歐陽(yáng)紹修, 劉 毅, 趙曉霞

(中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司, 陜西 漢中 723000)

一種水平尾翼流動(dòng)控制裝置的實(shí)驗(yàn)研究

歐陽(yáng)紹修, 劉 毅, 趙曉霞

(中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司, 陜西 漢中 723000)

某型機(jī)采用上單翼低平尾布局,在著陸襟翼小迎角狀態(tài)時(shí)平尾下翼面翼根部位出現(xiàn)局部氣流分離，導(dǎo)致飛機(jī)振動(dòng)，力矩特性出現(xiàn)異常變化。本文提出的解決方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦長(zhǎng)，下方0.30倍根弦長(zhǎng)位置的機(jī)身上加裝一對(duì)小展弦比負(fù)彎度小翼作為渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片，一方面加速了后方分離區(qū)邊界層與外流的能量交換，另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根區(qū)域的局部負(fù)迎角絕對(duì)值。通過(guò)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究表明，優(yōu)化后的導(dǎo)流片使平尾分離區(qū)面積縮小50%，小迎角俯仰力矩拐點(diǎn)推遲4°以上，以較小的性能和結(jié)構(gòu)重量代價(jià)解決了局部氣流分離問(wèn)題，拓展了飛機(jī)飛行邊界。

流動(dòng)控制；渦流發(fā)生器；導(dǎo)流片；氣流分離；計(jì)算流體力學(xué)；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

0 引 言

流動(dòng)控制可定義為采用主動(dòng)或被動(dòng)的方式影響近壁面或自由剪切流性質(zhì)，通過(guò)改變轉(zhuǎn)捩、湍流、分離等特性，達(dá)到諸如減阻、增升、加速混合、降噪等效益。一般認(rèn)為Prandtl在1904年提出的邊界層理論是流動(dòng)控制技術(shù)的起源，在此基礎(chǔ)上發(fā)展了邊界層控制、被動(dòng)流動(dòng)控制、主動(dòng)流動(dòng)控制等技術(shù)，控制理念也由改變平均邊界層結(jié)構(gòu)進(jìn)化到控制流動(dòng)的不穩(wěn)定性，以更低的能量代價(jià)獲得更好的流場(chǎng)控制結(jié)果[1-2]。

渦流發(fā)生器(VG)最初在上世紀(jì)40年代由Taylor提出，由于其流動(dòng)控制效果明顯、穩(wěn)定且易于維護(hù)，尤其適用于在飛機(jī)研制后期解決局部氣流分離問(wèn)題，在各種軍民用飛機(jī)中得到了廣泛的研究和應(yīng)用，例如Boeing 737，C17，灣流系列等。傳統(tǒng)VG經(jīng)Taylor，Henry，Pearcey等人的研究在60年代便形成了較完善的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，此類(lèi)VG高度與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸圈南喈?dāng)，通過(guò)產(chǎn)生流向渦流加速邊界層內(nèi)氣流與主流的能量混合，起到推遲分離、減阻等作用，在有效控制氣流分離的同時(shí)一般會(huì)在非設(shè)計(jì)點(diǎn)導(dǎo)致阻力增加。在20世紀(jì)末還發(fā)展了新型的微型VG，高度在0.1δ～0.5δ之間，通過(guò)合理布置其流動(dòng)控制能力與傳統(tǒng)VG相當(dāng)且附加阻力較小[1,3-4]。

渦流發(fā)生器由于高度僅為邊界層厚度量級(jí)，采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)或數(shù)值計(jì)算研究均有較大難度。數(shù)值計(jì)算方面對(duì)VG的模擬主要可分為數(shù)值模型和實(shí)體建模兩類(lèi)，前者將VG的效應(yīng)以源項(xiàng)的形式加入N-S方程進(jìn)行流場(chǎng)求解，后者則直接使用VG外形進(jìn)行數(shù)值建模，數(shù)值計(jì)算方法主要基于雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)[5-7]。為克服多個(gè)VG帶來(lái)的網(wǎng)格數(shù)量劇增問(wèn)題，只對(duì)VG區(qū)域加密的面搭接網(wǎng)格技術(shù)也得到了較多研究[8-9]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方面張進(jìn)、郝禮書(shū)、倪亞琴等驗(yàn)證了VG對(duì)推遲失速、減阻和降低邊界層厚度的效應(yīng)，并初步研究了VG布局參數(shù)對(duì)流動(dòng)控制效應(yīng)的影響[10-13]。

