陳 錢(qián),白 鵬,尹維龍,冷勁松,詹慧玲,劉子強(qiáng)

(1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京100074；2.哈爾濱工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院,黑龍江哈爾濱,150080)

0 引 言

先進(jìn)飛行器對(duì)更優(yōu)性能的追求始終是空氣動(dòng)力學(xué)研究的重要推動(dòng)力,其與近年來(lái)智能材料和結(jié)構(gòu)新進(jìn)展一起,使人們開(kāi)始重新關(guān)注飛行生物空氣動(dòng)力學(xué)在飛行器上的應(yīng)用,如 Lentink等[1]在2007年曾于《Nature》上指出雨燕飛翔時(shí)的“變形”在未來(lái)飛機(jī)發(fā)展中具有重要作用。

上述構(gòu)想的可“變形”的飛行器主要特點(diǎn)在于:能根據(jù)環(huán)境變化和任務(wù)變化來(lái)靈活地改變其形狀和尺寸,以得到滿(mǎn)足環(huán)境和任務(wù)要求的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)和控制特性以及總體性能。

已有研究中,飛行器的變形方式可分為三類(lèi):大尺度變形、中等變形以及局部小變形。對(duì)于大尺度變形,變形概念創(chuàng)新及其實(shí)現(xiàn)十分關(guān)鍵。在最近的大型研究項(xiàng)目“Morphing Aircraft Structure”項(xiàng)目中,主要確立了蝙蝠翼方案[2]和折疊翼方案[3]。對(duì)于中等變形,具有代表性的工作有:“Mission Adaptive Wing”項(xiàng)目[4]的研究者采用光滑地改變前緣和后緣彎度的機(jī)翼,獲得了巡航性能、機(jī)動(dòng)性能等方面的改進(jìn)；“Active Flexible Wing/Active Aeroelastic Wing”項(xiàng)目[5]的研究者采用副翼和前緣襟翼的偏轉(zhuǎn)來(lái)改變?nèi)嵝詸C(jī)翼上的氣動(dòng)力,進(jìn)而控制柔性機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)變形,在不增加飛機(jī)重量的情況下顯著提高了滾轉(zhuǎn)控制性能；“Smart Wing”項(xiàng)目[6]的研究者采用無(wú)鉸接的、連續(xù)光滑的、大偏轉(zhuǎn)角的、高驅(qū)動(dòng)速率的操縱面,最終獲得了更優(yōu)的滾轉(zhuǎn)和俯仰控制性能。對(duì)于局部小變形,同樣具有許多活躍的研究主題,如“Morphing”項(xiàng)目[7]中將結(jié)構(gòu)自適應(yīng)變形技術(shù)與主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)相結(jié)合所開(kāi)展的一系列微流動(dòng)自適應(yīng)控制研究。無(wú)論是采用合成射流技術(shù)[8]、脈沖射流技術(shù)[9]等的“虛擬形狀變化”[10],還是采用小尺度局部結(jié)構(gòu)主動(dòng)實(shí)際變形(如跨聲速翼型激波附近的局部輪廓線(xiàn)變形[11]),都能對(duì)飛行器局部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響,進(jìn)而提高飛行器的性能。

本文致力于研究上述中等變形中的變彎度翼型,即采用了無(wú)鉸接的、連續(xù)光滑的后緣操縱面的翼型。因?yàn)閺囊延形墨I(xiàn)來(lái)看,已研究了采用這種變形方式的變彎度翼型與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型的氣動(dòng)特性,并開(kāi)發(fā)了使后緣操縱面的偏轉(zhuǎn)角度范圍和偏轉(zhuǎn)速率達(dá)到實(shí)際需求的技術(shù)；然而,關(guān)于變形參數(shù)對(duì)氣動(dòng)特性的影響及氣動(dòng)特性的產(chǎn)生機(jī)理,還有待研究。本文對(duì)這一內(nèi)容開(kāi)展探索,即分析不同的可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的翼型與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型的氣動(dòng)特性,討論光滑變形方式中的可變形段范圍、轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度這四個(gè)因素對(duì)氣動(dòng)特性的影響,并從翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的角度研究氣動(dòng)特性的產(chǎn)生機(jī)理；同時(shí),研制可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?并進(jìn)行風(fēng)洞測(cè)力實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證與確認(rèn)可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的可實(shí)現(xiàn)性。

