朱曉軍, 李 鋒, 歐東斌, 周 凱, 陸志良

(1. 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074; 2. 南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

飛機(jī)設(shè)計(jì)初級(jí)階段必須考慮飛機(jī)的起降性能,而增升系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是影響起降性能的最主要因素，它不但決定著飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、操縱系統(tǒng)設(shè)計(jì)、載荷的大小和飛機(jī)重量，并且對(duì)增升系統(tǒng)的氣動(dòng)效率有著直接的影響[1]。對(duì)于大型運(yùn)輸機(jī)，無(wú)論是高亞聲速飛機(jī)，還是聲速或者是超聲速飛機(jī)，增升系統(tǒng)性能都是影響設(shè)計(jì)成敗的一個(gè)重要因素[2]。因此可以采用一些流動(dòng)控制技術(shù)來(lái)改善飛機(jī)增升系統(tǒng)的氣動(dòng)性能，從而可以縮短起飛-著陸距離，提高起降性能[3]。

流動(dòng)控制技術(shù)通常可分為被動(dòng)流動(dòng)控制和主動(dòng)流動(dòng)控制兩種方式。主動(dòng)流動(dòng)控制[4-7]在增升方面的應(yīng)用吸引了大量學(xué)者的關(guān)注，通過(guò)對(duì)機(jī)翼下表面進(jìn)行噴氣控制就是一個(gè)很好的應(yīng)用，可以改變機(jī)翼上下表面的壓力分布，從而達(dá)到增加升力的目的。目前對(duì)噴氣控制效果研究主要實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬兩種手段[8-9]。為了能夠準(zhǔn)確模擬噴氣的增升效果，首先要能夠準(zhǔn)確、細(xì)致地模擬帶有噴氣控制的流場(chǎng)[10-11]。由于帶有噴氣控制的流場(chǎng)非常復(fù)雜且?guī)в袕?qiáng)烈的干擾，數(shù)值模擬面臨很多困難，因此目前大部分研究是以風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)為主。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的快速發(fā)展，使得數(shù)值模擬翼型大迎角繞流成為了可能[12-13]。在此基礎(chǔ)上可以對(duì)翼型噴氣流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究噴氣增升的機(jī)理。

國(guó)外Krathapalli等[14]最先是在一個(gè)基于NACA0018翼型的有限翼展模型的下表面0.5倍弦長(zhǎng)處開(kāi)一口，通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的方法測(cè)出，機(jī)翼升力系數(shù)和弦向截面表面壓力分布隨噴氣速度的變化。國(guó)內(nèi)北京空氣動(dòng)力研究所李鋒等[15]在NACA0018翼型的基礎(chǔ)上通過(guò)求解 N-S方程，格式為Beam-worming格式的改進(jìn)型，研究了噴氣口位置、壓強(qiáng)和噴氣速度對(duì)翼型升力系數(shù)的影響。但鮮有人對(duì)三維機(jī)翼和飛機(jī)的噴氣控制進(jìn)行數(shù)值模擬研究。

本文基于NACA0012翼型和機(jī)翼對(duì)飛機(jī)下表面噴流增升效應(yīng)做了全方面的研究。目前，對(duì)于噴氣控制廣泛應(yīng)用的限制主要集中在兩個(gè)方面。第一是要能獲得穩(wěn)定的氣源，第二是在機(jī)翼全展向開(kāi)口會(huì)對(duì)機(jī)翼結(jié)構(gòu)安全性產(chǎn)生重大影響[16]。通過(guò)從發(fā)動(dòng)機(jī)引氣的方法可以解決氣源問(wèn)題，然而第二個(gè)問(wèn)題至今都沒(méi)有得到很好地解決。本文提出只在機(jī)翼展向的某一段開(kāi)口進(jìn)行局部噴氣控制來(lái)避免由于全展向開(kāi)口帶來(lái)的結(jié)構(gòu)安全問(wèn)題，并對(duì)噴氣控制進(jìn)行了數(shù)值研究，找出最合理的局部噴氣展向分布，研究了不同噴氣速度對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。

1 噴氣控制數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程和湍流模型

本文采用不可壓縮的雷諾時(shí)均N-S方程組[17]，可表示為：

(1)

動(dòng)量方程：

(2)

采用有限體積法進(jìn)行空間離散，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式，壓力速度耦合采用基于壓力的Simple算法處理，離散代數(shù)方程組采用Gauss-Seidel代數(shù)法求解[18]。湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。SA模型是一個(gè)相對(duì)簡(jiǎn)單的一方程模型，求解了一個(gè)有關(guān)渦黏性的運(yùn)輸方程。該模型比較適合具有壁面限制的流動(dòng)問(wèn)題，對(duì)于有逆壓梯度的邊界層問(wèn)題能夠給出一個(gè)很好地計(jì)算結(jié)果,常常用于空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題中，例如飛行器、翼型等繞流流場(chǎng)分析[19]。

