祁武超，錢德龍，田素梅，許衛(wèi)鍇，趙維濤

(沈陽航空航天大學 遼寧省飛行器復合材料結(jié)構(gòu)分析與仿真重點實驗室，沈陽 110136)

現(xiàn)代航空技術(shù)的快速發(fā)展對飛機機動性能提出了更高要求，超機動飛行能力已成為現(xiàn)代戰(zhàn)機的一個重要技術(shù)特征。飛機在大迎角下的超機動飛行很容易陷入失速甚至深失速狀態(tài)，造成飛機失控，直接威脅人機安全。具有超機動飛行能力的戰(zhàn)機典型特征是可快速增大攻角，迅速改變飛行軌跡，同時期望具有可控的操縱效能。但是，當機翼攻角增大到一定程度后，機翼上表面開始發(fā)生流動分離現(xiàn)象，使得翼型升力系數(shù)急劇下降，而阻力系數(shù)卻不斷增大，出現(xiàn)失速現(xiàn)象，若此時進一步增大攻角，則容易使飛機陷入失速甚至深失速狀態(tài)而無法改出。機翼進入失速甚至深失速狀態(tài)后，難以僅通過改變機翼攻角及舵面操縱改出的原因在于此時機翼上下表面壓力差值過大，機翼尤其是翼尖區(qū)域結(jié)構(gòu)彈性恢復力弱，無法通過結(jié)構(gòu)本身的恢復力改變失速狀態(tài)。另一方面，通過觀察一些鳥類的著陸動作發(fā)現(xiàn)，其可利用深失速狀態(tài)完成著陸動作，通過羽間縫隙降低翼面壓差，使得著陸這種超機動動作平緩化。所以，可尋求一種在機翼表面開孔的方法來溝通上、下翼面壓力差值以減緩失速過程的發(fā)生。