1 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型

圖1給出了以NACA 2412翼型為基礎(chǔ)的變彎度翼型。圖中,“BA”指基本翼型(basic airfoil),即NACA 2412翼型；“CD”指?jìng)鹘y(tǒng)偏轉(zhuǎn)(conventional deflection),即傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型[12](轉(zhuǎn)軸位于70%弦長(zhǎng)處,偏轉(zhuǎn) 15°)；“SM-1”指第一種光滑變形(smooth morphing),即可變形段范圍從基本翼型50%弦長(zhǎng)處到70%弦長(zhǎng)處的變彎度翼型,其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度不同角度(轉(zhuǎn)軸位于60%弦長(zhǎng)處,偏轉(zhuǎn)11°能獲得與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型后緣相同的高度)；“SM-2”指第二種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型50%弦長(zhǎng)處到70%弦長(zhǎng)處的變彎度翼型,但其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同角度不同高度(轉(zhuǎn)軸位于60%弦長(zhǎng)處,偏轉(zhuǎn)15°)；“SM-3”指第三種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型50%弦長(zhǎng)處到90%弦長(zhǎng)處的變彎度翼型(轉(zhuǎn)軸位于70%弦長(zhǎng)處,偏轉(zhuǎn)15°),其后緣與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度相同角度；“SM-4”指第四種光滑變形,即可變形段范圍從基本翼型60%弦長(zhǎng)處到80%弦長(zhǎng)處的變彎度翼型(轉(zhuǎn)軸位于 70%弦長(zhǎng)處,偏轉(zhuǎn) 15°),其后緣也與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型后緣偏轉(zhuǎn)相同高度相同角度。

2 計(jì)算與實(shí)驗(yàn)方法

本文數(shù)值計(jì)算中采用的基本方程為不可壓縮流動(dòng)Reynolds平均Navier-Stokes方程:

其中,帶上標(biāo)“-”的量為 Reynolds平均量,其它符號(hào)意義限于篇幅不再列出。

根據(jù)以往湍流數(shù)值模擬研究的經(jīng)驗(yàn),采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)模型作為湍流模型。

圖1 以NACA 2412為基礎(chǔ)的六種翼型Fig.1 Six airfoils based on NACA 2412

計(jì)算中,自由來(lái)流速度V為60m/s,Reynolds數(shù)Re約為4.1×106。外邊界(即遠(yuǎn)場(chǎng))采用自由流邊界條件,內(nèi)邊界(即翼型壁面)采用無(wú)滑移固壁邊界條件。

本文采用SIMPLE算法求解上述問(wèn)題。當(dāng)?shù)交咀兞亢屯牧髯兞康臍埐罹茸畛醯鷷r(shí)的殘差小3個(gè)數(shù)量級(jí)且流場(chǎng)全局量與上一次迭代結(jié)果相差小于0.01%時(shí),認(rèn)為收斂到定常狀態(tài)數(shù)值解。

本文還研究了網(wǎng)格密度對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響,最終采用了537×131(弦向×法向)的網(wǎng)格。

第1節(jié)中給出的可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型,在本文得到了結(jié)構(gòu)上的實(shí)現(xiàn)并進(jìn)行了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)試,這里給出實(shí)驗(yàn)方法(模型結(jié)構(gòu)和測(cè)試結(jié)果見(jiàn)第4節(jié))。實(shí)驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-10風(fēng)洞進(jìn)行。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段尺寸為0.6m×0.6m(本文進(jìn)行翼型實(shí)驗(yàn)時(shí)增加了側(cè)擋板,以使實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屠@流盡可能為二維流動(dòng)),自由來(lái)流速度V為12m/s(第4節(jié)中與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行比較的計(jì)算,其自由來(lái)流速度V為12m/s,Reynolds數(shù)Re約為8.2×105)。實(shí)驗(yàn)中采用六分量天平測(cè)量實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ退艿妮S向力、法向力、俯仰力矩(天平的這三個(gè)分量量程分別為 9.8N,29.4N,0.882 N?m),采用風(fēng)速管和風(fēng)速傳感器測(cè)量來(lái)流的速度。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖鄬?duì)于來(lái)流的攻角采用專(zhuān)門(mén)設(shè)計(jì)的變攻角機(jī)構(gòu)來(lái)控制(模型采用側(cè)支撐)。對(duì)于某一確定的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯庑?數(shù)據(jù)采集程序采集1000個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)并取平均值,隨后重復(fù)實(shí)驗(yàn)多次,取重復(fù)性較好的多次結(jié)果平均,作為該外形的原始數(shù)據(jù)；在此基礎(chǔ)上,數(shù)據(jù)采集程序先將天平軸系的數(shù)據(jù)根據(jù)天平軸系與實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腕w軸系的關(guān)系換算為體軸系的數(shù)據(jù),再將體軸系的數(shù)據(jù)根據(jù)實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ拖鄬?duì)于來(lái)流的攻角換算為風(fēng)軸系的數(shù)據(jù)。

