有限翼展機翼失速特性控制研究

白亞磊，李 鵬

（南京航空航天大學(xué) 空氣動力學(xué)系，江蘇 南京 210016）

0 引 言

為了提高飛行器的效率，需要對機翼流動及其控制方法做廣泛而深入的研究。機翼流動控制主要有被動流動控制和主動流動控制。主動流動控制利用局部能量輸入改變?nèi)至鲃?，具有“四兩撥千斤”的?yōu)點，一直都是流體力學(xué)尤其是流動控制技術(shù)研究的熱點。除了傳統(tǒng)的吹／吸氣控制［1］，研究得較多的還有非定常振蕩［2］、合成射流［3］、等離子體［4－5］和 MEMS技術(shù)［6］等控制技術(shù)。被動流動控制技術(shù)具有簡單靈活和使用方便的特點，著名的有渦流發(fā)生器［7］、后緣Gurney襟翼［8］、前緣縫翼［9］和翼尖小翼等［10］。

南京航空航天大學(xué)的明曉教授提出了一種流動控制新技術(shù)——流動偏轉(zhuǎn)器［11］。它屬于被動流動控制的一種。該項控制技術(shù)已獲得英國專利（專利號WO／2009／138773）。

已有的研究結(jié)果［11］證明，流動偏轉(zhuǎn)器可以推遲機翼失速迎角，增加最大升力系數(shù)，從而控制流動分離。但文獻［11］僅限于控制效果，本文通過對有限翼展的三維數(shù)值模擬進一步研究了流動偏轉(zhuǎn)器的流動控制原理。在流動偏轉(zhuǎn)器的作用下，機翼前緣局部流動迎角增大，來流流動向機翼上翼面偏轉(zhuǎn)，增加底層流動速度，從而推遲分離，改善失速。

1 流動偏轉(zhuǎn)器實物模型

本文研究的流動偏轉(zhuǎn)器是安裝在機翼前緣附近的一組平行的小薄片，機構(gòu)如圖1所示，固定在機翼前緣附近。文中研究用的流動偏轉(zhuǎn)器薄片厚度0．3mm，薄片長度與機翼翼展相同，1520mm。薄片之間的間距為5mm，片數(shù)為6片，薄片置于基座之內(nèi)，與基座垂直，基座長63mm。基座安裝在機翼前緣附近，距離最前緣12mm，與機翼弦線夾角為80°。

圖1 流動偏轉(zhuǎn)器機構(gòu)Fig．1 Mechanism for setting the flow deflector

2 數(shù)值模擬方法與結(jié)果

2．1 數(shù)值模擬網(wǎng)格模型

數(shù)值計算采用NACA0012三維直機翼模型，無后掠角，弦長c＝500mm，展長L＝1520mm，坐標原點在機翼翼根1／4弦長處。自由來流風(fēng)速U∞＝50m／s，參考翼型弦長的雷諾數(shù)為Re＝1．76×106。如圖2為干凈機翼的網(wǎng)格圖，如圖3為加裝流動偏轉(zhuǎn)器的機翼網(wǎng)格圖。

圖2 干凈機翼周圍局部網(wǎng)格Fig．2 Mesh around the clean wing

圖3 加流動偏轉(zhuǎn)器機翼周圍局部網(wǎng)格Fig．3 Mesh around the wing with flow deflector

2．2 數(shù)值模擬方法

計算域網(wǎng)格是由GAMBIT生成的C型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為滿足粘性邊界層求解的要求，翼面和流動偏轉(zhuǎn)器附近都進行了網(wǎng)格加密如圖2、圖3所示。文中采用軟件FLUENT不可壓分離求解器求解三維定常Reynolds平均Navier－Stokes方程組，具有二階精度。湍流模型選擇k－ωSST模型。k－ωSST模型是一種被實踐證明了的能夠比較準確模擬大分離流動的湍流模型。遠場邊界采用速度入口和壓力出口邊界條件。

