基于渦流發生器的翼型風洞試驗側壁干擾控制研究

魏斌斌，高永衛，師堯，李棟，郝禮書

（西北工業大學航空學院，西安710072）

0 引言

翼型的氣動特性直接決定了飛機機翼、風力機、螺旋槳、直升機旋翼等的氣動性能，因此，獲得準確、可靠的翼型氣動性能數據是必須的。目前，可靠的翼型氣動性能通常通過風洞試驗的方法獲取，翼型風洞試驗數據的準確性取決于洞壁干擾效應的大小，而計算流體力學（Computational Flu?id Dynamics，簡稱CFD）技術的迅速發展給風洞試驗提出了更嚴格的準度要求，因此需要對洞壁干擾效應進行更加細致的研究。

翼型風洞試驗存在兩類最主要的干擾效應：上下壁干擾效應和側壁干擾效應。上下壁干擾效應是一個二維的、無黏的問題，其修正方法已發展得相對成熟［1-2］。而側壁干擾效應是一個有黏的、三維流動問題［3-5］，目前減弱側壁干擾的有效方式是對其進行流動控制。

在翼型風洞試驗中，為了實現大雷諾數，會使用弦長相對較大的模型。弦長大意味著展弦比小，展弦比較小時，側壁邊界層的發展會顯著影響翼型氣動特性。對于小展弦比翼型，其誘導出的逆壓梯度與側壁邊界層相互干擾，引起側壁邊界層分離。側壁邊界層一旦分離，會在翼型模型與側壁之間形成角區流動，這種角區流動呈現三維特征［6-8］。橫向流動由側壁向翼型中線逐漸發展，由于對稱性，理論上翼型中線橫向流速為零。這種三維效應使翼型中線環量減小，升力減?。?-10］。N.Sudani等［5］的研究表明，為了減小側壁干擾效應的影響，低馬赫數試驗情況下，翼型模型的展弦比至少要達到1.5，高馬赫數情況下，至少要達到2.0。

為了消除或減弱這種角區分離流動帶來的三維效應，需使用邊界層控制（Boundary-layer Con?trol，簡稱BLC）技術。目前，吹氣［9］和吸氣［4，11］是最常用的側壁邊界層控制方法。吹氣為風洞壁上的邊界層提供能量，使其能夠抵抗翼型模型誘導出的逆壓梯度引起的流動分離。抽吸氣去除了側壁邊界層，減小了側壁邊界層厚度，提高了抵抗角區流動分離的能力。NASA蘭利中心低湍流壓力風洞（NASA Langley Low-lurbulence Pressure Tun?nel，簡稱LTPT）使用兩種方法（吹氣和吸氣）均實現了展向二維流動的控制［8］。日本國家航空航天試驗室（National Aerospace Laboratory in Japan，簡稱NAL）風洞［12-14］使用邊界層抽吸技術實現了模型區自由來流馬赫數的均勻性。T.Nishino等［9］使用計算方法研究了在Coanda射流吹氣條件下風洞側壁的干擾效應，研究表明，側壁對尾緣Coanda射流剖面的影響很小，在流動分離之前，在中間截面周圍相當寬的區域內，流動是準二維的。在Coan?da射流面與側壁之間，流動的分離會在壁面卷起兩個流向渦，下游這些流向渦的夾帶和卷起使得翼型中間截面產生的升力和阻力比二維情況下小。西北工業大學NF-3風洞對側壁干擾進行了系統性研究，通過吹/吸氣方式實現了對側壁干擾效應的有效控制［15-17］。

考慮到結構強度問題，大厚度翼型［18］在風力機葉片、渦輪葉片、螺旋槳等的應用越來越廣泛?？墒菐Ъ夂缶壍拇蠛穸纫硇陀捎谵D捩提前而導致氣動性能表現較差［19］，為了提高大厚度翼型的氣動特性，減小前緣對轉捩的敏感性，人們設計了鈍后緣的大厚度翼型［20-22］。大厚度翼型流動分離較早，在風洞試驗中，與側壁邊界層之間的干擾更為嚴重，為了獲得可靠的大厚度翼型試驗數據，需對其側壁干擾效應進行控制。

