姜裕標， 王萬波， 常智強， 黃勇,3

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000 3.空氣動力學(xué)國家重點實驗室， 綿陽 621000

定常吹氣對無縫襟翼翼型地面效應(yīng)影響的數(shù)值模擬

姜裕標1， 王萬波2,3,*， 常智強2， 黃勇2,3

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院， 西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心， 綿陽 621000 3.空氣動力學(xué)國家重點實驗室， 綿陽 621000

隨著對生產(chǎn)成本、性能和可靠性、環(huán)境要求的不斷提高，未來運輸類飛機的發(fā)展趨勢是具有更大的載重、更短的起降距離、更低的污染排放和噪聲，因此迫切需要采用更高效和簡單的增升和控制技術(shù)，而采用狹縫吹氣的主動流動控制增強升力的方式已經(jīng)被證明是最值得研究推廣的應(yīng)用技術(shù)之一。而在分析飛機起降性能時，必須要考慮到地面效應(yīng)的影響，因此有必要對采用吹氣進行增升的翼型地面效應(yīng)進行研究。通過數(shù)值模擬方法研究了定常吹氣對某無縫襟翼翼型地面效應(yīng)的影響，研究表明，近地面在襟翼前緣施加吹氣控制后，與遠地面施加定常吹氣控制相比，翼型升力線斜率和升力明顯降低；小迎角下，動量系數(shù)為0.005時，升力隨著距地高度的減小先減小后增加，動量系數(shù)增加到0.01 后，升力隨著距地高度的減小而減小；無縫襟翼翼型在不同動量系數(shù)和不同距地高度時出現(xiàn)的不同程度升力減小的現(xiàn)象，能直接影響飛機的起降性能，是采用吹氣控制進行增升設(shè)計時必須考慮的因素。

定常吹氣； 地面效應(yīng)； 數(shù)值模擬； 流動控制； 增升

起降性能是運輸類飛機設(shè)計必須考慮的關(guān)鍵指標，增升系統(tǒng)設(shè)計是影響起降性能的主要因素，它不僅決定著載荷大小、操縱系統(tǒng)設(shè)計、飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計和飛機重量，而且直接影響增升系統(tǒng)的氣動效率。對于常見的雙發(fā)噴氣飛機，最大升力系數(shù)增加1%，可以增加22名乘客或者載重量增加1 996 kg；起飛中，升阻比提高1%，可以增加14名乘客或者載重量增加1 270 kg；升力系數(shù)在線性變化范圍內(nèi)增加0.1，可以減小1° 進場迎角，從而減小起落架的重量，使整機的空重減小635 kg[1]。

飛機設(shè)計者一直關(guān)注增升系統(tǒng)的優(yōu)化和改進，并出現(xiàn)了克魯格襟翼和多段縫翼等，氣動性能獲得了明顯的改善，而機構(gòu)卻趨向于更加復(fù)雜、超重和昂貴[2]。隨著當前及今后對飛機生產(chǎn)成本、性能和可靠性，尤其是環(huán)境要求的不斷提高，在飛機設(shè)計階段就開始研發(fā)先進的高升力系統(tǒng)的需求愈發(fā)凸顯和迫切[3]。1999年Mclean等指出現(xiàn)代流動控制最適合應(yīng)用于高升力系統(tǒng)[4]，從那時起，在世界范圍內(nèi)廣泛開展了主動流動控制的相關(guān)研究，其中采用狹縫吹氣的主動流動控制增強升力的方式受到越來越多的關(guān)注[5-8]。

