王萬(wàn)波，姜裕標(biāo)，黃勇，于昆龍，張?chǎng)?/p>

1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽(yáng) 621000 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 3.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

現(xiàn)代運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)機(jī)翼上往往布置有前/后緣襟翼、縫翼等活動(dòng)部件。通過(guò)控制這些活動(dòng)部件的偏轉(zhuǎn)可在一定范圍內(nèi)改變機(jī)翼表面的形狀，影響機(jī)翼上下表面的氣流方向，從而增加機(jī)翼升力，達(dá)到改善飛機(jī)起降性能的目的。縫翼、襟翼等活動(dòng)操縱面間的縫道使流場(chǎng)變得非常復(fù)雜，其中包括邊界轉(zhuǎn)捩、流動(dòng)分離、尾跡流動(dòng)的互相干擾等，這些復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象影響了翼面上的流動(dòng)品質(zhì)，帶來(lái)噪聲過(guò)大、油耗增加等一系列問(wèn)題。

1904年普朗特首次利用吸氣的方式控制分離，主動(dòng)流動(dòng)控制研究從此開(kāi)始興起。20世紀(jì)60年代，大量的理論、試驗(yàn)研究表明定常吹/吸氣可以顯著增加機(jī)翼升力、減小阻力，并將此技術(shù)應(yīng)用到一些驗(yàn)證機(jī)及真實(shí)飛機(jī)(如F-104、MIG21、US2)上。但是由于定常吹氣系統(tǒng)復(fù)雜、沉重且效率低[1]，因此此種技術(shù)很難應(yīng)用到民用飛機(jī)上。

1948年，Schubauer和Skramstad[2]采用周期性激勵(lì)猝發(fā)層流邊界層的不穩(wěn)定。20世紀(jì)八九十年代大量的分離控制研究表明，周期性激勵(lì)比定常吹氣激勵(lì)器更小更輕，所需動(dòng)量更少，控制效果更好，因此周期性激勵(lì)(合成射流、脈沖吹氣)廣泛應(yīng)用于圓柱、后臺(tái)階、各種翼型等的分離控制，并得到一些普適性結(jié)論，如減小后臺(tái)階分離泡長(zhǎng)度的最優(yōu)頻率為St≈0.2[3]，翼型失速分離控制的最優(yōu)頻率為0.3≤F+≤4[4]，然而也有部分研究建議F+=10或20是最有效的[5-6]。

對(duì)于高升力翼型，圍繞施加主動(dòng)流動(dòng)控制是否可以產(chǎn)生足夠的效益以及主動(dòng)流動(dòng)控制是否可以取代常規(guī)舵面從而降低重量、減少成本展開(kāi)了大量的研究，McLean等[7]指出高升力翼型采用主動(dòng)流動(dòng)控制有巨大的潛在效益，21世紀(jì)初在各大航空公司和各國(guó)政府資助下開(kāi)展了大量的研究，如歐洲的EUROLIFT計(jì)劃[8]、美國(guó)ADVINT項(xiàng)目[9]，波音[10]和空客[11]也開(kāi)展了研究。國(guó)內(nèi)清華大學(xué)[12]、北京航空航天大學(xué)[13-15]、西北工業(yè)大學(xué)[16]、上海交通大學(xué)[17]、中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心[18]、中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院[19]等單位在定常吹氣參數(shù)優(yōu)化、增升潛力評(píng)估、吹氣增升機(jī)理方面開(kāi)展了數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究，中航通飛設(shè)計(jì)院有限公司針對(duì)某大型水陸兩棲飛機(jī)，設(shè)計(jì)了附面層控制的吹氣襟翼方案，對(duì)內(nèi)吹式襟翼的基本形式、吹氣縫道位置及噴縫參數(shù)等進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了增升效果[20-21]，在工程應(yīng)用方面積累了經(jīng)驗(yàn)。

