山西中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院　陳陽(yáng)　馬貴春　王博

不同柵格翼模型氣動(dòng)特性研究

山西中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院陳陽(yáng)馬貴春王博

柵格翼是由外框架和眾多薄壁的柵格組合而成的一種新型穩(wěn)定控制面，具有很多優(yōu)點(diǎn)，但由于柵格翼的阻力大，在一定程度上限制其應(yīng)用。本文在前人對(duì)柵格翼優(yōu)良結(jié)構(gòu)和減阻方案探索的前提下，結(jié)合柵格翼整體后掠、前緣后掠、柵格壁前后緣削尖等減阻方案，在本人研究基礎(chǔ)之上建立模型，在不同馬赫數(shù)下進(jìn)行仿真分析研究比較其氣動(dòng)特性。研究結(jié)果表明，對(duì)柵格翼進(jìn)行前緣后掠、柵格壁前后緣的削尖，均能夠有效提升升力特性。

柵格翼；馬赫數(shù)；氣動(dòng)特性；仿真分析

引言

柵格翼具有有效升力面積大、壓心變化范圍小、具有較高的強(qiáng)度、可靠性，同時(shí)柵格翼能夠折疊，便于儲(chǔ)存與運(yùn)輸。Ross A. Brooks［1］對(duì)柵格翼的結(jié)構(gòu)研究顯示，為提高升力應(yīng)該在柵格翼內(nèi)部布置盡可能多的水平面，柵格間交叉面增加強(qiáng)度的同時(shí)也會(huì)增大阻力，但不能產(chǎn)生有效的升力；柵格翼幾何參數(shù)方面也有豐富的研究背景，Theerthamalai，P.［2］研究超音速下幾何參數(shù)（寬高比、厚高比、前緣角）對(duì)柵格翼單元的氣動(dòng)力特性的影響，結(jié)果表明，隨著馬赫數(shù)的增加和攻角的增大而減小，隨著厚度的增加而減少；文獻(xiàn)［3］通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了兩種不同安裝方式的弧形翼面柵格翼的氣動(dòng)特性，弧形翼面的柵格翼阻力系數(shù)均小于翼面無(wú)弧度的柵格翼，對(duì)柵格翼的迎風(fēng)面柵格進(jìn)行一定角度的后掠能有效減小超音速階段的波阻，是一種柵格翼減阻設(shè)計(jì)的新思路；鄧帆、陳少松等人采用數(shù)值模擬的計(jì)算方法研究發(fā)現(xiàn)柵格翼前緣局部后掠相比整體后掠而言，減阻效果更為明顯［4］。

1數(shù)值方法

1.1控制方程

式中，Q表示守恒變量矢量，F(xiàn)、G和H表示無(wú)粘通矢量，F(xiàn)v、Gv和Hv表示粘性通矢量。求解方式選擇密度計(jì)求解方式，湍流模型選擇S-A（Spalart-Allmaras）模型，用薩蘭德（sutherland）定律計(jì)算空氣粘度，柵格翼攻角為8°，方向角為0°，選用基于節(jié)點(diǎn)的高斯—格林函數(shù)法（Green-Gauss Cell Based）作為求解梯度的方法。

1.2邊界條件

設(shè)置圓柱體流場(chǎng)的兩端圓面和圓柱面為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)PRESSURE-FAR-FIELD邊界條件，將柵格翼整體表面設(shè)置為WALL邊界條件。

2研究模型

2.1計(jì)算的物理模型

模型尺寸為整體后傾30°角，柵格高為11mm，寬度為3.86mm，柵格壁厚為0.34mm。本次研究三個(gè)模型，在之前研究的GI模型柵格翼和GISB模型基礎(chǔ)之上將柵格翼格壁前緣及后緣

進(jìn)行削尖處理，尖角夾角為20°，圖1為GI-S模型。

圖1　GI-S三維模型圖

2.2網(wǎng)格的生成及計(jì)算

柵格翼模型包括框架、柵格壁，而柵格壁的結(jié)構(gòu)形式具有多樣化，比較復(fù)雜，利用GAMBIT非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的優(yōu)勢(shì)，對(duì)模型進(jìn)行非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的劃分，如圖2所示。

