噴流流動控制增升效應數(shù)值模擬

朱曉軍, 李 鋒, 歐東斌, 周 凱, 陸志良

(1. 中國航天空氣動力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 南京航空航天大學 航空學院, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

飛機設計初級階段必須考慮飛機的起降性能,而增升系統(tǒng)的設計是影響起降性能的最主要因素，它不但決定著飛機結(jié)構(gòu)設計、操縱系統(tǒng)設計、載荷的大小和飛機重量，并且對增升系統(tǒng)的氣動效率有著直接的影響[1]。對于大型運輸機，無論是高亞聲速飛機，還是聲速或者是超聲速飛機，增升系統(tǒng)性能都是影響設計成敗的一個重要因素[2]。因此可以采用一些流動控制技術(shù)來改善飛機增升系統(tǒng)的氣動性能，從而可以縮短起飛-著陸距離，提高起降性能[3]。

流動控制技術(shù)通?？煞譃楸粍恿鲃涌刂坪椭鲃恿鲃涌刂苾煞N方式。主動流動控制[4-7]在增升方面的應用吸引了大量學者的關(guān)注，通過對機翼下表面進行噴氣控制就是一個很好的應用，可以改變機翼上下表面的壓力分布，從而達到增加升力的目的。目前對噴氣控制效果研究主要實驗和數(shù)值模擬兩種手段[8-9]。為了能夠準確模擬噴氣的增升效果，首先要能夠準確、細致地模擬帶有噴氣控制的流場[10-11]。由于帶有噴氣控制的流場非常復雜且?guī)в袕娏业母蓴_，數(shù)值模擬面臨很多困難，因此目前大部分研究是以風洞實驗為主。隨著計算機技術(shù)的快速發(fā)展，使得數(shù)值模擬翼型大迎角繞流成為了可能[12-13]。在此基礎(chǔ)上可以對翼型噴氣流場進行數(shù)值模擬，研究噴氣增升的機理。

國外Krathapalli等[14]最先是在一個基于NACA0018翼型的有限翼展模型的下表面0.5倍弦長處開一口，通過風洞實驗的方法測出，機翼升力系數(shù)和弦向截面表面壓力分布隨噴氣速度的變化。國內(nèi)北京空氣動力研究所李鋒等[15]在NACA0018翼型的基礎(chǔ)上通過求解 N-S方程，格式為Beam-worming格式的改進型，研究了噴氣口位置、壓強和噴氣速度對翼型升力系數(shù)的影響。但鮮有人對三維機翼和飛機的噴氣控制進行數(shù)值模擬研究。

本文基于NACA0012翼型和機翼對飛機下表面噴流增升效應做了全方面的研究。目前，對于噴氣控制廣泛應用的限制主要集中在兩個方面。第一是要能獲得穩(wěn)定的氣源，第二是在機翼全展向開口會對機翼結(jié)構(gòu)安全性產(chǎn)生重大影響[16]。通過從發(fā)動機引氣的方法可以解決氣源問題，然而第二個問題至今都沒有得到很好地解決。本文提出只在機翼展向的某一段開口進行局部噴氣控制來避免由于全展向開口帶來的結(jié)構(gòu)安全問題，并對噴氣控制進行了數(shù)值研究，找出最合理的局部噴氣展向分布，研究了不同噴氣速度對機翼氣動特性的影響。

1 噴氣控制數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程和湍流模型

本文采用不可壓縮的雷諾時均N-S方程組[17]，可表示為：

(1)

動量方程：

(2)

采用有限體積法進行空間離散，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用中心差分格式，壓力速度耦合采用基于壓力的Simple算法處理，離散代數(shù)方程組采用Gauss-Seidel代數(shù)法求解[18]。湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。SA模型是一個相對簡單的一方程模型，求解了一個有關(guān)渦黏性的運輸方程。該模型比較適合具有壁面限制的流動問題，對于有逆壓梯度的邊界層問題能夠給出一個很好地計算結(jié)果,常常用于空氣動力學問題中，例如飛行器、翼型等繞流流場分析[19]。