脈沖吹氣比定常吹氣所需能量更少，控制效果更好，在翼型增升上應(yīng)用前景很好。脈沖吹氣的主要控制參數(shù)有：無(wú)量綱減縮頻率F+、動(dòng)量系數(shù)cμ、占空比(DC)等。Raju等[22]指出翼型繞流中存在3種頻率：翼型尾緣渦脫落頻率(F+=O(1))，邊界層K-H不穩(wěn)定頻率(F+=O(10))，氣流再附時(shí)分離區(qū)周期性渦釋放頻率(F+=O(1))，研究證明脈沖吹氣的最優(yōu)頻率也多與這3種頻率相關(guān)。通過(guò)控制占空比，可以提高控制效果，對(duì)于NACA 643-618 層流翼型，失速迎角附近低占空比的增升效果好[23]；對(duì)于低壓透平渦輪葉片翼型，占空比越高，增升效果越好[24]；對(duì)于低雷諾數(shù)層流翼型，高、低占空比的增升效果相當(dāng)[25]；對(duì)于高升力半模模型，試驗(yàn)研究表明DC=0.4時(shí)，增升效果最好[26]。然而由于試驗(yàn)限制，不同占空比時(shí)動(dòng)量系數(shù)不能保證完全相同，因此占空比對(duì)無(wú)縫襟翼翼型性能影響需要進(jìn)一步研究。

本文通過(guò)數(shù)值模擬方法，研究了脈沖頻率、占空比、動(dòng)量系數(shù)等參數(shù)對(duì)無(wú)縫襟翼翼型升阻力的影響規(guī)律，指出了脈沖吹氣效率高于定常吹氣的動(dòng)量系數(shù)適用范圍，對(duì)采用周期性激勵(lì)增升減阻、舵面增效的飛行器設(shè)計(jì)具有一定的參考意義。

1 計(jì)算方法與模型

1.1 控制方程

對(duì)于大分離流動(dòng)，大渦模擬(LES)方法和雷諾平均Navier Stokes/大渦模擬(RANS/LES)混合方法可以獲得更精細(xì)的結(jié)果，然而必須付出更大的計(jì)算代價(jià)。H?ll等的研究表明[27]，針對(duì)高升力翼型后緣襟翼大分離流動(dòng)，利用RANS方法計(jì)算出的氣動(dòng)力和RANS/LES混合方法計(jì)算結(jié)果相差不大，升力系數(shù)的功率譜主頻也相同。同時(shí)，RANS方法在高升力翼型分離控制研究上也有大量的應(yīng)用[27-28]。

本文通過(guò)求解雷諾平均Navier-Stokes方程，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行非定常數(shù)值模擬。積分形式的控制方程為

(1)

式中：t為時(shí)間；Ω為控制體體積；n為控制體面S的單位法向矢量；守恒變量Q、速度矢量V、無(wú)黏通量F和黏性通量G的表達(dá)式分別為

Θx=uτxx+vτxy+wτxz-qx

Θy=uτxy+vτyy+wτyz-qy

Θz=uτzx+vτzy+wτzz-qz

ρ和p分別為流體密度和壓強(qiáng)；u、v、w為速度分量,i、j、k分別為3個(gè)方向的單位向量；e為單位質(zhì)量的總內(nèi)能；τ(·)和q(·)分別為應(yīng)力項(xiàng)和熱傳導(dǎo)項(xiàng)。

采用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散，空間離散格式為二階精度的迎風(fēng)格式，時(shí)間推進(jìn)方式采用LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss- Seidel)隱式時(shí)間推進(jìn)算法，采用全湍流假設(shè)，兩方程k-ωSST (Shear Stress Transport)湍流模型。

1.2 計(jì)算模型及邊界條件

翼型為某型飛機(jī)翼根剖面翼型，弦長(zhǎng)c為1 m，最大厚度為18%；襟翼弦長(zhǎng)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h(yuǎn)j為0.001c；根據(jù)文獻(xiàn)[26,29-30]，吹氣角選為30°。計(jì)算區(qū)域入口、出口和上下邊界距離翼型40倍弦長(zhǎng)，網(wǎng)格如圖1所示。

翼型表面滿足無(wú)滑移邊界條件，吹氣邊界為速度進(jìn)口邊界。迎角為0°，來(lái)流風(fēng)速為40 m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為2.7×106，無(wú)量綱時(shí)間步長(zhǎng)Δt*=Δt×V∞/c=0.02，V∞為自由來(lái)流速度。無(wú)特殊說(shuō)明，文中氣動(dòng)力是基于時(shí)間平均的結(jié)果。

圖1 翼型計(jì)算網(wǎng)格Fig.1 Computation mesh of airfoil

1.3 參數(shù)說(shuō)明

縮減頻率表示為

F+=fX/V∞

(2)

