基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28699

流体力学与飞行力学

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基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

李国强¹^,², 宋奎辉²(), 覃晨², 赵光银², 吴霖鑫², 杨永东²

^1.国防科技大学空天科学学院，长沙 410073
^2.中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，绵阳 621000

收稿日期:2023-03-15 修回日期:2023-04-17 接受日期:2023-05-04 出版日期:2023-05-08 发布日期:2023-05-06
通讯作者: 宋奎辉 E-mail:songkuihui@nuaa.edu.cn
基金资助:
预研共用技术项目(50906030601);预研综合研究项目(JK20211A020092)

Test on active control of airfoil dynamic stall based on trailing edge flap

Guoqiang LI¹^,², Kuihui SONG²(), Chen QIN², Guangyin ZHAO², Linxin WU², Yongdong YANG²

^1.College of Aerospace Science and Engineering，National University of Defense Technology，Changsha 410073，China
^2.Low Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China

Received:2023-03-15 Revised:2023-04-17 Accepted:2023-05-04 Online:2023-05-08 Published:2023-05-06
Contact: Kuihui SONG E-mail:songkuihui@nuaa.edu.cn
Supported by:
Pre-Research Foundation(50906030601);Comprehensive Research Foundation(JK20211A020092)

摘要/Abstract

摘要：

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题，开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验，试验雷诺数Re=7.0×10⁵，减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段，重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明，后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔，周期交替地改变翼型的气动性能，在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下，实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果，同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果，但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。

关键词: 后缘小翼, 动态失速, 失速颤振, 气动阻尼, 旋翼

Abstract:

Aiming at the increase of unsteady load and stall flutter caused by dynamic stall， test research focusing on the control of airfoil dynamic was carried out using an airfoil test model with trailing edge flaps. The test Reynolds number was Re = 7.0 × 10⁵， and the reduced frequency k = 0.097. Dynamic pressure measurement was used to analyze the influence of different oscillating phase offsets， amplitudes and equilibrium angles of attack of the trailing edge flap on the airfoil during dynamic stall. The results show that the trailing edge flap with continuous sinusoidal oscillation can alternately change the aerodynamic performance of the airfoil with the time interval of 1/2 of the oscillation period. When the phase offset between the trailing edge flap and airfoil model is 0°， the peak pitching moment can reduce by 54.9% and a larger oscillation amplitude of the trailing edge flap seems to achieve a better control effect of unsteady load， but stall flutter may appear when it is too large. The oscillation equilibrium angle of attack of the trailing edge flap can change the lift coefficient and aerodynamic damping.

Key words: trailing edge flap, dynamic stall, stall flutter, aerodynamic damping, rotor

中图分类号:

V211.79

李国强, 宋奎辉, 覃晨, 赵光银, 吴霖鑫, 杨永东. 基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验[J]. 航空学报, 2024, 45(3): 128699-128699.

Guoqiang LI, Kuihui SONG, Chen QIN, Guangyin ZHAO, Linxin WU, Yongdong YANG. Test on active control of airfoil dynamic stall based on trailing edge flap[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(3): 128699-128699.

图/表 20

图 1

表 1

试验模型参数

模型	参数	数值
翼型	弦长c/mm	350
	展长L/mm	1 785
	变距轴线位置 $x 1$ /mm	87.5 （0.25c）
	材料（不含后缘小翼）	7075铝，合金钢
	总重（含后缘小翼）/kg	≈65

后缘小翼	变距轴线位置 $x 2$ /mm	280 （0.8c）
	弦长 $c f l a p$ /mm	70 （0.2c）
	展长 $L f l a p$ /mm	800
	材料	碳纤维
	编码器分辨率/（°）	0.09
	平衡迎角 $β 0$ /（°）	0，±5，±8
	振荡幅值 $β 1$ /（°）	3，8，15
	振荡频率 $f f l a p$ /Hz	≤12
	铰链处缝隙 $δ 1$ /mm	≈0.225
	展向缝隙 $δ 2$ /mm	≈0.350

表 1

图 2

图 3

表 2

试验状态参数

工况	$V ∞$ /（m·s^-1）	$α 0$ /（°）	$α 1$ /（°）	$f$ /Hz	$β 0$ /（°）	$β 1$ /（°）	$f f l a p$ /Hz	$Δ ϕ$ /（°）
case1	34	14	10	3
case2	34	14	10	3	0	15	3	0
case3	34	14	10	3	0	15	3	90
case4	34	14	10	3	0	15	3	180
case5	34	14	10	3	0	15	3	270
case6	34	14	10	3	0	3	3	0
case7	34	14	10	3	0	8	3	0
case8	34	14	10	3	5	8	3	0
case9	34	14	10	3	-5	8	3	0

表 2

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

表 3

典型相位差Δϕ对应气动参数

case	$Δ ϕ$ /（°）	$C L, p e a k$	$C L, S$	$\| C m, p e a k \|$	$C w$	$C w, c w$	$C w, c c w$
1		1.468	15.814	0.242	0.904	-0.047	0.952
2	0	0.989	12.540	0.109	0.247	-0.102	0.349
3	90	1.351	6.856	0.243	-2.271	-2.283	0.012
4	180	1.458	16.359	0.297	1.262	-0.011	1.272
5	270	1.135	24.520	0.216	3.874	-0.001	3.875

表 3

图 12

图 13

表 4

典型振荡幅值β1对应气动参数

工况	$β 1$ /（°）	$C L, p e a k$	$C L, S$	$\| C m, p e a k \|$	$C w$	$C w, c w$	$C w, c c w$
case1		1.468	15.814	0.242	0.904	-0.047	0.952
case6	3	1.265	14.760	0.207	0.751	-0.046	0.797
case7	8	1.135	14.011	0.162	0.580	-0.059	0.639
case2	15	0.989	12.540	0.109	0.247	-0.102	0.349

表 4

图 14

图 15

表 5

典型振荡平衡迎角β0对应气动参数

工况	$β 0$ /（°）	$C L, p e a k$	$C L, S$	$\| C m, p e a k \|$	$C w$	$C w, c w$	$C w, c c w$
case1		1.468	15.814	0.242	0.904	-0.047	0.952
case7	0	1.135	14.011	0.162	0.580	-0.059	0.639
case8	5	1.047	13.632	0.128	0.679	-0.036	0.716
case9	-5	1.228	14.084	0.194	0.441	-0.106	0.547

表 5

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

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Test on active control of airfoil dynamic stall based on trailing edge flap

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