3 計(jì)算結(jié)果分析

在詳細(xì)分析計(jì)算結(jié)果之前,有必要對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證與確認(rèn)。圖2給出了采用上述計(jì)算方法得到的NACA 2412翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)與文獻(xiàn)[12]中的實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較,圖中呈現(xiàn)的一致性表明了計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。

圖2 本文計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)[12]中實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.2 Comparison of computation results in this paper and experiment results in Ref.[12]

3.1 連續(xù)光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動(dòng)特性比較

圖3給出了變彎度NACA 2412翼型六種外形在各種攻角下的升阻比。由圖可見(jiàn),光滑變形與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)均使得翼型的升阻比曲線(xiàn)左移,而光滑變形翼型的升阻比明顯優(yōu)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,即“SM-1(符號(hào)說(shuō)明見(jiàn)第1節(jié),下同)”的升阻比在大的負(fù)攻角附近和大的正攻角附近均略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,而在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進(jìn)在6°攻角時(shí)最大,達(dá)92%)；“SM-2”的升阻比在大的正攻角附近略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,而在寬廣的其它攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進(jìn)在-10°攻角時(shí)最大,達(dá)148%)；“SM-3”的升阻比在大的負(fù)攻角附近與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比十分接近,在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進(jìn)在6°攻角時(shí)最大,達(dá)88%),在大的正攻角附近略小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比；“SM-4”的升阻比在大的負(fù)攻角附近和大的正攻角附近均與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比十分接近,在中間寬廣的攻角范圍內(nèi)大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比(升阻比的改進(jìn)在6°攻角時(shí)最大,達(dá)59%)。上圖所反映出的光滑變形翼型的升阻比明顯優(yōu)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升阻比,可以從圖4(以BA,SM-3,SM-4,CD為例)的變彎度NACA 2412翼型四種外形在各種攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)來(lái)進(jìn)一步分析。從圖4(a)可見(jiàn),光滑變形翼型的升力系數(shù)在4°至10°的攻角范圍內(nèi)明顯大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的升力系數(shù),但從圖4(b)可見(jiàn),光滑變形翼型的阻力系數(shù)在2°至12°的攻角范圍內(nèi)明顯小于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的阻力系數(shù)；因而,光滑變形翼型相對(duì)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型,其升阻比的改進(jìn)會(huì)很顯著。

圖3 變彎度NACA 2412翼型六種外形的升阻比Fig.3 Lift-to-drag ratio of variable camber NACA 2412 airfoil in its six shapes

圖4(c)給出了四種外形的俯仰力矩系數(shù)。由圖可見(jiàn),光滑變形翼型的低頭俯仰力矩系數(shù)在4°至10°的攻角范圍內(nèi)明顯大于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的低頭俯仰力矩系數(shù)。這表明,光滑變形翼型相對(duì)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型,其俯仰控制性能具有顯著改進(jìn)。

圖4 變彎度NACA 2412翼型四種外形的升力系數(shù)和阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)Fig.4 Lift coefficient,drag coefficient and coefficient of pitch moment of variable camber NACA 2412 airfoil in its four shapes

3.2 變形參數(shù)對(duì)連續(xù)光滑變形翼型氣動(dòng)特性的影響

本文第1節(jié)給出了四種不同的連續(xù)光滑變形翼型,歸納起來(lái),它們的不同點(diǎn)有四個(gè)方面:(1)可變形段范圍；(2)轉(zhuǎn)軸位置；(3)后緣偏轉(zhuǎn)角度；(4)后緣高度。