在航空領域，流動控制的方式很多，被動式渦流發生器（Vortex Generator，簡稱VG）因其結構簡單，成本低廉而被廣泛應用于邊界層發展的控制［23-26］。VG可在主流中引入流向渦，使邊界層重新通能并變薄，抵消逆壓梯度，最終抑制流動分離。VG的安裝位置、高度、展向分布距離均會影響流動控制效果，渦流發生器高度一般與附面層厚度相當或小于附面層厚度。上述研究均使用VG對翼型表面流動或翼型繞流進行控制，而使用VG進行側壁邊界層控制的研究很少，尤其是在大厚度翼型風洞試驗方面，就目前掌握的公開資料顯示，這種研究尚屬首次。

側壁吹吸氣之類的主動控制方式在使側壁附面層變薄的同時，也減弱了由于模型引起的堵塞效應，但是，需要持續地吸氣和合適的吸氣量控制。本文采用被動式VG的方法對側壁干擾進行控制，其對阻塞效應沒有影響，可顯著減弱或消除側壁與翼型模型角區的流動分離，考慮到被動式VG的便捷性、實用性和有效性，本文使用的側壁干擾控制方法是一種成本更低的方法。

本文使用被動式VG對FX77-W-400翼型［19，22］的側壁干擾效應進行控制，試驗雷諾數為Re=3.0×106，提出兩種基于VG的側壁干擾控制構型：側壁VG和翼面VG，研究VG安裝位置對側壁干擾控制效果和翼型表面壓力場細節的影響；并使用POD（Proper Orthogonal Decomposition）技術對不同構型情況下翼型表面壓力場結構進行了研究。

1 試驗設置

1.1 風洞和模型

試驗在西北工業大學NF-3風洞進行。NF-3低速翼型風洞是亞洲最大的低速翼型風洞，翼型試驗段長×寬×高為8 m×1.6 m×3 m，為矩形截面，風洞的收縮比為20。該試驗段主要性能和流場品質為：最大風速130 m/s，最小穩定風速10 m/s，常 用 風 速60～80 m/s，軸 向 靜 壓 梯 度0.001 1/m，湍流度0.045%，翼型試驗雷諾數可達7.0×106。

FX77-W翼 型 族 是 使 用S.F.Hoerner［21］的 方法設計的一種鈍后緣大厚度翼型，本文試驗選擇FX77-W-400翼型，該翼型最大厚度為40%，最大厚度位置在x/c=40%處，后緣厚度為10.6%，如圖1所示。N.Sudani等［5］的研究表明，低馬赫數試驗情況下，為減小側壁干擾效應，翼型模型的展弦比至少達到1.5。因此，本文試驗模型弦長設計為c=800 mm，展弦比為2.0，同時也保證能夠獲得足夠大的試驗雷諾數。

圖1 FX77-W-400翼型Fig.1 FX77-W-400 airfoil

取翼型展向50%處作為測壓剖面，分布106個測壓孔，其中上表面分布50個測壓孔，下翼面分布49個測壓孔，后緣分布7個測壓孔。使用PSI 9816智能壓力掃描器對翼型表面壓力進行采集，該系統共有736個壓力測量通道，采集速度為100 Hz/ch，采集精度為±0.05%。

本文試驗不對翼型模型測壓截面的附面層進行控制，屬于自然轉捩。試驗雷諾數為Re=3.0×106，迎角變化范圍為-2°～20°，Δα=1°。

1.2 渦流發生器

使用被動式VG對風洞側壁邊界層進行控制，并提出兩種控制構型：構型Ⅰ（側壁VG）和構型Ⅱ（翼面VG），其具體形式如表1所示。不使用VG進行控制的稱為“Baseline”。