為解決飛機(jī)試飛中由于局部氣流分離導(dǎo)致的振動(dòng)問(wèn)題，作者研究并設(shè)計(jì)了一種安裝在后機(jī)身控制平尾根部氣流分離的渦流發(fā)生器，并通過(guò)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了參數(shù)優(yōu)化和驗(yàn)證。在計(jì)算和實(shí)驗(yàn)研究過(guò)程中著重對(duì)氣流分離區(qū)域進(jìn)行了判定，并作為檢驗(yàn)改進(jìn)效果的依據(jù)之一。局部氣流分離體現(xiàn)為直接及間接兩類(lèi)現(xiàn)象，直接現(xiàn)象包括流線無(wú)法到達(dá)的“死水區(qū)”、等壓線的異常變化以及氣流分離導(dǎo)致的常壓區(qū)；間接現(xiàn)象包括對(duì)應(yīng)狀態(tài)俯仰力矩的異常拐折、阻力的增加等。所設(shè)計(jì)的渦流發(fā)生器高度與機(jī)身尾段處的邊界層厚度相當(dāng)，尺度較大，同時(shí)表現(xiàn)出明顯的導(dǎo)流片特征，通過(guò)改變邊界層流動(dòng)特性和對(duì)平尾產(chǎn)生洗流的綜合效應(yīng)解決了局部氣流分離問(wèn)題。

1 渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片設(shè)計(jì)及分析

某型機(jī)采用了上單翼低平尾的氣動(dòng)布局，在試飛過(guò)程中出現(xiàn)著陸襟翼小迎角狀態(tài)尾翼抖動(dòng)現(xiàn)象。經(jīng)數(shù)值計(jì)算及分析表明這一現(xiàn)象的原因是飛機(jī)平尾在翼根處由于翼身干擾效應(yīng)誘發(fā)局部氣流分離所致。通過(guò)改變平尾翼型或翼根外形可修正此問(wèn)題，但加工制造難度較大，對(duì)于已進(jìn)入試飛階段的飛機(jī)來(lái)說(shuō)設(shè)計(jì)改動(dòng)量也較大，因此采用渦流發(fā)生器延緩氣流分離是較為經(jīng)濟(jì)和實(shí)用的方法。

典型渦流發(fā)生器布局設(shè)計(jì)的主要特征為：(1) 高度與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸认喈?dāng)，(2) 位置應(yīng)當(dāng)在分離區(qū)之前一定距離，(3) 渦流發(fā)生器與來(lái)流呈一定夾角[1]。本文研究的飛機(jī)尾段區(qū)域邊界層厚度約為300mm，需要的渦流發(fā)生器尺寸較大，且具備導(dǎo)流片的作用。為實(shí)現(xiàn)導(dǎo)流功能采用了反置的翼型作為導(dǎo)流片剖面，布置在平尾的下前方對(duì)平尾翼根產(chǎn)生上洗，通過(guò)多種外形和安裝位置的優(yōu)化選型，最終確定了圖1所示的較優(yōu)方案。通過(guò)結(jié)合尾渦和上洗的綜合作用，平尾翼根下表面的局部氣流分離可以得到顯著改善。

圖1 參數(shù)優(yōu)化后的渦流發(fā)生器外形

2 數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

2.1 數(shù)值計(jì)算

在渦流發(fā)生器外形設(shè)計(jì)過(guò)程中大量采用數(shù)值計(jì)算手段對(duì)渦流發(fā)生器外形和布置位置進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。數(shù)值計(jì)算基于有限體積法，以雷諾平均N-S方程為主控方程：

網(wǎng)格劃分在ICEM CFD軟件中完成，采用了非結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格格式，對(duì)空間流域使用四面體進(jìn)行離散，垂直于飛機(jī)表面創(chuàng)建了多層三棱柱網(wǎng)格以滿(mǎn)足湍流模型對(duì)求解邊界層的需求。對(duì)流項(xiàng)的數(shù)值離散采用了二階迎風(fēng)格式，湍流模型為SSTk-ω二方程模型，湍動(dòng)能和耗散率采用一階迎風(fēng)格式。數(shù)值求解在商業(yè)軟件FLUENT中完成，采用了經(jīng)典的SIMPLE解法迭代到收斂條件。

2.2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所4m×3m風(fēng)洞完成，該風(fēng)洞為單回流式閉口試驗(yàn)段低速風(fēng)洞，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)8m，最大風(fēng)速100m/s，流場(chǎng)品質(zhì)達(dá)到相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)要求。

圖2 渦流發(fā)生器風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

主要實(shí)驗(yàn)內(nèi)容包括測(cè)力實(shí)驗(yàn)和流場(chǎng)顯示實(shí)驗(yàn)，重點(diǎn)關(guān)注了著陸襟翼小迎角狀態(tài)氣動(dòng)力的非線性特性和流場(chǎng)，通過(guò)多種手段驗(yàn)證VG對(duì)流場(chǎng)特性的改善情況。

