祁武超，李東偉，田素梅

(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136)

仿駝背鯨鰭機翼流動特性分析

祁武超，李東偉，田素梅

(沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136)

為研究前緣突節(jié)對機翼流動特性的影響，基于NACA0018標準翼型，對具有光滑前緣的標準機翼和具有不同前緣突節(jié)的仿生機翼分別進行了流動特性分析。結(jié)果表明，標準機翼在20°攻角之后，升力系數(shù)急劇下降，失速特性表現(xiàn)明顯。而仿生機翼的升力系數(shù)也會在某一特定角度出現(xiàn)不同程度的下降，但下降趨勢比較緩和。在大攻角下，仿生機翼的升力系數(shù)普遍大于標準機翼，可以有效的改善機翼的失速特性。相比于單位長度內(nèi)的突節(jié)個數(shù)，突節(jié)的幅值對氣動特性的影響更為明顯。根據(jù)特定攻角下機翼表面流線的分布規(guī)律可知，波峰的存在使得其所在區(qū)域的流動分離相較于光滑前緣機翼發(fā)生了推遲，致使仿生機翼在大攻角下依然具有較大升力系數(shù)。

駝背鯨鰭；前緣突節(jié)；仿生機翼；流動特性分析；失速特性

當飛機飛行攻角過大時，很容易出現(xiàn)突然失速現(xiàn)象，造成嚴重的后果。提高飛機的失速攻角，一直是航空界需要克服的難題。

觀察發(fā)現(xiàn)，海洋生物中的駝背鯨體型碩大，但是其機動性卻相當靈活，在駝背鯨捕魚進食的過程中，甚至經(jīng)常做出接近90°角的向上沖刺的動作[1-2]，如圖1所示。

圖1 駝背鯨和其帶有前緣突節(jié)的鯨鰭

Fish等[3]研究認為，駝背鯨鰭前緣突節(jié)的特殊結(jié)構(gòu)是駝背鯨具有如此良好的水下性能的主要原因。Miklosovic等[4]通過對仿駝背鯨鰭機翼模型的風洞實驗分析表明，該機翼模型的失速角比標準機翼的失速角延遲40%左右。Pedro等[5]通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)具有前緣突起的仿生機翼可以達到增加升力和減小阻力的效果，并且提出前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)可能類似于渦流發(fā)生器，從而改變邊界層的分布情況，達到延緩失速的效果。Johari等[6-8]通過對不同前緣正弦曲線參數(shù)下的仿駝背鯨鰭模型進行風洞實驗，得出前緣突節(jié)的幅值是影響大攻角下機翼氣動性能的主要參數(shù)。之后他們又通過對流體染色的方式顯示出當標準機翼表面流線出現(xiàn)大規(guī)模的分離時，仿駝背鯨鰭機翼表面依然有大量的附著流動。在對普通直翼進行實驗研究的同時，Goruney等人[9]通過PIV技術(shù)對帶有前緣突起的三角翼在失速攻角下近壁面的流動拓撲結(jié)構(gòu)進行了研究，得出了在波長和幅值比值比較小的情況下，即便是很小的突節(jié)都能對近壁面流動拓撲結(jié)構(gòu)產(chǎn)生很大的影響。Stanway[10]對帶有前緣突起的機翼模型做了靜態(tài)和動態(tài)的水動力分析，解釋分析了仿駝背鯨鰭機翼能增大失速角的原因，他們認為前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)相當于一個漩渦制造器，產(chǎn)生小漩渦附著在機翼的上表面。Ernst A.van Nierop等[11]對仿駝背鯨鰭機翼建立空氣動力學(xué)模型，通過對不同幾何外形下產(chǎn)生的升力進行相關(guān)的運算，得出前緣突節(jié)的幅值對機翼特性有很大的影響而波長對機翼特性影響不大的結(jié)論。Amala等[12]對超音速和亞音速下仿駝背鯨鰭機翼進行了熱應(yīng)力的分析，結(jié)果表明，在大雷諾數(shù)下，仿生機翼表面的熱應(yīng)力分布隨著前緣正弦幅值的增大而增大，但是并未指出仿生機翼和標準機翼在大雷諾數(shù)下升阻力系數(shù)的變化規(guī)律。Kim等[13]對前緣突節(jié)應(yīng)用在三角翼上也進行了相應(yīng)的實驗研究，對該仿生機翼應(yīng)用到現(xiàn)代先進戰(zhàn)斗機上提供了一定的實驗和理論依據(jù)。Hasheminejad等[14]對相同突節(jié)個數(shù)和相同前緣幅值的幾組仿生機翼變換其前緣曲線類型。研究發(fā)現(xiàn)前緣突節(jié)的曲線類型同樣是影響仿生機翼氣動性能的主要因素，前緣突節(jié)為正弦曲線結(jié)構(gòu)時性能達到最好。

