王 迎,馬貴春,符文科

(中北大學(xué)機電工程學(xué)院,太原 030051)

四邊形格壁后掠式柵格翼氣動特性研究

王 迎,馬貴春,符文科

(中北大學(xué)機電工程學(xué)院,太原 030051)

格壁剖面形狀不同的柵格翼其升力性能也大有不同,前期研究表明菱形剖面和四角形剖面柵格翼比矩形剖面柵格翼減阻能力更好。文中基于此對后掠45°的柵格翼進(jìn)行數(shù)值模擬研究,結(jié)果表明,投影尺寸相同的3種四邊形后掠式柵格翼與其正置式相比均能夠有效提高升力,增大升阻比,并且菱形和四角形剖面后掠式的柵格翼氣動特性均優(yōu)于矩形剖面后掠式柵格翼。

柵格翼;數(shù)值模擬;四邊形;后掠式;氣動特性

0 引言

柵格翼作為一種不同于常規(guī)的翼型,與傳統(tǒng)彈翼相比,具有翼弦短、重量輕、強度質(zhì)量比高、易折疊等結(jié)構(gòu)特點和鉸鏈力矩小、失速攻角大、升力特性好的氣動優(yōu)勢。柵格翼的阻力比較大,目前,減阻提升仍是其研究的主要任務(wù)。近年來,主要從研究方法、結(jié)構(gòu)形式、幾何參數(shù)等方面來研究。

Mark S.Miller[1]介紹柵格翼減阻技術(shù)的實驗研究,利用風(fēng)洞試驗程序用于減少格柵翼的阻力水平的各種技術(shù),研究發(fā)現(xiàn)邊框剖面形狀和格壁厚度在所有馬赫數(shù)內(nèi)對柵格的阻力特性有明顯的影響;Y.Zeng[2]提出一種后掠式柵格翼,結(jié)果表明后掠式柵格翼流動減少堵塞。WASHINGTON W D[3]在曲率和前緣后掠角變化的情況下,研究柵格翼氣動性能的變化情況,結(jié)果表明,曲率對柵格翼氣動特性的影響很小;文獻(xiàn)[4-6]從外形參數(shù)(格數(shù)、格壁厚度、格壁前緣倒角、不同格寬翼弦比)切入研究以及研究單個柵格模型其形狀對格柵尾翼(舵)氣動特性的影響。

文中在文獻(xiàn)[7]研究基礎(chǔ)上,針對菱形、四角形、矩形格壁柵格翼的正置式和后掠式(后掠角均為45°)進(jìn)行數(shù)值模擬,在Ma≥1.0和4°攻角下,研究其升阻力特性。

1 數(shù)值方法

1.1 控制方程

采用雷諾平均N-S方程:

式中:Q表示守恒變量矢量;F、G和H表示無粘通矢量;Fv、Gv和Hv表示粘性通矢量。離散方程采用基于有限體積法來建立,離散格式采用二階迎風(fēng)差分格式,采用基于密度基顯式時間推進(jìn)求解算法求解離散差分方程組。RANS(Reynolds averaged Navier-Stokes)模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型,標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)。選擇基于節(jié)點的高斯克林函數(shù)求解梯度。

1.2 邊界條件和計算條件

邊界條件:壓力遠(yuǎn)場邊界選擇自由流,來流方向選擇特定值(攻角4°);物理邊界選擇不滑動的固定墻。

計算條件:來流馬赫數(shù)Ma=1.0～4.0(計算間隔為0.5Ma),攻角α=4°,溫度T=300 K,來流絕對壓力P=101 325 Pa,參考壓力P=0 Pa,舵偏角δ=0°,參考長度L=0.12 m,S=0.015 805 6 m2。

2 模型建立

2.1 幾何模型

研究柵格翼格壁剖面形狀為菱形、四角形、矩形的柵格翼后掠45°氣動特性。三維模型如圖1:共6種模型圖1(a)～圖1(f)(jx jxhl sj sjhl lx lxhl),柵格翼邊框厚度為10 mm,翼展l(柵格翼兩側(cè)壁之間的距離)為308 mm,高度h為506.4 mm,翼弦b為120 mm,格壁厚度為6 mm(其中菱形和四角形剖面最寬處6 mm)翼的間距t為100 mm,后掠角為45°(3種后掠式模型,給出的為其投影尺寸如圖2，以模型sjhl為例)。

圖2 四角形投影尺寸

3種格壁截面形狀如圖3:矩形和菱形的尺寸已確定,四角形前后兩半段長度比為1∶5。

圖3 剖面形狀

2.2 網(wǎng)格劃分

模型采用ICEM非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,網(wǎng)格劃分如圖4～圖5,以菱形剖面為例。