開孔機翼的原理是通過利用機翼吸力面與壓力面之間的壓差，使氣體流過孔時加速，并在出口處形成射流，使得流動分離得以控制和延緩。Altshuler等[1]研究了較小物種在雷諾數(shù)為5 000到10 000環(huán)境下的升阻力特性，認為蜂鳥的翅膀擅長產(chǎn)生升力，是因為其在大攻角下具有較高的升阻比。2004年，Park等[2]研究發(fā)現(xiàn)，當來流從不同方向通過鳥類羽毛時，呈現(xiàn)不同的流動特性。在下?lián)溥^程中，下翼面表面壓力比上翼面壓力大，從而產(chǎn)生撲動升力；而在上撲過程中，由于空氣從鳥類羽毛的縫隙中流過，從而使上撲時的負升力減小。2010年，高廣林等[3]探討了撲翼飛行器撲動產(chǎn)生升力的基本原理，提出采用機翼開孔的方式獲得撲動升力的方法。其通過風洞試驗研究了翼面開孔對機翼氣動特性的影響，結(jié)果表明，機翼開孔可以有效獲得撲動升力，降低撲動功耗，但會損失一定的推力。Ge等[4]研究了仿貓頭鷹翼的開孔機翼，發(fā)現(xiàn)仿貓頭鷹機翼可以增加失速角和最大升力系數(shù)，推遲升力系數(shù)的減小。Sarkorov等[5]對開孔機翼進行了測試，通過調(diào)節(jié)開孔增強了厚翼型機翼的氣動性能。Bauer等[6]研究了開孔機翼的主動控制技術(shù)，通過向孔中脈沖吹氣提高機翼在大攻角下的氣動性能。Belamadi等[7]研究了S809翼型開孔對其氣動性能的影響，結(jié)果表明，在大攻角下，開孔機翼的氣動性能明顯優(yōu)于完整的無孔翼型，在攻角為16°、18°和20°時幾乎消除了分離。王明昆等[8]采用數(shù)值模擬方法研究了超聲速飛行器不同弦向縫隙下機翼與后緣舵之間的繞流特性，結(jié)果表明，亞聲速時舵效隨縫隙的增大降低較多；但在超聲速時縫隙對舵效的影響較亞聲速小，當縫隙為10 mm時飛行器的舵效及氣動性能最優(yōu)。龔志斌等[9]在中等展弦比直機翼上設計了由前緣到翼梢端面的四個環(huán)形通氣孔，研究了翼尖開孔吹氣對機翼尾渦的影響，計算結(jié)果表明，翼尖開孔吹氣能夠顯著地耗散翼尖尾渦。王建明等[10]為削弱角區(qū)馬蹄渦的強度，采用數(shù)值模擬的方法研究合成射流對角區(qū)馬蹄渦的影響。結(jié)果表明，合理選擇合成射流可以有效抑制機翼根部流場的三維分離，在分離點前引入合成射流可以使馬蹄渦腿更向機翼壁面靠攏，在分離點后引入合成射流幾乎可以完全消除馬蹄渦。徐悅等[11]綜述了無操縱面飛行器的國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀，概述了通過環(huán)量控制實現(xiàn)流體飛控的方法，詳述了采用后緣吹氣和實現(xiàn)無操縱面飛行的實施原理。祝健等[12]為了改善風力機大厚度翼型的氣動性能，采用零質(zhì)量射流對翼型附近的流動進行流動控制。結(jié)果表明，隨著射流折合頻率的增加，翼型失速攻角逐漸增大，升力系數(shù)曲線的波動次數(shù)逐漸減小。零質(zhì)量射流可以有效抑制流動分離，其抑制動態(tài)失速的能力隨翼型折合頻率的增加而增強，隨激勵器動量系數(shù)的增加而增強。丁文祥等[13]在翼型設計中應用射流技術(shù)研究了射流口位置和射流速度對翼型S809氣動特性的影響。結(jié)果表明：射流技術(shù)能夠顯著提高翼型升力，延緩翼型失速。周超等[14]指出，機翼開孔等多種流動控制手段也被應用于撲旋翼增升設計中。未來為實現(xiàn)工程可應用的微型撲旋翼飛行器，仍需進一步開展微型撲旋翼前飛狀態(tài)的空氣動力學研究并開展飛行控制研究。Chen等[15]通過實驗測量對比開孔機翼和完整的無孔機翼的升力，得到開孔機翼能夠減少機翼運動中所產(chǎn)生的負升力，與完整的無孔機翼相比，開孔機翼的平均升力大概提高40%，開孔機翼的氣動特性要略好于無孔機翼。賈亞雷等[16]對3種縫隙襟翼模型和無縫隙的襟翼模型進行多迎角下的升阻力特性數(shù)值計算，結(jié)果表明：縫隙的存在使帶縫隙的翼型在一定迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)降低，隨著迎角的逐漸增大，縫隙對襟翼模型的影響逐漸減小。

目前，對開孔機翼的研究多集中于撲翼等仿生翼型，其在大攻角下的增升效果明顯，但對表面開孔機翼繞流機理仍不甚清楚。因此，研究在表面開孔對機翼結(jié)構(gòu)在大攻角下的氣動性能的影響具有重要意義，可期在上、下翼面之間建立泄壓廊道以提高機翼在大攻角下的升力系數(shù)，能有效延緩失速，甚至將飛機從失速過程中改出。

1 計算模型

選取標準對稱翼型NACA0018作為研究對象，標準機翼及開孔機翼模型如圖1所示。標準機翼的弦長c=1 m，展長s=1 m。在機翼上翼面距離前緣3/10處和下翼面距離前緣1/5處分別開孔，并在機翼結(jié)構(gòu)內(nèi)部進行連通。開孔沿機翼展向縱向排列，共有4個大小形狀完全一致的等距圓孔，孔的半徑r=0.05 m，相鄰圓孔中心距L=0.2 m。