在國內(nèi)，金鴻章等[15-16]將駝背鯨鰭的前緣突節(jié)結(jié)構(gòu)應(yīng)用到船舶減搖鰭上，對其在水池進行實驗，得出一定的實驗數(shù)據(jù)和有效結(jié)論。針對國內(nèi)外對仿駝背鯨鰭機翼研究所得出的實驗結(jié)論，潘翀和陳皇等[17]提出了一種可變正弦前緣機翼方案，針對不同攻角相對應(yīng)變換不同的前緣突節(jié)，有效提高了飛行器的航程和經(jīng)濟性。目前對仿駝背鯨鰭機翼的研究還處在起步階段，針對前緣突起結(jié)構(gòu)對機翼流動特性影響的規(guī)律并未達到統(tǒng)一的認識。因此有必要對該仿駝背鯨鰭機翼的流動特性做更進一步的探究。

1 數(shù)值模擬

1.1 模型建立和網(wǎng)格劃分

選用NACA0018對稱翼型作為研究模擬的對象。標準機翼基準弦長c=100 mm，展長s=105 mm，仿駝背鯨鰭機翼模型的前緣為正弦曲線，該正弦曲線的幅值A(chǔ)分別取2.5%c(即2.5mm)、5%c和10%c這3種情況。為了方便說明，對波長的研究按照前緣突節(jié)個數(shù)劃分為2個突節(jié)和4個突節(jié)這兩種情況。因此，不同的前緣幅值和突節(jié)個數(shù)組成了6個不同的仿駝背鯨鰭機翼仿生模型。用字母A、B命名，例如，A2.5B2表示前緣幅值為2.5mm，突節(jié)個數(shù)為2的仿生機翼；A5B4表示前緣幅值為5mm，突節(jié)個數(shù)為4的仿生機翼。如圖2所示，圖2a是標準機翼的三維效果圖和俯視圖，圖2b～圖2g是各個仿駝背鯨鰭機翼的俯視圖。

圖2 標準機翼和仿駝背鯨鰭機翼幾何模型

采用C型拓撲進行非結(jié)構(gòu)六面體網(wǎng)格的劃分，計算域為上下邊界距機翼前緣10c的半圓弧，出口邊界距機翼后緣15c，翼展方向與機翼翼展尺寸相當，即105 mm。為了更好地研究大攻角后機翼附近的流體特征，各個模型均采用 RNGk-ε湍流模型和從粘性低層就開始計算的增強壁面函數(shù)(Enhanced Wall Treatment)，同時對機翼周圍網(wǎng)格進行加密處理，首層網(wǎng)格高度滿足y+=1。網(wǎng)格總數(shù)均在100萬左右，滿足計算要求。雷諾數(shù)Re=1.84×105,介質(zhì)為一般氣體，速度v=27m/s。

1.2 邊界條件和計算方法的設(shè)置

計算域的各邊界條件設(shè)置為速度入口，壓力出口，機翼表面為無滑移壁面處理。采用SIMPLE迭代算法和二階迎風格式。為了提高計算的準確性，迭代時間步長設(shè)置為0.0001。計算初始階段選擇默認的松弛因子，之后根據(jù)殘差曲線的收斂和發(fā)散情況適當?shù)恼{(diào)節(jié)松弛因子的大小，以提高計算速度和準確性。

圖3 網(wǎng)格劃分情況

圖4 計算域邊界條件

2 計算結(jié)果分析

接下來介紹標準機翼以及具有前緣突起機翼在不同前緣幅值和不同前緣突節(jié)個數(shù)下計算出的升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化趨勢。隨后將討論選定的機翼在某些攻角下機翼表面流線的流動情況，以便更好地解釋導(dǎo)致升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化的原因。本文所有圖中各個機翼的名稱與圖2所示相同。

