特性与其剖面密切相关。控制翼型表面的分离流动，大幅提高翼型的失速特性将有助于提升机翼的气动特性，改善飞行器的起降特性。常见的翼型分离流动主动控制技术有等离子体[1-2]、合成射流[3]、协同射流[4]等，被动控制技术有涡流发生器[5]、襟翼[6]、翼型开缝[7]等。翼型开缝是一种有效抑制翼型吸力面流动分离的被动流动控制技术，Weick 等[8]针对Clark Y 翼型开缝进行了详细的研究，其基本原理是利用翼型上下表面压力差，下翼面的气流通过缝道在上翼面形成射流，从而控制和延缓流动分离。目前，翼型开缝技术已广泛用于翼型[9-10]、桨叶[11]、叶栅[12]及伞翼[13]等方面。

翼型缝道大多采用劈开方式获取，常见的缝道形式是由两根平行直线构成，形成平行直线缝道，开缝位置、缝道角度及宽度对翼型气动力系数有较大影响[7,14]。此外，部分学者侧重从压力场、速度场等流场角度分析讨论平行直线缝道对翼型的影响[15-16]，也探讨了翼型开缝在正、反向吹风时的流动特征[17]。还有学者研究了缝道形状呈“梯形”时对翼型气动特性的影响，研究发现翼型开缝后的线性段升力是减小的，但对最大升力系数及失速特性改善较为显著，最大升力系数增加26%，达到1.51，失速迎角增加了7°[18]。

除了上述直线缝道形式外，也有部分学者设计出弧形缝道、折线缝道及其他曲线缝道。Ni 等[19]提出了一种弧形缝道设计方法，缝道由两个不同半径的圆弧组成，并针对NACA 634-021 翼型研究得到该缝道构型对翼型的最大升力系数、最大升阻比分别提高了58%和14%，其中最大升力系数提高到1.19。将上述研究成果进一步应用到具有前缘结节特征的翼型[20]，发现缝道的存在将进一步延迟翼型分离流动的发生。此外，Beyhaghi 等[21-22]基于NACA 4412 翼型采用CFD 和风洞试验的方法进行了开缝研究，折线缝道由两条折线构成，缝道长度、宽度及入射角度等参数不等，最终结果表明：最大升力系数最大能够提高3%，达到1.65。杨科等[23]研究了3 种曲线开缝方案对风力机静态失速特性的影响，发现开缝能够初步改善翼型的静态失速特性。张立军等[24]重点讨论了翼型前缘附近区域各种开缝形式对垂直轴风力机翼型气动性能的影响。

目前，虽然国内外学者做了大量关于翼型开缝的研究，但大多直接在直线缝道基础上开展缝道宽度、角度及位置研究，关于折线/圆弧形式的开缝依据以及缝道几何构型对翼型气动特性影响的研究较少，特别是针对高升力构型缝道方案的探究少之又少。因此，本文选用NACA 4421 翼型作为研究对象，给出开缝依据，研究缝道构型变化对翼型失速特性的影响，并最终提出一种新型高升力缝道构型方案。

1 数值方法与物理模型

1.1 数值算例验证

考虑到本文是有关缝道方面的数值模拟研究，这里采用30P-30N 多段翼构型来验证本文的网格生成技术和求解N-S 方程组的能力。采用结构化网格，网格量约为1.6 × 105，30P-30N 三段翼型物面附近的网格示意如图1（a）所示。计算条件：Ma=0.2，Re=9.0 ×106，湍流模型采用SSTk-ω。图1（b）分别给出了襟翼、主翼、缝翼及整体升力系数的数值模拟结果与试验数据[25]的对比，可以看出：不仅线性段吻合较好，翼型失速段误差也较小，本文计算方法可靠，可以用于后续翼型缝道方面的研究。

图1 30P-30N 多段翼型网格示意图和升力特性计算验证Fig.1 Grid diagram and numerical validation of the lift coefficient for the 30P-30N airfoil

1.2 开缝依据

现有翼型开缝的研究大多集中于选用中等厚度以上的翼型在低速条件下进行，例如：S809、NACA 634-021、NACA 4412 等。因此，本文选用NACA 4421 翼型作为研究对象，开缝前后的计算条件相同，即Ma=0.2，Re=2.0 × 106。