2．3 數(shù)值模擬結(jié)果的實驗驗證

為了驗證數(shù)值模擬的可靠性，本文針對計算模型進行了實驗研究比對。實驗?zāi)Ｐ蜑橐讳X制三維直機翼模型，翼型為NACA0012。其弦長為500mm，展長1520mm。

實驗在南京航空航天大學(xué)NH－2低速風(fēng)洞的3m實驗段中進行，該實驗段寬為3m，高為2．5m，長6m。風(fēng)洞最大風(fēng)速為90m／s，其流場品質(zhì)如下：當(dāng)?shù)貏訅浩睿?．5%，當(dāng)?shù)亓鲃悠牵?．5°，軸向靜壓梯度＜0．004／m，湍流度＜0．2%。使用六分量天平測量機翼模型的氣動力。在模型中部（展長760mm處）吸力面安裝23根測壓管測量模型靜壓分布。模型一端固定在風(fēng)洞地板垂直安裝，如圖4所示。

圖4 機翼模型及其在風(fēng)洞中的安裝示意圖Fig．4 Wing model in the wind tunnel

如圖5為數(shù)值計算和實驗的升力系數(shù)比對，標注clean的為干凈機翼，標注def．的為加流動偏轉(zhuǎn)器機翼（下文沿用此標注）。對干凈機翼來說，實驗和計算的升力系數(shù)曲線總體變化趨勢吻合很好，但實驗的失速迎角比計算的稍小。對加裝偏轉(zhuǎn)器的實驗和計算比對結(jié)果來說，失速迎角和變化趨勢都吻合很好?？梢钥闯?，數(shù)值計算可以準確地反映機翼的氣動特性，即加裝偏轉(zhuǎn)器可以很好地改善機翼的升力特性以及推遲失速迎角達5°。

圖5 機翼升力系數(shù)曲線圖Fig．5 Curve of the lift coefficient of wing

2．4 數(shù)值模擬結(jié)果

圖6 給出了20°迎角下機翼中剖面z＝760mm處繞流流場的計算結(jié)果?？梢钥吹剑恿鲃悠D(zhuǎn)器控制后，翼型吸力面的大分離區(qū)幾乎完全被抑制，大尺度旋渦及其誘導(dǎo)的后緣渦都被消除。流動偏轉(zhuǎn)器起到很好的控制效果。

綜合以上數(shù)值計算和實驗的結(jié)果比對，說明數(shù)值計算方法是可靠的，能夠為進一步分析控制原理提供依據(jù)。

圖6 20°迎角下機翼繞流流場對比Fig．6 Comparison of flow field for wings without／with flow deflector at angle of attack 20°

3 流動偏轉(zhuǎn)器控制原理分析

為研究有偏轉(zhuǎn)器情況下流動控制原理，定義局部來流在zy平面內(nèi)的投影與x軸的夾角為α′（°），定義局部來流在zx平面內(nèi)的投影與z軸的夾角為β′（°），如圖7所示。

圖7 局部來流流動角示意圖Fig．7 Illustration of the angle of the flow

3．1 流動偏轉(zhuǎn)器使來流向機翼吸力面偏轉(zhuǎn)

為研究流動偏轉(zhuǎn)器對來流流動方向的控制研究，在機翼中剖面機翼上方設(shè)置一段監(jiān)測線line。監(jiān)測線設(shè)置如圖8所示。

如圖9為迎角12°時，機翼上方來流的流動角α′隨無量綱坐標位置的變化規(guī)律。可以看出，有無流動偏轉(zhuǎn)器時流動角α′變化一致，說明流動偏轉(zhuǎn)器在迎角12°時控制效果較弱。

圖8 line監(jiān)測線位置示意圖Fig．8 Illustration of the line

圖9 迎角12°時來流流動角度α′示意圖Fig．9 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 12°

如圖10為迎角20°時，機翼上方來流的流動角α′隨無量綱坐標位置的變化規(guī)律?？梢钥闯?，流動偏轉(zhuǎn)器使來流向機翼吸力面偏轉(zhuǎn)，且效果明顯。

