白亞磊，李 鵬

（南京航空航天大學(xué) 空氣動(dòng)力學(xué)系，江蘇 南京 210016）

0 引 言

為了提高飛行器的效率，需要對(duì)機(jī)翼流動(dòng)及其控制方法做廣泛而深入的研究。機(jī)翼流動(dòng)控制主要有被動(dòng)流動(dòng)控制和主動(dòng)流動(dòng)控制。主動(dòng)流動(dòng)控制利用局部能量輸入改變?nèi)至鲃?dòng)，具有“四兩撥千斤”的優(yōu)點(diǎn)，一直都是流體力學(xué)尤其是流動(dòng)控制技術(shù)研究的熱點(diǎn)。除了傳統(tǒng)的吹／吸氣控制［1］，研究得較多的還有非定常振蕩［2］、合成射流［3］、等離子體［4－5］和 MEMS技術(shù)［6］等控制技術(shù)。被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)具有簡(jiǎn)單靈活和使用方便的特點(diǎn)，著名的有渦流發(fā)生器［7］、后緣Gurney襟翼［8］、前緣縫翼［9］和翼尖小翼等［10］。

南京航空航天大學(xué)的明曉教授提出了一種流動(dòng)控制新技術(shù)——流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器［11］。它屬于被動(dòng)流動(dòng)控制的一種。該項(xiàng)控制技術(shù)已獲得英國專利（專利號(hào)WO／2009／138773）。

已有的研究結(jié)果［11］證明，流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器可以推遲機(jī)翼失速迎角，增加最大升力系數(shù)，從而控制流動(dòng)分離。但文獻(xiàn)［11］僅限于控制效果，本文通過對(duì)有限翼展的三維數(shù)值模擬進(jìn)一步研究了流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器的流動(dòng)控制原理。在流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器的作用下，機(jī)翼前緣局部流動(dòng)迎角增大，來流流動(dòng)向機(jī)翼上翼面偏轉(zhuǎn)，增加底層流動(dòng)速度，從而推遲分離，改善失速。

1 流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器實(shí)物模型

本文研究的流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器是安裝在機(jī)翼前緣附近的一組平行的小薄片，機(jī)構(gòu)如圖1所示，固定在機(jī)翼前緣附近。文中研究用的流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器薄片厚度0．3mm，薄片長(zhǎng)度與機(jī)翼翼展相同，1520mm。薄片之間的間距為5mm，片數(shù)為6片，薄片置于基座之內(nèi)，與基座垂直，基座長(zhǎng)63mm?；惭b在機(jī)翼前緣附近，距離最前緣12mm，與機(jī)翼弦線夾角為80°。

圖1 流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器機(jī)構(gòu)Fig．1 Mechanism for setting the flow deflector

2 數(shù)值模擬方法與結(jié)果

2．1 數(shù)值模擬網(wǎng)格模型

數(shù)值計(jì)算采用NACA0012三維直機(jī)翼模型，無后掠角，弦長(zhǎng)c＝500mm，展長(zhǎng)L＝1520mm，坐標(biāo)原點(diǎn)在機(jī)翼翼根1／4弦長(zhǎng)處。自由來流風(fēng)速U∞＝50m／s，參考翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為Re＝1．76×106。如圖2為干凈機(jī)翼的網(wǎng)格圖，如圖3為加裝流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器的機(jī)翼網(wǎng)格圖。

圖2 干凈機(jī)翼周圍局部網(wǎng)格Fig．2 Mesh around the clean wing

圖3 加流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器機(jī)翼周圍局部網(wǎng)格Fig．3 Mesh around the wing with flow deflector

2．2 數(shù)值模擬方法

計(jì)算域網(wǎng)格是由GAMBIT生成的C型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為滿足粘性邊界層求解的要求，翼面和流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器附近都進(jìn)行了網(wǎng)格加密如圖2、圖3所示。文中采用軟件FLUENT不可壓分離求解器求解三維定常Reynolds平均Navier－Stokes方程組，具有二階精度。湍流模型選擇k－ωSST模型。k－ωSST模型是一種被實(shí)踐證明了的能夠比較準(zhǔn)確模擬大分離流動(dòng)的湍流模型。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界采用速度入口和壓力出口邊界條件。

2．3 數(shù)值模擬結(jié)果的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬的可靠性，本文針對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究比對(duì)。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐讳X制三維直機(jī)翼模型，翼型為NACA0012。其弦長(zhǎng)為500mm，展長(zhǎng)1520mm。

