基于壓電元件的翼型流動(dòng)控制技術(shù)研究

陳鵬程 陳偉 黃玉鳳 蔡民

摘 要：飛機(jī)的增升減阻技術(shù)一直是流體力學(xué)研究的重點(diǎn)方向，增加飛機(jī)升阻比可以大大減小燃油的消耗，提升飛行性能。本研究提出一種基于壓電元件的主動(dòng)控制技術(shù)，即通過引入主動(dòng)控制改善翼型周圍流場的分離從而達(dá)到增升減阻的效果。本研究將以傳統(tǒng)的30P30N翼型為研究對象，根據(jù)引入控制前后的對比來驗(yàn)證增升減阻的效果。除此之外，本研究將使用CFD仿真技術(shù)對翼型周圍的流場進(jìn)行仿真分析，建立合適的模型，并且與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)形成對比。最后本研究將討論主動(dòng)控制的可行性，為翼型的設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：增升減阻；壓電控制；30P30N；CFD

1 引言

在空氣動(dòng)力學(xué)伊始，減阻就是飛行器設(shè)計(jì)中的主要問題。飛機(jī)航程滿足Bregust關(guān)系式：

式中：CL/Cd為升阻比，v為飛行速度，SFC為比燃燒率，wo為飛機(jī)燃油重量，wp為飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量。

在保證航程的前提下，阻力每增加萬分之一就要減少八位乘客。以典型的大西洋航線為例，1%的阻力相當(dāng)于每年所消耗的航空燃油大約如下：B737為15000gal，B747為100000gal，B757為25000gal，B767為30000gal，B777為70000gal，這些數(shù)字相當(dāng)驚人[1]。因此，采用各種手段降低飛行器的阻力一直是科研人員的不懈追求。

美國在飛行器研究方面一直處于領(lǐng)先地位，湍流邊界層控制減阻技術(shù)已經(jīng)被NASA研究中心列為21世紀(jì)航空關(guān)鍵技術(shù)之一，具有重要的經(jīng)濟(jì)和軍事價(jià)值。我國在增升減阻方面也在不斷努力，結(jié)合我國大飛機(jī)項(xiàng)目的進(jìn)行投入也在不斷加大。在飛行器減阻方面，得益于臨界機(jī)翼和新型減阻裝置等減阻技術(shù)的廣泛應(yīng)用，飛行器阻力已經(jīng)得到一定程度的減小。如果要進(jìn)一步減小飛機(jī)阻力，就要加大在激波阻力方面的研究[2-3]。本文的一個(gè)重點(diǎn)內(nèi)容便是對飛機(jī)的激波阻力進(jìn)行研究。研究目標(biāo)之一就是減小激波的強(qiáng)度，推遲激波在翼型上的位置。

2 壓電控制原理

某些物質(zhì)，當(dāng)沿著一定方向施加壓力或拉力時(shí)會(huì)發(fā)生形變，其內(nèi)部就產(chǎn)生極化現(xiàn)象；同時(shí)，其外表面上產(chǎn)生極性相反的電荷；當(dāng)外力拆掉后又恢復(fù)到不帶電的狀態(tài)；當(dāng)作用力方向反向時(shí)，電荷極性也相反；電荷量與外力大小成正比。這種現(xiàn)象叫正壓電效應(yīng)。

反之，當(dāng)對某些物質(zhì)在極化方向上施加一定電場時(shí)，材料將產(chǎn)生機(jī)械形變，當(dāng)外電場撤銷時(shí)，形變也消失，這叫逆壓電效應(yīng)，也叫電致伸縮。壓電效應(yīng)的可逆性如圖1所示。利用這一特性可實(shí)現(xiàn)機(jī)—電能量的相互轉(zhuǎn)換。

壓電式傳感器大都采用壓電材料的正壓電效應(yīng)制成。大多數(shù)晶體都具有壓電效應(yīng)，而多數(shù)晶體的壓電效應(yīng)都十分微弱。隨著對壓電材料的深入研究，發(fā)現(xiàn)石英晶體和人造壓電陶瓷是性能優(yōu)良的壓電材料。

利用壓電材料的逆壓電性，可以在翼面實(shí)現(xiàn)微小的機(jī)械振動(dòng)，使翼面產(chǎn)生微變形，并且對氣流形成微弱的擾動(dòng)，這實(shí)際上就對流場進(jìn)行了主動(dòng)控制。本研究實(shí)驗(yàn)中采用的壓電元件為片雙晶片，雙晶片尺寸為23×10×0.8mm，此雙晶片的一階固有頻率為520Hz。