1.2 邊界條件

1.3 物理模型及網(wǎng)格劃分

二維模型采用NACA0012翼型，翼型弦長為1 m。計算網(wǎng)格采用C-H型網(wǎng)格，如圖1所示。計算域四周邊界條件距翼型表面距離均為20倍弦長，噴氣口附近加密后的網(wǎng)格總數(shù)是43 586。最內(nèi)層網(wǎng)格高度為10-5m，y+≈1。

三維模型采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型，如圖2所示。翼根弦向截面(z=0)是對稱面，半翼展的參考面積是3 m，計算域半展長是12 m，所以翼稍(z=3 m)處于流場之中，這樣就考慮了翼尖渦的影響。

圖1 二維模型局部網(wǎng)格Fig.1 Local 2D mesh

2 二維模型數(shù)值模擬結(jié)果和分析

2.1 算法驗證及增升機理研究

NACA0012是最簡單的對稱低速模型，幾十年來人們對它進行了大量的風洞實驗[20-21]和數(shù)值模擬。本算例采用Gregory和O’Reilly的實驗設置和實驗數(shù)據(jù)，此實驗是1970年在美國 NPL(National Physical Laboratory)實驗室4.0 m×2.7 m的低速風洞中進行的。實驗來流速度為55 m/s，模型弦長為0.76 m，雷諾數(shù)為Re=2.88×106，實驗設備和細節(jié)可參考文獻[20]。Gregory公布的實驗數(shù)據(jù)僅有三個不同迎角下吸力面的壓力系數(shù)，升力和阻力系數(shù)采用文獻[21]提供的數(shù)據(jù)。

圖2 三維模型網(wǎng)格Fig.2 3D mesh model

表1 不同迎角下的升力系數(shù)Table 1 Lift coefficient at different angles of attack

表2 不同迎角下的阻力系數(shù)Table 2 Drag coefficient at different angles of attack

翼型上下表面壓力分布也是驗證數(shù)值模擬準確性的一個重要參數(shù)。圖3所示為上述條件下NACA0012翼型數(shù)值模擬和實驗得到的上下表面壓力分布。由圖可以看出數(shù)值模擬得到的結(jié)果和實驗結(jié)果相差不大，在可接受的范圍之內(nèi)。

接下來對噴氣增升機理展開討論。從流場分布上來看，圖4是噴口和翼型附近流線圖，從圖中可以看出在噴氣口上游產(chǎn)生一個分離泡，噴氣口后游產(chǎn)生一對反向旋轉(zhuǎn)的旋渦。噴氣口的存在導致翼型后緣駐點移動到翼型的壓力面上。Kutta條件的改變必然引起翼型后緣上下表面出現(xiàn)壓差。對渦的存在使得上表面流速增加，壓力變小，相對應的下表面流速減小，壓力變大。

圖3 升力系數(shù)比較 Fig.3 The comparasion of lift coefficients

圖4 噴口附近流線圖Fig.4 Streamline near the jet

圖5是有無噴氣控制時的翼型周圍壓力云圖。從圖中可以看出，沒有噴氣控制時翼型上下表面壓力基本一樣，采用噴氣控制后翼型下表面的壓力要大于翼型上表面的壓力，對圖3中有噴氣控制翼型的壓強系數(shù)積分后有正升力(CL=0.675 32)。

從外形上來看在翼型下表面進行噴氣控制效果和在下表面加裝Gurney襟翼類似，相當于增加了翼型的有效彎度，從而增加了繞翼型的典型環(huán)量，進而提高了翼型的升力系數(shù)。

(a) 無噴氣控制

(b) 有噴氣控制

2.2 不同噴氣位置的影響

基于上述研究，為了研究不同噴口弦向位置對增升效果的影響，只改變吹氣口的弦向位置，其余計算條件和2.1節(jié)一樣。得到的結(jié)果如圖6所示，圖7為不同噴氣口位置時的Cp曲線圖。