表1 不同構型試驗設置Table 1 Experimental setup of different configurations

（1）構型Ⅰ

在風洞側壁上安裝渦流發生器的方式為構型Ⅰ。安裝的渦流發生器具體設計參數為：間距D=146 mm，h=30 mm，如圖2所示。試驗現場安裝如圖3所示。（2）構型Ⅱ

圖2 側壁VG及其尺寸Fig.2 Sidewall VG and its size

圖3 側壁渦流發生器流動控制試驗Fig.3 Flow control experiment of sidewall VG

在翼型上翼面安裝渦流發生器的方式為構型Ⅱ。安裝的渦流發生器具體設計參數為：間距D=30 mm，h=6 mm，如圖4所示。

圖4 翼面VG及其尺寸Fig.4 Airfoil surface VG and its size

試驗目的在于使用VG對側壁干擾進行控制，關鍵在于控制側壁與模型之間的角區流動。因此，渦流發生器安裝范圍在翼型上表面靠近側壁區域內，如圖5所示。

圖5 翼面渦流發生器控制試驗Fig.5 Flow control experiment of airfoil surface VG

A.D.Gardner等［10］研究了翼型模型與側壁之間的縫隙對角區流動的影響，研究表明，這種縫隙對翼型模型端部近壁面三維流動拓撲結構有著顯著影響，無縫隙時側壁干擾則最小。為了減小側壁干擾效應，本文選擇無縫隙模型安裝方式（如圖5所示）。

2 試驗結果及數據分析

2.1 無控制情況

本文就基準翼型試驗結果與文獻［19，22］數據進行對比，如圖6所示，紅色圓圈為斯圖加特大學（Stuttgart University）使用風洞側壁邊界層吹除裝置控制側壁邊界層情況下的翼型升力系數結果［22］；紅色虛線為F.Grasso［22］使用RFOIL代碼進行數值計算的結果；藍色方框為T.Winnem?ller等［19］使用T.Pulliam和J.Steger發展的ARC2D代碼［27］進行全湍流條件的計算結果；黑色實線為本文試驗結果（未進行側壁干擾控制）。斯圖加特大學、F.Grasso和本文結果的雷諾數均是Re=3.0×106，而T.Winnem?ller等 的 計 算 雷 諾 數 是Re=1.0×106。

圖6 本文試驗結果與文獻結果對比Fig.6 Comparison between experimental results in this article and results in other literatures

從圖6可以看出：小迎角范圍內（α≤3°），本文試驗結果（沒有進行過側壁干擾控制）與斯圖加特大學和F.Grasso（進行過側壁邊界層控制）的結果一致；而在α＞3°范圍內，本文試驗結果表明，翼型提前失速，其氣動特性開始與斯圖加特大學和F.Grasso的結果有顯著不同。比較本文試驗與斯圖加特大學的試驗條件與結果，認為這種差距是由側壁干擾引起的。對比T.Winnem?ller等的計算結果，在大范圍的迎角范圍內，與本文試驗、斯圖加特大學試驗和F.Grasso的計算結果均有顯著差異，這種差異應該是雷諾數不同和全湍流計算條件引起的。

對于基準翼型（無控制情況），在α為-2°～3°之間是明顯的線性區（如圖6所示），流動呈現附著流狀態。在α為3°～6°范圍內（圖6中的陰影部分），升力系數沒有顯著提高，力矩系數增加，而阻力系數沒有顯著增大，如圖7所示，因此這個階段的氣動性能應該不是流動分離導致的，因為如果流動發生分離，阻力會顯著增加，這在壓力分布上也可以看出，如圖8所示。

圖7 基準翼型的阻力系數和力矩系數Fig.7 Drag and moment coefficients of reference airfoil

圖8 典型迎角處的壓力系數分布Fig.8 Cp distribution at typical AOAs

在這個階段，上翼面維持附著流形態，沒有呈現流動分離導致的壓力平臺特征，只不過壓力系數分布基本一致，僅在順壓梯度區有輕微變化，導致該階段升力系數沒有顯著增加，力矩系數變大。可見，該階段這種失速的特征并不是由流動分離引起的，而是翼型吸力面吸力不夠導致的，導致吸力不夠的原因為角區流動［4-8］的出現。角區流動沿橫向的發展使得翼型不再維持二維流動，翼型升力線斜率開始明顯減小。而角區流動發生的原因在于風洞側壁的影響，因此需要對側壁干擾進行控制。

