石 清，李 樺

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽(yáng) 621000;2.國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，湖南 長(zhǎng)沙 410073)

0 引言

流動(dòng)控制的本質(zhì)是通過(guò)改變局部流動(dòng)來(lái)控制流體動(dòng)力的作用，它可分為兩類:一類是被動(dòng)控制，如微型渦流發(fā)生器、實(shí)體鼓包等;另一類是主動(dòng)控制，如零凈質(zhì)量射流。采用被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單易行等優(yōu)點(diǎn)，但在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下往往難以達(dá)成預(yù)期的流動(dòng)控制目標(biāo)。運(yùn)用主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)，雖然結(jié)構(gòu)相對(duì)復(fù)雜，但可以在不改變飛行器布局外形的情況下，利用致動(dòng)器改變局部流動(dòng)來(lái)控制飛行器繞流的流態(tài)，從而獲得改善飛行器性能的效果。

機(jī)翼高效增升減阻技術(shù)是飛機(jī)優(yōu)化設(shè)計(jì)的核心技術(shù)，而非定常流動(dòng)被動(dòng)/主動(dòng)控制技術(shù)是機(jī)翼進(jìn)一步增升減阻的重要措施之一。

機(jī)翼作為飛機(jī)的一個(gè)關(guān)鍵氣動(dòng)部件，增升對(duì)飛機(jī)性能有重要影響。有數(shù)據(jù)表明，起飛時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增加5%，有效載荷約可增加15%;著陸時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax增加5%，有效載荷約可增加40%。

依據(jù)升力的形成機(jī)理和流動(dòng)性態(tài)對(duì)機(jī)翼升力的影響，采用流動(dòng)控制的手段改變翼型下翼面前緣處的局部流動(dòng)，可改善翼型的壓力分布，繼而提高升力系數(shù)和升阻比。

典型的運(yùn)輸機(jī)在巡航狀態(tài)時(shí)機(jī)翼阻力約占全機(jī)阻力的45%。機(jī)翼的阻力根據(jù)其不同形成機(jī)理，可分為四種阻力:由粘性空氣與機(jī)翼表面摩擦而形成的摩擦阻力、由渦系引起升力傾斜而形成的亞聲速誘導(dǎo)阻力(或超聲速升致阻力)、由迎風(fēng)面積而形成的壓差阻力、由存在激波而形成的激波阻力。

依據(jù)阻力的形成機(jī)理和流動(dòng)性態(tài)對(duì)機(jī)翼阻力的影響，可采用相應(yīng)的流動(dòng)控制方法來(lái)進(jìn)行減阻。比如:利用層流附面層固有的低摩擦特性，盡可能延緩浸潤(rùn)面積上的層流附面層向湍流附面層轉(zhuǎn)捩，維持較長(zhǎng)的層流附面層的流動(dòng)，或采取措施使湍流附面層轉(zhuǎn)變?yōu)閷恿鞲矫鎸?，以獲得較小的摩擦阻力;直接改善湍流附面層的流動(dòng)形態(tài)和渦結(jié)構(gòu)之間的相互作用，利用湍流附面層較強(qiáng)的抗分離能力，延緩附面層分離，減小因附面層分離而帶來(lái)的壓差阻力;減弱翼型上表面的激波強(qiáng)度，使總壓損失減少，從而使激波阻力降低。

本文采用數(shù)值模擬方法，研究采用微型渦流發(fā)生器延遲流動(dòng)分離、采用實(shí)體鼓包減弱激波強(qiáng)度進(jìn)而實(shí)現(xiàn)減阻的流動(dòng)被動(dòng)控制機(jī)理與參數(shù)影響規(guī)律，研究采用零凈質(zhì)量射流控制分離渦實(shí)現(xiàn)增升的流動(dòng)主動(dòng)控制機(jī)理與參數(shù)影響規(guī)律，為我國(guó)大型飛機(jī)增升減阻氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了有實(shí)用價(jià)值的技術(shù)儲(chǔ)備。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 帶微型渦流發(fā)生器的大展弦比超臨界機(jī)翼的數(shù)值模擬