實(shí)際上,比較光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動(dòng)特性,其前提是光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型在外形上具有可比性。然而,準(zhǔn)確地定義可比性,本身就是需要研究的內(nèi)容。本文研究多種光滑變形方式,即為對(duì)可比性的探索；最終,本文確定了一類(lèi)具有較好可比性的光滑變形方式:使光滑變形翼型的可變形段中點(diǎn)位于轉(zhuǎn)軸位置、轉(zhuǎn)軸位置與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型轉(zhuǎn)軸位置相同、可變形段之后的剛性段與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型轉(zhuǎn)軸之后的剛性段偏轉(zhuǎn)相同的角度并達(dá)到相同的高度。第三種和第四種光滑變形方式符合這類(lèi)光滑變形方式的特點(diǎn),本文對(duì)其進(jìn)行了重點(diǎn)分析；另外,也分析了第一種和第二種光滑變形方式。

對(duì)于第一種和第二種光滑變形方式,它們的可變形段范圍和轉(zhuǎn)軸位置均相同,但第一種光滑變形方式為了使后緣與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型后緣達(dá)到相同高度,其與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的后緣偏轉(zhuǎn)角度不同,而第二種光滑變形方式為了使后緣與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型后緣達(dá)到相同角度,其與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的后緣高度不同。這兩種光滑變形方式的升阻比(見(jiàn)圖3(a))相差較大,后者近似于將前者往左平移,但后者比前者的最大升阻比小。第一種和第二種光滑變形方式的氣動(dòng)特性產(chǎn)生這種差異,原因可能在于:后者的偏轉(zhuǎn)角度和偏轉(zhuǎn)高度均更大。

對(duì)于第三種和第四種光滑變形方式,它們的可變形段范圍不同,但轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度均相同。從圖3(b)可見(jiàn),第三種比第四種光滑變形方式的氣動(dòng)特性更優(yōu)。這可進(jìn)一步從圖4(a)的升力系數(shù)、圖4(b)的阻力系數(shù)看出。第三種和第四種光滑變形方式的氣動(dòng)特性產(chǎn)生這種差異,原因可能在于:可變彎度翼型的后緣偏轉(zhuǎn)需要一定的過(guò)渡段,合適的過(guò)渡段能提高氣動(dòng)性能；具體地說(shuō),第三種光滑變形方式的可變形段從基本翼型50%弦長(zhǎng)處到90%弦長(zhǎng)處,第四種光滑變形方式的可變形段從基本翼型60%弦長(zhǎng)處到80%弦長(zhǎng)處,而傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)可認(rèn)為其可變形段長(zhǎng)度為零(即集中于基本翼型70%弦長(zhǎng)處這一點(diǎn)),從計(jì)算結(jié)果中的氣動(dòng)特性來(lái)看,可能可變形段范圍越大,氣動(dòng)特性越優(yōu)。然而,若綜合考慮氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上的經(jīng)濟(jì)性,則會(huì)存在一個(gè)使得綜合性能最優(yōu)的可變形段范圍。

3.3 氣動(dòng)特性的產(chǎn)生機(jī)理

對(duì)于以上分析和討論的氣動(dòng)特性,可從翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的角度,來(lái)進(jìn)一步研究其產(chǎn)生機(jī)理。

圖5給出了變彎度NACA 2412翼型三種外形在四種攻角下的表面壓力系數(shù)。

特別需要注意的兩個(gè)方面是:(1)傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)所圍成的面積與光滑變形翼型上下表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)所圍成的面積不相同,特別是6°攻角時(shí)(圖5(c))這種面積之差更為明顯(該攻角下,這種面積對(duì)于 SM-3最大,對(duì)于SM-4次之,對(duì)于傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最小)；(2)圖5中傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)在轉(zhuǎn)軸位置(70%弦長(zhǎng)處)出現(xiàn)了突躍,而光滑變形翼型表面壓力系數(shù)曲線(xiàn)在轉(zhuǎn)軸位置(同樣也是70%弦長(zhǎng)處)卻十分平滑。這兩個(gè)方面的差別是光滑變形翼型與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型具有不同氣動(dòng)特性的主要原因。