2.2 側壁VG控制

本節使用構型Ⅰ對風洞側壁干擾進行控制，研究VG安裝位置對控制效果的影響。

不同安裝位置情況下的翼型氣動特性如圖9所示。

圖9 側壁VG對翼型氣動特性的影響Fig.9 Effect of sidewall VG on aerodynamic characteristics of airfoil

從圖9可以看出：

（1）對比基準翼型，側壁VG安裝在翼型前緣（x/c=0%）時，改變了翼型在小迎角范圍內的升力線斜率和力矩系數形態，使α為0°～3°的升力線斜率減小，說明在該階段橫流就已經產生。在大迎角情況下，VG安裝在x/c=0%也沒有起到顯著的控制作用。另外，對阻力系數幾乎沒有影響。可見，相較于基準翼型，該位置的側壁VG控制形式產生了負作用：小迎角情況下使橫流提前發生，大迎角情況下幾乎沒有影響。

（2）側壁VG安裝在翼型最大厚度位置（x/c=40%）時，相較于基準翼型，延遲了升力系數和力矩系數的失速，由αstall=3°延遲到了αstall=7°。在α＞7°時，升力線斜率開始明顯減小。注意到這個過程中，阻力系數并沒有顯著增大，說明這種失速也是由橫流引起的?？梢?，側壁VG安裝在翼型最大厚度位置起到了顯著的側壁干擾控制效果，使失速延遲了Δα=4°。

基準翼型及經側壁VG控制后的試驗結果與參考文獻的結果對比如圖10所示，可以看出：本文使用被動式VG對側壁干擾進行控制的效果盡管沒有斯圖加特大學應用邊界層吹吸的結果那么理想，但仍能夠獲得△α=4°的失速延遲，考慮到本文使用的是一種極為簡便的被動式控制方法，可以認為這種控制方式還是極有潛力的。

圖10 本文與文獻結果對比Fig.10 Comparison of results in this article and other literatures

除整體氣動特性外，側壁VG對轉捩位置、吸力峰位置和吸力峰值等氣動特征也會產生影響。使用逆壓梯度區逆壓梯度突然增大［28-31］的位置作為轉捩位置，如圖11所示。

圖11 轉捩位置判斷Fig.11 Judgment of transition position

側壁VG不同安裝位置情況下翼型上表面壓力場如圖12所示，藍色散點是轉捩位置，紅色散點是吸力峰位置?？梢钥闯觯簜缺赩G沒有影響全迎角范圍內翼型上表面的壓力形態，但對具體的流動細節有影響；另外，側壁VG安裝在x/c=40%情況下，小迎角范圍（α為0°～5°）內吸力峰值的梯度更大。

圖12 側壁VG對吸力面壓力場的影響Fig.12 Effect of sidewall VG on pressure field of suction surface

不同側壁VG安裝位置對流動特征的影響如圖13所示，其中（a）是轉捩位置，（b）是吸力峰位置，（c）是吸力峰值。側壁VG安裝在x/c=0%時對轉捩位置沒有影響（圖10），因此沒有在圖13中表現。從圖13（a）可以看出：VG安裝在翼型最大厚度位置（x/c=40%）使得α=5°時的轉捩位置提前；從圖13（b）可以看出：兩種安裝位置VG均會影響大迎角情況下吸力峰位置，使吸力峰位置前移，且安裝在最大厚度位置處，吸力峰位置最早發生前移的迎角最小，為α=9°，相較于基準翼型，提前了Δα=2°（基準翼型為α=11°）；從圖13（c）可以看出：吸力峰值與升力系數變化趨勢一致，側壁VG安裝在最大厚度位置（x/c=40%）時，吸力峰值在α為-2°～7°范圍內均保持線性增長。