當飛機接近地面飛行時，迫使被飛機擾動的氣流方向朝著平行于地面的方向改變，作用在飛機上的氣動力也發(fā)生改變，這種現(xiàn)象被稱作地面效應(yīng)。地面效應(yīng)影響與翼型的形狀有關(guān)，對于對稱翼型，數(shù)值模擬結(jié)果[9]表明隨著距地高度的降低，升力增加，阻力降低；對于有彎度的翼型，如NACA4412翼型，試驗結(jié)果[10]表明雷諾數(shù)為3×105時在小迎角下升力隨著距地高度的降低而降低，數(shù)值模擬結(jié)果[11]表明雷諾數(shù)為6×106時根據(jù)迎角的不同，升力隨距地高度的變化可以分為3種情況：中小迎角下，隨著距地高度減小，壓力面由于阻塞效應(yīng)壓力增加；大迎角下，隨著距地高度減小，沿翼型弦向逆壓梯度增加；負迎角下，翼型與地面形成收縮-擴張通道，導(dǎo)致翼型下表面產(chǎn)生較大的吸力。對于兩段翼型，如帶襟翼的NACA4412翼型，數(shù)值模擬結(jié)果[12]表明迎角對地面效應(yīng)的影響與單段翼型類似；對于三段翼型，如30P30N翼型，數(shù)值模擬[13]結(jié)果表明，隨著飛行高度的降低，翼型的升力、阻力和低頭力矩均減小。對于三維NACA0012機翼[14]，數(shù)值模擬結(jié)果表明，由于地面的阻擋，三維機翼翼尖渦的發(fā)展受到抑制，機翼的有效展長得到增加，同時由于氣流下洗減弱，三維地效翼比自由空間機翼提前失速；對于三維RA16SCI三段翼型[15]，數(shù)值模擬結(jié)果表明，隨著飛行高度的降低，多段機翼的升力、阻力和低頭力矩均減小，迎角、展弦比越大，地面效應(yīng)越明顯，升力損失越大。

采用被動控制的翼型，如加裝Gurney襟翼的NACA0012翼型[16]，與自由空間機翼相比，在相同迎角下地效機翼升力增加明顯；對于加裝Gurney襟翼的倒置Tyrrell-26翼型[17]，氣流附著時，近地面下沉力增量是自由空間下沉力增量的2倍。

采用主動控制增加升力的翼型地面效應(yīng)與常規(guī)翼型又有所不同，Patterson等用試驗[18]和數(shù)值模擬[19]研究了NACA0018環(huán)量控制翼型地面效應(yīng)的影響，試驗研究表明，在小的動量系數(shù)下，環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互消弱；數(shù)值模擬結(jié)果表明，動量系數(shù)為0.151 9時，環(huán)量控制和地面效應(yīng)相互增強。而采用在襟翼上施加吹氣控制的高升力翼型地面效應(yīng)則很少有研究結(jié)果。本文通過數(shù)值模擬方法研究了定常吹氣對某無縫襟翼翼型地面效應(yīng)的影響，探尋吹氣效應(yīng)和地面效應(yīng)耦合后翼型氣動性能的變化規(guī)律。

1 計算方法與模型

1.1 控制方程

通過求解雷諾平均Navier-Stokes方程，對流場進行非定常數(shù)值模擬。積分形式控制方程為

(1)

守恒變量Q、速度矢量V、無黏通量F和黏性通量G的表達式分別為

(2)

式中：t為時間；Ω為控制體體積；n為控制體面S的單位法向矢量；ρ和p分別為流體密度和壓強；u，v，w為速度分量；e為單位質(zhì)量的總內(nèi)能；τ(·)和q(·)分別為應(yīng)力項和熱傳導(dǎo)項；i,j，k為x,y,z方向的單位矢量。

采用有限體積法對控制方程進行離散，空間離散格式為二階精度的迎風格式，時間推進方式采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)隱式時間推進算法，采用全湍假設(shè)，兩方程k-ωShear-Stress-Transport (SST)湍流模型。

1.2 計算模型及邊界條件

翼型為某型飛機翼根剖面翼型，弦長c為1 m，最大厚度為18%，襟翼弦長為0.257c，襟翼偏角為50°，吹氣縫位于主翼和襟翼連接處，吹氣縫高hj為0.001c，根據(jù)文獻[20]吹氣角度選為30°。襟翼后緣最低點到地面的距離h為距地高度，如圖1所示，圖中α為翼型迎角，V∞為自由來流速度，Vj為吹氣速度。計算區(qū)域入口，出口和上邊界距離翼型40倍弦長，網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 地面效應(yīng)示意圖Fig.1 Sketch of ground effect