2.1 前緣幅值對計算結(jié)果的影響

圖5a和圖5b所示的是標準機翼與前緣突節(jié)個數(shù)為2個和4個的情況下，不同的前緣幅值對機翼升力特性的影響。在攻角為0°～8°的范圍內(nèi)，所有機翼的升力系數(shù)基本上都隨著攻角的增加而線性增長，相差不大。

圖5 升力系數(shù)變化曲線

標準機翼在α=8°～14°的范圍內(nèi)繼續(xù)以一定的速率線性增加，到14°之后增加緩慢，并在α=18°處達到最大，最大升力系數(shù)CLmax=1.29。之后略微降低，在α=20°之后，升力系數(shù)迅速降低至0.56，出現(xiàn)失速狀態(tài)。升力系數(shù)隨著攻角的進一步增加而緩慢增加，但是一直保持在0.6以下。

對于前緣幅值為2.5 mm的A2.5B2機翼，升力系數(shù)在α=0°～16°范圍內(nèi)與標準機翼有著相同的變化規(guī)律，在到達最大升力系數(shù)CLmax=1.28之后，升力系數(shù)隨著攻角的增加以一定的速率降低，降低速率遠低于標準機翼。在α=24°之后保持恒定在0.74左右，大于標準機翼失速后的升力系數(shù)。A10B2機翼的升力系數(shù)在不同攻角下與上述機翼有著不同的變化趨勢，其最大升力系數(shù)出現(xiàn)在α=12°，其中CLmax=1.08，明顯小于標準機翼。之后升力系數(shù)同樣出現(xiàn)下降的趨勢，但在大攻角下升力系數(shù)始終大于標準機翼。具有中間前緣突起幅值(A5B2)的機翼的升力特性介于A2.5B2和A10B2之間。在攻角α=22°時，A5B2機翼的升力系數(shù)比標準機翼的升力系數(shù)高出48%。之后升力系數(shù)變化趨勢與A2.5B2機翼基本相似，保持恒定在0.73左右。

圖5b所示的是前緣突節(jié)個數(shù)為4時的機翼升力系數(shù)變化曲線，他們的升力系數(shù)與前緣突節(jié)個數(shù)為2的機翼有著非常相似的變化規(guī)律。最小前緣突起機翼(A2.5B4)的CL跟隨標準機翼到α=16°時達到最大，最大升力系數(shù)CLmax=1.25。在α=22°時升力系數(shù)CL=0.73，之后隨著攻角的增大而緩慢減低，但始終大于標準機翼。具有最大前緣突起(A10B4)機翼的升力系數(shù)隨著攻角變化增加到CLmax=1.07，之后逐漸降低至CL=0.65，在α=20°之后達到基本恒定。中間幅值機翼(A5B4)升力系數(shù)在整個攻角范圍內(nèi)介于A2.5B4機翼和A10B4機翼之間。

圖6a和圖6b所示的是標準機翼與前緣突節(jié)個數(shù)為2個和4個的情況下，不同的前緣幅值對機翼阻力特性的影響。在攻角α=0°～12°范圍內(nèi)，帶有前緣突節(jié)的仿生機翼阻力系數(shù)略大于標準機翼。在α≥12°時，標準機翼的阻力系數(shù)繼續(xù)緩慢增加，當達到失速角度α=20°之后，阻力系數(shù)急劇增大。帶有前緣突節(jié)的仿生機翼在α≥12°之后以更大的增長速率持續(xù)增加，仿生機翼始終具有比標準機翼更大的阻力系數(shù)。從圖6中可以看出，在攻角α≥22°之后，前緣幅值為2.5 mm的機翼阻力系數(shù)更接近標準機翼。隨著幅值的增加，對應(yīng)攻角下的阻力系數(shù)也相應(yīng)的增大，但增加幅度較小。