圖13 側壁VG對流動特征的影響Fig.13 Effect of sidewall VG on flow characteristics

典型迎角情況下的壓力系數分布如圖14所示。本文使用的FX77翼型為大厚度（40%）翼型，較大的前緣半徑使翼型維持層流的能力增強；且最大厚度位置靠后（x/c=40%），使順壓梯度范圍增大。從圖14可以看出：側壁VG不影響翼型表面的壓力形態，只是對壓力系數的具體數值產生影響，尤其是安裝在最大厚度位置時；對于基準翼型，由于橫流的影響（側壁干擾），小迎角范圍內（α為3°～6°）上表面吸力峰值較小，導致失速；使用側壁VG（安裝在x/c=40%）進行控制后，翼型上表面吸力峰明顯增大，失速延遲Δα=4°，展現出理想的側壁干擾控制效果。

圖14 側壁VG對典型迎角下翼型壓力系數分布的影響Fig.14 Effect of sidewall VG on Cp distributions at typical AoAs

2.3 翼面VG控制

在翼型上表面安裝VG時，僅在角區附近安裝翼面VG安裝位置對翼型氣動性能的影響如圖15所示。

圖15 翼面VG對翼型氣動特性的影響Fig.15 Effect of airfoil surface VG on aerodynamic characteristics of airfoil

從圖15可以看出：

（1）對比基準翼型，翼面VG安裝在x/c=25%時，改變了翼型在全迎角范圍（α為1°～20°）內的升力線斜率和力矩系數形態，使α為0°～3°的升力線斜率減小，說明在該階段，橫流就已經產生。在α＞3°時，翼面VG使得升力線斜率較基準翼型顯著提高，說明在上述迎角范圍內，經VG控制后的橫流要明顯弱于基準翼型（未經控制），這也使得在大迎角情況下（α＞8°），翼型升力系數較基準翼型顯著提高。并且，該位置（x/c=25%）下的翼面VG對α為-2°～12°范圍內阻力系數幾乎沒有影響，且顯著延遲了阻力發散?？梢姡噍^于基準翼型，該位置的翼面控制形式對小迎角的側壁干擾起負作用，而對大迎角范圍起到了顯著的控制作用。

（2）翼面VG安裝在翼型最大厚度位置（x/c=40%）時，相較于基準翼型，升力線斜率提前減小，力矩系數形態提前變化，且對大迎角下的翼型氣動性能幾乎沒有影響?？梢?，該位置的翼面VG對側壁干擾控制起到了負作用。

翼面VG不同安裝位置情況下的翼型上表面壓力場如圖16所示，藍色散點是轉捩位置，紅色散點是吸力峰位置?？梢钥闯觯号c側壁VG一樣，翼面VG沒有影響全迎角范圍內翼型上表面的壓力形態；翼面VG安裝在x/c=25%時，大迎角下的吸力峰值更大，這也使得大迎角情況下翼型升力系數較基準翼型大。

圖16 翼面VG對翼型吸力面壓力場的影響Fig.16 Effect of airfoil surface VG on pressure field of suction surface

不同翼面VG安裝位置對流動特征的影響如圖17所示，其中（a）是轉捩位置，（b）是吸力峰值。本文使用的翼面VG對吸力峰位置沒有影響（圖16），因此沒有在圖17中表現。從圖17（a）可以看出：x/c=25%位置的翼面VG使得α=6°時的轉捩位置較基準翼型靠后，即延遲了x/c=0.375位置處的轉捩。從圖17（b）可以看出：吸力峰值與升力系數變化趨勢一致，翼面VG安裝在x/c=25%時，減小了小迎角范圍內的吸力峰值，提高了大迎角情況下的吸力峰值。

圖17 翼面VG對流動特征的影響Fig.17 Effect of airfoil surface VG on flow characteristics

典型迎角情況下的壓力系數分布如圖18所示，可以看出：與側壁VG的影響相同，翼面VG也不影響翼型表面的壓力形態，只是對壓力系數的具體數值產生影響，尤其是翼面VG安裝在x/c=25%時；使用翼面VG（安裝在x/c=25%）進行控制后，小迎角情況下翼型上表面吸力峰減小，表明橫流提前發生；而在大迎角情況下，吸力峰值較基準翼型顯著提高，說明經該位置（x/c=25%）的翼面VG控制后，橫流明顯減弱，體現了較好的控制效果。