如圖11為迎角24°時，機翼上方來流的流動角α′隨無量綱坐標位置的變化規(guī)律?？梢钥闯?，流動偏轉(zhuǎn)器只在其附近小范圍內(nèi)有影響，而在其他坐標范圍失去控制作用。

圖10 迎角20°時來流流動角度α′示意圖Fig．10 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 20°

圖11 迎角24°時來流流動角度α′示意圖Fig．11 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 24°

3．2 流動偏轉(zhuǎn)器對吸力面邊界層的影響

為研究流動偏轉(zhuǎn)器對機翼吸力面邊界層的控制研究，在機翼中剖面吸力面沿法向設(shè)置三條監(jiān)測線，觀察速度型和邊界層的變化規(guī)律。監(jiān)測線設(shè)置如圖12所示。

圖12 line－s1，s2，s3監(jiān)測線位置示意圖Fig．12 Illustration of the line－s1，s2，s3

如圖13為迎角16°時，有無偏轉(zhuǎn)器作用的監(jiān)測線處速度型分布。其中δ為法向方向距離壁面的高度，u為當(dāng)?shù)厮俣?，U∞為來流速度大小。由圖中可以看出，在流動朝機翼后緣發(fā)展過程中，速度型由飽滿變得扁瘦，抗分離能力變?nèi)?。與干凈機翼相比，流動偏轉(zhuǎn)器使速度型變得更加飽滿，抗分離能力增強。

圖13 迎角16°時有無偏轉(zhuǎn)器的速度型分布Fig．13 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 16°

如圖14為迎角20°時，有無偏轉(zhuǎn)器作用的監(jiān)測線處速度型分布。由圖中可以看出，對干凈機翼，監(jiān)測線處已經(jīng)發(fā)生了流動分離，但在流動偏轉(zhuǎn)器控制下，抑制了流動分離的發(fā)生。

圖14 迎角20°時有無偏轉(zhuǎn)器的速度型分布Fig．14 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 20°

速度型的穩(wěn)定性強烈依賴于外流的壓力梯度，并由一些形狀因子來表征。依據(jù)如下三式：

將形狀因子定義成厚度比的形式。習(xí)慣上采用下列縮寫符號：

H12＝δ1／δ2；H23＝δ2／δ3；H32＝δ3／δ2等。隨著形狀因子H12增大速度型穩(wěn)定性減小，當(dāng)形狀因子H12大于一定的臨界值之后，流動發(fā)生分離［12］。

如圖15所示為不同迎角下監(jiān)測線處速度型形狀因子的大小。從中可以看出，隨著流動從機翼前緣流向后緣，H12不斷增加，速度型穩(wěn)定性降低，抗分離能力減弱。參考文獻［12］，分離臨界發(fā)生在H12等于2．237左右。流動偏轉(zhuǎn)器可以增加邊界層的穩(wěn)定性，推遲分離。

圖15 不同迎角下邊界層形狀因子的分布Fig．15 Factor of the boundary layer at different angles of attack

另外，文獻［12］測量表明，湍流速度剖面可以用單參數(shù)曲線族來描述，正如圖16所證實的那樣，這意味著形狀因子H12和H32相互間存在著單值關(guān)系。

圖16 不同形狀因子對應(yīng)曲線圖Fig．16 Curve of the different shape factors

4 結(jié) 論

對機翼氣動特性的實驗和數(shù)值計算，驗證了計算的準確性，也說明了流動偏轉(zhuǎn)器對三維機翼大迎角下分離流動具有明顯的控制效果，可以有效抑制分離，極大地推遲失速迎角。

通過對流場流動方向變化規(guī)律的研究，說明流動偏轉(zhuǎn)器的控制效果源于減小了機翼上方來流的流動角α′，使之向機翼吸力面偏轉(zhuǎn)。另外，流動偏轉(zhuǎn)器在一定范圍內(nèi)可削弱機翼前緣附近流動的三維效應(yīng)使流動趨近二元化。