實(shí)驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)NH－2低速風(fēng)洞的3m實(shí)驗(yàn)段中進(jìn)行，該實(shí)驗(yàn)段寬為3m，高為2．5m，長(zhǎng)6m。風(fēng)洞最大風(fēng)速為90m／s，其流場(chǎng)品質(zhì)如下：當(dāng)?shù)貏?dòng)壓偏差＜0．5%，當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)偏角＜0．5°，軸向靜壓梯度＜0．004／m，湍流度＜0．2%。使用六分量天平測(cè)量機(jī)翼模型的氣動(dòng)力。在模型中部（展長(zhǎng)760mm處）吸力面安裝23根測(cè)壓管測(cè)量模型靜壓分布。模型一端固定在風(fēng)洞地板垂直安裝，如圖4所示。

圖4 機(jī)翼模型及其在風(fēng)洞中的安裝示意圖Fig．4 Wing model in the wind tunnel

如圖5為數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)的升力系數(shù)比對(duì)，標(biāo)注clean的為干凈機(jī)翼，標(biāo)注def．的為加流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器機(jī)翼（下文沿用此標(biāo)注）。對(duì)干凈機(jī)翼來說，實(shí)驗(yàn)和計(jì)算的升力系數(shù)曲線總體變化趨勢(shì)吻合很好，但實(shí)驗(yàn)的失速迎角比計(jì)算的稍小。對(duì)加裝偏轉(zhuǎn)器的實(shí)驗(yàn)和計(jì)算比對(duì)結(jié)果來說，失速迎角和變化趨勢(shì)都吻合很好?？梢钥闯?，數(shù)值計(jì)算可以準(zhǔn)確地反映機(jī)翼的氣動(dòng)特性，即加裝偏轉(zhuǎn)器可以很好地改善機(jī)翼的升力特性以及推遲失速迎角達(dá)5°。

圖5 機(jī)翼升力系數(shù)曲線圖Fig．5 Curve of the lift coefficient of wing

2．4 數(shù)值模擬結(jié)果

圖6 給出了20°迎角下機(jī)翼中剖面z＝760mm處繞流流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果。可以看到，加流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器控制后，翼型吸力面的大分離區(qū)幾乎完全被抑制，大尺度旋渦及其誘導(dǎo)的后緣渦都被消除。流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器起到很好的控制效果。

綜合以上數(shù)值計(jì)算和實(shí)驗(yàn)的結(jié)果比對(duì)，說明數(shù)值計(jì)算方法是可靠的，能夠?yàn)檫M(jìn)一步分析控制原理提供依據(jù)。

圖6 20°迎角下機(jī)翼繞流流場(chǎng)對(duì)比Fig．6 Comparison of flow field for wings without／with flow deflector at angle of attack 20°

3 流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器控制原理分析

為研究有偏轉(zhuǎn)器情況下流動(dòng)控制原理，定義局部來流在zy平面內(nèi)的投影與x軸的夾角為α′（°），定義局部來流在zx平面內(nèi)的投影與z軸的夾角為β′（°），如圖7所示。

圖7 局部來流流動(dòng)角示意圖Fig．7 Illustration of the angle of the flow

3．1 流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器使來流向機(jī)翼吸力面偏轉(zhuǎn)

為研究流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器對(duì)來流流動(dòng)方向的控制研究，在機(jī)翼中剖面機(jī)翼上方設(shè)置一段監(jiān)測(cè)線line。監(jiān)測(cè)線設(shè)置如圖8所示。

如圖9為迎角12°時(shí)，機(jī)翼上方來流的流動(dòng)角α′隨無量綱坐標(biāo)位置的變化規(guī)律?？梢钥闯觯袩o流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器時(shí)流動(dòng)角α′變化一致，說明流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器在迎角12°時(shí)控制效果較弱。

圖8 line監(jiān)測(cè)線位置示意圖Fig．8 Illustration of the line

圖9 迎角12°時(shí)來流流動(dòng)角度α′示意圖Fig．9 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 12°

如圖10為迎角20°時(shí)，機(jī)翼上方來流的流動(dòng)角α′隨無量綱坐標(biāo)位置的變化規(guī)律?？梢钥闯?，流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器使來流向機(jī)翼吸力面偏轉(zhuǎn)，且效果明顯。

如圖11為迎角24°時(shí)，機(jī)翼上方來流的流動(dòng)角α′隨無量綱坐標(biāo)位置的變化規(guī)律?？梢钥闯?，流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器只在其附近小范圍內(nèi)有影響，而在其他坐標(biāo)范圍失去控制作用。

圖10 迎角20°時(shí)來流流動(dòng)角度α′示意圖Fig．10 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 20°