非定常流動(dòng)、網(wǎng)格生成、加速收斂技術(shù)是數(shù)值模擬帶微型渦流發(fā)生器大展弦比超臨界機(jī)翼的主要難點(diǎn)?？刂品匠虨槿S非定常N-S方程，湍流模型為S-A一方程模型，采用了非定常方程的雙時(shí)間步求解方法和對(duì)接拼接網(wǎng)格技術(shù)以及多重網(wǎng)格加速收斂技術(shù)。

1.2 帶實(shí)體鼓包的超臨界翼型的數(shù)值模擬

跨聲速激波/附面層干擾、后緣發(fā)散超臨界翼型邊界條件的處理是數(shù)值模擬帶實(shí)體鼓包的超臨界翼型的主要難點(diǎn)?？刂品匠滩捎枚SN-S方程，湍流模型分別為S-A一方程模型和SST兩方程模型，采用了Van Leer分裂和LU-SGS隱式算法。

1.3 帶零凈質(zhì)量射流的翼型的數(shù)值模擬

非定常流動(dòng)、湍流計(jì)算以及邊界條件的處理是對(duì)零凈質(zhì)量射流數(shù)值模擬的主要難點(diǎn)?？刂品匠虨槎S非定常N-S方程，湍流模型分別采用了S-A一方程模型和SST兩方程模型，無(wú)粘通量項(xiàng)采用Roe的通量差分來(lái)離散，限制器分別為Van-albada限制器和Venkat限制器，粘性通量項(xiàng)用中心差分格式離散，非定常時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)的處理采用了雙時(shí)間步長(zhǎng)法。

2 算例考核

考核了五個(gè)算例。

2.1 對(duì)M6機(jī)翼的計(jì)算考核

計(jì)算條件為:M=0.8395，α =3.06°。

圖1給出了單重對(duì)接、多重對(duì)接、單重拼接和多重拼接四種計(jì)算方法的結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比。從圖可見(jiàn)，單重對(duì)接和多重對(duì)接的計(jì)算結(jié)果、單重拼接和多重拼接的計(jì)算結(jié)果符合較好;對(duì)接網(wǎng)格和拼接網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果差異較小。

2.2 對(duì)RAE2822翼型的計(jì)算考核

計(jì)算條件為:

表1為本文計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較。從中可見(jiàn)，采用S-A與SST模型計(jì)算的升力偏小，SST模型計(jì)算得到的阻力偏小。

2.3 對(duì)NASA sc(2)-0714超臨界翼型的計(jì)算考核

圖2為等壓線分布與流線分布。從圖3可見(jiàn)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本相符。

2.4 對(duì)NACA0012翼型定常計(jì)算的考核

計(jì)算條件為:M∞=0.6，α =0°、2°，ReC=3 ×106。

從表2和表3可見(jiàn)，計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差較小，SA模型和SST模型的計(jì)算結(jié)果接近。為模擬翼型下翼面的致動(dòng)器而導(dǎo)致計(jì)算網(wǎng)格不對(duì)稱，使零攻角時(shí)升力有小量。

圖1 機(jī)翼剖面壓強(qiáng)系數(shù)分布對(duì)比Fig.1 Comparison of calculation and experimental results of pressure distribution

表1 RAE2822氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較Table1 Comparison of calculation and experimental results for RAE2822 aerofoil

圖2 等壓線分布與流線分布Fig.2 The distribution of isobar and streamline

圖3 壓力系數(shù)分布計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較圖Fig.3 Pressure distribution comparison of calculation and experimental results

表2 無(wú)射流時(shí)0°攻角氣動(dòng)力系數(shù)的比較Table2 Comparison of the different aerodynamic coefficient without jet flow(α =0°)

表3 無(wú)射流時(shí)2°攻角氣動(dòng)力系數(shù)的比較Table3 Comparison of the different aerodynamic coefficient without jet flow(α =2°)

2.5 對(duì)NACA0012翼型非定常計(jì)算的考核

圖4和圖5分別是在不同時(shí)間步長(zhǎng)時(shí)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的比較，計(jì)算的法向力、俯仰力矩與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。由圖可見(jiàn)，不同時(shí)間步長(zhǎng)的計(jì)算結(jié)果基本一致。

