楊茵，陳迎春，李棟

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安　710072)

(2.中國(guó)商用飛機(jī)有限公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上?！?01210)

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多段翼混合邊界層改變對(duì)流場(chǎng)的影響研究

楊茵1，陳迎春2，李棟1

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安710072)

(2.中國(guó)商用飛機(jī)有限公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

摘要：前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合的改變對(duì)主翼氣動(dòng)力具有重要影響。利用數(shù)值模擬手段，通過(guò)在前緣縫翼尾緣添加一定動(dòng)量系數(shù)的噴流，改變前緣縫翼尾緣的尾流，進(jìn)而改變尾流與主翼邊界層的混合狀況。求解二維多段翼模型30P30N在各個(gè)不同噴流條件下的二維非定常流場(chǎng)，結(jié)果表明：提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)，將使前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合開(kāi)始點(diǎn)后移，提高主翼上表面負(fù)壓峰值和主翼升力；混合開(kāi)始點(diǎn)對(duì)主翼的負(fù)壓峰值及升力均有一定的影響；增大來(lái)流攻角會(huì)抑制前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合。

關(guān)鍵詞：多段翼；前緣縫翼尾流；邊界層；動(dòng)量系數(shù)；噴流；混合開(kāi)始點(diǎn)

0引言

在現(xiàn)今的流體力學(xué)研究中，自由剪切層[1-2]一直都備受關(guān)注，尾流[3-4]、混合流[5-6]、射流[7-8]等都包含在自由剪切層的研究中。流體粘性效應(yīng)使不同流速的流體之間發(fā)生動(dòng)量交換，從而產(chǎn)生剪切層。剪切層卷起形成渦，造成流動(dòng)混合，同時(shí)使剪切層寬度增加。航空領(lǐng)域?qū)羟袑拥难芯枯^多，例如，超音速混合問(wèn)題[9-10]、自由剪切層理論[11-12]及其穩(wěn)定性分析[13-14]、飛機(jī)尾流問(wèn)題[15-16]等。

在多段翼的研究中，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合問(wèn)題十分復(fù)雜，對(duì)翼面具有重要的影響，因此得到了研究者的廣泛關(guān)注。F.O.Thomas等[17]通過(guò)對(duì)多段翼的實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，前緣縫翼與主翼間的相互位置會(huì)影響前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合，當(dāng)主翼與前緣縫翼重疊較大時(shí)，前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合開(kāi)始點(diǎn)會(huì)提前；前緣縫翼與主翼縫道寬度增大，會(huì)抑制前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合，但當(dāng)縫道寬度過(guò)大時(shí)，主翼上表面會(huì)形成大的分離泡并且升力下降。綜其所述，縫道寬度、前緣縫翼與主翼的重疊量對(duì)前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合具有重要影響。

多數(shù)通過(guò)改變縫道參數(shù)和前緣縫翼的相對(duì)位置來(lái)改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合的研究，實(shí)際上改變的是前緣縫翼尾緣的尾流、縫道流動(dòng)和主翼邊界層，研究了不同流動(dòng)的混合對(duì)主翼產(chǎn)生的影響。然而對(duì)于固定構(gòu)型，前緣縫翼與主翼間的縫道流動(dòng)、前緣縫翼尾流以及主翼邊界層的流動(dòng)是確定的，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合也是確定的。目前，關(guān)于前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合的改變對(duì)各個(gè)翼面及整個(gè)流場(chǎng)的影響，前緣縫翼尾流、縫道流動(dòng)和主翼邊界層的相互作用以及各自對(duì)翼面的影響卻鮮有研究。而前緣縫翼尾緣處的流動(dòng)對(duì)各個(gè)翼面均有一定的影響，如何控制前緣縫翼尾緣流動(dòng)的發(fā)展顯得尤為重要。

本文通過(guò)在前緣縫翼尾緣添加噴流的方式來(lái)改變前緣縫翼尾流，進(jìn)而改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況，通過(guò)分析主翼上表面速度型的改變，得到尾流和邊界層的混合狀況對(duì)主翼氣動(dòng)力的影響規(guī)律，為多段翼流動(dòng)控制應(yīng)用提供一定的參考。

