邵 博，張 強(qiáng)

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

上翼面擾流裝置是一類新型的沖壓翼傘縱向和橫向操縱裝置，目前國(guó)外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有兩種形式。第一種是在翼傘部分氣室的上翼面?zhèn)阋律涎卣瓜蜷_縫，通過操縱繩下拉縫前面的傘衣使開縫處產(chǎn)生氣流出口，氣室內(nèi)氣流沖出對(duì)上翼面形成擾動(dòng)[1]；第二種擾流裝置通過形狀記憶合金來改變翼傘上翼面氣流出口處的織物補(bǔ)丁的彎曲程度，從而實(shí)現(xiàn)翼傘上翼面氣流出口的開閉[2]。兩種擾流裝置均通過控制氣室內(nèi)部的氣體從上翼面流出來實(shí)現(xiàn)翼傘操縱但結(jié)構(gòu)又有所差異，為區(qū)分上述兩種擾流裝置，本文稱前者為擾流縫，后者為擾流板。文獻(xiàn)[3]對(duì)帶擾流縫的翼傘進(jìn)行了二維流場(chǎng)仿真研究，指出相比干凈翼型，擾流縫的存在會(huì)使計(jì)算過程在一開始存在大幅度震蕩且收斂時(shí)間較長(zhǎng)；文獻(xiàn)[4]通過二維流場(chǎng)仿真研究了擾流縫的開縫方向和弦向位置對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響，指出計(jì)算此類帶空腔的流動(dòng)時(shí)需要精細(xì)的網(wǎng)格生成；文獻(xiàn)[5]首次對(duì)帶擾流縫的翼傘進(jìn)行了三維流場(chǎng)數(shù)值模擬，結(jié)果表明和后緣下偏相比，擾流縫是更有效的縱向操縱方式；文獻(xiàn)[6]對(duì)使用上翼面擾流縫的翼傘進(jìn)行了一系列自主空投試驗(yàn)，結(jié)果表明擾流縫是一種可有效改變滑翔比和控制翼傘橫向運(yùn)動(dòng)的裝置，從而大幅提高了自主空投的著陸精度；文獻(xiàn)[7]總結(jié)了國(guó)外團(tuán)隊(duì)開展的擾流縫研究工作所取得的進(jìn)展。文獻(xiàn)[2]通過空投試驗(yàn)研究了第二種擾流裝置——擾流板在翼傘操縱上的應(yīng)用，結(jié)果表明擾流板同樣可對(duì)翼傘進(jìn)行良好的縱向橫向控制。國(guó)內(nèi)對(duì)沖壓翼傘上翼面擾流裝置的研究目前還處于起步階段[7]。

可以看出，國(guó)外通過大量的流場(chǎng)仿真和空投試驗(yàn)，研究了擾流縫的弦向位置，開縫方向和下拉距離等結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響，但未見針對(duì)第二種相似的擾流裝置——擾流板的流場(chǎng)仿真研究。此外，目前僅有擾流縫下拉距離對(duì)翼傘氣動(dòng)特性影響的試驗(yàn)研究，而未見相應(yīng)的仿真研究，這可能是由于不同的擾流縫下拉距離會(huì)造成翼傘上翼面氣流出口尺寸、下拉傘衣尺寸以及下拉傘衣形狀產(chǎn)生較大變化，而上述變化的精確確定需要復(fù)雜的流固耦合計(jì)算或在試驗(yàn)中測(cè)量。與擾流縫相比，擾流板工作在不同下偏量時(shí)，翼傘上翼面氣流出口尺寸和擾流板（織物補(bǔ)?。┏叽绫３植蛔儯瑪_流板剛性更強(qiáng)故其形狀受氣流影響較小，因此可以事先確定不同下偏量時(shí)的擾流板形狀而忽略其因氣流作用產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)變形，從而為流場(chǎng)仿真前的建模帶來方便。綜上，基于已有研究成果，本文首先建立了帶上翼面擾流板的沖壓翼傘剖面模型，通過改變擾流板下偏角度，得到四種翼傘氣室剖面并對(duì)其進(jìn)行二維定常流場(chǎng)仿真來研究擾流板下偏量對(duì)翼傘流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。

1 計(jì)算模型與數(shù)值方法

1.1 模型建立和網(wǎng)格生成

選取Clark-Y翼型為翼傘剖面的基礎(chǔ)翼型并在前緣切口，如圖1所示，切口長(zhǎng)度l為5%干凈翼型弦長(zhǎng)，前緣切口角度為45°。上翼面擾流板下偏時(shí)的翼傘氣室剖面如圖2所示，擾流板長(zhǎng)度b=0.03c（c為翼型弦長(zhǎng)），其折點(diǎn)距干凈翼型前緣（圖中坐標(biāo)軸原點(diǎn)）的水平距離為0.25c，上翼面氣流出口長(zhǎng)度a=0.01c。擾流板下偏角度e定義為擾流板與翼弦的夾角，分別取未下偏、下偏15°、下偏30°和下偏45°四種翼傘氣室剖面。

圖1 沖壓翼傘基礎(chǔ)剖面（擾流板未下偏）示意圖

圖2 沖壓翼傘上翼面擾流板下偏示意圖

采用相同的分塊方式和節(jié)點(diǎn)分布對(duì)上述4種翼傘氣室剖面和Clark-Y翼型生成二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，全流場(chǎng)網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 全流場(chǎng)網(wǎng)格

