可變正弦前緣對直機翼氣動性能影響的研究

潘 翀，陳 皇，王晉軍

（北京航空航天大學 流體力學教育部重點實驗室，北京 100191）

0 引 言

海洋中的座頭鯨雖然體型龐大，但機動靈活。海洋生物學家對座頭鯨水下運動的觀察表明，這種靈活機動與座頭鯨的胸鰭有關［1］。Fish等（1995）［2］詳細研究了座頭鯨胸鰭的構造，指出其胸鰭前緣的突起能產生不穩定流向渦，從而能延緩失速并使鰭在大迎角下仍能保持高升力，這對座頭鯨大迎角機動非常有利。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。風洞實驗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］研究了正弦前緣對二維和三維機翼氣動特性的影響。結果表明：正弦前緣對提高三維機翼的氣動性能更為有效。Johari等（2007）［5］研究了正弦前緣對二維翼型氣動特性的影響，發現失速后的升力系數可以提高50%；相對于正弦前緣的波長，前緣振幅對氣動特性的影響起主導作用。他們還用表面絲線流動顯示的方法來揭示失速迎角附近背風面的流動狀態，發現分離區首先出現在前緣波谷處，而波峰處始終為附著流動。在失速后的大迎角下，具有正弦前緣的翼型背風面分離區較小，所以升力較高。但是在小迎角下，正弦前緣會帶來較大的額外阻力。Goruney等（2009）［6］用PIV技術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拓撲結構，發現在波長與振幅比值較小的情況下，即使微小的突起都能對近壁面流動拓撲結構產生很大影響，他們預測這種流動拓撲結構的改變會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翼失速迎角后的氣動性能，但會增加小迎角巡航狀態下的阻力，這對飛行器的航程與經濟性有很大影響。在本實驗中，嘗試引入變體飛行器的概念，將各種不同波長與振幅的平板型可變正弦前緣裝入機翼前緣的滑槽中，使其在巡航狀態下可以完全收入機翼內部，對氣動特性不產生影響；當作大迎角飛行時，前緣可以按需要伸展相應長度，得到理想的氣動性能。該研究重點關注可變正弦前緣的振幅和波長以及不同的伸展長度對二維NACA0015直機翼氣動性能的影響，指出了可能達到的優化設計狀態，為高性能飛行器設計提供技術支持。

1 實驗模型與實驗方法

實驗中選用的模型為具有NACA0015翼型的直機翼，其弦長為c＝200mm，展長為b＝540mm，展弦比b／c＝2.7。為維持機翼二維流動，實驗狀態下，機翼兩側安裝有前緣修形的端板。機翼前緣前駐點處開有寬1.4mm、深30mm的狹縫，以放置平板型可變正弦前緣。機翼兩端設有限位機構，能改變前緣的伸展長度并加以固定。

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翼前緣能自由滑動，前緣的厚度要比前緣開縫小0.2mm；由于縫隙非常小，可變正弦前緣不會出現位移或振動的現象，對實驗結果沒有影響。實驗中，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；而波長分別取為6.75%c、13.5%c、27.0%c和54.0%c，對應540mm的展長范圍內出現40、20、10和5個完整波峰。不同的波長與振幅組合而成了16組不同的可變正弦前緣，這些前緣命名的方式如下：以振幅和波長的長度與弦長c的百分比數值，冠以字母 A（amplitude）和 W（wavelength）組成。例如，前緣振幅為A＝5.0%c、前緣波長為W＝27%c的模型被命名為A5.0W27（圖1（a）），基準干凈機翼被命名為Baseline。

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

實驗中，平板型可變前緣置于機翼前緣的狹縫中，并能沿流向自由伸展。圖2（a）、（b）、（c）所示為3種不同的伸展狀態，圖2（d）所示為前緣與機翼分拆示意圖。風洞測力實驗在北京航空航天大學流體力學研究所D1低速開口風洞中進行，該風洞實驗段截面呈橢圓形。實驗段進口尺寸為1.02m×0.76m，出口尺寸為1.07m×0.82m，實驗段長1.45m。湍流度ε＜0.3%，氣流下偏角＜1°。模型采用尾撐，實驗數據由一臺尾置六分量應變天平測量，并由全數字化采集系統采集。實驗裝置如圖2（e）所示。升阻力系數不確定度在迎角α＜10°時小于5%；在α≥10°時小于3%。實驗來流風速為14m／s，基于弦長的雷諾數約為190，000。計算升阻力系數時，均考慮可變前緣所帶來的額外面積增量。