式中：f為脈沖頻率；不同文獻(xiàn)對(duì)X的定義略有不同，有的文獻(xiàn)定義X為襟翼弦長(zhǎng)[28]，有的文獻(xiàn)定義X為分離區(qū)長(zhǎng)度[31]，有的定義為吹氣位置到襟翼尾緣的距離[4]，本文定義X為襟翼弦長(zhǎng)，由于吹氣縫位于襟翼前緣而且氣流又在襟翼前緣處分離，F(xiàn)+的影響規(guī)律可用眾多文獻(xiàn)進(jìn)行對(duì)比。

(3)

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

脈沖吹氣動(dòng)量系數(shù)cμ為

(4)

采用文獻(xiàn)[32]中的脈沖吹氣速度模型：

ts99=F(sc,DC,T)

DC=Ton/T

式中：Vjet max為脈沖射流最大速度；τp為無(wú)量綱脈沖時(shí)間；ts99為脈沖射流達(dá)到最大時(shí)所需時(shí)間；T為一個(gè)脈沖周期；sc為脈沖上升沿和下降沿的光滑系數(shù)；tp為脈沖時(shí)間。

1.4 算例驗(yàn)證

算例驗(yàn)證模型為美國(guó)ADVINT項(xiàng)目研究模型，前緣下垂15°，簡(jiǎn)單襟翼下偏40°，來(lái)流風(fēng)速為30 m/s，基于弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為0.75×106，迎角為11°。合成射流吹氣動(dòng)量系數(shù)為0.015，激勵(lì)頻率為90 Hz。

圖2給出了壓力系數(shù)Cp的計(jì)算結(jié)果和文獻(xiàn)[29]的對(duì)比，本文計(jì)算結(jié)果和文獻(xiàn)有較好的一致性。

圖2 翼型表面平均壓力系數(shù)分布Fig.2 Distribution of mean surface pressure coefficient of airfoil

為了分析網(wǎng)格數(shù)量的影響，以保證計(jì)算結(jié)果的網(wǎng)格無(wú)關(guān)性，對(duì)翼型基本狀態(tài)劃分了3種網(wǎng)格(如表1所示)，并進(jìn)行了計(jì)算。結(jié)果表明，中等網(wǎng)格可以較好地預(yù)測(cè)升阻力，因此本文所用的計(jì)算網(wǎng)格都為中等網(wǎng)格。

表1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Table 1 Assessment of grid independence

2 結(jié)果與分析

圖3給出了基本狀態(tài)和脈沖吹氣控制(cμ=0.01，F(xiàn)+=0.31，DC=0.5)時(shí)，升力系數(shù)CL和脈沖吹氣速度V/Vmax隨時(shí)間τ的變化。在脈沖的上升沿和下降沿，升力有一個(gè)波動(dòng)，由于流體存在遲滯，翼型升力的變化滯后于脈沖吹氣的變化。

圖4和圖5給出了未施加控制以及施加脈沖吹氣控制(cμ=0.01，F(xiàn)+=0.31，DC=0.5)后的翼型在一個(gè)升力變化周期內(nèi)繞流結(jié)構(gòu)的變化,根據(jù)脈沖信號(hào)，選取4個(gè)典型時(shí)刻，對(duì)應(yīng)圖3中的A、B、C和D。未吹氣時(shí)，氣流在襟翼前緣分離，襟翼上表面包圍在分離形成的大回流區(qū)中，尾緣處有一對(duì)渦交替脫落。施加脈沖吹氣控制后，剛開(kāi)始吹氣時(shí)，襟翼上表面存在一個(gè)分離泡(圖5(a))，吹氣產(chǎn)生的渦與分離剪切層相互作用，邊界層外部的高能流輸送注入到邊界層中，增加了邊界層的能量，使得流體得以克服逆壓梯度繼續(xù)向下游運(yùn)動(dòng)，推動(dòng)了分離點(diǎn)后移(圖5(b))，分離渦向下游發(fā)展，進(jìn)而和后緣卷起的反向旋渦相互作用并脫落(圖5(c))；隨著渦脫落，襟翼上表面的氣流附著(圖5(d))，同時(shí)由于沒(méi)有新的能量注入，邊界層內(nèi)的能量不足以克服逆壓梯度，在襟翼表面產(chǎn)生分離泡。

圖3 施加控制前后升力系數(shù)隨時(shí)間的變化Fig.3 Time-dependent lift coefficient with and without control