圖1 標準機翼和開孔機翼三維模型圖

圖2為計算域網(wǎng)格的劃分情況及機翼表面網(wǎng)格劃分情況。在機翼的前緣建立半徑為10c的半圓弧邊界，在機翼后緣建立長度和寬度都為10c矩形邊界，翼展方向為機翼的展長。流體網(wǎng)格全部使用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，采用Realizablek-ε湍流模型及標準壁面函數(shù)處理方法。對機翼的邊界層進行處理，使得首層網(wǎng)格的高度的y+=100，邊界層數(shù)不少于10。開孔機翼的網(wǎng)格數(shù)量約為150萬，而標準機翼的則為120萬左右。雷諾數(shù)Re=106，介質(zhì)為空氣。流場的半圓弧入口及矩形下邊界設置為速度入口，矩形右邊界及上邊界條件設置為壓力出口，開孔機翼和標準機翼的上下表面均設為無滑移壁面，使用壓力修正的SIMPLE迭代算法和二階迎風格式。各參數(shù)收斂殘差值設置為10-6，合理調(diào)節(jié)松弛因子，使得殘差曲線達到收斂狀態(tài)。

圖2 計算域網(wǎng)格劃分情況及機翼網(wǎng)格劃分情況

2 結(jié)果與分析

2.1 升-阻力系數(shù)的變化規(guī)律

標準機翼和開孔機翼在各攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化曲線如圖3所示。由圖3a可知，當攻角α小于10°時，開孔機翼和標準機翼NACA0018的升力系數(shù)增長趨勢相同，均隨著攻角的增大而線性增長。此時，開孔機翼的升力系數(shù)低于標準機翼。隨著攻角繼續(xù)增大，當攻角達到12°時，機翼升力系數(shù)的增長變得緩慢。且當攻角達到15°后，標準機翼的升力系數(shù)達到最大值1.37此時開孔機翼的升力系數(shù)約為1.05。然而，隨著攻角持續(xù)增大至16°時，標準機翼的升力系數(shù)急劇下降到0.66，下降幅度達52%，此時標準機翼處于嚴重失速狀態(tài)。之后隨著攻角的增大，升力系數(shù)雖緩慢上升，但幅度不大，當攻角達到20°時，升力系數(shù)為0.77。而開孔機翼的升力系數(shù)在攻角為15°后持續(xù)增加，當攻角為16°時升力系數(shù)達到最大值1.07。隨后升力系數(shù)開始隨著攻角的增加而緩慢下降，當攻角為20°時，升力系數(shù)降為0.93，但仍比同等條件下的標準機翼高21%左右。

由圖3b可知，當攻角在0°～15°時，標準機翼的阻力系數(shù)隨著攻角的增大而緩慢增大，當攻角為16°時，機翼陷入失速狀態(tài)，阻力系數(shù)急劇增大，增長率達202%。之后，標準機翼的阻力系數(shù)隨攻角的增大繼續(xù)增大。與標準機翼不同，開孔機翼的阻力系數(shù)表現(xiàn)出線性增加趨勢，雖在小攻角下高于標準機翼，但在標準機翼失速后，阻力系數(shù)反而小于標準機翼。

由圖3所給出的升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線可知，開孔機翼在大攻角下的性能表現(xiàn)優(yōu)異，其在不明顯增加阻力系數(shù)的同時，有效提高了升力系數(shù)，失速過程呈平緩化。

2.2 機翼表面壓力、表面流線及速度分布

為進一步探究開孔機翼在大攻角下的氣動性能，將標準機翼和開孔機翼在攻角為10°及20°時的壓力云圖分布情況進行了比較。

圖3 標準機翼和開孔機翼升-阻力系數(shù)變化曲線

當攻角為10°時，機翼表面的壓力云圖如圖4所示。標準機翼的上表面壓力從前緣到后緣逐層遞增，且在機翼的前緣處最小。此時，由于表面開孔，少部分氣體從下表面經(jīng)孔流至上表面，且上表面孔后部分氣體出現(xiàn)回流現(xiàn)象，導致開孔機翼的上表面壓力在機翼的前端明顯高于標準機翼，下表面的壓力略低于標準機翼。因此，當攻角為10°時，開孔機翼升力系數(shù)小于標準機翼。

