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

Abstract

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

CLC Number:

V211.79

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.

Figures/Tables 20

Fig.1

Table 1

Test parameters of test model

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

Table 1

Fig.2

Fig.3

Table 2

Test condition parameters

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

Table 2

Fig.4

Fig.5

Fig.6

Fig.7

Fig.8

Fig.9

Fig.10

Fig.11

Table 3

Aerodynamic parameters corresponding to typical phase offset Δϕ

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

Table 3

Fig.12

Fig.13

Table 4

Aerodynamic parameters corresponding to typical oscillation amplitude β1

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

Table 4

Fig.14

Fig.15

Table 5

Aerodynamic parameters corresponding to typical oscillation equilibrium angle of attack β0

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

Table 5

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

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