低雷諾數(shù)多段翼型地面效應(yīng)數(shù)值仿真

陳建煒,姜 敏,陳道錦,盧鳴聲,賀偉煒

(1.上海無線電設(shè)備研究所,上海 201109；2.上海目標(biāo)識(shí)別與環(huán)境感知工程技術(shù)研究中心,上海 201109；3.中國航天科技集團(tuán)有限公司交通感知雷達(dá)技術(shù)研發(fā)中心,上海 201109)

0 引言

近年來隨著微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)技術(shù)的發(fā)展,微型飛行器從想象走向了現(xiàn)實(shí)。微型飛行器的低雷諾數(shù)及非定常氣動(dòng)特性使其有別于常規(guī)飛行器,增加了其翼型設(shè)計(jì)的難度。高雷諾數(shù)條件下氣動(dòng)性能良好的翼型,在低雷諾數(shù)條件下氣動(dòng)性能會(huì)急劇惡化,將會(huì)出現(xiàn)層流分離現(xiàn)象,導(dǎo)致阻力系數(shù)激增、最大升阻比迅速下降,同時(shí)產(chǎn)生升力系數(shù)非線性效應(yīng)和靜態(tài)滯回效應(yīng)。

多段翼型被廣泛應(yīng)用于大型飛機(jī),能有效縮短飛機(jī)的起飛和降落距離,然而地面邊界對(duì)多段翼型的氣動(dòng)特性影響較大。目前,針對(duì)高雷諾數(shù)下多段翼型地面效應(yīng)的數(shù)值研究較多。朱一西等對(duì)多段翼型著陸、起飛過程中的非定常地面效應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)多段翼型升力隨離地高度降低而降低。屈秋林等對(duì)NACA4412兩段翼型進(jìn)行數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)地面效應(yīng)對(duì)兩段翼型的影響與單段翼型相似。劉江等采用有限體積法和SST湍流模型求解雷諾平均納維-斯托克斯(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程,對(duì)帶繞流板下偏的多段翼型地面效應(yīng)進(jìn)行了模擬,并解釋了地面效應(yīng)下升力系數(shù)減小的原因。秦緒國等采用有限體積法求解質(zhì)量加權(quán)平均納維-斯托克斯(Navier-Stokes,N-S)方程,湍流模型選用Spalart-Allmaras(S-A)模型,研究了飛行迎角、后掠角及展弦比對(duì)機(jī)翼地面效應(yīng)下氣動(dòng)特性的影響。

可以看出,現(xiàn)有研究主要針對(duì)單段翼型低雷諾數(shù)氣動(dòng)特性以及多段翼型高雷諾數(shù)地面效應(yīng)開展,但對(duì)低雷諾數(shù)條件下多段翼型的地面效應(yīng)研究較少。本文采用RANS方程結(jié)合Realizable湍流模型的計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computational fluid dynamics,CFD)方法,對(duì)30P30N 多段翼型進(jìn)行低雷諾數(shù)地面效應(yīng)的數(shù)值研究,為多段翼型在微型飛行器中的應(yīng)用提供參考。

1 數(shù)值研究方法

以30P30N 多段翼型為研究對(duì)象,其弦長(zhǎng)=40 mm,翼型表面設(shè)置附面層網(wǎng)格,第一層為1 mm,增長(zhǎng)率為1.2,在翼型周圍流動(dòng)劇烈處進(jìn)行網(wǎng)格加密,其網(wǎng)格劃分如圖1所示。

圖1 30P30N 多段翼型網(wǎng)格

采用商用流體力學(xué)仿真軟件FLUENT 求解RANS方程,采用能夠較好模擬翼型地面效應(yīng)及尾流特性的Realizable湍流模型,壓力-速度耦合求解采用simple 算法。邊界條件設(shè)置為:入口采用速度入口,出口采用壓力出口,地面采用移動(dòng)壁面,頂部采用對(duì)稱邊界。設(shè)為翼型后緣到地面的距離,分別考察30P30N 多段翼型在/分別為0.10,0.25,1.00,10.00四種相對(duì)高度,迎角分別為0°,4°,8°,12°,16°,20°六種角度狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