圖6給出了不同F(xiàn)+(cμ=0.01、DC=0.5)時(shí)的主翼增升量(ΔCL-main)、襟翼增升量(ΔCL-flap)及總增升量(ΔCL-total)(增升量為吹氣控制與未施加吹氣控制升力系數(shù)之差)。由圖可知，ΔCL-total隨F+的增加先增加后減小，在F+=0.31時(shí)，達(dá)到最大；F+=0.16,0.31時(shí)，ΔCL-total明顯大于定常吹氣。F+=0.64,1.00,1.29時(shí)，ΔCL-total與定常吹氣相當(dāng)；F+=2.57,10時(shí)，ΔCL-total小于定常吹氣；升力增量主要來(lái)自于主翼，襟翼上的增升量隨著F+的增加變化不大。

圖7給出了不同F(xiàn)+(cμ=0.01、DC=0.5)的壓力系數(shù)，由圖可知，施加吹氣控制后，前緣吸力峰值增加，吸力面吸力增加，F(xiàn)+=0.31時(shí)，翼型前緣吸力峰值最大，吸力面吸力增加最多，因此增升量也最大。

圖9給出了不同F(xiàn)+(cμ=0.01、DC=0.5)時(shí)主翼阻力增量(ΔCD-main)、襟翼阻力增量(ΔCD-flap)、摩擦阻力增量(ΔCf-total)及總阻力增量(ΔCD-total)(阻力增量為吹氣控制與未施加吹氣控制阻力系數(shù)之差)。由圖可知，總阻力隨F+的增加先減小后增加。F+=0.16時(shí)，襟翼阻力增加最多，總阻力增加；F+=0.31時(shí)，襟翼阻力增加，與激勵(lì)頻率接近鈍體自然渦脫落頻率時(shí)阻力增加[34]的結(jié)論一致，但是主翼阻力減小最大，綜合起來(lái)，總阻力小于基本狀態(tài)阻力但大于定常吹氣時(shí)阻力。F+=0.64時(shí)，阻力減小最多，減阻效果最好的脈沖頻率(F+=0.64)約是增升效果最好的脈沖頻率(F+=0.31)的兩倍，與文獻(xiàn)[35]的試驗(yàn)結(jié)果一致；F+=1時(shí)，總阻力小于定常吹氣時(shí)阻力；F+=1.29時(shí)，總阻力與定常吹氣時(shí)阻力相當(dāng)；F+=2.57，10時(shí)，總阻力大于定常吹氣時(shí)阻力。

圖4 基本狀態(tài)一個(gè)周期瞬時(shí)流場(chǎng)Fig.4 Flow field of the base state at one vortex shedding cycle

圖5 施加脈沖吹氣一個(gè)控制周期的瞬時(shí)流場(chǎng)(cμ=0.01、F+=0.31、 DC=0.5)Fig.5 Flow field of the control state at one pulse cycle (cμ=0.01,F+=0.31,DC=0.5)

圖6 不同縮減頻率時(shí)的升力系數(shù)增量(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.6 Lift coefficient increments at various reduced frequencies (cμ=0.01,DC=0.5)

施加脈沖吹氣后，不同F(xiàn)+的總阻力都大于壓差阻力，此外，總摩擦阻力也增加。未發(fā)現(xiàn)文獻(xiàn)[4]中施加脈沖吹氣后，壓差阻力比總阻力大的現(xiàn)象。

圖7 不同縮減頻率時(shí)的壓力系數(shù)(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.7 Pressure coefficients at various reduced frequencies (cμ=0.01，DC=0.5

圖8 不同縮減頻率的時(shí)均流場(chǎng)云圖(cμ=0.01,DC=0.5)Fig.8 Time-averaged flowfield contours at various reduced frequencyies (cμ=0.01, DC=0.5)

圖9 不同縮減頻率時(shí)阻力系數(shù)變化(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.9 Variation of drag coefficients at different reduced frequencies (cμ=0.01， DC=0.5)