圖2　三種模型網(wǎng)格示意圖

3計(jì)算結(jié)果及分析

本次計(jì)算模型在來(lái)流速分別為0.5Ma、1Ma、2Ma、3Ma、4Ma，攻角α=8°時(shí)研究柵格翼的氣動(dòng)性能包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比，計(jì)算結(jié)果分別如圖3、4、5所示。

圖4　阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線

圖3升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線

圖中GI模型柵格翼升阻比由亞音速到跨音速飛行階段呈上升趨勢(shì)；GI-S模型柵格翼在亞音速飛行向跨音速飛行階段，升阻比發(fā)生明顯下降；GISB的阻力系數(shù)和阻力系數(shù)都有突變情況并且cl和cd在同一時(shí)刻，GISB在Ma=1.0時(shí)達(dá)到最大值；觀察圖5，在飛行速度小于聲速的情況下均是削尖的模型相比GI和GISB升阻比較大。GI在1.0＜Ma＜1.5時(shí)，前者的氣動(dòng)特性好于后兩者，隨著馬赫數(shù)增大，后兩者的氣動(dòng)特性逐漸優(yōu)化，明顯優(yōu)于GI；GISB的氣動(dòng)特性呈現(xiàn)交叉式的變化，如圖5。通過(guò)圖3、4、5說(shuō)明對(duì)柵格翼前緣削尖能夠有效減阻，提升柵格翼氣動(dòng)性能。

考慮到這些變化的原因，以GI與GI-S為例（圖6）分析。

圖6　GI和GI-S的速度云圖

GI中（a）（b）中柵格孔內(nèi)氣流速度低于1Ma，未形成激波，氣流能夠順暢地流過(guò)柵格孔；然在GI-S中僅（a）中柵格孔內(nèi)氣流速度大于流場(chǎng)速度，未形成激波，氣流能夠順暢地流過(guò)柵格孔；（b）圖中在柵格孔后緣氣流速度首先達(dá)到并超過(guò)音速，激波在柵格孔后緣出現(xiàn)；兩個(gè)模型的（c）～（e）中可發(fā)現(xiàn)，兩種模型柵格翼的柵格孔內(nèi)氣流速度低于流場(chǎng)速度，產(chǎn)生氣流擁塞現(xiàn)象，不利于氣流高速通過(guò)柵格孔，原因是柵格孔內(nèi)氣流受激波影響或在柵格孔內(nèi)發(fā)生交叉相互干擾，阻礙氣流的流通，使柵格翼的阻力迅速上升。由此發(fā)現(xiàn)，柵格孔內(nèi)氣流的擁塞隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加而越發(fā)明顯，并且GI-S的阻塞小于GI，照應(yīng)圖5。同時(shí)證明了圖4中阻力系數(shù)也隨來(lái)流馬赫數(shù)的增加而增加。

4結(jié)論

通過(guò)CATIA三維制圖軟件完成了3種不同結(jié)構(gòu)模式的柵格翼模型的設(shè)計(jì)。通過(guò)CFD軟件對(duì)不同柵格翼模型進(jìn)行了來(lái)流馬赫數(shù)分別為0.5Ma、1Ma、2 Ma、3 Ma、4Ma，攻角為8°時(shí)的氣動(dòng)特性的仿真計(jì)算。經(jīng)過(guò)模擬分析發(fā)現(xiàn)，GI-S的升阻比最大即氣動(dòng)性能最優(yōu)，對(duì)柵格翼進(jìn)行前緣后掠、柵格壁前后緣的削尖，都能夠有效地增大升阻比擁有可觀的升力特性。

［1］Brooks R.A.Experimental and analytical analysis of grid fin configurations［R］.AIAA，1988.

［2］Theerthamalai P，Balakrishnan N.Effect of geometric parameters on the aerodynamic characteristics of grid-fin cells at supersonic speeds［R］.AIAA，2007.

［3］譚獻(xiàn)忠，鄧帆，陳少松.翼面氣動(dòng)外形對(duì)柵格翼減阻的影響［J］.實(shí)驗(yàn)力學(xué)，2013，28（2）：255-260.

［4］鄧帆，陳少松.柵格翼外形特征對(duì)減阻影響的研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（3）：10-15.

［5］于勇.FLUENT入門(mén)與進(jìn)階教程［M］.北京：北京理工大學(xué)出版社，2008：21-25.

陳陽(yáng)，1989年出生，山東泰安人，碩士，研究方向：航天飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與優(yōu)化。