3 計(jì)算外形

3.1 超臨界機(jī)翼/翼身組合體及微型渦流發(fā)生器

超臨界機(jī)翼翼身組合體氣動(dòng)力計(jì)算的參數(shù)如下:參考長(zhǎng)度bA=0.37194m，機(jī)翼展長(zhǎng)l=2.88m，參考面積S=0.467262m2，力矩參考點(diǎn) Xm=1.755m(距機(jī)頭)，Ym=1，Zm=0。翼身組合體的對(duì)接拼接網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖4 法向力遲滯曲線Fig.4 Sluggish curve of normal force

圖5 俯仰力矩遲滯曲線Fig.5 Sluggish curve of pitch moment

圖6 翼身組合體網(wǎng)格拓?fù)銯ig.6 The grid of combination

圖7 渦流發(fā)生器形狀示意圖Fig.7 The sketch map of micro-vortex generators

微型渦流發(fā)生器VG的形狀如圖7所示，長(zhǎng)度為L(zhǎng)，厚度為D，高度為H。在本文算例中，δ為渦流發(fā)生器安裝位置處的附面層厚度，微型渦流發(fā)生器的高度H=0.5δ、H=1.5δ分別命名為H1和H2;弦向安裝位置x/c=0.30、x/c=0.40、x/c=0.50、x/c=0.65 分別命名為C1、C2、C3、C4。

圖8 渦流發(fā)生器的計(jì)算網(wǎng)格Fig.8 The grid of micro-vortex generators

圖8為渦流發(fā)生器的計(jì)算網(wǎng)格。在機(jī)翼0.65弦長(zhǎng)處，沿展向以等間隔λ=20mm、相同偏角β=30°布置了15個(gè)微型渦流發(fā)生器。

3.2 超臨界翼型及實(shí)體鼓包

基本翼型為NASA sc(2)-0714后緣發(fā)散的超臨界翼型。

在上述基本翼型的上表面加裝鼓包。鼓包長(zhǎng)度為0.2%c，位于基本翼型的55% ～75%弦長(zhǎng)處，最大高度分別為0.35%c和1.75%c?；疽硇图皩?shí)體鼓包如圖9所示。

圖9 基本翼型及實(shí)體鼓包Fig.9 The basic aerofoil and the contour bump

3.3 有零凈質(zhì)量射流時(shí)的翼型

計(jì)算模型如圖10所示，在NACA0012翼型下翼面弦長(zhǎng)0.13c～0.23c處分布了一排致動(dòng)器。假設(shè)各致動(dòng)器同相，振蕩速度均為:

式中，Vn為無(wú)量綱的射流速度幅值，f為無(wú)量綱頻率。

圖10 有零凈質(zhì)量射流時(shí)翼型繞流的計(jì)算模型Fig.10 Computation model with the zero mass jet flow

4 計(jì)算結(jié)果與分析

4.1 帶微型渦流發(fā)生器的超臨界機(jī)翼的數(shù)值模擬

4.1.1 翼身組合體中干凈機(jī)翼的附面層特性

圖11為M=0.2時(shí)翼身組合體升力系數(shù)隨迎角的變化。小攻角時(shí)升力系數(shù)曲線的斜率不變。當(dāng)迎角大于α≥8.5°時(shí)，升力系數(shù)曲線的斜率變化緩慢，表明機(jī)翼附面層出現(xiàn)弱分離，且分離區(qū)發(fā)展緩慢。當(dāng)迎角大于α≥12°時(shí)，升力系數(shù)曲線出現(xiàn)拐點(diǎn)，表明機(jī)翼附面層出現(xiàn)強(qiáng)分離，且分離區(qū)迅速發(fā)展。

圖11 翼身組合體升力系數(shù)曲線Fig.11 The curve of lift coefficient

4.1.2 渦流發(fā)生器高度對(duì)機(jī)翼流態(tài)的影響

計(jì)算狀態(tài)為M=0.2，α=10.5°。渦流發(fā)生器的高度分別為H1和H2，安裝渦流發(fā)生器的弦向位置為C3。

圖12至圖14分別為干凈機(jī)翼、VG-H1-C3和VGH2-C3的上表面流線圖。

比較圖12與圖13，在同一馬赫數(shù)和迎角下，高度為H1的微型渦流發(fā)生器使機(jī)翼上表面的分離線后移。這表明高度合適的微型渦流發(fā)生器對(duì)機(jī)翼上表面的流動(dòng)分離控制起著有利作用。