圖4 攻角為10°時機翼表面壓力云圖

當攻角為20°時，機翼表面的壓力云圖如圖5所示，標準機翼的上表面壓力從前緣到后緣逐層遞增，在前緣處壓力最小，且兩者壓力相差不大，表現(xiàn)處失速狀態(tài)。此時，由于表面開孔，氣體在下表面孔聚集并附近產(chǎn)生漩渦，使得開孔機翼的下表面壓力明顯高于標準機翼，此時開孔機翼的升力系數(shù)高于標準機翼。

圖5 攻角為20°時機翼表面壓力云圖

圖6a為攻角20°時開孔處的流線圖，可以看出在大攻角下，大量氣體經(jīng)孔由下表面流至上表面，從而減小機翼后緣的氣流分離。由圖6可以發(fā)現(xiàn)，在攻角為10°時，標準機翼的流線幾乎沒有展向流動，機翼上表面流線幾乎不發(fā)生分離，而開孔機翼在其開孔處附近有大量旋渦產(chǎn)生，出現(xiàn)部分回流現(xiàn)象，此時標準機翼的氣動性能明顯更好；而當攻角為20°時，標準機翼在前緣處流線出現(xiàn)展向流動，機翼上表面幾乎完全分離，此時開孔機翼在機翼前緣的流線基本比較穩(wěn)定，在孔后出現(xiàn)旋渦，此時機翼的分離區(qū)明顯大幅度減小，因此開孔機翼具有更好的氣動性能。

為更好地解釋開孔機翼的延遲失速特性，同樣將標準機翼和開孔機翼在攻角為10°及20°時的z向0.05 m及0.2 m所在截面的速度云圖進行了比較，如圖7和圖8所示。

由圖7可以看出，在攻角為10°時，標準機翼在機翼后緣處有很小的速度分離區(qū)，而開孔機翼則有較大的速度分離區(qū)，此時開孔機翼的氣動性能不如標準機翼。由圖8可以看出，在攻角為20°時，標準機翼在機翼上表面的速度基本為0，有很大的分離區(qū)，此時機翼處于失速狀態(tài)。而開孔機翼后緣雖然也存在分離區(qū)，但面積遠小于標準機翼，開孔機翼的失速程度小，氣動性能在大攻角狀態(tài)下表現(xiàn)更好。

圖6 機翼表面流線圖

2.3 開孔尺寸對機翼氣動性能的影響

為研究相同翼型和展長狀態(tài)下開孔尺寸對機翼氣動性能的影響，選取標準對稱翼型NACA0018作為研究對象。弦長和展長均為1 m。在上翼面距機翼前緣3/10處，下翼面距離前緣1/5處沿縱向開4個等距圓孔，不同機翼上孔的半徑分別為0.03 m、0.04 m、0.05 m、0.06 m和0.07 m，分別記作開孔機翼I、開孔機翼II、開孔機翼III、開孔機翼IV和開孔機翼V。

圖9為不同開孔尺寸的機翼升阻力系數(shù)變化曲線。由圖9a可知，當開孔尺寸為0.03 m和0.04 m時，開孔機翼依舊有較明顯的失速狀態(tài)發(fā)生，失速角約為13°。而當開孔尺寸達到0.05 m、0.06 m和0.07 m時，升力系數(shù)基本呈上升狀態(tài)，且沒有出現(xiàn)大幅下降情況。這說明開孔機翼延緩失速的能力與開孔尺寸有關(guān)，且在開孔較小時，孔對機翼氣動性能的影響不大，而當開孔尺寸較大時，可明顯改變機翼表面繞流情況，延緩失速現(xiàn)象的發(fā)生。攻角達到16°時，開孔機翼的升力系數(shù)都高于標準機翼，且當攻角達到20°時，該組開孔機翼的升力系數(shù)相對于標準機翼分別提高了3.9%、12.5%、21.5%、43.6%和28.2%。由圖9b可知，在標準機翼失速前，開孔機翼的阻力系數(shù)一直大于標準機翼的阻力系數(shù)，且當攻角為13°時，開孔尺寸為0.03 m和0.04 m的機翼阻力系數(shù)突升，呈現(xiàn)較明顯的失速狀態(tài)。而開孔尺寸為0.05 m、0.06 m和0.07 m的機翼升力系數(shù)則基本呈小幅度上升狀態(tài)。