由前文的壓力系數分布曲線可知，該翼型上表面順壓梯度范圍較長，本文將翼面VG安裝在x/c=25%，位于順壓梯度區，該范圍內，VG能夠更好地對側壁產生的干擾（橫流）進行控制。

圖18 翼面VG對典型迎角下翼型壓力系數分布的影響Fig.18 Effect of airfoil surface VG on Cp distributions at typical AOAs

綜上所述，在本文試驗范圍內，安裝在x/c=40%位置的側壁VG可有效改善小迎角范圍內的側壁干擾情況，使失速推遲Δα=4°；安裝在x/c=25%位置的翼面VG可有效改善大迎角情況下的側壁干擾情況，顯著提高大迎角情況下的CL，并推遲了阻力發散。

2.4 壓力形態分析

構型Ⅰ和構型Ⅱ不影響翼型表面的壓力形態（如圖14和圖18所示），但是會對吸力峰值的發展形態產生影響（如圖13（c）和圖17（b）所示）。對比圖9（a）和圖13（c），以及圖15（a）和圖17（b），發現升力系數和吸力峰值的變化趨勢一致，因此對其進行相關性分析，如圖19所示。

圖19 吸力峰值與CL之間的相關性Fig.19 Correlation of suction peak and CL

從圖19可以看出：各種構型下的升力系數和吸力峰值存在一致的線性相關性，決定系數可達R2=0.997 4。對于本文的試驗情況，翼型典型的氣動特性與吸力峰值直接相關，側壁干擾引起的橫流導致基準翼型（未控制）吸力峰值不夠，在迎角較?。é?3°）時就發生失速。而安裝在x/c=40%的側壁VG和安裝在x/c=25%的翼面VG可分別改善小迎角和大迎角情況下橫流情況，使得吸力峰值提高，進而提高了升力系數。

構型Ⅰ和構型Ⅱ不僅對吸力峰值的發展形態有影響，還對后緣點壓力的發展有影響。本文試驗模型是鈍后緣，在試驗模型后緣分布7個測壓孔，考察這7個測點壓力的發展形態，發現其影響規律一致，因此取上表面后緣和下表面后緣兩個測點進行說明，如圖20所示，可以看出：在α為2°～12°范圍內，上下壁面后緣點壓力發展形態有顯著差異，安裝在x/c=40%位置的側壁VG構型（構型Ⅰ，圖中藍色線）使后緣點壓力在較大迎角范圍內維持在Cp=0左右；而安裝在x/c=25%位置的壁面VG構型則使這個迎角范圍變?。辉讦粒?2°范圍內，安裝在x/c=25%位置的壁面VG構型的后緣壓力與其他四種情形顯著不同，其壓力值較其他情況顯著增大。

圖20 不同構型情況下后緣壓力形態演化Fig.20 Evolution of trailing edge pressure of different configurations

2.5 POD分析

為了更好地觀察翼型表面的壓力結構，本文使用POD［32-33］技術對表面壓力場進行分析。

設翼型表面壓力場為

式中：N為迎角數量，也是POD分析的數據維數，本文試驗中，迎角范圍為-2°～20°，間隔Δα=1°，因此，N=23；Cpαi為第i個迎角下的翼型壓力系數，本文試驗共有106個測壓點，因此Cpαi是一個包含106個壓力系數信息的列向量。因此，本文進行POD分析的樣本大小為106×23。

對于式（1）中的壓力場P，其中某一維數據可表示為

式中：φ為一組正交基。

本 文 使 用L.Sirovich［34］提 出 的snapshots方 法對上述問題進行求解。

安裝在x/c=40%的側壁VG（構型Ⅰ）和安裝在x/c=25%的翼面VG（構型Ⅱ）對側壁干擾有不同程度的控制效果，因此對這兩種構型和基準翼型的表面壓力系數分布進行POD分析。

不同構型的POD能譜如圖21所示，可以看出：不管是哪種構型，第一模態（主模態）均能占據85%以上的能量，而前三階模態可達99.96%以上的能量，因此，取前三階POD模態進行分析。