图2 给出了迎角10°时升阻力系数随着网格数量变化的曲线，由图可知：网格数量达到4.1 × 104时，升阻力系数不再随着网格的加密而发生显著改变。在后续基准翼型特性分析及开缝研究中，将按照4.1 ×104网格的策略生成网格。图3 给出了翼型开缝前（即基准翼型）的升阻力系数随着迎角变化的曲线，由图可知：失速攻角为14°，失速过程发展缓慢，升力系数没有迅速下降，阻力系数也未急剧增加。

图2 翼型网格收敛性研究 (α=10º)Fig.2 Grid convergence study for the airfoil at α=10º

图3 基准翼型的升力和阻力系数曲线Fig.3 Lift and drag coefficient curve of baseline airfoil

图4 给出了基准翼型不同迎角下的压力分布曲线。由图可知：迎角10°时翼型上翼面已出现分离，分离点约为75%c，失速迎角时的分离点约为58%c，随着迎角增加分离点逐渐向前缘方向移动，迎角18°时约为40%c，整个失速后的分离过程比较和缓，与图3翼型的升力系数和阻力系数曲线变化趋势一致。

图4 不同迎角下翼型表面的压力分布曲线Fig.4 Pressure distributions on the airfoil under different angles of attack

根据文献[7,15]的研究结果，翼型开缝形成缝道射流可以控制翼型分离流动的发展。NACA 4421 翼型失速迎角14°时的分离点约为58%c，且其失速发展比较和缓，属于典型的“后缘失速”类型，有利于进行射流控制，因此拟采取劈开方式形成平行直线缝道，将缝道布置在失速迎角分离点之前约15%c的位置，中心线布置于上表面约42%c、下表面约28%c、缝宽度约5%c的位置，缝道中心线与弦线方向夹角56°，并将该缝道构型命名为SS1。

1.3 缝道构型

在直线缝道研究过程中，发现其流动控制效果不佳，则后续对缝道构型进行了一系列的调整或修形，最终形成7 种缝道构型，如表1 所示。整个缝道调整过程中，保持缝道的上下表面开缝位置不变。

表1 7 种缝道构型几何特征关系Table 1 Geometric relationship of 7 kinds of slot configurations

仅在直线缝道SS1 基础上将缝道中间进行折角处理，形成偏折缝道SS2，缝道出口与弦线夹角减小为40°，缝道入口与弦线夹角增大为67°，这样更有利于射流对附面层能量的补充，二者的对比如图5 所示。为了进一步提高流动控制效果，针对偏折斜缝缝道局部区域进行曲线修形，例如翼型下表面的缝道口连接位置、翼型上表面的缝道口靠近后缘方向的连接位置、缝道中部的两个折线位置，并将上述5 个位置主要用圆弧进行修形，完成后的构型命名为CS3。若仅针对缝道中部的两个折线位置进行修形，则命名为CS1，在此基础上进一步对翼型下表面的缝道口连接位置进行修形，则命名为CS2，三种构型的对比如图6 所示。

图5 直线缝和偏折缝的对比Fig.5 Comparison of the slot configurations with straight lines and polylines

图6 基于偏折缝的局部曲线修形处理过程中的缝道对比图Fig.6 Comparison of the slot configurations with local curve modification

最后在对CS3 缝道的流动控制效果分析的基础上，期望抑制CS3 缝道左右两侧出现的分离涡，进一步提出了一种新型的导流片缝道构型，命名为DS（deflector slot），如图7（c）所示，其中缝道将翼型分割为翼型前半段“Front airfoil”和翼型后半段“Rear airfoil”两部分。DS 构型的具体修形设计过程如下：为了提升缝道的流通能力及射流对上翼面后缘附近分离涡的抑制能力，对图7（a）的缝道口进行修形，缝道口修形方式采取直接取走原缝道出口部分区域形式，如图7（b）所示；并将该区域形状进行向上平移，将其两端进行延长处理，形成最终的导流片缝道构型，如图7（c）所示。导流片位于40.4%c位置，与原CS3 缝道出口位置相同，导流片长度和厚度分别为9.2%c、0.5%c。另外，在此基础上去掉导流片的缝道构型，记为CS4。

图7 导流片缝道构型的形成过程Fig.7 Evolution of the deflector slot configuration

2 计算结果与分析

2.1 直线缝道构型翼型特性分析

图8 给出了直线缝道构型翼型的升力系数和阻力系数曲线。由图可知：缝道的存在使得翼型所有迎角的升力特性都得到极大破坏，阻力随着迎角的增加而显著增加，但偏折缝SS2 的破坏作用在大迎角条件下时明显小于直线缝SS1。