1.2 邊界條件

1.3 物理模型及網(wǎng)格劃分

二維模型采用NACA0012翼型，翼型弦長(zhǎng)為1 m。計(jì)算網(wǎng)格采用C-H型網(wǎng)格，如圖1所示。計(jì)算域四周邊界條件距翼型表面距離均為20倍弦長(zhǎng)，噴氣口附近加密后的網(wǎng)格總數(shù)是43 586。最內(nèi)層網(wǎng)格高度為10-5m，y+≈1。

三維模型采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型，如圖2所示。翼根弦向截面(z=0)是對(duì)稱(chēng)面，半翼展的參考面積是3 m，計(jì)算域半展長(zhǎng)是12 m，所以翼稍(z=3 m)處于流場(chǎng)之中，這樣就考慮了翼尖渦的影響。

圖1 二維模型局部網(wǎng)格Fig.1 Local 2D mesh

2 二維模型數(shù)值模擬結(jié)果和分析

2.1 算法驗(yàn)證及增升機(jī)理研究

NACA0012是最簡(jiǎn)單的對(duì)稱(chēng)低速模型，幾十年來(lái)人們對(duì)它進(jìn)行了大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[20-21]和數(shù)值模擬。本算例采用Gregory和O’Reilly的實(shí)驗(yàn)設(shè)置和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，此實(shí)驗(yàn)是1970年在美國(guó) NPL(National Physical Laboratory)實(shí)驗(yàn)室4.0 m×2.7 m的低速風(fēng)洞中進(jìn)行的。實(shí)驗(yàn)來(lái)流速度為55 m/s，模型弦長(zhǎng)為0.76 m，雷諾數(shù)為Re=2.88×106，實(shí)驗(yàn)設(shè)備和細(xì)節(jié)可參考文獻(xiàn)[20]。Gregory公布的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)僅有三個(gè)不同迎角下吸力面的壓力系數(shù)，升力和阻力系數(shù)采用文獻(xiàn)[21]提供的數(shù)據(jù)。

圖2 三維模型網(wǎng)格Fig.2 3D mesh model

表1 不同迎角下的升力系數(shù)Table 1 Lift coefficient at different angles of attack

表2 不同迎角下的阻力系數(shù)Table 2 Drag coefficient at different angles of attack

翼型上下表面壓力分布也是驗(yàn)證數(shù)值模擬準(zhǔn)確性的一個(gè)重要參數(shù)。圖3所示為上述條件下NACA0012翼型數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)得到的上下表面壓力分布。由圖可以看出數(shù)值模擬得到的結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果相差不大，在可接受的范圍之內(nèi)。

接下來(lái)對(duì)噴氣增升機(jī)理展開(kāi)討論。從流場(chǎng)分布上來(lái)看，圖4是噴口和翼型附近流線圖，從圖中可以看出在噴氣口上游產(chǎn)生一個(gè)分離泡，噴氣口后游產(chǎn)生一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的旋渦。噴氣口的存在導(dǎo)致翼型后緣駐點(diǎn)移動(dòng)到翼型的壓力面上。Kutta條件的改變必然引起翼型后緣上下表面出現(xiàn)壓差。對(duì)渦的存在使得上表面流速增加，壓力變小，相對(duì)應(yīng)的下表面流速減小，壓力變大。

圖3 升力系數(shù)比較 Fig.3 The comparasion of lift coefficients

圖4 噴口附近流線圖Fig.4 Streamline near the jet

圖5是有無(wú)噴氣控制時(shí)的翼型周?chē)鷫毫υ茍D。從圖中可以看出，沒(méi)有噴氣控制時(shí)翼型上下表面壓力基本一樣，采用噴氣控制后翼型下表面的壓力要大于翼型上表面的壓力，對(duì)圖3中有噴氣控制翼型的壓強(qiáng)系數(shù)積分后有正升力(CL=0.675 32)。

從外形上來(lái)看在翼型下表面進(jìn)行噴氣控制效果和在下表面加裝Gurney襟翼類(lèi)似，相當(dāng)于增加了翼型的有效彎度，從而增加了繞翼型的典型環(huán)量，進(jìn)而提高了翼型的升力系數(shù)。

(a) 無(wú)噴氣控制

(b) 有噴氣控制

2.2 不同噴氣位置的影響

基于上述研究，為了研究不同噴口弦向位置對(duì)增升效果的影響，只改變吹氣口的弦向位置，其余計(jì)算條件和2.1節(jié)一樣。得到的結(jié)果如圖6所示，圖7為不同噴氣口位置時(shí)的Cp曲線圖。