圖21 不同構型情況下的POD能譜Fig.21 POD energy spectrum of different configurations

前三階POD模態及系數如圖22所示，（a）和（b）分別為第一模態和第一模態系數，（c）和（d）分別為第二模態和第二模態系數，（e）和（f）分別為第三模態和第三模態系數。

圖22 POD模態與對應的模態系數Fig.22 POD modes and their corresponding modal coefficients

從圖22可以看出：

三種構型的第一模態基本一致，由壓力系數形態看，該模態屬于附著流模態。基準翼型的第一模態系數絕對值隨迎角增大而逐漸增大，在α=3°時，基本不變，對比翼型升力系數，該位置升力系數基本不變。安裝在x/c=40%的構型Ⅰ在α=7°時絕對值明顯減小，該構型升力系數在α=7°也明顯減??；安裝在x/c=25%的構型Ⅱ在較大范圍迎角內表現出連續單調變化的形態。第一模態系數同樣表明，該模態是附著流模態。

對于第二模態，基準翼型與安裝在x/c=40%的構型Ⅰ的形態基本一致，安裝在x/c=25%的構型Ⅱ的下表面壓力系數表現出不同的形態?；鶞室硇团c安裝在x/c=25%的構型Ⅱ在大迎角范圍內的氣動性能顯著不同（見圖15），因此，該模態是大迎角情況下的流動模態。在x/c為0.10～0.65范圍內，第二模態上表面呈現出明顯的壓力平臺特征，說明該模態是分離流模態，該模態主導大迎角情況下的流動。另外，三種構型的第二模態系數變化趨勢基本一致，均在α=10°附近變號，系數由負變正的這種變化使得第二模態上表面大范圍內的壓力系數由逆壓梯度變為順壓梯度，同樣表明該模態是分離流模態。

對于第三模態，其形態較為復雜，最為顯著的特征表現在上表面x/c為0.35～0.40范圍和下表面x/c為0.65～0.70范圍內，該范圍內壓力梯度明顯變化，對比圖9可知，上表面x/c為0.35～0.40范圍和下表面x/c為0.65～0.70范圍分別屬于上表面和下表面的轉捩位置，可見，該模態是流動轉捩模態。另外，第三模態系數在小迎角范圍（α為4°～6°）內表現出明顯不同，該階段三種構型的轉捩位置也有所不同，因此該模態是轉捩模態。

以基準翼型（未控制）為例，使用前三階模態對試驗結果進行重構，如圖23所示，可以看出：小迎角情況（α=0°）下，使用前三階模態的重構結果可以捕捉到上下翼面的轉捩特征；在α=5°和α=12°時，重構結果可以準確描述上下翼面的附著流動；α=20°時，重構結果對上下翼面的分離流形態也能夠準確描述?？梢姡谌欠秶鷥龋褂们叭A模態（附著流模態、分離流模態和轉捩模態）的重構結果能夠表征試驗結果的主要特征。

圖23 基準翼型前三階模態重構結果與試驗結果對比Fig.23 Comparison of reconstruction results using first three modes and experimental results of reference airfoil

綜上所述，使用構型Ⅰ和構型Ⅱ可以對側壁干擾（橫流）進行有效控制；POD分析表明，這種側壁干擾控制形式保持了基準翼型表面流動的主要結構，三種構型情況下（基準翼型、構型Ⅰ和構型Ⅱ），第一模態（主模態）為附著流模態，第二模態為分離流模態，第三模態為轉捩模態。

3 結論

（1）首次使用被動式VG對側壁干擾進行有效控制。安裝在x/c=40%位置的構型Ⅰ可有效改善小迎角范圍內的側壁干擾情況，使翼型上表面吸力峰明顯增大，失速推遲Δα=4°。

（2）構型Ⅰ和構型Ⅱ對翼型表面的吸力峰值有影響。在本文研究范圍內，升力系數和吸力峰值之間存在顯著的線性相關性。

（3）POD分析表明，本文使用的側壁干擾控制形式保持了基準翼型表面流動的主要結構，三種構型情況下（基準翼型、構型Ⅰ和構型Ⅱ），第一模態（主模態）為附著流模態，第二模態為分離流模態，第三模態為轉捩模態。