图8 直线构型缝道翼型的升力系数和阻力系数曲线Fig.8 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different straight-line slot configurations

图9 给出了迎角为19°时直线缝SS1、偏折缝SS2与基准翼型绕流流线和速度值云图分布的对比。由图可知：基准翼型上表面40%c处出现了一个大的分离涡，直线缝和偏折缝在缝道内和翼型上表面都出现了分离涡，二者的速度峰值都要小于基准翼型，但通过偏折缝的上翼面分离涡要明显小于直线缝道构型，即偏折缝的升阻特性优于直线缝道，这与图8 的结论是一致的。因此，为了减小和控制缝道内的分离涡以及上翼面的分离涡，必须对缝道构型进一步修形。

图9 迎角19°时不同直线缝道构型的翼型流场对比Fig.9 Comparison of flow fields for the airfoil with different straight-line slot configurations at α=19°

2.2 曲线缝道构型翼型特性分析

图10 给出了各种曲线缝道与基准翼型的升力系数和阻力极曲线。由图可知：各种缝道均可提高最大升力系数和失速迎角，其中CS3 是最优的，最大升力系数远高于基准翼型，提高了28%，该构型升力系数分别在迎角16°和24°处出现两个峰值，呈现“双峰”现象。曲线缝道构型CS1 和CS2 的升阻力特性接近，未能大幅改善基准翼型的失速特性。由于曲线缝道构型CS3 的整个缝道都是曲线，且缝道口的射流方向更加贴近于当地物面，这利于缝道射流对翼型上翼面附面层能量的补充，使得翼型的性能得到大幅提升。在大迎角范围内，不论在相同阻力系数还是相同升力系数条件下，CS3 的升阻比都是最大的。因此，缝道构型应采用曲线形式，特别是位于上翼面的缝道口仅需做单侧曲线修形处理。

图10 曲线构型缝道翼型的升力系数和阻力极曲线Fig.10 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different curve slot configurations

图11 给出了曲线缝道构型CS3 在3 个典型迎角下的压力曲线对比，其中迎角16°和24°对应升力系数曲线的两个峰值。由图可知：就翼型前半段的压力分布而言，随着迎角的增加其积分面积是递增的，尤其是迎角24°下的前缘吸力峰迅速增加，且下表面的压力也有所增加，导致了第二个升力系数峰值的出现。就翼型后半段的压力分布而言，随着迎角的增加其积分面积是递减的，上表面的分离点逐渐向前移动，在迎角16°和18°时在47%c处出现了一个小的压力峰值，这是由于经过缝道的气流在缝道出口附近持续加速，在47%c达到速度峰值，但迎角16°的峰值更高，导致了第一个升力系数峰值的出现。因此，曲线缝道构型CS3 升力系数曲线的第一个峰值产生机制是气流在缝道出口附近持续加速达到局部峰值；第二个峰值产生机制则是翼型前缘处气流持续加速达到峰值，形成吸力峰。

图11 曲线构型缝CS3 前半段和后半段翼型的压力分布对比Fig.11 Comparison of pressure distributions for the airfoil with curve slot CS3 under different angles of attack

图12 给出了迎角18°时不同曲线缝道构型翼型绕流流线和速度值云图分布的对比。由图可知：CS1 缝道底部出现一个很小的分离涡，CS2 和CS3 缝道内没有分离涡。由于曲线缝道射流与上翼面夹角比偏折斜缝小一些，更加有利于控制分离，对比图9可以发现CS1、CS2 及CS3 作用下的翼型上表面分离涡都较小，其中CS3 的分离涡最小，前缘峰值速度最大，控制翼型上表面分离流动的能力最强，这与图10的结论一致。

图12 迎角18°时不同曲线缝道构型的翼型流场对比Fig.12 Comparison of flow fields for the airfoil with different curve slot configurations at α=18°

图13 给出了CS3 曲线缝道构型不同迎角下翼型绕流流线和速度值云图分布的对比。由图13 可知：随着迎角的增加，上翼面分离区逐渐向前缘方向扩大，特别是迎角达到24°，通过缝道的射流已经无法阻止分离区的发展，在上翼面缝道口的两侧都出现了分离，两个分离区随着迎角的增加还会持续扩大。因此，可以考虑对上翼面缝道口区域进行设计，一是尝试减弱缝道口左侧的分离区，二是进一步减小射流方向，使缝道射流贴紧翼型表面，对边界层补充能量，减小上翼面的分离，试图将图10“双峰”中间区域的升力系数凹坑填平，进一步推迟失速。