圖4 正置式

圖5 后掠式

3 計算結(jié)果及分析

3.1 計算結(jié)果

采用FLUENT數(shù)值模擬計算,在4°攻角和不同來流馬赫數(shù)下的計算結(jié)果如圖6～圖8所示。

圖6 阻力系數(shù)Cd隨馬赫數(shù)Ma變化曲線

圖7 升力系數(shù)Cl隨馬赫數(shù)Ma變化曲線

圖8 升阻比k隨馬赫數(shù)Ma變化曲線

從阻力系數(shù)變化趨勢來看,柵格翼后掠式的阻力系數(shù)都明顯大于正置式,因為在本次研究中(投影面積相同)后掠式柵格翼實際面積大于正置式,因此阻力也大。菱形后掠和四角后掠的阻力系數(shù)都是逐漸增大型,矩形后掠呈波動性,在Ma=2.5達(dá)到最大;后掠式柵格翼的升力系數(shù)都明顯大于正置式柵格翼,并且后掠式的菱形剖面柵格翼和四角剖面柵格翼的升力系數(shù)均大于矩形格壁柵格翼的升力系數(shù)。

圖8表明,3種后掠式柵格翼的升阻比明顯大于3種正置式柵格翼;四邊形剖面形狀中菱形和四角形的后掠式柵格翼的升阻比均大于矩形后掠式柵格翼。

3.2 結(jié)果分析

在Ma=1.0時,觀察圖5～圖7各個模型柵格翼的升力系數(shù)差不多,但阻力系數(shù)不同,升阻比(升力性能)相差很大。以四角形格壁和矩形剖面格壁為例,模型sj的升力性能明顯優(yōu)于模型jx;模型sjhl的升力性能更加優(yōu)于模型sj。因為相對于矩形剖面,四角形剖面具有更好的流線型(相當(dāng)于削尖),有效的減小了迎風(fēng)面激波強度;同樣后掠式與正置式四角格壁柵格翼相比,也大大減小了激波強度(見圖9)。

圖9 Ma=1.0,X=0.01速度云圖

圖8中升阻比在Ma=2.0時達(dá)到最大,以模型sj和sjhl為例分析。比較這兩種模型,圖10(柵格翼在X方向截面上的壓力云圖)中模型sj內(nèi)部柵格之間壓力變化較小并且高壓帶明顯多于sjhl模型,說明正置式柵格翼內(nèi)部發(fā)生壅塞比較嚴(yán)重,使得升力系數(shù)(圖7)低于后掠式柵格翼。在氣動性能較優(yōu)的四角形剖面和菱形剖面格壁柵格翼基礎(chǔ)之上,選用后掠式的設(shè)計可以明顯改善柵格翼內(nèi)部的氣流壅塞,減小柵格翼的激波阻力,具有更優(yōu)的升力性能。

圖10 X=0.1截面壓力云圖

在超聲速來流中(如圖8),隨著馬赫數(shù)增加升阻比先減小后增大,在Ma=2.0時達(dá)到最優(yōu)。3種后掠式在Ma>2.0以后,升阻比趨勢基本一致即逐漸下降。明顯看出(Ma>1.0),后掠式柵格翼的氣動性能比較平穩(wěn)。以性能較優(yōu)的四角形剖面格壁柵格翼為例分析,如圖11(選取Ma=2.0,3.0):正置式和后掠式柵格翼尖端前部都形成了附體激波。比較圖11(a)和圖11(c)及圖11(b)和圖11(d)發(fā)現(xiàn),后掠式柵格翼有效的減弱了附體激波,并且隨著馬赫數(shù)增加,附體激波減弱。

圖11 模型sj和模型sjhl速度云圖

4 結(jié)論

通過對6種模型的數(shù)值模擬研究,得出以下結(jié)論:

1)在投影面積相同的情況下,四邊形格壁后掠式柵格翼的升阻比明顯大于3種正置式柵格翼即氣動特性后掠式優(yōu)于正置式。

2)四邊形格壁后掠式柵格翼的氣動性能相比于正置式柵格翼更加穩(wěn)定。

3)菱形和四角形格壁后掠式柵格翼的氣動特性均好于矩形格壁后掠式柵格翼。文中研究的后掠式菱形格壁柵格翼和四角形格壁柵格翼均表現(xiàn)出較好的氣動性能。

[1] MILLER M S, WASHINGTON W D. An experimental investigation of grid fin drag reduction techniques: AIAA 94-1914-CP [R]. 1994.

[2] ZENG Y, CAI J S, DEBIASI M, et al. Numerical study on drag reduction for grid-fin configurations: AIAA 2009-1105 [R]. 2009.

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Study on Aerodynamic Characteristics of Quadrilateral Grid Wall Sweptback Grid Fins

WANG Ying,MA Guichun,FU Wenke

(School of Mechatronics Engineering, North University of China, Taiyuan 030051, China)

The lifting performance of grid fins with different grid sections was also different. Early research showed that the diamond-shaped section and the four angle section grid fins had better drag reduction ability than the rectangular section grid fins. Based on that, the grid fin with 45 degree sweepback was studied by numerical simulation. Results showed that three types of quadrilateral sweptback grid fins and its positive set were able to effectively improve the lift and increase the lift drag ratio. And the aerodynamic characteristics of the diamond-shaped section and four angular section sweptback grid fins were better than the rectangular section sweptback grid fins.

grid fins; numerical simulation; quadrangle; sweptback; aerodynamic characteristics

2016-03-11

王迎(1990-),女,河北邯鄲人,碩士研究生。研究方向:航天飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化。

TJ760.1

A