圖6 阻力系數(shù)變化曲線

2.2 前緣突節(jié)個數(shù)對計算結(jié)果的影響

為了研究前緣突節(jié)個數(shù)的影響，將前緣幅值相同，突節(jié)個數(shù)不同的機翼作為一組進行比較。圖7～9所示的是前緣幅值分別為2.5 mm、5 mm和10 mm時，不同前緣突節(jié)個數(shù)對機翼升阻力系數(shù)變化規(guī)律的影響。如圖7a所示，當前緣幅值都為2.5 mm時，在α=0°～16°范圍內(nèi)，突節(jié)個數(shù)的增加對升力系數(shù)的影響并不是太明顯，在α≥16°時，A2.5B4機翼的升力系數(shù)下降速率略大于A2.5B2機翼，并在α=22°之后基本保持恒定。除了在攻角α=20°～22°范圍內(nèi)，其余對應(yīng)攻角下的升力系數(shù)相差不超過2%。如圖8a所示，當前緣突節(jié)幅值為5 mm時，不同突節(jié)個數(shù)機翼升力系數(shù)變化的規(guī)律與幅值為2.5 mm時變化趨勢相似，在攻角α=0°～16°范圍內(nèi)，升力系數(shù)幾乎一樣，當攻角α≥16°時，A5B2機翼和A5B4機翼的升力系數(shù)相差均在15%以內(nèi)，且有著相似的變化趨勢。如圖9a所示，當前緣突節(jié)幅值為10 mm時，不同突節(jié)個數(shù)的機翼在攻角α≤22°范圍內(nèi)的升力系數(shù)相差不超過5%，在攻角α>22°之后，升力系數(shù)均保持相對穩(wěn)定。在圖7～9所示的各個阻力系數(shù)的變化曲線圖中，前緣突節(jié)個數(shù)的變化對仿生機翼阻力系數(shù)影響較小，阻力系數(shù)接近重合，盡管如此，在大多數(shù)攻角下，具有較少突節(jié)個數(shù)的機翼產(chǎn)生比較多突節(jié)個數(shù)機翼稍微小的阻力?？傮w而言，在相同前緣幅值條件下的仿駝背鯨機翼中，前緣突節(jié)個數(shù)越多，使得相對應(yīng)攻角下的升力系數(shù)有所減小，而阻力系數(shù)相應(yīng)增加，因此在實際的工程應(yīng)用中前緣突節(jié)個數(shù)不應(yīng)該過多。

圖7 突節(jié)個數(shù)不同，前緣幅值為2.5 mm時的升阻力系數(shù)變化曲線

圖8 突節(jié)個數(shù)不同，前緣幅值為5 mm時的升阻力系數(shù)變化曲線

圖9 突節(jié)個數(shù)不同，前緣幅值為10 mm時的升阻力系數(shù)變化曲線

2.3 機翼表面流線分布規(guī)律

為了解釋仿駝背鯨鰭機翼延遲失速的原因，現(xiàn)在分別對Baseline標準機翼、A5B4仿生機翼、A2.5B4仿生機翼和A2.5B2仿生機翼在特定攻角下的機翼表面流線分布情況進行對比。選定攻角α=14°和α=24°作為未失速區(qū)域和失速區(qū)域的代表，如圖10和圖11所示。

圖10 攻角α=14°時機翼表面流線圖

由圖10a和圖11a可以看出，標準機翼表面基本沒有任何展向方向的流動，流線在機翼表面先是附著在壁面附近流動，隨后發(fā)生分離，分離區(qū)域為回流渦。機翼表面存在明顯的分離線，分離線隨著攻角的增大而不斷地提前。在α=24°時，分離線已經(jīng)處在機翼前緣的附近，使得機翼表面絕大多數(shù)處于分離流動區(qū)域。