圖6 升力系數(shù)隨噴口位置變化Fig.6 CL Change with the position of the jet

圖7 壓強系數(shù)隨噴口位置變化Fig.7 Cp vs the position of the jet

從圖中可以看出在噴氣控制作用下，下翼面噴氣口前產(chǎn)生較大正壓，噴氣口后形成負壓。并且隨著噴氣口后移，可以增大下翼面的正壓區(qū)，較少負壓區(qū)，這樣有利于升力系數(shù)的增加。

2.3 不同噴氣速度的影響

為了研究不同噴氣速度對增升效果的影響，只改變噴氣速度，其他計算條件均不變。圖8和圖9是升力系數(shù)和壓力系數(shù)隨噴氣速度變化曲線。

圖8 升力系數(shù)隨噴氣速度變化Fig.8 CL vs the velocity of the jet

圖9 壓力系數(shù)隨噴氣速度變化Fig.9 Cp vs the velocity of the jet

3 有限翼展模型數(shù)值模擬結(jié)果與分析

基于上述研究，本節(jié)將噴氣口的弦向位置固定于0.7c～0.74c之間，研究不同展向位置和噴氣速度的噴氣控制對機翼氣動特性的影響。當不采用噴氣控制時，經(jīng)數(shù)值模擬得到：CL=-0.000 016，CD=0.009 59。采用三維模型進行計算時得到的阻力系數(shù)稍微大于二維模型的計算結(jié)果，隨著迎角增加，三維模型的升力系數(shù)會逐漸小于二維模型的計算結(jié)果。這是由于對于三維模型在下表面進行噴氣控制時可以增加升力，但是湍流摩擦阻力和壓差阻力也是增加的，而且三維模型會受到翼尖渦的影響，誘導阻力使得升力減小，升力越大誘導阻力也就越大。

將翼根到翼稍平均分為3段，每段的區(qū)域分別編號為1到3，每段展向長度均為1 m。本節(jié)按噴氣口位置和噴氣速度分為以下6種情況進行討論：

圖10為第①種情況下的物理模型圖。圖11和圖12為沒采用噴氣控制和第④種情況下機翼下表面的壓力云圖。圖13和圖14為這6種情況下數(shù)值計算得到的的升力系數(shù)和阻力系數(shù)與不采用噴氣控制時的差值。

圖10 第①種情況下的物理模型圖Fig.10 Physical model of case1

圖11 第④種情況下機翼壓力云圖Fig.11 Pressure distribution of case 4

圖12 沒有采用噴氣控制的機翼壓力云圖Fig.12 Pressure distribution of wing without jet

圖13 升力系數(shù)差值Fig.13 Lift coefficient difference

圖14 阻力系數(shù)差值Fig.14 Drag coefficient difference

下面構(gòu)造量綱歸一化的能量利用系數(shù)[22]，具體形式如下:

(3)

表3 這6種狀態(tài)下的能量利用率Table 3 The energy utilization rate of the six cases

4 DLRF6翼身組合體噴氣增升效果

圖15 DLRF6整機壓力分布Fig.15 Pressure distribution of DLRF6 whole plane

圖16 機翼表面壓力分布Fig.16 Pressure distribution of wing

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化

(b) 阻力系數(shù)隨迎角的變化

5 結(jié) 論

本文以NACA0012翼型為基礎(chǔ)，以增加升力為目的，對翼型和有限翼展模型下表面進行噴氣控制研究,得到以下主要結(jié)論：

1) 采用適當?shù)脑O置，能夠較好地模擬出翼型的氣動特性，該方法對于工程應用的要求是滿足的；

2) 在NACA0012翼型下表面噴氣控制可以改變翼型上下表面壓力分布，使得翼型升力系數(shù)增加，控制效果和噴氣速度、噴氣口寬度以及位置都有一定的關(guān)系,在失速迎角之前隨著迎角增大增升效果大致相同，最大升力系數(shù)明顯增大許多；

4) 隨著噴氣速度的增加，能量利用率在減小。當機翼沿展向平均分為三段時，噴氣口應選在距離翼根1/3處(z=0-1 m)，此時可以獲得最好的控制效果。