1數(shù)值模型及網(wǎng)格

選取一種常用的McDonnell Douglas襟翼模型30P30N[18]，其前緣襟翼縫道參數(shù)δs=-30°，OLs=-2.50%c，Gs=2.95%c；后緣襟翼縫道參數(shù)δf=30°，OLf=0.25%c，Gf=0.89%c。定義前緣縫翼與后緣襟翼收起狀態(tài)下的弦長(zhǎng)為c，前緣縫翼與后緣襟翼下偏角均為30°，具體參數(shù)含義如圖1所示。

圖1　模型及參數(shù)示意圖

對(duì)模型30P30N采用C-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬，網(wǎng)格如圖2所示。計(jì)算域?yàn)槎喽我砩舷掠?0倍弦長(zhǎng)，上下邊界15倍弦長(zhǎng)，網(wǎng)格總量約為83 000，壁面第一層網(wǎng)格距離為1.0×10-5c。

圖2　數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格

2數(shù)值方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文的數(shù)值計(jì)算結(jié)果是真實(shí)可靠的，采用有限體積法離散二維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程，其中對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，粘性項(xiàng)采用二階中心差分格式，時(shí)間離散選用雙時(shí)間方法，湍流模型選擇剪切應(yīng)力輸運(yùn)(Shear Stress Transport，簡(jiǎn)稱SST)k-ω模型。物面選擇無(wú)滑移邊界條件，遠(yuǎn)場(chǎng)選用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。數(shù)值驗(yàn)證和后續(xù)數(shù)值計(jì)算均在Ma=0.2和Re=9.0×106的條件下進(jìn)行，非定常數(shù)值計(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)選為0.001。

數(shù)值計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)實(shí)驗(yàn)結(jié)果[19]的比較如圖3所示。

圖3　升力系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值比較

從圖3可以看出：數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合得相對(duì)較好，前緣縫翼、后緣襟翼與實(shí)驗(yàn)值十分接近；主翼升力系數(shù)(CL)在攻角(α)大于19°后，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值出現(xiàn)相對(duì)較大的差別，其原因是：①30P30N設(shè)計(jì)狀態(tài)為著陸構(gòu)型，攻角為19°左右，故攻角較大時(shí)，流動(dòng)分離及非定常特性增強(qiáng)，使得數(shù)值計(jì)算結(jié)果誤差變大；②攻角較大時(shí)，實(shí)驗(yàn)中的三維效應(yīng)增強(qiáng)，也對(duì)實(shí)驗(yàn)結(jié)果造成了一定影響。

當(dāng)攻角為16°時(shí)，三個(gè)翼面壓力分布的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖4所示。

圖4　壓力系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值比較(α=16°)

從圖4可以看出：數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合得比較好。

綜上所述，升力系數(shù)和壓力系數(shù)(Cp)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值都吻合得很好，因此，可以認(rèn)為數(shù)值方法的選擇是合理的，本文的數(shù)值計(jì)算結(jié)果是可靠的，后續(xù)計(jì)算結(jié)果可信。

3計(jì)算結(jié)果分析

F.O.Thomas等[17]的研究表明，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合推遲有利于增加升力，過(guò)早混合會(huì)增強(qiáng)混合強(qiáng)度，增加壁面附近的動(dòng)量損失，增加主翼表面的動(dòng)量厚度和位移厚度，降低主翼表面壓力峰值，減小升力。然而，文獻(xiàn)[17]的研究結(jié)果為不同構(gòu)型下的混合狀況，縫道流動(dòng)和前緣縫翼尾流均發(fā)生了改變，因此對(duì)主翼氣動(dòng)力的改變不能完全歸結(jié)于前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況。本文通過(guò)改變前緣縫翼尾流來(lái)改變尾流和主翼邊界層的混合狀況，以此來(lái)確定前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合對(duì)主翼的影響。對(duì)于固定狀態(tài)、固定構(gòu)型的多段翼來(lái)說(shuō)，其混合狀態(tài)是一定的，因此可在前緣縫翼尾緣添加一定動(dòng)量系數(shù)的噴流來(lái)改變前緣縫翼尾流。