圖5 彎度NACA 2412翼型三種外形的表面壓力系數(shù)Fig.5 Surface pressure coefficient of variable camber NACA 2412 airfoil in its three shapes

比較圖5中四幅子圖可見(jiàn),上述壓力“突躍”隨攻角增大而越來(lái)越不顯著,特別是翼型上表面壓力曲線(xiàn)(即各圖中整條曲線(xiàn)的下半支)。這是因?yàn)殡S攻角增大,攻角對(duì)流場(chǎng)的影響逐漸大于翼型局部非光滑性對(duì)流場(chǎng)的影響。具體地說(shuō),從圖5可見(jiàn),翼型局部非光滑性會(huì)引起局部的壓力梯度,而攻角會(huì)引起整個(gè)表面的壓力梯度。以翼型上表面壓力曲線(xiàn)(即各圖中整條曲線(xiàn)的下半支)為例,-6°攻角時(shí),局部非光滑處出現(xiàn)壓力“突躍”,此位置之前呈現(xiàn)順壓力梯度,此位置之后呈現(xiàn)逆壓力梯度；隨著攻角增加(從0°到6°再到12°),局部非光滑處出現(xiàn)的壓力“突躍”越來(lái)越不顯著,而此位置之前轉(zhuǎn)變?yōu)槌尸F(xiàn)逆壓力梯度且隨攻角增大越來(lái)越強(qiáng),此位置之后呈現(xiàn)的逆壓力梯度隨攻角增大越來(lái)越弱。整個(gè)表面壓力梯度的變化顯然會(huì)影響到局部非光滑處的壓力梯度。

圖6給出了變彎度NACA 2412翼型傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型在四種攻角下翼型表面附近的流線(xiàn)與速度云圖?？梢?jiàn),-6°攻角時(shí),邊界層為完全附著邊界層；0°攻角時(shí),這種存在后緣偏轉(zhuǎn)的翼型,其后緣已有小規(guī)模的流動(dòng)分離；6°攻角時(shí) ,旋渦顯著增大；12°攻角時(shí),回流區(qū)已擴(kuò)大到整個(gè)偏轉(zhuǎn)段上表面及其之后的一段區(qū)域。這種流場(chǎng)分離特性隨攻角的變化規(guī)律可由上文描述的壓力梯度隨攻角的變化規(guī)律來(lái)解釋。

圖6 變彎度NACA 2412翼型傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型表面附近流線(xiàn)與速度云圖Fig.6 Near-surfacestreamlineand velocity contour of variable camber NACA 2412 airfoil in its conventional deflection shape

圖7給出了變彎度NACA 2412翼型兩種光滑變形翼型在6°攻角下翼型表面附近的流線(xiàn)與速度云圖。將圖6(c)、圖7(a)、圖7(b)進(jìn)行比較,可知,這三種外形的翼型后緣流動(dòng)分離區(qū)大小不同,SM-3最小,SM-4次之,傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最大。這與上文分析的圖5(c)中三種外形的翼型上下表面壓力曲線(xiàn)所圍成的面積規(guī)律(SM-3最大,SM-4次之,傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)最小)相對(duì)應(yīng)。實(shí)際上,這種對(duì)應(yīng)反映了流動(dòng)分離(見(jiàn)圖6c、圖7a、圖7b)會(huì)對(duì)壓力分布(見(jiàn)圖5c)產(chǎn)生較大影響,進(jìn)而體現(xiàn)在升力系數(shù)、阻力系數(shù)的顯著差別(見(jiàn)圖4a、b)上,最終體現(xiàn)在升阻比的更顯著差別(見(jiàn)圖3b)上。另外,由這三種外形的翼型后緣流動(dòng)分離區(qū)大小不同所引起的翼型表面(特別是翼型后緣附近)壓力分布不同也解釋了圖4(c)中顯示的俯仰力矩系數(shù)的不同。

4 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)