圖2 翼型計算網(wǎng)格Fig.2 Computation mesh of airfoil

(3)

式中：mj為吹氣質(zhì)量流量；ρ∞為自由來流密度；ρj為吹氣氣流密度。

來流風速為40 m/s，基于弦長的雷諾數(shù)為2.7×106，無量綱時間步長Δt*=Δt(V∞/c=0.02。文中流場和氣動力都是基于時間平均的結(jié)果。

1.3 計算方法驗證

為了分析網(wǎng)格數(shù)量的影響，以保證計算結(jié)果的網(wǎng)格無關(guān)性，對迎角0°、h/c=0.01狀態(tài)劃分了3種網(wǎng)格(如表1所示)，并進行了計算。表中，y+為第1層網(wǎng)格高度；CL為升力系數(shù)；CD為阻力系數(shù)。計算結(jié)果表明，中等網(wǎng)格可以較好地預(yù)測升阻力，因此本文所用的計算網(wǎng)格都為中等網(wǎng)格。

算例驗證模型為NACA4412翼型，弦長為1 m，雷諾數(shù)為6×106，模型迎角為4°，距地高度h/c=0.1,0.2,0.4,0.6,0.8,1.0,2.0。圖3給出了不同高度的升力系數(shù)與文獻[11]對比曲線，由圖可知，計算結(jié)果和文獻吻合較好，說明本文所用計算方法是可行的。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證Table 1 Assessment of grid independence

圖3 計算結(jié)果與文獻[11]結(jié)果對比Fig.3 Comparison of calculation results and Ref.[11]

2 結(jié)果與分析

2.1 地面效應(yīng)對翼型氣動特性的影響

對于本文翼型，在地面效應(yīng)的影響下翼型最大升力系數(shù)和升力線斜率減小，如圖4所示。

小迎角下(α≤4°)，升力隨著距地高度的降低先降低后增加，在h/c=0.2時達到1個最低值；大迎角下(α≥6°)，升力隨著距地高度的降低而降低，如圖5所示。

圖6給出了迎角0° 和8° 時不同距地高度壓力系數(shù)Cp分布，由圖可知，遠地面時(h/c=∞)，翼型壓力面壓力系數(shù)有個先下降再回升的“凹形”變化，而這個變化當迎角變大(α=8°)時不再明顯；近地面時，由于阻塞作用，翼型壓力面壓力增大，同時隨著距地高度的降低，主翼壓力面壓力分布變化趨于平緩；迎角0° 時，不同距地高度壓力面壓力變化較大，隨著迎角增加，壓力面變化幅度減小。

圖4 地面效應(yīng)下不同迎角升力系數(shù)Fig.4 Lift coefficient with different angles of attack in ground effect

圖5 地面效應(yīng)下不同距地高度升力系數(shù)Fig.5 Lift coefficient with different ride heights in ground effect

圖6 不同距地高度翼型壓力系數(shù)分布Fig.6 Airfoil pressure coefficient distributions at various ride heights

圖7 不同距地高度駐點處流線速度矢量角度分布Fig.7 Distribution of velocity vector angle on stagnation streamline at various ride heights

翼型繞流有2條特殊的流線[11]，一條止于駐點，稱之為駐點處流線；一條始于尾緣，稱之為尾緣處流線；這2條流線將繞翼型氣流分為上下兩部分。圖7給出了迎角0° 和8° 時不同距地高度翼型駐點處流線上速度矢量角度β(速度矢量與x軸夾角)分布，由圖可知，隨著距地高度的減小，與遠地面相比，駐點處流線上速度矢量角減小，從而導(dǎo)致有效迎角減小，因此吸力面吸力減小。

壓力面壓力增大幅度和吸力面吸力減小幅度的相對大小決定了升力是增加還是減小。近地面時壓力面壓力增大幅度明顯小于吸力面吸力減小幅度，因此相對于遠地面，升力減小。

圖8給出了不同距地高度下升力系數(shù)的功率譜PSD。α=0°，h/c≤0.2時，渦脫落頻率f為40 Hz；0.4≤h/c≤1.0時，渦脫落頻率為44 Hz；h/c≥2.0 時，渦脫落頻率為48 Hz。α=8°，h/c=0.05時，由于離地面太近，阻止了脫落渦發(fā)展，因此沒有明顯的渦脫落；0.1≤h/c≤0.8時，渦脫落頻率為36 Hz；1.0≤h/c≤3.0時，渦脫落頻率為40 Hz；h/c=∞時，渦脫落頻率為 44 Hz。整體來看，隨著距地高度的降低，渦脫落頻率降低。

