石 清，李 樺

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000;2.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天與材料工程學(xué)院，湖南長沙 410073)

0 引言

廣義而言，一切可產(chǎn)生渦流的器件都可稱之為渦流發(fā)生器。然而，常規(guī)的渦流發(fā)生器由于自身存在的型阻而難以達(dá)成預(yù)期的增升減阻效果;而微型渦流發(fā)生器的法向高度比常規(guī)渦流發(fā)生器的法向高度要小得多，可降低自身型阻的代價(jià)。因此，微型渦流發(fā)生器是進(jìn)行流動控制以實(shí)現(xiàn)增升減阻的便利手段［1－2］。

由于微型渦流發(fā)生器的幾何尺寸小，其法向高度通常與當(dāng)?shù)馗矫鎸拥暮穸认喈?dāng)，同時(shí)又安裝在粘性漩渦流動起主要作用的附面層內(nèi)，如何準(zhǔn)確模擬附面層內(nèi)部區(qū)域的粘性效應(yīng)，是對微型渦流發(fā)生器進(jìn)行數(shù)值模擬的難點(diǎn)。

1 數(shù)值方法

控制方程為任意坐標(biāo)系下忽略徹體力和無熱源的三維非定常方程組，并采用有限體積法對控制方程進(jìn)行離散，得到如下的離散方程組:

法，右端無粘通量的求解采用MUSCL型格式，其中通量分裂采用了Roe格式。粘性項(xiàng)的離散采用中心格式。湍流粘性項(xiàng)的計(jì)算采用SA一方程模型。

為精細(xì)模擬帶渦流發(fā)生器的翼身組合體，采用了對接拼接網(wǎng)格。為加速收斂，采用了多重網(wǎng)格的完全逼近方法。

2 計(jì)算外形

2.1 超臨界機(jī)翼的翼身組合體

超臨界機(jī)翼翼身組合體氣動力計(jì)算的參考數(shù)據(jù)如下:參考長度 bA=0.37194m，機(jī)翼展長 l=2.88m，參考面積 S=0.467262m2，力矩參考點(diǎn) Xm=1.755m(距機(jī)頭)，Ym=0，Zm=0。翼身組合體的對接拼接網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖1所示。

2.2 微型渦流發(fā)生器

微型渦流發(fā)生器的形狀如圖2所示，長度為L，厚度為D，高度為H。

在本文算例中，渦流發(fā)生器命名為VG，δ為渦流發(fā)生器安裝位置處的附面層厚度。渦流發(fā)生器的高度H=0.5δ、H=1.5δ分別命名為 H1 和 H2;弦向安裝位置x/c=0.30、x/c=0.40、x/c=0.50、x/c=0.65 分別命名為 C1、C2、C3、C4。

圖3為渦流發(fā)生器的計(jì)算網(wǎng)格。在機(jī)翼0.65弦長處，沿展向以等間隔λ=20mm、相同偏角β=30°布置了15個(gè)微型渦流發(fā)生器。

圖3 渦流發(fā)生器的計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 The grid of micro-vortex generators

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 數(shù)值方法考核

用M6機(jī)翼對數(shù)值方法進(jìn)行了考核。計(jì)算狀態(tài)為M=0.8395，α =3.06°。

圖4給出了單重對接、多重對接、單重拼接和多重拼接四種計(jì)算方法的結(jié)果與試驗(yàn)值的對比。從某截面上壓強(qiáng)系數(shù)分布的對比可見，單重對接和多重對接的計(jì)算結(jié)果、單重拼接和多重拼接的計(jì)算結(jié)果完全重合;對接網(wǎng)格和拼接網(wǎng)格的計(jì)算結(jié)果差異較小。

3.2 翼身組合體中干凈機(jī)翼的附面層特性

圖5為M=0.2時(shí)翼身組合體升力系數(shù)隨迎角的變化。小攻角時(shí)升力系數(shù)曲線的斜率不變。當(dāng)迎角大于α≥8.5°時(shí)，升力系數(shù)曲線的斜率變化緩慢，表明機(jī)翼附面層出現(xiàn)弱分離，且分離區(qū)發(fā)展緩慢。當(dāng)迎角大于α≥12°時(shí)，升力系數(shù)曲線出現(xiàn)拐點(diǎn)，表明機(jī)翼附面層出現(xiàn)強(qiáng)分離，且分離區(qū)迅速發(fā)展。