在前緣縫翼尾緣添加噴流，通過(guò)改變噴流的動(dòng)量系數(shù)來(lái)改變前緣縫翼尾流。動(dòng)量系數(shù)為

Cμ=mv/(q∞S)

(1)

式中：m為噴流質(zhì)量流量；v為噴流速度；q∞為來(lái)流的動(dòng)壓；S為機(jī)翼面積，二維情況下為翼型弦長(zhǎng)。

對(duì)前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合提出了四種不同的發(fā)展形態(tài)，如圖5所示[17]。

(a) 無(wú)混合

(b) 弱混合

(c) 尾流剪切層下層消失

(d) 充分混合

不同的噴流對(duì)前緣縫翼尾流的改變不同，為了得到不同的尾流，改變前緣縫翼尾緣的噴流動(dòng)量系數(shù)，選擇分別添加的動(dòng)量系數(shù)為0.008 78、0.035 13和0.079 04，并保持噴流的方向?yàn)閲娍诜ň€方向。

未添加噴流時(shí)，不同攻角下，主翼上表面各個(gè)站位的速度型如圖6所示，虛線表示U/Ue=1，Ue為粘性外層的當(dāng)?shù)厮俣取?/p>

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖6可以看出：在來(lái)流攻角為8°的條件下，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合從0.5c處已經(jīng)開(kāi)始，且在0.7c處開(kāi)始強(qiáng)混合，到0.9c處已經(jīng)充分混合了；然而，隨著攻角的增加，主翼邊界層和前緣縫翼尾緣的混合狀況也在發(fā)生變化，主翼上表面粘性層以外的流動(dòng)逐漸遠(yuǎn)離翼型表面，從而影響前緣縫翼尾流和邊界層的混合；攻角的增加推遲了混合開(kāi)始點(diǎn)，降低了主翼上表面中后部分的混合程度，使之不再出現(xiàn)充分混合的狀態(tài)。

將前緣縫翼尾緣添加噴流的動(dòng)量系數(shù)提高為0.008 78，對(duì)比不同攻角下，主翼上表面的速度型如圖7所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖7可以看出：當(dāng)攻角較小時(shí)，前緣縫翼尾流發(fā)生變化，由不添加噴流時(shí)的阻力型[20]尾流轉(zhuǎn)變?yōu)橥屏π蚚20]尾流；在攻角分別為8°和12°的條件下，尾流為推力型尾流，在0.3c后發(fā)生混合并迅速發(fā)展，在0.5c處已充分混合；隨著攻角的繼續(xù)增加，噴流對(duì)前緣縫翼尾流的改變逐漸減小，促進(jìn)混合的功效也逐漸下降，當(dāng)攻角為20°時(shí)，已不會(huì)出現(xiàn)充分混合的狀態(tài)。前緣縫翼尾緣噴流速度與縫道間的相對(duì)速度，對(duì)前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合具有一定的影響，相對(duì)速度越小，混合就越容易。

進(jìn)一步提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)，將噴流速度提高近一倍，則不同攻角下主翼上表面的速度型如圖8所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=18°

(d) α=20°

從圖8(a)可以看出：在0.5c處尾流下部的剪切層與縫道流動(dòng)已經(jīng)完全混合，但尚未與主翼邊界層完全混合。

從圖8(c)～圖8(d)可以看出：隨著攻角的增加，主翼邊界層和前緣縫翼尾流之間的流動(dòng)在壁面法線方向仍存在較大梯度，主翼邊界層與前緣縫翼尾流無(wú)法完全混合。

與不添加噴流時(shí)的情況相同，隨著攻角的增大，前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合被抑制。由可壓縮流動(dòng)的混合分析可知，可壓縮混合隨著對(duì)流馬赫數(shù)[21]的提高而變得困難，故可推斷，提高噴流動(dòng)量流量，不僅可以推遲混合開(kāi)始位置，還能夠抑制尾流和邊界層的充分混合。

