陳鵬程 陳偉 黃玉鳳 蔡民

摘 要：飛機的增升減阻技術(shù)一直是流體力學(xué)研究的重點方向，增加飛機升阻比可以大大減小燃油的消耗，提升飛行性能。本研究提出一種基于壓電元件的主動控制技術(shù)，即通過引入主動控制改善翼型周圍流場的分離從而達到增升減阻的效果。本研究將以傳統(tǒng)的30P30N翼型為研究對象，根據(jù)引入控制前后的對比來驗證增升減阻的效果。除此之外，本研究將使用CFD仿真技術(shù)對翼型周圍的流場進行仿真分析，建立合適的模型，并且與實驗數(shù)據(jù)形成對比。最后本研究將討論主動控制的可行性，為翼型的設(shè)計提供指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：增升減阻；壓電控制；30P30N；CFD

1 引言

在空氣動力學(xué)伊始，減阻就是飛行器設(shè)計中的主要問題。飛機航程滿足Bregust關(guān)系式：

式中：CL/Cd為升阻比，v為飛行速度，SFC為比燃燒率，wo為飛機燃油重量，wp為飛機結(jié)構(gòu)重量。

在保證航程的前提下，阻力每增加萬分之一就要減少八位乘客。以典型的大西洋航線為例，1%的阻力相當(dāng)于每年所消耗的航空燃油大約如下：B737為15000gal，B747為100000gal，B757為25000gal，B767為30000gal，B777為70000gal，這些數(shù)字相當(dāng)驚人[1]。因此，采用各種手段降低飛行器的阻力一直是科研人員的不懈追求。

美國在飛行器研究方面一直處于領(lǐng)先地位，湍流邊界層控制減阻技術(shù)已經(jīng)被NASA研究中心列為21世紀(jì)航空關(guān)鍵技術(shù)之一，具有重要的經(jīng)濟和軍事價值。我國在增升減阻方面也在不斷努力，結(jié)合我國大飛機項目的進行投入也在不斷加大。在飛行器減阻方面，得益于臨界機翼和新型減阻裝置等減阻技術(shù)的廣泛應(yīng)用，飛行器阻力已經(jīng)得到一定程度的減小。如果要進一步減小飛機阻力，就要加大在激波阻力方面的研究[2-3]。本文的一個重點內(nèi)容便是對飛機的激波阻力進行研究。研究目標(biāo)之一就是減小激波的強度，推遲激波在翼型上的位置。

2 壓電控制原理

某些物質(zhì)，當(dāng)沿著一定方向施加壓力或拉力時會發(fā)生形變，其內(nèi)部就產(chǎn)生極化現(xiàn)象；同時，其外表面上產(chǎn)生極性相反的電荷；當(dāng)外力拆掉后又恢復(fù)到不帶電的狀態(tài)；當(dāng)作用力方向反向時，電荷極性也相反；電荷量與外力大小成正比。這種現(xiàn)象叫正壓電效應(yīng)。

反之，當(dāng)對某些物質(zhì)在極化方向上施加一定電場時，材料將產(chǎn)生機械形變，當(dāng)外電場撤銷時，形變也消失，這叫逆壓電效應(yīng)，也叫電致伸縮。壓電效應(yīng)的可逆性如圖1所示。利用這一特性可實現(xiàn)機—電能量的相互轉(zhuǎn)換。

壓電式傳感器大都采用壓電材料的正壓電效應(yīng)制成。大多數(shù)晶體都具有壓電效應(yīng)，而多數(shù)晶體的壓電效應(yīng)都十分微弱。隨著對壓電材料的深入研究，發(fā)現(xiàn)石英晶體和人造壓電陶瓷是性能優(yōu)良的壓電材料。

利用壓電材料的逆壓電性，可以在翼面實現(xiàn)微小的機械振動，使翼面產(chǎn)生微變形，并且對氣流形成微弱的擾動，這實際上就對流場進行了主動控制。本研究實驗中采用的壓電元件為片雙晶片，雙晶片尺寸為23×10×0.8mm，此雙晶片的一階固有頻率為520Hz。