2 實驗結果與討論

2.1 前緣振幅的影響

為研究前緣振幅的影響，將前緣波長相同、前緣振幅不同的模型作為一組進行比較。實驗中共有4個比較組，選取其中兩組來進行論述。

圖3所示為前緣波長W＝6.75%c時，不同振幅情況下的前緣升力系數曲線和阻力系數曲線。由圖3（a）可見，干凈NACA0015機翼的升力系數在失速前近似線性增加，失速迎角為α＝17°。最大升力系數CLmax＝1.02，在失速迎角之后升力系數在1°之內陡降為0.56，降幅為45.5%；之后升力隨迎角的進一步增大而緩慢增加。而安裝波長為W＝6.75%c的可變正弦前緣后，其最大升力系數要遠小于干凈機翼；大迎角下升力系數隨迎角增加而緩慢增加，表現出緩失速特性。

對于A2.5W6.75前緣，其最大升力系數CLmax＝0.73出現在α＝12°，僅為干凈機翼的71.6%；但是在大迎角狀態下，A2.5W6.75模型的升力系數要比干凈機翼大：如在α＝18°～24°范圍內比干凈機翼大30%，這與Johari等（2007）［5］將正弦前緣直接加工在直機翼上得到的結論類似。最大升力系數隨著前緣振幅增大而減小（見表1），升力系數曲線變得更為扁平。圖3（b）為對應的阻力系數曲線，干凈機翼的阻力系數在失速迎角處隨著升力系數的陡降而突然增加，而所有可變正弦前緣的阻力系數均平緩增加，不存在突躍。在干凈機翼失速迎角前，具有不同振幅的可變正弦前緣的阻力系數均大于干凈機翼；但在干凈機翼失速迎角后，可變正弦前緣的阻力系數略小于干凈機翼，這說明前緣波長為W＝6.75%c的可變正弦前緣能減少機翼在大迎角下的阻力系數。

圖2 前緣不同伸展狀態以及風洞測力實驗布置示意圖Fig.2 Different status of the variable leading edge and experimental setup

圖3 前緣波長為W＝6.75%c時的升阻力系數曲線Fig.3 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝6.75%c

圖4給出前緣波長為W＝27%c時，前緣不同振幅對機翼升阻力特性的影響。可見具有不同振幅的可變正弦前緣均能較大程度增加直機翼在失速以后的升力系數，且失速后的升力曲線不會出現干凈機翼的陡降現象，具有明顯的緩失速特性。A2.5W27模型在α＝18°時的升力系數要比干凈機翼高出約60%，大于Johari等（2007）［5］在類似狀態下所得到的50%。圖4（b）給出的阻力系數曲線表明，當前緣波長較大時，機翼的阻力系數在失速前后均大于干凈機翼，這與前緣波長為W＝6.75%c時機翼的阻力系數在失速后略小于干凈機翼的現象（圖4（b））相反。

對其它實驗組的分析也可得到類似的結論：加裝可變正弦前緣后，NACA0015機翼在失速之后不再出現升力系數陡降的現象，而是呈現出緩失速特性。當可變正弦前緣波長較大時，失速迎角之后的升力系數能夠得到較大幅度的提高，這對于飛機的大迎角安全飛行非常有益。但是，安裝可變正弦前緣會使最大升力系數減少，而且前緣振幅越大，最大升力系數越小。由于這種變化是隨振幅的增長單調變化的，因此可以做出推斷：當前緣振幅達到一個較小值時，不僅最大升力系數降低少而且具有緩失速的特性。同時我們可以看到，當前緣振幅或前緣波長非常大時，升力系數對振幅的變化不敏感。