繼續(xù)提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)至0.079 04，得到不同攻角下主翼上表面的速度型如圖9所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖9可以看出：在x/c=0.5之后，由于噴流速度的增加，前緣縫翼尾流與主翼邊界層之間流體的法向速度梯度進(jìn)一步增加，前緣縫翼尾流與邊界層的混合更加困難。這進(jìn)一步佐證了之前的推論，即噴流動(dòng)量系數(shù)增加，可以抑制前緣縫翼與主翼邊界層的混合。

邊界層混合提前，使得壁面的氣動(dòng)力系數(shù)發(fā)生相應(yīng)的變化。不同噴流動(dòng)量系數(shù)下，主翼壓力系數(shù)曲線如圖10所示。

圖10　不同噴流動(dòng)量系數(shù)下主翼壓力系數(shù)(α=8°)

從圖10可以看出：提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)，會(huì)提高主翼上表面的壓力系數(shù)，且隨著噴流動(dòng)量系數(shù)的增加，主翼前緣負(fù)壓峰值增大，主翼上表面壓力增加。

不同噴流動(dòng)量系數(shù)下，主翼升力系數(shù)曲線如圖11所示。

圖11　不同噴流動(dòng)量系數(shù)下主翼升力系數(shù)

從圖11可以看出：提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)，主翼升力隨之增大。

4結(jié)論

(1) 隨著攻角的增大，前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合開(kāi)始點(diǎn)后移，充分混合點(diǎn)也相應(yīng)地沿主翼弦向后移。

(2) 在前緣縫翼尾緣添加噴流后，會(huì)改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況。當(dāng)添加的噴流動(dòng)量系數(shù)較小時(shí)，能夠提前前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合開(kāi)始點(diǎn)，并促進(jìn)二者充分混合；提高噴流動(dòng)量系數(shù)，會(huì)推遲混合開(kāi)始點(diǎn)，抑制前緣縫翼尾流和主翼邊界層的充分混合。

(3) 混合開(kāi)始點(diǎn)對(duì)主翼上表面的負(fù)壓峰值影響較大，推遲前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合開(kāi)始點(diǎn)，能夠提高主翼上表面的負(fù)壓峰值，提高主翼升力。

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楊茵(1985-)，女，博士研究生。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)。

陳迎春(1961-)，男，博士，教授。主要研究方向：飛機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)。

李棟(1970-)，男，博士，教授。主要研究方向：計(jì)算流體力學(xué)、實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)、設(shè)計(jì)空氣動(dòng)力學(xué)。

(編輯：馬文靜)

Influence of Confluent Boundary Layer Changing for Multi-element Airfoils Flow Field

Yang Yin1， Chen Yingchun2， Li Dong1

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072， China)(2.Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Abstract:The influence of confluent boundary layer changing on aerodynamic force of the main element of multi-element airfoils is significant. In order to alter the mixing condition of slat wake and main element boundary layer, slat wake varies with different momentum coefficients jet which applied at the trailing edge of slat. Numerical computation is used for solving two dimensional unsteady flow of multi-element airfoils model 30P30N at different jet momentum coefficients. The numerical results indicate that: the onset location of the mixed flow by slat wake and main element boundary layer moves downstream along main element chordwise direction with the jet momentum coefficient increased, the suction peak of main element on upper surface is improved, and the main element lift is enhanced. Onset location of mixing has effect on suction peak and lift of main element. The mixing flow of slat wake and main element boundary layer is restrained by the increasing of the angle of attack.

Key words:multi-element airfoils; slat wake; boundary layer; momentum coefficient; jet; onset location of mixing

作者簡(jiǎn)介：

中圖分類(lèi)號(hào)：V211

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.005

文章編號(hào):1674-8190(2016)01-030-08

通信作者：楊茵,bates059@sina.com

收稿日期：2015-10-20；修回日期：2015-11-10