陳　陽,馬貴春,王　博

(中北大學(xué)機電工程學(xué)院,太原　030051)

?

不同后掠形式柵格翼氣動特性的研究*

陳陽,馬貴春,王博

(中北大學(xué)機電工程學(xué)院,太原030051)

摘要:柵格翼是一種較之傳統(tǒng)翼具有諸多優(yōu)點的新型的多面翼,但是柵格翼的主要缺點是阻力大。前期研究表明,柵格翼后掠能有效減小阻力。文中基于此對不同后掠形式的柵格翼進(jìn)行了數(shù)值模擬。結(jié)果表明,在超聲速階段前緣后掠削尖模型能更有效的減小阻力;升力方面,在不同的馬赫數(shù)范圍,前緣后掠、前緣后掠削尖及整體后掠基礎(chǔ)上的前緣后掠都有較好的升力特性;總體來講,在文中前緣后掠削尖模型的升阻比最大,表現(xiàn)出最好的氣動特性。

關(guān)鍵詞:柵格翼;前緣后掠;削尖;氣動特性

0引言

柵格翼的諸多優(yōu)點得到了國內(nèi)外的廣泛關(guān)注,為此國內(nèi)外學(xué)者做了大量的研究。研究表明,柵格翼的氣動特性與外形特征緊密相關(guān)。Wm.DavidWashington在1993年最早提出整體后掠?xùn)鸥褚淼南敕?發(fā)現(xiàn)整體后掠?xùn)鸥褚砜捎行p小阻力[1]。鄧帆、陳少松等人則采用數(shù)值計算的方法對柵格翼的減阻效果進(jìn)行研究,結(jié)果表明,相比整體后掠而言,柵格翼前緣局部后掠是一種更有效的減阻方式。柵格中心為尖點后掠的方式與柵格交接點后掠相比,柵格交接點后掠表現(xiàn)出更好的減阻效果[2]。鄧帆、陳少松等人采用數(shù)值模擬的方法對不同柵格形狀的升阻效果進(jìn)行了研究。結(jié)果表明,等弦長、等升力面積、不同迎風(fēng)口形狀的模型有不同的氣動特性,斜置45°正方形模型的升力系數(shù)最大[3]。雷娟棉分別對柵格尾翼的格數(shù)、格壁厚度以及格壁前緣倒角進(jìn)行了研究,結(jié)果表明,太多的格數(shù),反而對其升阻比有不利影響,在滿足需要的情況下,盡可能多的使用薄格壁,最好對前后緣進(jìn)行倒角[4-5]。YanZeng在前緣后掠的基礎(chǔ)上對前緣進(jìn)行20°的削尖,數(shù)值模擬表明,該種方法能更好的減小阻力,達(dá)到更為理想的減阻效果[6]。

1數(shù)值方法

1.1控制方程

曲線坐標(biāo)系下的雷諾平均N-S方程:

式中:Q表示守恒變量矢量;F、G和H表示無粘通矢量;Fv、Gv和Hv表示粘性通矢量。采用有限體積法對空間進(jìn)行離散,離散格式采用AUSM+,時間項采用隱式LU-SGS方法。湍流模型采用Realizablek-ε模型,并使用帶雙層模型的增強壁面函數(shù)。

1.2邊界條件

遠(yuǎn)場邊界條件:采用自由流條件,入流邊界采用來流值。物面邊界條件:采用無滑移條件。

2研究模型

2.1計算的物理模型

圖1　不同后掠形式柵格翼的研究模型及工程圖

為探索不同形式的柵格翼,設(shè)計了4種模型,一個前緣后掠的柵格翼模型,具體參數(shù)見圖1,模型的框架尺寸相同,如圖1(a)、圖1(b),后掠角為55°,模型的迎風(fēng)面最前沿距背風(fēng)面為5.014mm,其為柵格格間交接點為尖點,模型定義為GP。柵格翼整體后掠的模型如圖1(c)、圖1(e),翼面后掠角為30°。為了分析前緣削尖這一減阻因素對柵格翼氣動特性的影響,分別前緣后掠進(jìn)行削尖,其削尖角度為20°,即GP-Sharp如圖1(f)、圖1(g)所示。為比較前緣后掠與削尖對柵格翼氣動特性的貢獻(xiàn)大小,在整體后掠的基礎(chǔ)上進(jìn)行前緣后掠,模型定義為GISB如圖1(h)所示。

2.2網(wǎng)格的生成及計算

四組模型的計算網(wǎng)格如圖2所示。統(tǒng)一參考長度L=3.864mm,參考面積S=213mm2。

采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,網(wǎng)格劃分時,在物體附近及流場對網(wǎng)格進(jìn)行加密,而在遠(yuǎn)場及流動相對穩(wěn)定的區(qū)域網(wǎng)格的劃分相對比較疏松。

圖2　網(wǎng)格示意圖

3計算結(jié)果及分析

該計算來流范圍主要是在超聲速階段,在此期間模型的阻力主要是波阻。由此進(jìn)行了兩種不同形式的數(shù)值計算模擬:圖3是四種柵格翼模型零升波阻隨馬赫數(shù)變化的變化曲線。圖5、圖6則是四種模型在攻角α=6°時的阻力系數(shù)與升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的變化情況。