3 模型及網(wǎng)格

麥道航空公司的30P30N增升構(gòu)型是被CFD（計算流體動力學(xué)）工作者廣泛采用的構(gòu)型之一。網(wǎng)格劃分將采取四邊形二維網(wǎng)格，遠場為弦長的15倍，248680個單元，250340個節(jié)點，在翼型表面周圍進行了網(wǎng)格細化翼型采用無滑移壁面邊界條件。壓力遠場邊界條件用來仿真無限遠處的自由來流，并且該邊界條件將放在離模型足夠遠的地方以盡量接近無限遠。計算來流的Ma=0.17，基于上述馬赫數(shù)和干凈弦長的Re=1.7 ×106。盡管這個雷諾數(shù)的值略小于雷諾數(shù)，但它對實驗的影響可以忽略不計。

4 數(shù)值方法

本研究采用基于壓力修正SIMPLC算法的有限體積法進行計算。遠場仿真采用標(biāo)準(zhǔn)的雷諾平均N-S方程進行求解。采用帶SSTk-ω湍流模型的雷諾平均方程得到遠場的穩(wěn)定解，同時采用非定常流場的雷諾平均方程求解得到瞬時解。非穩(wěn)態(tài)計算的時間步長為?t=0.000005s。每個時間步長內(nèi)迭代11次直到每步內(nèi)自動收斂。計算的時間步長和最小渦的時間尺寸有關(guān)，一般來講人們很難直接確定合適的計算時間步長，因此在計算中要根據(jù)計算結(jié)果調(diào)整時間步長。

5 結(jié)果與討論

由于激波引起的逆壓梯度越大，邊界層的分離就越嚴(yán)重，分離點就是壁面切應(yīng)力消失的點，逆向流動可以通過壁面切應(yīng)力的X分量是否為負值來判斷。在AoA=6°時，仿真和實驗[2]的壓力系數(shù)的比較。基于壓力遠場邊界條件的自由來流攻角最好經(jīng)過修正后，再用來模擬風(fēng)洞實驗的攻角。本章所采用的計算攻角與實驗值一致，雖然沒有經(jīng)過修正，但是二者的差值很小，在可接受的范圍之內(nèi)。因此我們的模型具有較高的正確性，可以正確的模擬翼型周圍的氣動分布。

6 主動控制模型與計算結(jié)果

由于壓電片相對于機翼表面很小，壓電片振動所產(chǎn)生的流場變化近似可以等效為機翼表面的振動所引起的流場變化。因此我們可以把主動控制模型簡化為如下模型。研究中的機翼是彈性體， 假設(shè)機翼上表面L1到L2區(qū)間內(nèi)產(chǎn)生正弦振動， 此區(qū)間內(nèi)任一點的位移隨時間的函數(shù)是

式中：A為振動的振幅；f為頻率。

7 主動控制機理討論

飛行器的阻力主要分為模型前后表面的壓差阻力和表面的摩擦阻力。表面摩擦阻力又分為：邊界層外側(cè)的湍流摩擦阻力和邊界層內(nèi)側(cè)的層流摩擦阻力。當(dāng)上表面流速增加推遲流動分離時，湍流摩擦阻力減小。

8 總結(jié)與討論

本研究研究的重點是施加主動控制之后對翼型周圍氣動特性的影響，尤其是增升減阻方面的作用。本研究以30P30N翼型為研究主體，運用模型簡化，理論分析和仿真計算探討主動控制對翼型增升減阻的作用。我們還運用優(yōu)化之后的商飛模型，通過實驗測量計算，從實驗角度來驗證主動控制對翼型增升減阻的作用，取得了一定的結(jié)果。

參考文獻

[1] 馬漢東，崔爾杰.大型飛機阻力預(yù)示與減阻研究.力學(xué)與實踐.2007，29（2）：1-8.

[2] L.N.Jenkins，M.R.Khorrami，M.Choudhari.Characterization of unsteady flows tructure snear leading-edge

slat：Part I.PIV measurements.AIAA paper.2004，2801.

[3] 裘進浩，李大偉，聶瑞，季宏麗.增加翼型升力的局部振動流動控制技術(shù).南京航空航天大學(xué)學(xué)報.2012， 44（5）：1-7.