1.2 計(jì)算條件和數(shù)值方法

對(duì)上述4種翼傘剖面模型和Clark-Y翼型進(jìn)行不同攻角下的定常流場(chǎng)計(jì)算，攻角范圍取0°~20°，間隔為2.5°。流場(chǎng)右側(cè)邊界的邊界條件為壓力出口，其余流場(chǎng)邊界設(shè)為速度入口，如圖3所示，速度入口的邊界條件見表1。

表1 速度入口邊界條件

流動(dòng)滿足的空氣動(dòng)力學(xué)基本控制方程為：

其中，φ為通用求解變量，u為速度矢量，Γ為廣義擴(kuò)散系數(shù)。

求解控制方程的數(shù)值方法為SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法。變量梯度使用基于單元體的最小二乘法（least squares cell based）計(jì)算，其余空間離散使用二階迎風(fēng)格式，雖然該離散格式會(huì)使收斂變慢，但在離散過程中截?cái)嗾`差較小因而有較高的計(jì)算精度，可獲得更準(zhǔn)確的結(jié)果。

1.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

文獻(xiàn)[4]指出進(jìn)行上翼面擾流數(shù)值計(jì)算時(shí)需要精細(xì)的網(wǎng)格生成，因此有必要對(duì)擾流板下偏模型的網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。以擾流板下偏45°模型為例，對(duì)原網(wǎng)格進(jìn)行局部加密，將網(wǎng)格量由24萬(wàn)增至36萬(wàn)，并對(duì)上述2種網(wǎng)格在4個(gè)迎角下的仿真計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果見表2。

表2 擾流板下偏45°模型的2種網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果對(duì)比

可以看出，不同迎角下網(wǎng)格加密后氣動(dòng)力系數(shù)有增有減而未呈現(xiàn)單調(diào)變化的趨勢(shì)，總的來說網(wǎng)格加密對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果影響不大，誤差不超過1.3%，說明該量級(jí)的網(wǎng)格量可得出較小容差下的與網(wǎng)格無(wú)關(guān)的解。因加密后的網(wǎng)格可更好地捕捉流場(chǎng)特征，計(jì)算擾流板下偏模型時(shí)的網(wǎng)格量均取36萬(wàn)。

2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

擾流板未下偏時(shí)翼傘剖面的壓力系數(shù)云圖和流線圖隨迎角的變化情況如圖4所示?？梢钥闯?，來流流至前緣切口附近時(shí)分成2股流向上下翼面，氣室內(nèi)部幾乎無(wú)流動(dòng)。0°和2.5°迎角時(shí)，流動(dòng)均為下翼面前緣分離再附著（前緣分離泡），上翼面貼體，但2.5°時(shí)下翼面前緣分離泡更小，此時(shí)阻力系數(shù)達(dá)到最小值，如圖5所示。5°迎角時(shí)上下翼面前緣均出現(xiàn)分離泡，此時(shí)阻力開始增大。在10°迎角時(shí)開始出現(xiàn)上翼面后緣分離，此時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值，如圖6所示。迎角進(jìn)一步增大時(shí)，流動(dòng)分離點(diǎn)向前緣移動(dòng)，17.5°迎角時(shí)，上翼面完全流動(dòng)分離。

圖4 擾流板未下偏時(shí)流場(chǎng)壓力云圖和流線圖

圖6 升力系數(shù)曲線

擾流板下偏時(shí)的流場(chǎng)壓力云圖和流線圖如圖7所示。圖8展示了部分工況下上翼面氣流出口處的氣體流出方向。擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動(dòng)，使同樣迎角下的流動(dòng)分離提前或更加劇烈，導(dǎo)致了升力減小，阻力增加的總體趨勢(shì)；擾流板下偏15°時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界在相對(duì)較小迎角（15°迎角）時(shí)就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動(dòng)分離區(qū)域進(jìn)一步變大，如圖8(b)所示，而下偏45°時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動(dòng)分離區(qū)域未能進(jìn)一步增大，如圖7和圖8(c)所示。上述流場(chǎng)特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律：圖5中，17.5°迎角時(shí)擾流板下偏和未下偏剖面的阻力系數(shù)差別不大，均在0.24附近，由相關(guān)流線圖可知這是由于該迎角下各剖面具有相近的上翼面流動(dòng)分離區(qū)域；20°迎角時(shí)，擾流板下偏反而使翼傘剖面的阻力系數(shù)減小，由圖7可以看出，20°迎角時(shí)，擾流板下偏45°的上翼面流動(dòng)分離區(qū)域反而被限制在上翼面氣流出口的右側(cè)，較小的流動(dòng)分離區(qū)域使阻力系數(shù)變小。

圖5 阻力系數(shù)曲線

圖7 擾流板下偏時(shí)流場(chǎng)壓力云圖和流線圖

圖8 上翼面氣流出口處的氣體流出方向

3 結(jié)論

前緣分離氣泡在小迎角時(shí)對(duì)擾流板未下偏剖面的阻力系數(shù)影響較大；擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動(dòng)，使同樣迎角下的流動(dòng)分離提前或更加劇烈，導(dǎo)致了升力減小，阻力增加的總體趨勢(shì)；上翼面擾流板小角度下偏時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界在相對(duì)較小迎角時(shí)就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動(dòng)分離區(qū)域進(jìn)一步變大，而擾流板下偏角度增大時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動(dòng)分離區(qū)域未能進(jìn)一步增大，上述流場(chǎng)特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律。