圖3　Cd0隨Ma的變化曲線

從圖3可以看出:GI模型的零升波阻隨馬赫數(shù)的變化范圍不大,其余三種模型都隨馬赫數(shù)的增加而有所減小,在Ma>2時減阻效果更加明顯。模型GP-Sharp的減阻效果要優(yōu)于模型GP及模型GISB。為分析其原因,在馬赫數(shù)Ma=3時模型GP-Sharp、模型GP、模型GISB、模型GI的Y-Z平面內(nèi)截取一個平面,平面穿過柵格翼邊框中心(X=0)。

圖4　不同模型的Y-Z平面的壓力云圖

從圖4可以看出:對于模型GP與模型GP-Sharp來講,柵格的前緣均有后掠并且每一個面都有尖點,在超聲速下更容易使得激波附體,減弱了激波的強度,因此比模型GI的減阻效果要好。對于模型GI與模型GISB來講,由于模型GISB是在整體后掠基礎(chǔ)上的局部后掠,相比GI模型來講使得其在前緣后掠交接點處的激波大大減弱,減阻效果要比模型GI好。而模型GISB在上下齒處產(chǎn)生的激波在柵格后形成大面積的氣流阻滯,從而大大增加了柵格翼的阻力。

下面改變來流方向,使攻角α=6°。此時再來觀察四種模型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)變化的變化情況。

此時,著重分析升力系數(shù)的變化。

圖7　不同模型的Y-Z平面的壓力云圖(α=6°)

從圖5中可以看出,在Ma>2時,模型GP-Sharp升力系數(shù)整體要高于模型GP與模型GISB。由于升力主要是迎風(fēng)前緣上下壁面的壓力差而產(chǎn)生的,從圖7(c)可以看出GI模型的壓差最小,故升力系數(shù)也最小。對于模型GP與模型GISB隨著馬赫數(shù)的增加,上下壁面的壓差也會越來越大,升力系數(shù)自然升高,所以兩個模型在Ma=3時升高。但是隨著馬赫數(shù)的

圖8　四種模型的升阻比k隨馬赫數(shù)的變化曲線

逐漸升高,上下壁面的高壓區(qū)逐漸縮小,從而導(dǎo)致模型GP-Sharp在Ma=3時下降,以及模型GP與模型GPSB在Ma=4以后下降。

從圖8可以看出,模型GP-Sharp的升阻比最高。

4結(jié)論

通過對四種模型的數(shù)值模擬,得出如下結(jié)論:

1)在超聲速階段,模型GP-Sharp比其他三種模型具有更好的減阻效果,馬赫數(shù)越大減阻效果越明顯。

2)在超聲速階段,模型GP-Sharp與GP及GISB在不同的馬赫數(shù)區(qū)間表現(xiàn)出不同的升力優(yōu)勢。而在跨聲速階段模型GI的升力特性要遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于其他三種模型。

3)從升阻比曲線中可以看出,模型GP-Sharp的升阻比最高,表現(xiàn)出最好的氣動特性。

參考文獻(xiàn):

[1]WASHINGTONWmDavid,BOOTHPamelaF,MILLERMarkS.Curvatreandleadingedgesweepbackeffectsongridfinaerodynamicscharacteristics:AIAA93-3480 [R]. 1993.

[2]鄧帆, 陳少松. 柵格翼外形特征對減阻影響的研究 [J]. 實驗流體力學(xué), 2011, 25(3): 10-15.

[3]陳少松, 余永剛. 亞跨音速柵格的升阻特性數(shù)值研究 [J]. 彈道學(xué)報, 2009, 21(4): 34-37.

[4]雷娟棉, 吳小勝, 吳甲生. 格柵尾翼(舵)外形參數(shù)對氣動特性的影響 [J]. 北京理工大學(xué)學(xué)報, 2007, 27(8): 675-679.

[5]吳小勝, 雷娟棉, 吳甲生. 格柵翼外形參數(shù)對氣動特性影響的數(shù)值計算研究 [J]. 兵工學(xué)報, 2007, 28(12): 1468-1472.

[6]ZENGYan.Dragreductionforsweptbackgridfinwithbluntandsharpleadingedges[J].JournalofAircraft, 2012, 49(5): 1526-1531.

*收稿日期:2015-03-31

作者簡介:陳陽(1989-),男,山東泰安人,碩士研究生,研究方向:航天飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計與優(yōu)化。

中圖分類號:TJ760.11

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

TheInvestigationofGridFinswithDifferentSweptWayonAerodynamicCharacteristics

CHENYang,MAGuichun,WANGBo

(SchoolofMechatronicsEngineering,NorthUniversityofChina,Taiyuan030051,China)

Abstract:Grid fins is a new kind of wing more advantageous than traditional wing, but the drag of grid fins is its main drawback. Early research has shown that the swept grid fins can reduce resistance effectively. In this paper, numerical simulation, was studied based on different swept form of grid fins. The numerical results show that at supersonic speed stage, the model of forward-swept sharping can effectively decrease the resistance. As to the lift, in different Mach range, forward-swept, forward-swept sharping and the whole-swept have good lift characteristics; In general, the forward-swept sharping has the largest lift-to-drag ratio, showing the best aerodynamic characteristics.

Keywords:grid fins; forward-swept; sharping; aerodynamic characteristics