比較圖13與圖14，在相同來(lái)流條件和同一弦向安裝位置下，高度為H2的微型渦流發(fā)生器使機(jī)翼上表面的分離區(qū)變大，翼面上的流動(dòng)惡化。這表明當(dāng)微型渦流發(fā)生器的高度超過(guò)附面層厚度時(shí)，增強(qiáng)了機(jī)翼上表面的流動(dòng)分離。

分離流動(dòng)始于壁面，源于逆壓梯度的增加。分析渦流發(fā)生器控制流動(dòng)分離的機(jī)理，高度合適的微型渦流發(fā)生器使附面層上部的高能氣流得以與近壁面的低能氣流混合，從而延遲分離。如果渦流發(fā)生器的高度過(guò)高，又將擾亂翼面上的流動(dòng)，引起機(jī)翼上表面的流動(dòng)分離，從而惡化機(jī)翼氣動(dòng)力特性。

圖12 干凈機(jī)翼上表面流線圖Fig.12 The streamline map of alone wing

圖13 VG_H1_C3的表面流線圖Fig.13 The streamline map of VG_H1_C3

圖14 VG_H2_C3的表面流線圖Fig.14 The streamline map of VG_H2_C3

4.1.3 渦流發(fā)生器的弦向位置對(duì)機(jī)翼升阻特性的影響

計(jì)算狀態(tài)為M=0.76，α=4°。渦流發(fā)生器的高度為 H1，弦向安裝位置分別為 C1、C2、C3、C4。

表4為有/無(wú)渦流發(fā)生器時(shí)機(jī)翼氣動(dòng)力系數(shù)差值比較。從表中可見(jiàn)，在VG-H1-C1狀態(tài)時(shí)，渦流發(fā)生器取得了增升且減阻的效果。在其它狀態(tài)時(shí)，渦流發(fā)生器使升力和阻力都略有增加。這也說(shuō)明，渦流發(fā)生器最佳氣動(dòng)效率的取得與其弦向安裝位置有關(guān)。

表4 有/無(wú)渦流發(fā)生器時(shí)機(jī)翼氣動(dòng)力系數(shù)Table 4 Aerodynamic coefficient comparison of with/without micro-vortex generators

4.2 帶鼓包的超臨界翼型的數(shù)值模擬

4.2.1 基本翼型與加鼓包翼型等馬赫線分布的比較

圖15與圖16分別為基本翼型和有鼓包翼型的馬赫數(shù)等值線圖，鼓包最大高度為0.35%c。由圖可見(jiàn)，加鼓包后馬赫數(shù)等值線在鼓包附近變化較大，基本翼型在此條件下的波腳大約處在x/c=0.625的位置，而加鼓包后波腳向后移動(dòng)處于x/c=0.64的位置，同時(shí)鼓包弱化了上表面的激波強(qiáng)度，波腳的范圍向前和向后擴(kuò)大了，這是因?yàn)楣陌拇嬖?，在鼓包的迎風(fēng)面出現(xiàn)一組等熵壓縮波，波前氣流的流速下降，在波腳激波的強(qiáng)度減弱，波前波后的壓差減少，這說(shuō)明在激波波腳下的鼓包可以減弱激波的強(qiáng)度。

4.2.2 不同高度的鼓包對(duì)翼型壓力系數(shù)分布的影響

圖15 基本翼型等馬赫數(shù)線M=0.72，Re=2.4 ×107，α=1°Fig.15 Iso Mach number line of the basic aerofoil

圖16 加鼓包翼型等馬赫數(shù)線M=0.72，Re=2.4 ×107，α=1°Fig.16 Iso Mach number line of the aerofoil with contour

圖17為基本翼型與加0.175%c鼓包和加0.35%c鼓包的翼型表面壓力系數(shù)的比較。由圖可見(jiàn)，三種翼型的壓力系數(shù)曲線在大部分區(qū)域是相同的，只有在鼓包附近壓力分布不同，基本翼型的激波較陡，兩個(gè)加鼓包的翼型的上表面激波的位置與基本翼型相近，但是激波的強(qiáng)度有不同程度的減弱，鼓包高的激波強(qiáng)度更弱一些。這表明鼓包可以減弱翼型上表面的激波，從而減小波阻。

