康小偉，郭衛(wèi)剛，李 冰

（海軍航空大學，山東煙臺264001）

后緣隔板對充氣式機翼翼型氣動力影響分析

康小偉，郭衛(wèi)剛，李 冰

（海軍航空大學，山東煙臺264001）

以充氣式機翼為背景，研究了安裝后緣隔板充氣式翼型的氣動特性。以翼型E387為基礎生成的鈍后緣翼型為研究對象，采用大渦模擬方法對安裝中部隔板的充氣式翼型進行了流場數(shù)值計算，并與未安裝隔板的情況進行了對比?？偨Y了后緣中部隔板對充氣式翼型氣動特性影響的變化規(guī)律，為充氣式機翼設計提供參考。

充氣式機翼；鈍后緣翼型；隔板；氣動力

相比傳統(tǒng)飛行器機翼的復雜結構，充氣式機翼具有封裝體積小、抗過載高、質(zhì)量小、成本低等優(yōu)點[1]。充氣式機翼主要由多個充氣氣囊組成，大多采用多梁式充氣結構，導致機翼的后緣為鈍后緣。鈍后緣翼型具有結構和氣動效率2個方面的優(yōu)點。在結構方面，相對于相同厚度翼型而言，鈍后緣增加了翼型的面積和轉(zhuǎn)動慣量；在氣動方面，鈍后緣提高了翼型的最大升力系數(shù)和升力線斜率，并減小了翼型表面流動對前緣粗糙度的敏感性[2-4]。鈍后緣翼型可以使一部分壓力恢復發(fā)生于尾跡部分，從而減小了翼型上表面的逆壓梯度，減緩了附面層的分離趨勢，提高了翼型的升力特性[5-12]。但是，由于鈍后緣脫體渦的存在，也使得翼型的阻力有非常大的增加；其主要原因是流動經(jīng)過鈍后緣翼型時，在其后緣底部的臺階轉(zhuǎn)角處將會加速，導致壓力下降并形成定常或周期性的低壓漩渦結構，引起能量耗散，從而產(chǎn)生相當大的底部阻力[3]。最近幾年，國外文獻提出[13-17]，可以在翼型的鈍后緣安裝隔板、楔形板、空腔等裝置，能夠削弱后緣的低壓漩渦結構，從而達到減小阻力的目的；其中，隔板是結構最簡單的一種裝置，如圖1所示。

根據(jù)文獻[17]和充氣式機翼翼型的形狀特點[18]，本文利用大渦模擬方法對安裝中部隔板的情況進行了仿真計算，并分析了中部隔板對充氣式機翼翼型氣動特性的影響。

1 計算模型

以翼型E398作為基本翼型，利用圖形法和氣泡原理得到的充氣式機翼翼型，如圖2 a）所示[18]。該翼型的表面是由多段圓弧線連接而成，并且和拉條在翼型內(nèi)部可以形成多個氣囊空間，其后緣為鈍后緣；為降低鈍后緣對翼型氣動特性的影響，在其后緣安裝了中部隔板，如圖2 b）所示。

2 數(shù)值方法和計算網(wǎng)格

采用壓強與速度耦合的SIMPLE算法，湍流模型采用LES（其中亞格子應力模型采用Smagorinsky-Lily模型）。其中，壓強插值采用二階格式，動量方程插值采用中心格式，能量方程插值為二階迎風格式；時間采用二階隱式格式，其步長為0.001 s。

在計算域中，翼型的弦長為0.26 m，計算域的外邊界半徑為3.0 m，以滿足流場計算要求，如圖3所示。

由于翼型的后緣是鈍后緣，無論是否安裝隔板，后緣處均會出現(xiàn)流動分離；同時，為了避免因后緣附近的網(wǎng)格過于集中，形成“網(wǎng)格激波”，則在劃分網(wǎng)格時采用O型網(wǎng)格以提高網(wǎng)格質(zhì)量。其中，翼型表面的網(wǎng)格尺寸為0.5mm，外邊界的網(wǎng)格尺寸為100mm，網(wǎng)格單元總數(shù)為480 690，如圖4所示。

3 計算與分析

在迎角為0°～20°的11個工況下，對安裝中部隔板的充氣式機翼翼型的表面流動進行了數(shù)值模擬計算，得到了其升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比?？紤]到充氣式機翼翼型鈍后緣附近可能出現(xiàn)周期性漩渦流動，本文所有算例均采用非定常計算，力系數(shù)為平均值。計算結果說明見圖5。

如前面所描述，本文對比了安裝中部隔板和未安裝隔板2種布局。本文計算結果說明，鈍后緣安裝中部隔板產(chǎn)生了以下影響：升力系數(shù)在小迎角時基本無變化，然后隨著迎角的增加，升力系數(shù)明顯減小，失速迎角略有增大；阻力系數(shù)在中小迎角時變化較小，在大迎角時明顯減??；升阻比變化基本不大，但是最大升阻比減小，有利迎角減小。

此外，安裝中部隔板后，翼型后緣的氣流不再產(chǎn)生漩渦，而是附在隔板上下兩側向后流動，圖6為迎角0°下翼型后緣附近的漩渦。

4 結論

本文對安裝中部隔板的充氣式機翼翼型進行了流場仿真計算，并就其氣動特性與未安裝隔板情況進行了對比。對于安裝中部隔板的充氣式機翼翼型，得出以下結論。

1）安裝中部隔板以損失一定的升力為代價獲得減阻效果，但是其在小迎角時升力損失較小，所以其適合在小迎角飛行時使用。

2）充氣式機翼是由弧形蒙皮和內(nèi)部拉條構成，其后緣結構尺寸?。辉诓唤档蜌鈩犹匦缘那闆r小，可以采用后緣中部隔板可以簡化其后緣結構。

今后將進一步開展研究，采用數(shù)值優(yōu)化方法找出充氣式機翼翼型中部隔板布局的最優(yōu)參數(shù)。

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Aerodynamic Performances Analysis of the Influence of Trailing Edge Splitter on Inflatable Airfoils’

KANG Xiaowei,GUO Weigang,LI Bing
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

Based on the inflatable wing,the flow over the airfoil of inflatable wing with middle trailing edge splitter was numerically simulated by the large eddy simulation method.The inflatable airfoil was blunt trailing edge conducted by airfoil E387.Verification was done between the middle splitter results and no splitter results.The variations of the aerodynamic characteristics were summarized to provide useful references for inflatable wing design．

inflatable wing;blunt trailing edge airfoil;splitter;aerodynamic performance

V279；V211.41

A

1673-1522（2017）05-0487-04

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.014

2017-02-18；

2017-07-22

康小偉（1980-），男，講師，碩士。