圖8 不同距地高度升力系數(shù)功率譜Fig.8 Power spectrum of lift coefficient at various ride heights

2.2 定常吹氣對翼型氣動特性的影響

圖9給出了遠地面時施加吹氣控制后不同迎角升力和升力增量(相同迎角下施加吹氣與未施加吹氣控制升力系數(shù)之差)，由圖可知，h/c=∞時，在襟翼前緣施加定常吹氣后，失速迎角有所提前，升力增量隨迎角增加先增加后減小。

圖10給出了遠地面時施加吹氣控制前后速度流線圖，未吹氣時，襟翼表面出現(xiàn)大面積的分離，迎角越大，分離越嚴重；cμ=0.005時，分離點明顯后移，但是由于吹氣射流動量不足以克服襟翼上較大的逆壓梯度，分離沒有明顯減小；cμ=0.01時，α=0°，分離明顯減小，隨著迎角增加，翼型前緣吸力峰值增加，邊界層動量損失厚度增加，射流與外流之間的附著效應(yīng)減弱，射流附著在襟翼表面(如圖10(f)所示)，而動量較小的尾跡無法克服逆壓梯度，因此分離依然存在。

圖9 施加吹氣控制后不同迎角升力和升力增量Fig.9 Lift and lift increments with different angles of attack with blowing control

圖10 施加吹氣控制前后翼型速度流線圖Fig.10 Streamlines of airfoil with and without blowing control

2.3 定常吹氣對翼型地面效應(yīng)的影響

圖11 地面效應(yīng)下吹氣控制效率Fig.11 Blowing control efficiency in ground effect

圖11給出了地面效應(yīng)下吹氣控制效率ΔCL/cμ(ΔCL為相同迎角和距地高度下施加吹氣與未施加吹氣控制升力系數(shù)之差)，由圖可知，控制效率與迎角、距地高度和動量系數(shù)都有關(guān)系。cμ=0.005 時，α=8°、h/c≥0.8區(qū)域附近，控制效率最高；cμ=0.01時，α≤6°、h/c≥0.6區(qū)域附近，控制效率最高。cμ增加，最佳控制效率所對應(yīng)的迎角有減小的趨勢。

圖12給出了不同迎角下施加控制前后距地高度對升力特性的影響，cμ=0.005時，升力隨距地高度的變化規(guī)律與未施加控制時一致。而當cμ=0.01時，與cμ=0.005時情況不同，升力隨著距地高度的減小而減小，未出現(xiàn)增加的情況。

圖13給出了迎角0° 和8° 時翼型尾緣處流線分布，h/c=0.05時，施加吹氣控制前后尾緣處流線偏轉(zhuǎn)變化不大；h/c=0.6時，施加吹氣控制后，尾緣處流線明顯向下偏轉(zhuǎn)，下洗增加。

圖12 不同迎角下距地高度對升力特性的影響Fig.12 Lift characteristic with different angles of attack at different ride heights

圖13 尾緣處流線分布Fig.13 Distribution of trailing edge streamlines

圖14給出了迎角8° 時施加控制前后壓力系數(shù)分布，施加吹氣控制后，翼型前緣吸力峰值增加，襟翼前緣出現(xiàn)另外一個吸力峰，峰值隨著吹氣動量系數(shù)的增加而增加。施加吹氣控制后，向尾跡區(qū)注入了能量，使得尾流向下偏轉(zhuǎn)；吹氣動量系數(shù)越大，氣流下洗角越大，翼型壓力面氣流阻塞作用越強，壓力增加越多，使得不同距地高度下壓力面壓力差減小，這也是施加不同吹氣控制后升力隨距地高度變化規(guī)律不同的原因之一。