圖11 迎角24°時(shí)來流流動(dòng)角度α′示意圖Fig．11 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 24°

3．2 流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器對(duì)吸力面邊界層的影響

為研究流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器對(duì)機(jī)翼吸力面邊界層的控制研究，在機(jī)翼中剖面吸力面沿法向設(shè)置三條監(jiān)測(cè)線，觀察速度型和邊界層的變化規(guī)律。監(jiān)測(cè)線設(shè)置如圖12所示。

圖12 line－s1，s2，s3監(jiān)測(cè)線位置示意圖Fig．12 Illustration of the line－s1，s2，s3

如圖13為迎角16°時(shí)，有無偏轉(zhuǎn)器作用的監(jiān)測(cè)線處速度型分布。其中δ為法向方向距離壁面的高度，u為當(dāng)?shù)厮俣龋琔∞為來流速度大小。由圖中可以看出，在流動(dòng)朝機(jī)翼后緣發(fā)展過程中，速度型由飽滿變得扁瘦，抗分離能力變?nèi)?。與干凈機(jī)翼相比，流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器使速度型變得更加飽滿，抗分離能力增強(qiáng)。

圖13 迎角16°時(shí)有無偏轉(zhuǎn)器的速度型分布Fig．13 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 16°

如圖14為迎角20°時(shí)，有無偏轉(zhuǎn)器作用的監(jiān)測(cè)線處速度型分布。由圖中可以看出，對(duì)干凈機(jī)翼，監(jiān)測(cè)線處已經(jīng)發(fā)生了流動(dòng)分離，但在流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器控制下，抑制了流動(dòng)分離的發(fā)生。

圖14 迎角20°時(shí)有無偏轉(zhuǎn)器的速度型分布Fig．14 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 20°

速度型的穩(wěn)定性強(qiáng)烈依賴于外流的壓力梯度，并由一些形狀因子來表征。依據(jù)如下三式：

將形狀因子定義成厚度比的形式。習(xí)慣上采用下列縮寫符號(hào)：

H12＝δ1／δ2；H23＝δ2／δ3；H32＝δ3／δ2等。隨著形狀因子H12增大速度型穩(wěn)定性減小，當(dāng)形狀因子H12大于一定的臨界值之后，流動(dòng)發(fā)生分離［12］。

如圖15所示為不同迎角下監(jiān)測(cè)線處速度型形狀因子的大小。從中可以看出，隨著流動(dòng)從機(jī)翼前緣流向后緣，H12不斷增加，速度型穩(wěn)定性降低，抗分離能力減弱。參考文獻(xiàn)［12］，分離臨界發(fā)生在H12等于2．237左右。流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器可以增加邊界層的穩(wěn)定性，推遲分離。

圖15 不同迎角下邊界層形狀因子的分布Fig．15 Factor of the boundary layer at different angles of attack

另外，文獻(xiàn)［12］測(cè)量表明，湍流速度剖面可以用單參數(shù)曲線族來描述，正如圖16所證實(shí)的那樣，這意味著形狀因子H12和H32相互間存在著單值關(guān)系。

圖16 不同形狀因子對(duì)應(yīng)曲線圖Fig．16 Curve of the different shape factors

4 結(jié) 論

對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算，驗(yàn)證了計(jì)算的準(zhǔn)確性，也說明了流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器對(duì)三維機(jī)翼大迎角下分離流動(dòng)具有明顯的控制效果，可以有效抑制分離，極大地推遲失速迎角。

通過對(duì)流場(chǎng)流動(dòng)方向變化規(guī)律的研究，說明流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器的控制效果源于減小了機(jī)翼上方來流的流動(dòng)角α′，使之向機(jī)翼吸力面偏轉(zhuǎn)。另外，流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器在一定范圍內(nèi)可削弱機(jī)翼前緣附近流動(dòng)的三維效應(yīng)使流動(dòng)趨近二元化。

對(duì)流場(chǎng)邊界層內(nèi)流動(dòng)的比對(duì)研究，說明流動(dòng)偏轉(zhuǎn)器使邊界層內(nèi)速度型變得飽滿，抗分離能量增強(qiáng)，同時(shí)，減小了速度型形狀因子H12的大小，增大了速度型的穩(wěn)定性，進(jìn)而抑制分離。

對(duì)邊界層內(nèi)速度型不同形狀因子H12和H32的關(guān)系研究，說明了湍流速度剖面可以用單參數(shù)曲線族來描述，又驗(yàn)證了它們之間單值的對(duì)應(yīng)關(guān)系。

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