3 模型及網(wǎng)格

麥道航空公司的30P30N增升構(gòu)型是被CFD（計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)）工作者廣泛采用的構(gòu)型之一。網(wǎng)格劃分將采取四邊形二維網(wǎng)格，遠(yuǎn)場為弦長的15倍，248680個(gè)單元，250340個(gè)節(jié)點(diǎn)，在翼型表面周圍進(jìn)行了網(wǎng)格細(xì)化翼型采用無滑移壁面邊界條件。壓力遠(yuǎn)場邊界條件用來仿真無限遠(yuǎn)處的自由來流，并且該邊界條件將放在離模型足夠遠(yuǎn)的地方以盡量接近無限遠(yuǎn)。計(jì)算來流的Ma=0.17，基于上述馬赫數(shù)和干凈弦長的Re=1.7 ×106。盡管這個(gè)雷諾數(shù)的值略小于雷諾數(shù)，但它對實(shí)驗(yàn)的影響可以忽略不計(jì)。

4 數(shù)值方法

本研究采用基于壓力修正SIMPLC算法的有限體積法進(jìn)行計(jì)算。遠(yuǎn)場仿真采用標(biāo)準(zhǔn)的雷諾平均N-S方程進(jìn)行求解。采用帶SSTk-ω湍流模型的雷諾平均方程得到遠(yuǎn)場的穩(wěn)定解，同時(shí)采用非定常流場的雷諾平均方程求解得到瞬時(shí)解。非穩(wěn)態(tài)計(jì)算的時(shí)間步長為?t=0.000005s。每個(gè)時(shí)間步長內(nèi)迭代11次直到每步內(nèi)自動(dòng)收斂。計(jì)算的時(shí)間步長和最小渦的時(shí)間尺寸有關(guān)，一般來講人們很難直接確定合適的計(jì)算時(shí)間步長，因此在計(jì)算中要根據(jù)計(jì)算結(jié)果調(diào)整時(shí)間步長。

5 結(jié)果與討論

由于激波引起的逆壓梯度越大，邊界層的分離就越嚴(yán)重，分離點(diǎn)就是壁面切應(yīng)力消失的點(diǎn)，逆向流動(dòng)可以通過壁面切應(yīng)力的X分量是否為負(fù)值來判斷。在AoA=6°時(shí)，仿真和實(shí)驗(yàn)[2]的壓力系數(shù)的比較?；趬毫h(yuǎn)場邊界條件的自由來流攻角最好經(jīng)過修正后，再用來模擬風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的攻角。本章所采用的計(jì)算攻角與實(shí)驗(yàn)值一致，雖然沒有經(jīng)過修正，但是二者的差值很小，在可接受的范圍之內(nèi)。因此我們的模型具有較高的正確性，可以正確的模擬翼型周圍的氣動(dòng)分布。

6 主動(dòng)控制模型與計(jì)算結(jié)果

由于壓電片相對于機(jī)翼表面很小，壓電片振動(dòng)所產(chǎn)生的流場變化近似可以等效為機(jī)翼表面的振動(dòng)所引起的流場變化。因此我們可以把主動(dòng)控制模型簡化為如下模型。研究中的機(jī)翼是彈性體， 假設(shè)機(jī)翼上表面L1到L2區(qū)間內(nèi)產(chǎn)生正弦振動(dòng)， 此區(qū)間內(nèi)任一點(diǎn)的位移隨時(shí)間的函數(shù)是

式中：A為振動(dòng)的振幅；f為頻率。

7 主動(dòng)控制機(jī)理討論

飛行器的阻力主要分為模型前后表面的壓差阻力和表面的摩擦阻力。表面摩擦阻力又分為：邊界層外側(cè)的湍流摩擦阻力和邊界層內(nèi)側(cè)的層流摩擦阻力。當(dāng)上表面流速增加推遲流動(dòng)分離時(shí)，湍流摩擦阻力減小。

8 總結(jié)與討論

本研究研究的重點(diǎn)是施加主動(dòng)控制之后對翼型周圍氣動(dòng)特性的影響，尤其是增升減阻方面的作用。本研究以30P30N翼型為研究主體，運(yùn)用模型簡化，理論分析和仿真計(jì)算探討主動(dòng)控制對翼型增升減阻的作用。我們還運(yùn)用優(yōu)化之后的商飛模型，通過實(shí)驗(yàn)測量計(jì)算，從實(shí)驗(yàn)角度來驗(yàn)證主動(dòng)控制對翼型增升減阻的作用，取得了一定的結(jié)果。

參考文獻(xiàn)

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