對流場邊界層內(nèi)流動的比對研究，說明流動偏轉(zhuǎn)器使邊界層內(nèi)速度型變得飽滿，抗分離能量增強，同時，減小了速度型形狀因子H12的大小，增大了速度型的穩(wěn)定性，進而抑制分離。

對邊界層內(nèi)速度型不同形狀因子H12和H32的關(guān)系研究，說明了湍流速度剖面可以用單參數(shù)曲線族來描述，又驗證了它們之間單值的對應(yīng)關(guān)系。

［1］ CHANG T L，RACHMAN A，TSAI H M．Flow control of an airfoil via injection and suction［J］．Journal of Aircraft，2009，46（1）：291－300．

［2］ RUSSELL F O，SRIDHAR K，JOEL A H．Active flow control using high－frequency compliant structures［J］．Journal of Aircraft，2004，41（3）：603－609．

［3］ ZAMAN K B，CULLEY D E．A study of stall control over an airfoil using synthetic jets［R］．AIAA 2006－98．

［4］ 李應(yīng)紅，吳云，張樸，等．等離子體激勵抑制翼型失速分離的實驗研究［J］．空氣動力學(xué)學(xué)報，2008，26（3）：372－377．（LI Ying－h(huán)ong，WU Yun，ZHANG Pu．Experimental investigation on airfoil stalls separation suppression by plasma actuation［J］．Acta Aerodynamica Sinica，2008，26（3）：372－377．）

［5］ FLINT O T，THOMAS C C，MUHAMMAD I，et al．Optimization of dielectric barrier discharge plasma actu－ators for active aerodynamic flow control［J］．AIAA journal，2009，47（9）：2169－2178．

［6］ 倪亞琴．渦流發(fā)生器研制及其對邊界層的影響研究［J］．空氣動力學(xué)學(xué)報，1995，13（1）：110－115．（NI Yaqin．Development of the vortex－generator and study on the effect of vortex－generator on boundary layer［J］．Acta Aerodynamica Sinica，1995，13（1）：110－115．）

［7］ 張進，張彬乾，閻文成，等．微型渦流發(fā)生器控制超臨界翼型邊界層分離實驗研究［J］．實驗流體力學(xué)，2005，19（3）：58－60．（ZHANG Jin，ZHANG Bin－qian，YAN Wen－cheng．Investigation of boundary layer separation control for supercritical airfoil using micro vortex generator［J］．Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2005，19（3）：58－60．）

［8］ 李亞臣，王晉軍．Gurney flap增升研究綜述［J］．航空學(xué)報，2000，21（4）：380－382．（LI Ya－chen，WANG Jinjun．Reviews and prospects in lift－enhancement of airfoils using gurney flaps［J］．Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica，2000，21（4）：380－382．）

［9］ 惠增宏，竹朝霞，張理．帶縫翼多段翼型氣動特性的實驗研究［J］．實驗流體力學(xué)，2007，21（2），17－20．（HUI Zeng－h(huán)ong，ZHU Zhao－xia，ZHANG Li．Experimental investigation of aerodynamics performance of multi－element airfoil with leading－edge slat［J］．Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2007，21（2），17－20．）

［10］唐登斌，錢家祥，史明泉．機翼翼尖減阻裝置的應(yīng)用和發(fā)展［J］．南京航空航天大學(xué)學(xué)報，1994，26（1）：9－16．（TANG Deng－bin，QIAN Jia－qiang，SHI Ming－quan．Applications and developments of wing－tip devices to reduce drag［J］．Transactions of Nanjing University of Aeronautics ＆ Astronautics，1994，26（1）：9－16．）

［11］BAI Y L，MING X，ZHOU L．Experiment investigation of lift enhancement on a Naca0012wing using flow deflector［A］．Proceedings of the 2009Asia－Pacific International Symposium on Aerospace Technology［C］，Gifu，Japan，2009．

［12］SCHLICHTING H．Boundary－layer theory［M］．Mcgraw－Hill Book Company．1979：673－675．