2.2 前緣波長的影響

為研究前緣波長的影響，將前緣振幅相同，前緣波長不同的模型作為一組進行比較。圖5給出前緣振幅為A＝5%c時，波長對升阻力系數的影響。由圖5（a）可知，隨著前緣波長的增大（即前緣波峰數減小），最大升力系數并非單調增大，而是在波長為W＝27%c時出現最大值（對應圖中A5W27工況）。總體上看來，前緣波長的減少對直機翼的氣動性能帶來較為不利的影響，所以在實際運用過程中，前緣波長不應該過短，即對應的前緣波峰數不應該過多。

圖4 前緣波長為W＝27%c時的升阻力系數曲線Fig.4 Lift and drag characteristics for leadingedge wavelength W＝27%c

圖5 前緣振幅為A＝5%c時的升阻力系數曲線Fig.5 Lift and drag characteristics for leadingedge amplitude A＝5%c

表1給出了所有實驗工況下，最大升力系數隨波狀前緣振幅、波長的變化，可見A2.5W27模型的最大升力系數在所有波狀前緣情況下最大，對應波長振幅比A／W＝9.3%。分析表1中的所有數據，可以看到在A／W較小時，相應的模型的最大升力系數較大。

表1 實驗各模型的振幅波長比與最大升力系數，干凈直機翼的最大升力系數為CLmax＝1.02Table 1 A／W and maximum lift coefficients for all test models，CLmaxf or the baseline is 1.02

2.3 前緣變化對氣動性能的影響

由于固定式正弦前緣會增加飛機在小迎角下的阻力系數，對飛機的巡航性能造成不利的影響。按照該實驗所設計的可變正弦前緣方案，可以在小迎角巡航狀態下將前緣完全收入機翼中，不增加任何額外阻力；需要做大迎角機動時，在干凈機翼失速迎角到來之前伸展可變正弦前緣，可發揮其緩失速的作用，為飛行器過失速機動提供足夠的升力。為了研究可變正弦前緣的伸展長度對氣動性能的影響，以便進行可變正弦前緣優化設計，實驗選取具有最大振幅（振幅A＝10%c），波長各不相同的四組前緣，研究它們不同伸展長度時的升阻力特性。

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

由圖6（a）可以看出，所有的前緣伸展狀態都具有緩失速的特性。最大升力系數隨著前緣伸展長度的增加而單調減少；失速迎角之后的升力系數曲線隨著前緣伸展長度的增加逐漸減小。其中伸展長度最短的A10W6.75＿2.5前緣具有相對優異的升力性能，其最大升力系數CLmax＝0.93出現在α＝16°，達到了干凈機翼的91.7%；而在α＝18°時，其升力系數比干凈機翼增加61.5%。比較圖6（b）的阻力系數曲線可知，在失速迎角之前，阻力隨前緣伸展長度的增加而增大。由于最大升力系數隨前緣伸展長度的增加而減少，所以可以推斷：為了獲取最好的氣動性能，前緣的伸展長度應該盡量小，并且可能存在一個性能最優化的值，因為前緣伸展長度在接近于零時，機翼的氣動性能應與干凈機翼類似，會出現突然失速的現象，從而起不到緩失速的作用。

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

圖6 波長為W＝6.75%c時前緣不同伸展長度的升阻力系數曲線Fig.6 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝5%c at different extended lengths

圖7 波長為W＝13.5%c時前緣不同伸展長度的升阻力系數曲線Fig.7 Lift and drag characteristics for leading－edge wavelength W＝13.5%c at different extending lengths

3 結 論

通過風洞測力實驗，研究了不同伸展長度的可變正弦前緣對NACA0015直機翼氣動性能的影響，結論如下：

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

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

（3）普通正弦前緣會增加直機翼在小迎角下的阻力系數，不利于巡航。采用該文提出的可變正弦前緣方案，在巡航狀態下將其收入機翼中；當需要在大迎角下機動時，可按需要伸展可變正弦前緣，改善大迎角下的氣動性能，從而使機翼獲得較好的氣動性能，具有較高的實用價值。

［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.