3.3 渦流發(fā)生器高度對機(jī)翼流態(tài)的影響

計(jì)算狀態(tài)為 M=0.2，α =10.5°。渦流發(fā)生器的高度分別為H1和H2，安裝渦流發(fā)生器的弦向位置為C3。

圖6至圖8分別為干凈機(jī)翼、VG-H1-C3和VG-H2-C3的上表面流線圖。

比較圖6與圖7，在同一馬赫數(shù)和迎角下，高度為H1的微型渦流發(fā)生器使機(jī)翼上表面的分離線后移。這表明高度合適的微型渦流發(fā)生器對機(jī)翼上表面的流動分離控制起著有利作用。

比較圖7與圖8，在相同來流條件和同一弦向安裝位置下，高度為H2的微型渦流發(fā)生器使機(jī)翼上表面的分離區(qū)變大，翼面上的流動惡化。這表明當(dāng)微型渦流發(fā)生器的高度超過附面層厚度時(shí)，增強(qiáng)了機(jī)翼上表面的流動分離。

分離流動始于壁面，源于逆壓梯度的增加。分析渦流發(fā)生器控制流動分離的機(jī)理，高度合適的微型渦流發(fā)生器使附面層上部的高能氣流得以與近壁面的低能氣流混合，從而延遲分離。如果渦流發(fā)生器的高度過高，又將擾亂翼面上的流動，引起機(jī)翼上表面的流動分離，從而惡化機(jī)翼氣動力特性。

3.4 渦流發(fā)生器的弦向位置對機(jī)翼升阻特性的影響

計(jì)算狀態(tài)為M=0.76，α=4°。渦流發(fā)生器的高度為 H1，弦向安裝位置分別為 C1、C2、C3、C4。

表1為有/無渦流發(fā)生器時(shí)機(jī)翼氣動力系數(shù)差值比較。從表中可見，在VG-H1-C1狀態(tài)時(shí)，渦流發(fā)生器取得了增升且減阻的效果。在其它狀態(tài)時(shí)，渦流發(fā)生器使升力和阻力都略有增加。這也說明，渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關(guān)。

表1 有/無渦流發(fā)生器時(shí)機(jī)翼氣動力系數(shù)Table 1 Aerodynamic coefficient comparison of with/without micro-vortex generators

4 結(jié)論

通過對微型渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬，得到以下基本結(jié)論:

(1)對方法的考核算例表明，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合較好，因此本文所采用的數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格拓?fù)淠軌蚰M微小尺度流動控制器件的氣動性能。

(2)渦流發(fā)生器的高度應(yīng)在附面層厚度量級。高度合適的微型渦流發(fā)生器對機(jī)翼上表面的流動分離控制起著有利作用。但高度過高的渦流發(fā)生器將引起機(jī)翼上表面的流動分離，使氣動力特性惡化。

(3)渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關(guān)。針對超臨界機(jī)翼失速前分離弱、分離區(qū)發(fā)展緩慢的附面層分離特點(diǎn)，渦流發(fā)生器應(yīng)安裝于附面層分離線前面不遠(yuǎn)處，且渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關(guān)。

［1］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(bào)，1995，13(1):110 －116.

［2］JOHN C L.Review of research on low-profile vortex generators to control boundary layer separation［A］.Progress in Aerospace Science［C］.2002，38:389 －420.

［3］BRAGG M B.Experimental study of airfoil performance with vortex generators［J］.Journal of Aircraft，1987，24(5):305－310.

［4］IAN BROADLEY.Effectiveness of vortex generator position and orientation on highly swept wings［R］.AIAA paper No.97－2319.

［5］RAE A J.Investigation into scale effects on the performance of sub boundary-layer vortex generators on civil aircraft highlift devices［R］.AIAA Paper No.2002 －3274，2002.

［6］LIN J C.Small submerged vortex generators for turbulent flow separation control［J］.Journal of Spacecraft，1990，27(5):503－507.

［7］JOHN C L.Control of turbulence boundary layer separation using micro-vortex generators［R］.AIAA 99 －3404.