圖14 迎角8°時施加吹氣控制前后壓力系數(shù)分布 Fig.14 Pressure coefficient distributions with and without blowing control at α=8°

圖15給出了施加控制前后不同距地高度的渦脫落頻率，由圖可知，施加吹氣控制后，向尾跡中注入能量，當能量較小，不足以消除分離時，吹氣注入的能量有助于脫落渦的產(chǎn)生和發(fā)展，加速渦的脫落，因此渦脫落頻率增加；迎角0°，近地面時，當吹氣動量系數(shù)增加到0.01后，消除了分離，因此沒有渦脫落。

圖15 施加吹氣控制前后不同距地高度渦脫落頻率Fig.15 Vortex shedding frequency at various ride heights with and without blowing control

3 結(jié) 論

本文通過數(shù)值模擬研究了定常吹氣對某無縫襟翼翼型地面效應(yīng)的影響，可以得到以下結(jié)論：

1) 近地面時，與遠地面相比，翼型最大升力和升力線斜率減??；小迎角下，升力隨著距地高度的降低先降低后增加；大迎角下，升力隨著距地高度的降低而降低。

2) 遠地面時，在襟翼前緣施加定常吹氣后，分離點后移，分離減小，失速迎角有所提前，升力增量隨著迎角的增加先增加后減小。

3) 近地面在襟翼前緣施加吹氣控制后，動量系數(shù)為0.005時，升力隨著距地高度的減小先減小后增加，動量系數(shù)增加到0.01后，升力隨著距地高度的減小而減?。浑S著動量系數(shù)增加，最佳控制效率所對應(yīng)的迎角有減小的趨勢。

基于以上定常吹氣對無縫襟翼翼型地面效應(yīng)影響的研究結(jié)果，無縫襟翼翼型在不同動量系數(shù)和不同距地高度時出現(xiàn)的不同程度升力減小的現(xiàn)象，能直接影響飛機的起降性能，是采用吹氣控制進行增升設(shè)計時必須考慮的因素。

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(責任編輯： 鮑亞平， 張晗)

Numerical simulation of effect of steady blowing slot-less flap airfoil in ground effect

JIANGYubiao1,WANGWanbo2,3,*,CHANGZhiqiang2,HUANGYong2,3

1.SchoolofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China3.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,China

With growing requirements for the manufacturing cost, performance and reliability, and environment, the transport aircraft with bigger payload, shorter taking off and landing distance, and lower fuel consumption and aerodynamic noise is the development object of the future transport aircraft. Therefore, simple and efficient lift enhancement method is urgently needed. The method using blowing to enhance the lift is proved to be one of the most promising technologies. In the analysis of the performance of taking off and landing, ground effect must be considered, and it is thus essential to investigate the ground effect of the airfoil using blowing to enhance lift. The aerodynamic characteristics of slot-less flap airfoil with steady blowing in ground effect are investigated by numerical simulation. The results show that the lift and lift slope of the airfoil decrease obviously with steady blowing at small ride height compared with that far from the ground. The results also indicate that at small angles of attack, the lift increases firstly and then decreases with the decrease of ride height when blowing momentum coefficient is 0.005, but the lift monotonously decreases with the decrease of ride height when blowing momentum coefficient is 0.01. The phenomenon that the lift of the slot-less flap airfoil varies with the moment coefficients and the ride heights can directly affect the performance of taking off and landing, so it must be taken into consideration when applying blowing to increase the lift.

steady blowing; ground effect; numerical simulation; flow control; lift enhancement

2016-09-05；Revised2016-10-11；Accepted2016-12-09；Publishedonline2017-01-041433

2016-09-05；退修日期2016-10-11；錄用日期2016-12-09； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

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.E-mailbowanw@163.com

姜裕標， 王萬波， 常智強， 等． 定常吹氣對無縫襟翼翼型地面效應(yīng)影響的數(shù)值模擬J． 航空學(xué)報,2017,38(6):120751.JIANGYB,WANGWB,CHANGZQ,etal.Numericalsimulationofeffectofsteadyblowingonslot-lessflapairfoilingroundeffectJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120751.

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