圖11 攻角α=24°時機翼表面流線圖

由于前緣突節(jié)的作用，流線在仿駝背鯨鰭機翼表面上存在明顯的展向流動。在攻角α=14°時，機翼尾緣附近形成螺旋點，仿駝背鯨機翼的凸截面附近存在一股穩(wěn)定的附著流線，而分離區(qū)流動相對紊亂。整體看來，在攻角為14°時，仿駝背鯨鰭機翼的分離區(qū)域總體大于標準機翼，在相同前緣幅值不同突節(jié)個數(shù)的A2.5B2和A2.5B4仿生機翼對比中，A2.5B4機翼表面的流線分離區(qū)略大于A2.5B2機翼。同樣，在相同前緣突節(jié)個數(shù)不同前緣幅值的A2.5B4和A5B4仿生機翼對比中，A5B4機翼表面流線的分離區(qū)域大于A2.5B4機翼表面流線的分離區(qū)域。當攻角增大到24°時，標準機翼已經(jīng)完全失速，而此時仿駝背鯨鰭機翼由于前緣突節(jié)的存在，導(dǎo)致機翼表面的流線分布發(fā)生展向的改變，形成小漩渦附著在機翼表面，存在一部分較大區(qū)域的附著流動，并且附著在各個仿生機翼表面的流線都處于凸截面的附近。因此整體而言，分離區(qū)域小于標準機翼，此時防駝背鯨鰭機翼的升力系數(shù)大于標準機翼。

3 結(jié)論

選用NACA0018翼型的機翼進行數(shù)值模擬,針對不同突節(jié)個數(shù)和不同前緣幅值的情況進行參照對比，得出結(jié)論如下。

(1)與標準機翼相比，仿生機翼在攻角較小的情況下并未表現(xiàn)出良好的氣動性能，升力系數(shù)反而不如標準機翼，但差距不大。當攻角超過某一角度時，標準機翼出現(xiàn)突然失速狀況，升力系數(shù)迅速降低。而此時仿駝背鯨鰭機翼的升力系數(shù)也出現(xiàn)不同程度的降低，但下降程度遠低于標準機翼，且升力系數(shù)始終大于標準機翼的升力系數(shù)。由此看見，大攻角情況下(該處為α≥22°)，仿駝背鯨鰭機翼的氣動特性要優(yōu)于標準機翼。

(2)在仿駝背鯨鰭機翼前緣突節(jié)個數(shù)給定的情況下，前緣突節(jié)的幅值對機翼升阻力系數(shù)有較大的影響，幅值越大，機翼的升力系數(shù)越小。當具有相同的前緣突節(jié)幅值時，前緣突節(jié)個數(shù)越多，升力系數(shù)越小。因此較小前緣幅值和較少突節(jié)個數(shù)的仿生機翼可獲得較好的升力特性。

(3)由于仿生機翼的前緣突節(jié)的影響，改變了流體在機翼表面的流動方式，使得在大攻角下，仿生機翼表面依然有很大的附著流動，波峰的存在使得其所在區(qū)域的流動分離相較于光滑前緣機翼發(fā)生了推遲，是致使仿生機翼在大攻角下依然具有較大升力系數(shù)的主要原因。

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Analysisonflowcharacteristicofairfoillimitatingthehumpbackwhalefin

QI Wu-chao，LI Dong-wei，TIAN Su-mei

(Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136，China)

Based on the NACA0018 standard airfoil,flow characteristics of both standard wings with smooth leading edge and bionic wings with different leading edge protuberances were analyzed to study the influences of leading edge protuberances.The results show that the lift coefficient of the standard wing descended dramatically and the stall characteristic got obvious when the attack angle started to be higher than 20 degree.However,the lift coefficient of the bionic wing decreased by different extents corresponding to some specific attack angles,and the decreasing trend was slower.At high attack angles,the lift coefficient of bionic wings was generally higher than that of standard wings,which can improve effectively the stall characteristic of the wing.The effects of the amplitude of protuberances on the aero dynamic characteristics were stronger than that of the number of protuberances under unit length.According to the distribution of surface streamline under a specific attack angle,the appearance of peaks prolonged the flow separation during the corresponding region compared to the wings with smooth leading edge,resulting in the high lift coefficient of the bionic wings even at high attack angles.

humpback whale fins;leading edge protuberance;bionic wings;flow characteristics analysis;stall characteristics

2017-07-20

國家自然科學(xué)基金(項目編號：11502149)；青年成長基金(項目編號：201427Y);遼寧省教育廳系列項目(項目編號：L2015406)

祁武超(1982-)，男，河南漯河人，副教授，博士，主要研究方向：力學(xué)反問題，結(jié)構(gòu)可靠性，E-mail：qiwuchao@sau.edu.cn。

2095-1248(2017)05-0026-09

TV19

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2017.05.004

(責任編輯：吳萍 英文審校：趙歡)