3 結(jié)果與分析

3.1 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

數(shù)值計(jì)算的主要優(yōu)點(diǎn)之一是能夠給出整個(gè)流場(chǎng)的速度、壓力特性，便于研究局部氣流分離的機(jī)理，主要計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖3、4。無(wú)VG構(gòu)型平尾根部的流線不是沿翼根到達(dá)安定面后緣，而是向展向偏斜形成一個(gè)三角形的“死水區(qū)”邊界，且分離區(qū)向空間發(fā)展使得鄰近的機(jī)身上也出現(xiàn)流線繞行的邊界。平尾下表面的等壓線在根部也向前拐折，在弦向產(chǎn)生較大的等壓區(qū)，同樣符合氣流分離的壓力特征。后文給出的放襟翼小迎角俯仰力矩的拐折及阻力增大現(xiàn)象則是氣流局部分離的間接證據(jù)。

圖3 放襟翼小迎角狀態(tài)渦流發(fā)生器對(duì)流場(chǎng)特性的影響(CFD)

Fig.3 The impact of VG on the flow field at small AOA with flap deflected (CFD)

圖4 放襟翼小迎角狀態(tài)平尾剖面壓力分布對(duì)比

Fig.4 Comparison of pressure distribution of horizontal tail at small AOA with flap deflected

加裝VG后飛機(jī)對(duì)應(yīng)狀態(tài)的流線、等壓線以及后文的氣動(dòng)力曲線均消除了上述氣流分離的特征，例如平尾下翼面翼根處流線貼體、等壓線變直、俯仰力矩?zé)o拐折等，可見(jiàn)VG顯著改變了平尾下翼面和鄰近機(jī)身區(qū)域的流場(chǎng)特性，原有分離區(qū)得到了有效抑制。通過(guò)有/無(wú)VG的平尾剖面壓力分布對(duì)比表明VG降低了15%半展長(zhǎng)以?xún)?nèi)平尾下表面的負(fù)壓峰值，對(duì)控制翼根氣流分離是有利的。

3.2 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)數(shù)值計(jì)算確定的幾種較優(yōu)方案后續(xù)進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)圖5～7。其中位置1～4依次從前至后排列，前后間距為500mm，油流試驗(yàn)中渦流發(fā)生器位于位置3。

圖5 渦流發(fā)生器前后安裝位置對(duì)氣動(dòng)特性的影響(著陸構(gòu)型)

Fig.5 The influence of VG longitudinal position on aerodynamic characteristics(landing configuration)

圖6 渦流發(fā)生器高度和安裝角對(duì)氣動(dòng)特性的影響(著陸構(gòu)型)

Fig.6 The influence of VG height and incidence on aerodynamic characteristics(landing configuration)

圖7 著陸構(gòu)型平尾下翼面流場(chǎng)特性對(duì)比(油流)

Fig.7 Comparison of flow field of horizontal tail lower surface at landing configuration (oil flow)

3.2.1 前后位置的影響

前后位置對(duì)渦流發(fā)生器的效能有顯著影響，在前后方向上存在一個(gè)最優(yōu)位置。俯仰曲線可最為直觀地看出當(dāng)VG位置在1、2時(shí)改善了無(wú)VG構(gòu)型的力矩線性度，表明平尾氣流分離得到改善，在位置3時(shí)達(dá)到最優(yōu)，后移至位置4時(shí)效率明顯降低，其原因可能是VG與分離區(qū)距離過(guò)小。

VG對(duì)阻力特性的影響與力矩特性是協(xié)調(diào)一致的。當(dāng)迎角小于0°時(shí)，VG使飛機(jī)阻力降低，是平尾氣流分離減弱的另一證據(jù)。渦流發(fā)生器對(duì)升力特性實(shí)質(zhì)上沒(méi)有影響。

3.2.2 安裝角的影響

安裝角對(duì)渦流發(fā)生器的效能也有明顯影響。由于平尾處存在機(jī)翼下洗、機(jī)身和平尾流場(chǎng)干擾以及VG自身翼型彎度、翼梢效應(yīng)，VG的有效迎角與幾何迎角存在較大差異。在前后位置較優(yōu)的位置3進(jìn)行的變安裝角實(shí)驗(yàn)表明：增加安裝角使VG的負(fù)升力降低，對(duì)流場(chǎng)的控制能力減弱；降低安裝角也不能帶來(lái)更高的收益，安裝角的影響也具有明顯的非線性特性。

3.2.3 VG高度的影響

渦流發(fā)生器的高度對(duì)流場(chǎng)特性的影響也有明顯的非線性影響。降低30%高度后由于尾渦強(qiáng)度減弱，對(duì)平尾的洗流作用降低，從俯仰力矩的拐折特性來(lái)看相對(duì)無(wú)VG狀態(tài)雖然有一定的改善，但明顯比優(yōu)化VG差。VG增加30%高度后俯仰力矩的拐折特性反而變差，可能的原因是對(duì)平尾產(chǎn)生了不利干擾。