圖6 升力系數(shù)隨噴口位置變化Fig.6 CL Change with the position of the jet

圖7 壓強(qiáng)系數(shù)隨噴口位置變化Fig.7 Cp vs the position of the jet

從圖中可以看出在噴氣控制作用下，下翼面噴氣口前產(chǎn)生較大正壓，噴氣口后形成負(fù)壓。并且隨著噴氣口后移，可以增大下翼面的正壓區(qū)，較少負(fù)壓區(qū)，這樣有利于升力系數(shù)的增加。

2.3 不同噴氣速度的影響

為了研究不同噴氣速度對(duì)增升效果的影響，只改變噴氣速度，其他計(jì)算條件均不變。圖8和圖9是升力系數(shù)和壓力系數(shù)隨噴氣速度變化曲線。

圖8 升力系數(shù)隨噴氣速度變化Fig.8 CL vs the velocity of the jet

圖9 壓力系數(shù)隨噴氣速度變化Fig.9 Cp vs the velocity of the jet

3 有限翼展模型數(shù)值模擬結(jié)果與分析

基于上述研究，本節(jié)將噴氣口的弦向位置固定于0.7c～0.74c之間，研究不同展向位置和噴氣速度的噴氣控制對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。當(dāng)不采用噴氣控制時(shí)，經(jīng)數(shù)值模擬得到：CL=-0.000 016，CD=0.009 59。采用三維模型進(jìn)行計(jì)算時(shí)得到的阻力系數(shù)稍微大于二維模型的計(jì)算結(jié)果，隨著迎角增加，三維模型的升力系數(shù)會(huì)逐漸小于二維模型的計(jì)算結(jié)果。這是由于對(duì)于三維模型在下表面進(jìn)行噴氣控制時(shí)可以增加升力，但是湍流摩擦阻力和壓差阻力也是增加的，而且三維模型會(huì)受到翼尖渦的影響，誘導(dǎo)阻力使得升力減小，升力越大誘導(dǎo)阻力也就越大。

將翼根到翼稍平均分為3段，每段的區(qū)域分別編號(hào)為1到3，每段展向長(zhǎng)度均為1 m。本節(jié)按噴氣口位置和噴氣速度分為以下6種情況進(jìn)行討論：

圖10為第①種情況下的物理模型圖。圖11和圖12為沒(méi)采用噴氣控制和第④種情況下機(jī)翼下表面的壓力云圖。圖13和圖14為這6種情況下數(shù)值計(jì)算得到的的升力系數(shù)和阻力系數(shù)與不采用噴氣控制時(shí)的差值。

圖10 第①種情況下的物理模型圖Fig.10 Physical model of case1

圖11 第④種情況下機(jī)翼壓力云圖Fig.11 Pressure distribution of case 4

圖12 沒(méi)有采用噴氣控制的機(jī)翼壓力云圖Fig.12 Pressure distribution of wing without jet

圖13 升力系數(shù)差值Fig.13 Lift coefficient difference

圖14 阻力系數(shù)差值Fig.14 Drag coefficient difference

下面構(gòu)造量綱歸一化的能量利用系數(shù)[22]，具體形式如下:

(3)

表3 這6種狀態(tài)下的能量利用率Table 3 The energy utilization rate of the six cases

4 DLRF6翼身組合體噴氣增升效果

圖15 DLRF6整機(jī)壓力分布Fig.15 Pressure distribution of DLRF6 whole plane

圖16 機(jī)翼表面壓力分布Fig.16 Pressure distribution of wing

(a) 升力系數(shù)隨迎角的變化

(b) 阻力系數(shù)隨迎角的變化

5 結(jié) 論

本文以NACA0012翼型為基礎(chǔ)，以增加升力為目的，對(duì)翼型和有限翼展模型下表面進(jìn)行噴氣控制研究,得到以下主要結(jié)論：

1) 采用適當(dāng)?shù)脑O(shè)置，能夠較好地模擬出翼型的氣動(dòng)特性，該方法對(duì)于工程應(yīng)用的要求是滿足的；

2) 在NACA0012翼型下表面噴氣控制可以改變翼型上下表面壓力分布，使得翼型升力系數(shù)增加，控制效果和噴氣速度、噴氣口寬度以及位置都有一定的關(guān)系,在失速迎角之前隨著迎角增大增升效果大致相同，最大升力系數(shù)明顯增大許多；

4) 隨著噴氣速度的增加，能量利用率在減小。當(dāng)機(jī)翼沿展向平均分為三段時(shí)，噴氣口應(yīng)選在距離翼根1/3處(z=0-1 m)，此時(shí)可以獲得最好的控制效果。