图13 CS3 缝道构型不同迎角时的翼型流场对比Fig.13 Comparison of flow fields for the airfoil with curve slot CS3 under different angles of attack

这里基于“科恩达效应”[26]进行导流片设计，最终达到上述两点目标。科恩达效应，又称附壁效应，即当靠近曲面或凸起物时，流体的流动方向会因此改变为沿着曲面流动。根据“科恩达效应”设计出的导流片构型如图7（c）所示。

2.3 导流片缝道构型翼型特性分析

基于“科恩达效应”设计导流片的机理是控制气流经过翼型前缘未流到缝道出口时已经发生的分离现象。如图13（c）所示，改变缝道气流的流动方向，设计出一种导流片构型，其上表面主要“承接”翼型前缘流经翼型上面的气流，实现流过导流片时的附着流动，其下表面主要将流经缝道的大部分气流进行导流，使其更加贴近翼型表面，控制翼型上表面后缘区域的分离流动。为了更好地实现上述目的，最终采取的方案是在缝道出口区域进行局部修形设计，利用翼型后半段本身的外形设计导流片，具体过程见图7。

图14 给出了导流片缝道构型、曲线缝道构型及基准翼型的升力系数和阻力极曲线。由图可知：导流片缝道构型DS 相对于基准构型，失速迎角由14°推迟到28°，最大升力系数增加122%，达到2.785。去掉导流片后的缝道构型CS4 控制失速的能力远低于导流片缝道构型，其失速迎角仅能推迟6°，最大升力系数增加53%，但也明显强于CS3 缝道构型。相对于基准翼型而言，大迎角情形下导流片缝道构型与曲线缝道都能提高升阻比，尤其是导流片缝道构型提高升阻比的能力最强，迎角范围最广。

图14 不同缝道构型翼型的升力系数和阻力极曲线Fig.14 Comparison of the lift and drag coefficient curves for the airfoil with different slot configurations

将本文设计的缝道构型与文献中几种典型缝道构型进行对比，发现：本文中的曲线缝道CS4 和导流片缝道构型DS 都远优于其他缝道构型，其中导流片缝道构型最大升力系数接近3，失速迎角推迟达14°（表2）。

表2 典型缝道构型对翼型失速特性改善对比Table 2 Comparison among typical slot configurations for improving the stall characteristics of the airfoil

图15 给出了迎角22°时CS3、CS4 和 DS 构型的翼型前半段和翼型后半段表面压力对比曲线。由图可知：DS 构型的压力吸力峰及积分面积远高于CS3和CS4；DS 构型在翼型后半段的压力积分面积也高于CS3 和CS4，并且导流片的存在能够显著推迟翼型上表面的分离，且使翼型缝道及导流片区域存在更高更长的压力平台，在导流片位置区域压力曲线出现了“凹坑”现象，这是由于此处存在导流片，引导气流贴翼型物面流动，且对从缝道加速而来的气流有所阻滞。

图15 不同缝道构型的翼型前半段和后半段表面压力分布对比（α=22°）Fig.15 Comparison of pressure distributions on the front and rear sections of the airfoil with different slot configurations at α=22°

图16 给出了不同缝道构型27°迎角下翼型绕流和速度值云图分布的对比。由图可知：曲线缝道构型CS3 的上翼面缝道口两侧均存在分离涡，分离点约20%c；曲线缝道CS4 在上翼面缝道口两侧也出现分离涡，分离点约25%c，分离涡有所缩小，这是由于CS4 缝道射流比CS3 缝道更加贴紧翼面；导流片缝道构型DS 仅在后缘处存在一个非常小的分离涡，而且在前缘区域出现更高的速度峰值，这是因为导流片的存在，起到“附壁效应”，控制了缝道左侧区域流动的分离。与此同时，导流片也改变了缝道出口射流的流动方向，实现了对缝道右侧区域分离流动的极大抑制。因此，导流片缝道构型DS 能够完全控制住上翼面流动的分离，导流片既约束缝道射流的流动，也实现了上翼面缝道口左侧流动附着地流过导流片，达到了“科恩达效应”的效果。