以文獻(xiàn)[20]中的NACA0012機(jī)翼為仿真對(duì)象進(jìn)行算例驗(yàn)證,其地面效應(yīng)計(jì)算值與試驗(yàn)值如圖2所示?？梢钥闯?不同迎角狀態(tài)下,計(jì)算得到的機(jī)翼升力和阻力系數(shù)曲線與試驗(yàn)結(jié)果變化趨勢(shì)較為吻合?？芍獢?shù)值計(jì)算方法可靠,適用于30P30N 多段翼型低雷諾數(shù)地面效應(yīng)數(shù)值計(jì)算。

圖2 NACA0012機(jī)翼地面效應(yīng)計(jì)算值與試驗(yàn)值

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 離地高度影響分析

首先分析迎角=0°時(shí),低雷諾數(shù)條件下離地高度對(duì)30P30N 多段翼型地面效應(yīng)的影響。

低雷諾數(shù)條件下,離地高度分別為4,10,40,400 mm 的30P30N 多段翼型氣動(dòng)特性曲線如圖3所示。

圖3 30P30N 多段翼型氣動(dòng)特性隨離地高度變化曲線(α=0°)

可以看出,同一高度下翼型升阻力系數(shù)及力矩系數(shù)(取翼型0.25倍弦長(zhǎng)點(diǎn)為氣動(dòng)中心)隨雷諾數(shù)變化的規(guī)律相似。總體上,離地高度越低,翼型升力系數(shù)及升阻比越大。雷諾數(shù)=1×10條件下,離地高度為4 mm 時(shí)的升力系數(shù)是離地高度400 mm 時(shí)的2.8倍。隨著雷諾數(shù)的增加,離地高度為40 mm(/=1.00)時(shí)的翼型升力系數(shù)及升阻比呈先上升后下降的趨勢(shì),且上升幅度較大；而離地高度為4 mm(/=0.10)時(shí)的翼型各氣動(dòng)特性系數(shù)均呈下降趨勢(shì),下降趨勢(shì)較小。說明離地高度較小時(shí),地面效應(yīng)對(duì)翼型的氣動(dòng)特性有較大的影響。

低雷諾數(shù)條件下不同離地高度的30P30N 多段翼型各部件升力系數(shù)變化曲線如圖4所示。

圖4 30P30N 多段翼型各部件升力系數(shù)隨離地高度變化曲線(α=0°)

可以看出,翼型升力主要由尾部襟翼產(chǎn)生,約占60%；前緣縫翼產(chǎn)生負(fù)升力,且隨著雷諾數(shù)的增大逐漸增大,降低了整體升力系數(shù)。

進(jìn)一步對(duì)翼型流場(chǎng)進(jìn)行分析。雷諾數(shù)=4×10,迎角=0°條件下,不同高度30P30N 多段翼型的流場(chǎng)如圖5所示。

圖5 不同高度30P30N 多段翼型流場(chǎng)圖

可以看出,/=0.10時(shí),氣流流經(jīng)前緣縫翼后,上行氣流射入縫隙,受到下行氣流的阻塞而在前緣縫翼與中部主翼的縫隙間形成兩個(gè)旋向相反的渦環(huán),這導(dǎo)致了前緣縫翼的升力減小,阻力增大。同時(shí),中部主翼下翼面前緣發(fā)生氣流分離,產(chǎn)生類似于層流分離泡的結(jié)構(gòu),導(dǎo)致了其升力較小。而在后緣襟翼后部區(qū)域存在一大一小旋向相反的渦環(huán),這種現(xiàn)象主要由氣流分離造成,并增大了翼型的壓差阻力。隨著離地高度的增加,翼型地面效應(yīng)減弱,中部主翼下翼面氣流分離加強(qiáng),層流分離泡逐漸向后緣擴(kuò)散。當(dāng)/=10.00時(shí),層流分離泡與中部主翼后緣渦環(huán)融合,形成了一個(gè)“啞鈴”形氣泡,該結(jié)構(gòu)進(jìn)一步削弱了中部主翼的升力性能,造成整體升力的下降。