3.2.4 流場(chǎng)特性

采用油流法對(duì)著陸構(gòu)型小迎角狀態(tài)完成了平尾下表面的流場(chǎng)顯示實(shí)驗(yàn)，結(jié)果同樣表明VG使氣流分離區(qū)明顯縮小。局部氣流分離的判定是將油流堆積的區(qū)域作為分離區(qū)的邊界，原因是分離區(qū)域內(nèi)軸向氣流速度低且紊亂不能有效吹除表面油流。據(jù)此確定的翼根三角形分離區(qū)在安定面后緣的長(zhǎng)度由無(wú)VG狀態(tài)約32%半展長(zhǎng)降低至有VG狀態(tài)的約17%，氣流分離線也明顯向后推遲。

3.3 分析與討論

前述數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)平尾局部氣流分離以及渦流發(fā)生器參數(shù)優(yōu)化的分析結(jié)果基本一致，并且揭示出流場(chǎng)特性的一些主要內(nèi)在機(jī)理：(1)采用同一翼型的平尾在翼根處由于翼身干擾效應(yīng)實(shí)際迎角增加，逆壓梯度更大，導(dǎo)致提前發(fā)生氣流分離和平尾升力降低，對(duì)全機(jī)而言體現(xiàn)為俯仰力矩的非線性及抖動(dòng)；(2)渦流發(fā)生器產(chǎn)生的尾渦有效地阻隔了平尾翼根分離區(qū)向外側(cè)的擴(kuò)散，減小了氣流分離區(qū)，對(duì)飛機(jī)而言體現(xiàn)為俯仰力矩線性度的顯著提升，VG的外形及布置位置參數(shù)優(yōu)化與局部的氣動(dòng)干擾情況關(guān)系密切。

基于縮比模型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果還需進(jìn)一步進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，同時(shí)還存在一定改進(jìn)空間，例如所設(shè)計(jì)的渦流發(fā)生器仍然是基于傳統(tǒng)VG的準(zhǔn)則，若能將VG高度降低至現(xiàn)有高度的10%～50%，對(duì)飛機(jī)性能的影響將能進(jìn)一步降低。

4 結(jié) 論

本文研究表明，在平尾下前方機(jī)身上安裝渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片可改善低平尾下翼面的氣流分離，使俯仰力矩曲線線性度提高，氣流分離區(qū)減小。渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝角度、高度等具有非線性的特點(diǎn)，需要通過(guò)CFD或風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)等方法來(lái)確定最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)。氣流分離的改善通過(guò)小迎角俯仰力矩線性度、阻力和流場(chǎng)特性得到了相互印證和確認(rèn)，提供了一種飛機(jī)抖動(dòng)問(wèn)題的解決方案，可供同類(lèi)低平尾飛機(jī)氣動(dòng)布局參考。

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(編輯：張巧蕓)

The experimental research on a flow control device of horizontal tail

Ouyang Shaoxiu, Liu Yi, Zhao Xiaoxia

(Hanzhong Branch, Aviation Industry Corporation of China Aircraft Co., LTD., Hanzhong Shaanxi 723000, China)

The aircraft featuring high wing and low horizontal tail encountered local flow separation at the lower surface of the horizontal tail near the root, which manifests itself as aircraft vibration and abnormal pitching moment. The proposed solution is to install a pair of winglets of small aspect ratio and reversed camber at 0.12 root chord ahead of and 0.30 root chord below the horizontal tail. The winglets function as vortex generator/guiding vane, which enhance the energy exchange between the boundary layer and the outer flow in the separation zone, and also reduce the local absolute angle of attack of the root section of horizontal tail by the induced up-wash. The numerical simulation and wind tunnel tests reveal that the optimized vortex generator can reduce the separation area by 50%, and delay the starting angle of pitching moment crank by more than 4°. Therefore, the problem of local separation is solved by relatively minor cost of performance and weight, and the boundary of flight is enlarged.

flow control;vortex generator;guiding vane;flow separation;computational fluid dynamics;wind tunnel test

1672-9897(2015)01-0066-05

10.11729/syltlx20130119

2013-12-16;

2014-03-05

OuyangSX,LiuY,ZhaoXX.Theexperimentalresearchonaflowcontroldeviceofhorizontaltail.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 66-70. 歐陽(yáng)紹修, 劉 毅, 趙曉霞. 一種水平尾翼流動(dòng)控制裝置的實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(1): 66-70.

V211.4

A

歐陽(yáng)紹修(1956-)，男，湖南攸縣人，研究員。研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。通信地址:陜西省漢中市五一路陜飛設(shè)計(jì)院(723000)。E-mail: evanliuyi@hotmail.com