本文在結(jié)構(gòu)上實(shí)現(xiàn)可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型(如圖8所示)采用的方案為:機(jī)翼由三段組成,其中,前段和后段均采用普通實(shí)體,中段采用柔性蒙皮和機(jī)械結(jié)構(gòu)。柔性蒙皮一端與機(jī)翼前段后緣連接,另一端與機(jī)翼后段前緣連接,這種蒙皮采用形狀記憶聚合物材料(也可采用增強(qiáng)硅橡膠材料),形狀記憶聚合物材料在初始溫度下保持一定的外形,當(dāng)通過(guò)布置在該材料下的電加熱膜對(duì)其加熱,使其溫度超過(guò)其玻璃化溫度后,在外力(主要由機(jī)翼中段內(nèi)部的電機(jī)提供)作用下能實(shí)現(xiàn)大變形并保持表面光滑,此時(shí)若停止加熱使其冷卻,則其維持在變形后的形狀,隨后,當(dāng)需要變形回原來(lái)形狀(此形狀已被該材料“記憶”)時(shí),只需再次將其加熱到超過(guò)其玻璃化溫度；機(jī)械結(jié)構(gòu)由若干塊變形前垂直于弦線(xiàn)的薄板疊加而成,這種疊加式的薄板集群既能支撐柔性蒙皮,又能在一定程度上靈活地旋轉(zhuǎn)變形。變形過(guò)程由電機(jī)控制。

圖7 變彎度NACA 2412翼型光滑變形翼型表面附近流線(xiàn)與速度云圖Fig.7 Near-surface streamline and velocity contour of variable camber NACA 2412 airfoil in its smooth morphing shapes

圖8 可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)Fig.8 Structure realization and wind-tunnel experiment of smooth morphing trailing edge of variable camber airfoil

圖9給出了風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)試結(jié)果和相應(yīng)的數(shù)值模擬結(jié)果,兩者符合較好；而對(duì)比兩幅子圖可見(jiàn)實(shí)驗(yàn)中連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣對(duì)氣動(dòng)性能的改進(jìn)與圖4(a)的相應(yīng)規(guī)律相符。

可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)初步驗(yàn)證與確認(rèn)了其可實(shí)現(xiàn)性,更進(jìn)一步的實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析正在進(jìn)行中。實(shí)驗(yàn)中還涉及到可變形段蒙皮所采用的形狀記憶聚合物材料的特性等因素,而這些也是需要進(jìn)一步研究的內(nèi)容。

圖9 實(shí)驗(yàn)翼型的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的比較Fig.9 Comparison of computation results and experiment results about experimental airfoil

5 結(jié) 論

總結(jié)上述計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果可得:

(1)可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型相對(duì)于傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型,能在中等攻角范圍內(nèi)較顯著增大升力系數(shù)、減小阻力系數(shù)、提高俯仰力矩系數(shù),能在幾乎整個(gè)攻角范圍內(nèi)顯著提高升阻比；

(2)翼型表面壓力分布和翼型表面附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)比較直觀地表明了產(chǎn)生上述氣動(dòng)特性的深層次原因,特別是在6°附近的中等攻角范圍內(nèi),翼型局部非光滑性對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和壓力分布有較大影響；

(3)光滑變形方式中的可變形段范圍、轉(zhuǎn)軸位置、后緣偏轉(zhuǎn)角度、后緣高度等四種因素對(duì)氣動(dòng)特性具有較顯著影響。若使變彎度翼型的轉(zhuǎn)軸位置與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型轉(zhuǎn)軸位置重合、可變形段之后的剛性段與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型轉(zhuǎn)軸之后的剛性段偏轉(zhuǎn)相同的角度并達(dá)到相同的高度,則可得到與傳統(tǒng)主翼-簡(jiǎn)單襟翼翼型具有較好外形可比性的變彎度翼型,在此基礎(chǔ)上研究可變形段范圍對(duì)氣動(dòng)特性的影響可知,適當(dāng)大(如占基本翼型弦長(zhǎng)40%)的可變形段范圍能為翼型的偏轉(zhuǎn)提供合適的過(guò)渡,因而能改進(jìn)流動(dòng)分離特性,進(jìn)而能改進(jìn)升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)、升阻比等氣動(dòng)特性；

(4)在綜合考慮氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)上的經(jīng)濟(jì)性的情況下,可能存在一個(gè)使得綜合性能最優(yōu)的可變形段范圍。

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