3.2 迎角影響分析

雷諾數(shù)=4×10時(shí),不同離地高度條件下,30P30N 多段翼型氣動(dòng)特性隨迎角變化曲線如圖6所示?？梢钥闯?隨著迎角的增大,翼型阻力系數(shù)及力矩系數(shù)上升較快,/=10時(shí),迎角從0°上升到12°,其阻力系數(shù)增加了約2倍,而升力系數(shù)呈非線性上升趨勢(shì)?？傮w上離地高度越低,升阻比越大,其失速迎角呈現(xiàn)先上升、后下降、再上升的趨勢(shì),總體上離地高度越低其失速迎角越大。

圖6 30P30N 多段翼型氣動(dòng)特性隨迎角變化曲線(Re=4×104)

雷諾數(shù)=4×10時(shí),不同離地高度條件下,30P30N 多段翼型各部件升力系數(shù)隨迎角變化曲線如圖7所示。可以看出,前緣縫翼升力系數(shù)隨著迎角的增大而逐漸轉(zhuǎn)為正值,產(chǎn)生正升力,中部主翼升力系數(shù)隨迎角變化趨勢(shì)與30P30N 多段翼型整體變化規(guī)律相似,而尾部襟翼升力系數(shù)隨迎角變化波動(dòng)較大。

圖7 30P30N 多段翼型各部件升力系數(shù)隨迎角變化曲線(Re=4×104)

/=0.1,410時(shí),30P30N 多段翼型不同迎角流場(chǎng)如圖8所示。結(jié)合圖5(a)可以看出,增大翼型迎角后,前緣縫翼后部渦環(huán)區(qū)減小,其升力逐漸由負(fù)轉(zhuǎn)正；中部主翼下翼面不再出現(xiàn)氣流分離,層流分離泡消失；當(dāng)迎角超過一定角度后,中部主翼上翼面開始發(fā)生氣流分離。迎角=8°時(shí),上翼面為典型層流分離泡結(jié)構(gòu),覆蓋整個(gè)上翼面表面；迎角=12°時(shí),分離泡結(jié)構(gòu)發(fā)生畸變,內(nèi)部出現(xiàn)三個(gè)旋心,并且整體結(jié)構(gòu)變大；迎角繼續(xù)增大后,上翼面氣流分離現(xiàn)象加劇,流動(dòng)已變得雜亂無章,此時(shí)升力不再增大,開始出現(xiàn)翼型失速現(xiàn)象。尾部襟翼升力系數(shù)隨迎角變化波動(dòng)較大,這主要是由其后部雙渦環(huán)結(jié)構(gòu)的不規(guī)則變化造成的。雙渦環(huán)結(jié)構(gòu)的不規(guī)則變化主要由中部主翼上翼面分離泡結(jié)構(gòu),與中部主翼和尾部襟翼之間的縫隙射流的相互作用引起。

圖8 30P30N 多段翼型不同迎角流場(chǎng)圖(h/c=0.1,Re=4×104)

4 結(jié)論

本文采用RANS方程結(jié)合Realizable湍流模型的CFD 方法,對(duì)30P30N 多段翼型進(jìn)行低雷諾數(shù)地面效應(yīng)數(shù)值研究,得到以下結(jié)論:

a)迎角=0°時(shí),受地面效應(yīng)影響,總體上,30P30N 多段翼型離地高度越低,升力系數(shù)及升阻比越大,且最大升力由尾段襟翼提供；

b)小迎角狀態(tài)時(shí),30P30N 多段翼型的中部主翼下翼面發(fā)生氣流分離,產(chǎn)生層流分離泡,且隨著離地高度的增加而出現(xiàn)非典型“啞鈴”形分離泡結(jié)構(gòu),增大迎角后下翼面氣流分離現(xiàn)象消失而上翼面開始出現(xiàn)氣流分離；

c)受地面效應(yīng)影響,隨著離地高度增加,30P30N 多段翼型失速迎角呈現(xiàn)先降后升再降的趨勢(shì),總體上離地高度越低其失速迎角越大。