圖17 不同高度的鼓包對(duì)翼型壓力系數(shù)分布的影響Fig.17 The effect of the contour bump height

4.2.3 鼓包對(duì)翼型氣動(dòng)力特性的影響

表5列出了M=0.78、鼓包最大高度為0.35%c時(shí)翼型氣動(dòng)力特性的比較。在迎角大于1°時(shí)，實(shí)體鼓包降低了翼型的阻力，并提高了升阻比。

表5 實(shí)體鼓包減阻效果Table5 The effect of drag reduction with contour bump

4.3 有零凈質(zhì)量射流時(shí)翼型繞流的數(shù)值模擬

4.3.1 射流頻率對(duì)翼型升力、阻力和升阻比的影響

從表6可見(jiàn)，射流頻率一定時(shí)，隨著射流速度幅值的增加，翼型的平均升力系數(shù)和阻力系數(shù)都增加。當(dāng)射流頻率為1.0、射流速度幅值為0.1時(shí)，升阻比最大。

從表6還可見(jiàn)，在射流速度幅值一定時(shí)，射流頻率對(duì)翼型升力、阻力和升阻比的影響呈非線性。

表6 不同射流速度和頻率時(shí)用SA模型計(jì)算的結(jié)果比較Table6 Comparison of the computational results using SA model at different jet flow velocity and frequency

4.3.2 射流速度幅值對(duì)翼型升力的影響

圖18為射流速度幅值為0.2時(shí)翼型平均升力隨射流頻率的變化曲線。從圖可見(jiàn)，射流頻率對(duì)翼型升力的影響呈非線性，當(dāng)射流速度幅值為0.2、射流頻率為1.5時(shí)，升力最大。

圖18 平均升力隨頻率變化曲線(Vn=0.2)Fig.18 Curve of lift with frequency(Vn=0.2)

5 結(jié)論

通過(guò)對(duì)帶微型渦流發(fā)生器的大展弦比超臨界機(jī)翼、對(duì)帶實(shí)體鼓包的超臨界翼型和帶零凈質(zhì)量射流的翼型的數(shù)值模擬，研究了流動(dòng)被動(dòng)/主動(dòng)控制的機(jī)理和流動(dòng)控制器件參數(shù)的影響規(guī)律，為我國(guó)大型飛機(jī)增升減阻氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了有實(shí)用價(jià)值的技術(shù)儲(chǔ)備。得到以下結(jié)論:

(1)對(duì)數(shù)值模擬方法的考核算例表明，針對(duì)超臨界翼型和超臨界機(jī)翼上小尺度流動(dòng)控制器件及其誘導(dǎo)的時(shí)空多尺度非定常粘性流動(dòng)和激波/附面層干擾流場(chǎng)，發(fā)展了合適的數(shù)值模擬技術(shù)。

(2)采用翼面上布置渦流發(fā)生器可以控制翼表面的分離流，渦流發(fā)生器的高度應(yīng)為附面層厚度量級(jí)。高度合適的微型渦流發(fā)生器對(duì)機(jī)翼上表面的流動(dòng)分離起著有利的控制作用。但高度過(guò)高的渦流發(fā)生器將引起機(jī)翼上表面的流動(dòng)分離，使氣動(dòng)力特性惡化。渦流發(fā)生器最佳氣動(dòng)效率的取得與其弦向安裝位置有關(guān)，針對(duì)超臨界機(jī)翼失速前分離弱、分離區(qū)發(fā)展緩慢的附面層分離特點(diǎn)，渦流發(fā)生器應(yīng)安裝于附面層分離線前面不遠(yuǎn)處。

(3)在中高升力系數(shù)情況下，采用實(shí)體鼓包可明顯提高翼型的升阻比。隨著鼓包高度的增加，在鼓包發(fā)揮有利作用的范圍內(nèi)減阻效果增強(qiáng)。

(4)隨著射流速度幅值的增加，翼型的平均升力系數(shù)和阻力系數(shù)都要增加。射流頻率對(duì)翼型升力的影響呈非線性。

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