襟翼產(chǎn)生的壓差阻力是阻力的主要來(lái)源，未施加吹氣控制時(shí)，襟翼尾緣處存在一個(gè)大的低壓區(qū)(圖8(a))，F(xiàn)+=0.16時(shí)，雖然克服了逆壓梯度，基本消除了分離，但是低壓區(qū)存在并且明顯增大，同時(shí)由于渦脫落頻率鎖定為激勵(lì)頻率，幅值增加(圖10)，渦脫落的能量更大，因此壓差阻力增加，總阻力大于未施加控制時(shí)的阻力。F+=0.64時(shí)，在主頻(激勵(lì)頻率)之前出現(xiàn)3個(gè)峰值(圖10)，分別對(duì)應(yīng)圖8(d)中復(fù)雜渦系的形成和發(fā)展，幅值有明顯降低，因此阻力最小。

圖10 不同縮減頻率時(shí)升力系數(shù)功率譜密度(PSD) (cμ=0.01, DC=0.5)Fig.10 Power spectrum density (PSD) of lift coefficient at various reduced frequencies (cμ=0.01， DC=0.5)

圖11給出了F+=0.31時(shí)不同cμ、不同占空比下的升力增量和效率(ΔCL/cμ)。cμ=0.005時(shí)，DC=0.5增升效果最好；0.005

根據(jù)控制效率和控制機(jī)理,吹氣控制分為附面層分離控制和超環(huán)量控制[36]。氣流完全附著在襟翼表面時(shí)的吹氣動(dòng)量系數(shù)為臨界動(dòng)量系數(shù)，此時(shí)吹氣效率最高，動(dòng)量系數(shù)小于臨界動(dòng)量系數(shù)為附面層分離控制，動(dòng)量系數(shù)大于臨界吹氣動(dòng)量系數(shù)為超環(huán)量控制[37]。由圖12可知，F(xiàn)+=0.31、DC=0.7時(shí)，臨界動(dòng)量系數(shù)為0.01，定常吹氣時(shí)，臨界動(dòng)量系數(shù)為0.02。脈沖吹氣臨界動(dòng)量系數(shù)低于定常吹氣。

相同的動(dòng)量系數(shù)，根據(jù)定義，占空比越小，最大吹氣速度越大。當(dāng)動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，脈沖沖擊效應(yīng)是增升的主要原因，吹氣產(chǎn)生的渦使邊界層外部的高能流注入到邊界層中，從而改變流動(dòng)結(jié)構(gòu)和形態(tài)，但由于動(dòng)量注入有限，分離不能被完全抑制。隨著動(dòng)量系數(shù)的增加，沖擊效應(yīng)和動(dòng)量效應(yīng)共同作用，低能流和高能流的摻混及動(dòng)量注入與分離剪切層相互耦合，改變襟翼表面氣流分離形態(tài)，因此脈沖吹氣增升效果大于定常吹氣。當(dāng)定常吹氣動(dòng)量系數(shù)達(dá)到臨界動(dòng)量系數(shù)時(shí)，氣流附著在襟翼表面，此時(shí)主要靠動(dòng)量注入增加環(huán)量，定常吹氣的增升效果要優(yōu)于脈沖吹氣。

圖11 不同動(dòng)量系數(shù)、不同占空比時(shí)升力增量和控制效率(F+=0.31)Fig.11 Lift coefficient increment and control efficiency at various moment coefficients and duty cycles (F+=0.31)

圖12 不同cμ、DC下的時(shí)均流場(chǎng)云圖(F+=0.31)Fig.12 Time-averaged flowfield contours at various cμ and DC (F+=0.31)

3 結(jié) 論

1) 脈沖頻率接近于渦脫落頻率時(shí)增升效果最好，脈沖頻率為渦脫落頻率2倍時(shí)，阻力減小最多；當(dāng)脈沖頻率小于渦脫落頻率時(shí)，阻力增加。

2) 動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，占空比越小，沖擊效應(yīng)越強(qiáng)，增升效果越好；動(dòng)量系數(shù)小于臨界動(dòng)量系數(shù)時(shí)，脈沖吹氣增升效果優(yōu)于定常吹氣，當(dāng)動(dòng)量系數(shù)大于定常吹氣時(shí)，脈沖吹氣增升效果低于定常吹氣。

未來(lái)將重點(diǎn)研究吹氣偏斜角度、吹氣頻率、動(dòng)量系數(shù)、占空比等參數(shù)對(duì)三維后掠機(jī)翼的影響規(guī)律。本文的工作為風(fēng)洞試驗(yàn)提供了研究基礎(chǔ)，希望能夠?qū)Σ捎弥芷谛约?lì)增升減阻、舵面增效的飛行器設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考。