圖7 攻角為10°時機翼z向截面速度云圖

圖8 攻角為20°時機翼z向截面速度云圖

圖9 不同開孔尺寸的機翼的升阻力系數(shù)曲線

圖10為攻角20°時開孔尺寸0.05 m、0.06 m、0.07 m的開孔機翼上、下表面壓力云圖。由于機翼表面開孔，使得機翼上表面有氣流附著，分離減弱。當開孔尺寸小于 0.06 m時，開孔機翼的氣流通過孔的流量隨開孔尺寸的增大而增大，因此，0.06 m的開孔機翼上表面附著氣流更多，壓力更大，分離減弱效果更強。繼續(xù)增大開孔尺寸，此時對上表面的分離效果影響不大，反而在開孔處的壓力減小，氣動性能減弱，因此，開孔機翼在延緩失速發(fā)生方面表現(xiàn)出色，且其尺寸在0.06 m時表現(xiàn)最佳。

圖10 攻角為20°時不同開孔尺寸機翼表面壓力云圖

2.4 開孔角度對機翼氣動性能的影響

為研究開孔角度對機翼氣動性能的影響，選取兩個開孔角度不同的機翼進行對比。一個是垂直于弦線方向豎向開孔，記作開孔機翼VI，另一個則是前述的開孔機翼III。圖11是不同開孔角度的機翼升阻力系數(shù)變化曲線。由圖11可知，沿著斜向上方向開孔的開孔機翼III的升力系數(shù)一直高于沿豎直方向開孔的開孔機翼VI，而阻力系數(shù)也一直較低，因此，開孔機翼III有更好的氣動性能。這說明帶傾斜角度的開孔方式更貼合流線，也更易于溝通機翼上下表面的壓力。

圖11 不同開孔角度對機翼升阻力系數(shù)的影響

圖12為攻角20°時，順時針斜向上開孔與垂直于弦線方向豎直開孔的機翼表面壓力云圖?？梢钥闯鲑N合流線方向的順時針斜向開孔下表面的壓力明顯高于垂直于弦線豎直開孔的下表面壓力，因此，順時針斜向開孔的機翼具有更好的氣動性能。

圖12 攻角為20°時不同開孔角度的機翼表面壓力云圖

3 結(jié)論

以NACA0018翼型為基礎，構(gòu)建了標準機翼和不同形式開孔機翼模型，研究了其在不同攻角下的氣動性能，得到以下主要結(jié)論：

(1)在小攻角條件下時，開孔機翼的氣動性能不如標準機翼。但隨著攻角的增大，標準機翼失速后(攻角大于16°)，開孔機翼的氣動性能明顯優(yōu)于標準機翼；

(2)在大攻角條件下，開孔尺寸對機翼氣動性能影響差異明顯。當開孔較小時，開孔機翼的氣動表現(xiàn)與標準機翼類似；隨著開孔尺寸的增大，開孔機翼在延緩失速發(fā)生方面表現(xiàn)出色，且其尺寸在0.06 m時表現(xiàn)最佳，升力系數(shù)相對于標準機翼提高了43.6%；

(3)在任何攻角下，沿垂直于弦線方向的豎向開孔機翼的氣動性能劣于沿順時針傾斜方向開孔機翼的氣動性能，說明更貼合流線方向的開孔方式機翼的氣動性能更佳。