應用協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生部件，其升/阻力特性和力矩特性等性能的優劣直接影響著直升機的飛行性能和飛行品質，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、高升阻比、大失速迎角和低力矩等關鍵氣動性能要求。如何提升旋翼翼型的關鍵氣動性能，對改善旋翼氣動特性、擴展直升機飛行包線具有至關重要的作用。

主動流動控制技術的快速發展，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等提出的協同射流技術（Co-flow Jet，簡稱CFJ）是一種新型主動流動控制技術，通過射流與主流的摻混效應將能量注入到主流中，增加翼型環量，既能在小迎角下實現增升減阻效果，又能在大迎角下達到很高的升力系數、延遲失速，是突破旋翼翼型高增升減阻設計的最有潛力的發展方向之一。

國內外針對CFJ技術在翼型、螺旋槳和飛行器等方面的應用開展了大量的數值模擬研究，驗證了CFJ技術在低速翼型、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技術能有效抑制翼型動態失速；朱敏等將CFJ技術應用在臨近空間螺旋槳上，將螺旋槳效率提高了5%以上；張明昊等分析了協同射流技術的發展現狀，總結了其在飛行器設計上的應用；史子頡等將CFJ技術應用在飛機垂尾上，研究了CFJ技術的參數影響規律。但國內外針對CFJ技術的風洞試驗研究較少，且現有試驗研究的對象主要集中于傳統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技術的超升力現象，但試驗中存在壓氣機設計狀態與CFJ翼型試驗狀態不匹配的問題。本文采用內置涵道風扇組的方法來實現CFJ技術，涵道風扇的分布性更好，與模型試驗狀態匹配度高。

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

1 CFJ模型設計

CFJ技術的基本思路是在翼型吸力面前緣高負壓區設置吹氣口、后緣高壓區設置吸氣口，在翼型內部布置風機或氣泵，驅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量流量相等，是一種低能耗、“零質量”射流技術。基于前緣高負壓零質量內循環CFJ原理，在OA 312旋翼翼型的基礎上，設計加工CFJ旋翼翼型，記為CFJ312，如圖1所示。CFJ312翼型在翼型內部設計低阻管道，并將涵道風扇布置在梁上以驅動氣流循環，構成CFJ技術的“內循環”系統。

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。翼型內部設置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）；通過調節吹/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翼型模型內部Fig.4 Interior of CFJ312 airfoil model

2 試驗設備

試驗在西北工業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開關電源驅動，并通過50 A HOBBYWING電調和G.T.POWER RC 130 A功率儀進行調節和控制，如圖6所示。

圖5 NF-3風洞Fig.5 NF-3 wind tunnel

圖6 試驗設備Fig.6 Experimental equipment

3 結果分析與討論

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翼型最大升力系數較OA 312翼型提升54.7%，比CFJ312-INJ115翼型最大升力系數增量增加了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翼型升力系數基本相同；迎角大于20°時，相同迎角下CFJ312-INJ095翼型升力系數高于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翼型阻力系數較OA 312翼型均明顯降低，且在小迎角范圍內存在“負阻力”現象；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影響不大，相同迎角下2種CFJ312翼型的俯仰力矩系數基本一致；CFJ312翼型的俯仰力矩系數與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變化更平緩；CFJ312-SUC135翼型最大升力系數較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翼型升力系數高于CFJ312-SUC115翼型；迎角大于5°時，CFJ312-SUC115翼型的升力系數更大；而在整個迎角范圍內，CFJ312-SUC135翼型有更小的阻力系數和更高的升阻比。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翼型俯仰力矩系數的影響更明顯；典型迎角22°時，CFJ312-SUC115翼型俯仰力矩系數較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，受限于風洞試驗模型上翼面剛度，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節和3.2節更小的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節和3.2節得到的最佳吹/吸氣口大小，具體參數如表9所示。

表9 不同上翼面下沉量的CFJ312翼型參數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和失速攻角較大；CFJ312-SST 076翼型最大升力系數較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翼型升力系數較大；在OA 312翼型的失速迎角附近，CFJ312-SST 076翼型升力系數突然降低，在之后的迎角范圍內，相同迎角下2種上翼面下沉量的CFJ312翼型升力系數基本持平，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，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影響不大，相同迎角下2種CFJ312翼型的俯仰力矩系數基本一致。

3.4 CFJ參數影響綜合對比

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律與吸氣口大小和上翼面下沉量的影響規律是相互矛盾的，即在其他兩個參數不變時，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（具體參數如表13所示）。與OA 312翼型相比，CFJ312-SST 076翼型的最大升力系數較OA 312翼型提升67.5%，失速迎角推遲14.8°；阻力系數在低迎角范圍內出現“負阻力”現象；俯仰力矩系數與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翼型俯仰力矩系數降低23.9%，升阻比提升38.3%。

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

4 結 論

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

（2）大攻角狀態時，CFJ旋翼翼型可顯著提升最大升力系數和失速迎角，其中，最大升力系數可提升約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、上翼面下沉量等關鍵參數的取值相互影響，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。