山西中北大學機電工程學院　陳陽　馬貴春　王博

不同柵格翼模型氣動特性研究

山西中北大學機電工程學院陳陽馬貴春王博

柵格翼是由外框架和眾多薄壁的柵格組合而成的一種新型穩(wěn)定控制面，具有很多優(yōu)點，但由于柵格翼的阻力大，在一定程度上限制其應用。本文在前人對柵格翼優(yōu)良結構和減阻方案探索的前提下，結合柵格翼整體后掠、前緣后掠、柵格壁前后緣削尖等減阻方案，在本人研究基礎之上建立模型，在不同馬赫數(shù)下進行仿真分析研究比較其氣動特性。研究結果表明，對柵格翼進行前緣后掠、柵格壁前后緣的削尖，均能夠有效提升升力特性。

柵格翼；馬赫數(shù)；氣動特性；仿真分析

引言

柵格翼具有有效升力面積大、壓心變化范圍小、具有較高的強度、可靠性，同時柵格翼能夠折疊，便于儲存與運輸。Ross A. Brooks［1］對柵格翼的結構研究顯示，為提高升力應該在柵格翼內(nèi)部布置盡可能多的水平面，柵格間交叉面增加強度的同時也會增大阻力，但不能產(chǎn)生有效的升力；柵格翼幾何參數(shù)方面也有豐富的研究背景，Theerthamalai，P.［2］研究超音速下幾何參數(shù)（寬高比、厚高比、前緣角）對柵格翼單元的氣動力特性的影響，結果表明，隨著馬赫數(shù)的增加和攻角的增大而減小，隨著厚度的增加而減少；文獻［3］通過風洞實驗研究了兩種不同安裝方式的弧形翼面柵格翼的氣動特性，弧形翼面的柵格翼阻力系數(shù)均小于翼面無弧度的柵格翼，對柵格翼的迎風面柵格進行一定角度的后掠能有效減小超音速階段的波阻，是一種柵格翼減阻設計的新思路；鄧帆、陳少松等人采用數(shù)值模擬的計算方法研究發(fā)現(xiàn)柵格翼前緣局部后掠相比整體后掠而言，減阻效果更為明顯［4］。

1數(shù)值方法

1.1控制方程

式中，Q表示守恒變量矢量，F(xiàn)、G和H表示無粘通矢量，F(xiàn)v、Gv和Hv表示粘性通矢量。求解方式選擇密度計求解方式，湍流模型選擇S-A（Spalart-Allmaras）模型，用薩蘭德（sutherland）定律計算空氣粘度，柵格翼攻角為8°，方向角為0°，選用基于節(jié)點的高斯—格林函數(shù)法（Green-Gauss Cell Based）作為求解梯度的方法。

1.2邊界條件

設置圓柱體流場的兩端圓面和圓柱面為壓力遠場PRESSURE-FAR-FIELD邊界條件，將柵格翼整體表面設置為WALL邊界條件。

2研究模型

2.1計算的物理模型

模型尺寸為整體后傾30°角，柵格高為11mm，寬度為3.86mm，柵格壁厚為0.34mm。本次研究三個模型，在之前研究的GI模型柵格翼和GISB模型基礎之上將柵格翼格壁前緣及后緣

進行削尖處理，尖角夾角為20°，圖1為GI-S模型。

圖1　GI-S三維模型圖

2.2網(wǎng)格的生成及計算

柵格翼模型包括框架、柵格壁，而柵格壁的結構形式具有多樣化，比較復雜，利用GAMBIT非結構網(wǎng)格的優(yōu)勢，對模型進行非結構網(wǎng)格的劃分，如圖2所示。

圖2　三種模型網(wǎng)格示意圖

3計算結果及分析

本次計算模型在來流速分別為0.5Ma、1Ma、2Ma、3Ma、4Ma，攻角α=8°時研究柵格翼的氣動性能包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比，計算結果分別如圖3、4、5所示。

圖4　阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線

圖3升力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線

圖中GI模型柵格翼升阻比由亞音速到跨音速飛行階段呈上升趨勢；GI-S模型柵格翼在亞音速飛行向跨音速飛行階段，升阻比發(fā)生明顯下降；GISB的阻力系數(shù)和阻力系數(shù)都有突變情況并且cl和cd在同一時刻，GISB在Ma=1.0時達到最大值；觀察圖5，在飛行速度小于聲速的情況下均是削尖的模型相比GI和GISB升阻比較大。GI在1.0＜Ma＜1.5時，前者的氣動特性好于后兩者，隨著馬赫數(shù)增大，后兩者的氣動特性逐漸優(yōu)化，明顯優(yōu)于GI；GISB的氣動特性呈現(xiàn)交叉式的變化，如圖5。通過圖3、4、5說明對柵格翼前緣削尖能夠有效減阻，提升柵格翼氣動性能。

考慮到這些變化的原因，以GI與GI-S為例（圖6）分析。

圖6　GI和GI-S的速度云圖

GI中（a）（b）中柵格孔內(nèi)氣流速度低于1Ma，未形成激波，氣流能夠順暢地流過柵格孔；然在GI-S中僅（a）中柵格孔內(nèi)氣流速度大于流場速度，未形成激波，氣流能夠順暢地流過柵格孔；（b）圖中在柵格孔后緣氣流速度首先達到并超過音速，激波在柵格孔后緣出現(xiàn)；兩個模型的（c）～（e）中可發(fā)現(xiàn)，兩種模型柵格翼的柵格孔內(nèi)氣流速度低于流場速度，產(chǎn)生氣流擁塞現(xiàn)象，不利于氣流高速通過柵格孔，原因是柵格孔內(nèi)氣流受激波影響或在柵格孔內(nèi)發(fā)生交叉相互干擾，阻礙氣流的流通，使柵格翼的阻力迅速上升。由此發(fā)現(xiàn)，柵格孔內(nèi)氣流的擁塞隨來流馬赫數(shù)的增加而越發(fā)明顯，并且GI-S的阻塞小于GI，照應圖5。同時證明了圖4中阻力系數(shù)也隨來流馬赫數(shù)的增加而增加。

4結論

通過CATIA三維制圖軟件完成了3種不同結構模式的柵格翼模型的設計。通過CFD軟件對不同柵格翼模型進行了來流馬赫數(shù)分別為0.5Ma、1Ma、2 Ma、3 Ma、4Ma，攻角為8°時的氣動特性的仿真計算。經(jīng)過模擬分析發(fā)現(xiàn)，GI-S的升阻比最大即氣動性能最優(yōu)，對柵格翼進行前緣后掠、柵格壁前后緣的削尖，都能夠有效地增大升阻比擁有可觀的升力特性。

［1］Brooks R.A.Experimental and analytical analysis of grid fin configurations［R］.AIAA，1988.

［2］Theerthamalai P，Balakrishnan N.Effect of geometric parameters on the aerodynamic characteristics of grid-fin cells at supersonic speeds［R］.AIAA，2007.

［3］譚獻忠，鄧帆，陳少松.翼面氣動外形對柵格翼減阻的影響［J］.實驗力學，2013，28（2）：255-260.

［4］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，2011，25（3）：10-15.

［5］于勇.FLUENT入門與進階教程［M］.北京：北京理工大學出版社，2008：21-25.

陳陽，1989年出生，山東泰安人，碩士，研究方向：航天飛行器結構設計與優(yōu)化。