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Gurney襟翼增升效應數(shù)值模擬

2018-05-09 03:15李榮鑫朱曉軍章越超
教練機 2018年1期
關鍵詞:后緣弦長襟翼

李榮鑫,朱曉軍,章越超

(1.北京市第五十七中學,北京100038;2.南京航空航天大學,江蘇南京210016;3.航空工業(yè)洪都,江西南昌330024)

0 引言

襟翼對機翼的流動控制一直以來都是飛機設計者研究的熱點[1],前緣縫翼和后緣襟翼都是襟翼的應用實例,是機械式的通過增加機翼彎度來提高機翼的有效迎角從而增加升力,目前兩段式甚至三段式后緣襟翼已經(jīng)被使用到大型客機機翼上了。近些年來一種被稱為Gurney襟翼的襟翼逐漸進入大眾的視野,被應用到航空領域中[2]。Gurney襟翼是指加裝在機翼后緣下表面,垂直于翼型弦線,厚度和高度都很小的平板狀增升裝置[3]。Gurney襟翼的使用是一種被動流動控制手段,直接改變了機翼的形狀,如果安裝合理,則可以有效提高機翼的氣動特性。

目前對Gurney襟翼的研究主要停留在二維階段,三維情況研究的很少[4]。南京航空航天大學的周翰瑋[5]采用數(shù)值模擬方法對風力機翼型以及超臨界翼型上加裝Gurney襟翼的控制效果進行了研究,發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼不僅具有一定的增升效果還增加了葉片的低速軸扭矩,并有效縮小了大風速下葉片吸力面的分離面積,提升了風力機葉片的氣動性能。北京航空航天大學的李亞臣等人[6]對不同形狀的Gurney襟翼對NACA0012翼型流場的影響作了相應的實驗研究,發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼的最佳應用場合為中高升力系數(shù)情況(如起飛、降落等),在中小升力系數(shù)情況下不宜使用。對于Gurney襟翼,高度和安裝位置是最重要的兩個基本參數(shù),本文主要在NACA0012翼型尾緣加裝高度為翼型弦長的0.92%,2%,3.12%,垂直于弦線的Gurney襟翼,基于結構網(wǎng)格采用CFD的方法進行了小迎角下Gurney襟翼對翼型氣動特性控制效果和對流場分布改進的數(shù)值模擬。然后固定一個Gurney高度,通過改變Gurney安裝的不同弦向位置時對翼型氣動特性的影響,與經(jīng)典Gurney襟翼做對比,找出最佳的安裝位置。最后基于二維加裝Gurney襟翼后的翼型,沿展向拉伸成三維矩形機翼,分析Gurney襟翼對機翼氣動特性的影響。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程和湍流模型

本文采用不可壓縮的雷諾平均N-S方程[7],可表示為

連續(xù)方程:

動量方程:

采用有限體積法進行空間離散,對流項采用二階迎風格式,擴散項采用中心差分格式,壓力速度耦合采用基于壓力的Simple算法處理,離散代數(shù)方程組采用Gauss-Seidel代數(shù)法求解[8]。湍流模型采用Spalart-Allmaras(SA)模型。SA模型是一個相對簡單的一方程模型,求解了一個有關渦粘性的運輸方程。該模型比較適合具有壁面限制的流動問題,對于有逆壓梯度的邊界層問題能夠給出一個很好的計算結果。常常用于空氣動力學問題中,例如飛行器、翼型等繞流流場分析[9]。

1.2 邊界條件

翼型、Gurney襟翼和機翼表面采用物面邊界條件,滿足無滑移、絕熱以及物面法向梯度為零的條件[10]。對于機翼,在對稱面采用對稱邊界條件。流場中除了物面,對稱邊界以外,所有邊界條件均采用壓力遠場邊界條件。

1.3 物理模型及網(wǎng)格劃分

二維模型采用NACA0012翼型,翼型弦長為1米。計算網(wǎng)格采用C-H型網(wǎng)格,如圖1a所示。計算域四周邊界距翼型表面距離均為弦長的20倍,吹氣口處加密后的網(wǎng)格總數(shù)是43586。最內層網(wǎng)格高度為10-5米,y+≈1。

三維模型采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型,如圖1b所示。翼根弦向截面(z=0)是對稱面,半翼展的參考面積是3平方米,計算域半展長是12米,所以翼稍(z=3米)處于流場之中,這樣就考慮了翼尖渦的影響。

圖1 模型及網(wǎng)格劃分

2 二維模型數(shù)值模擬結果和分析

2.1 數(shù)值模擬算法驗證

計算條件為:Ma=0.2,Re=4.6×106。NACA0012 原始翼型數(shù)值模擬和實驗得到的升力系數(shù)值隨迎角變化如圖2a所示。從圖中可以看出,在失速迎角以前數(shù)值模擬得到的結果和實驗結果吻合得很好,兩者升力系數(shù)最大誤差只有3.7087%。翼型表面壓力分布也是驗證數(shù)值模擬準確性的一個重要參數(shù)[11]。當迎角α=10°時,數(shù)值模擬結果和實驗結果的壓強系數(shù)分布如圖2b所示。從圖中可以看出,此時數(shù)值模擬結果和實驗結果吻合的也很好,由此可見,該方法滿足工程應用要求。

圖2 數(shù)值模擬和實驗結果

2.2 不同高度的影響

為了研究不同高度的Gurnry襟翼對翼型氣動性能和流場分布的影響,探索Gurney襟翼增升機理,首先固定Gurney襟翼的弦向位置,安裝在型尾緣下表面,然后改變Gurney襟翼的高度,如圖3所示,依次選為翼型弦長的0.92%,2.08%,2.92%。

圖3 不同高度的Gurney襟翼

為保證計算結果的一致性和可比性,邊界條件和計算網(wǎng)格均采用2.1節(jié)中所給出的安排,畫出不同高度情況下的帶Gurney襟翼的翼型網(wǎng)格。通過數(shù)值模擬可得到不同高度的Gurney襟翼控制效果并與原始翼型做對比。

圖4是在后緣加裝高度為2.92%倍弦長和原始狀態(tài)的NACA0012翼型在0度迎角下的壓力云圖,從圖中可以看出,原始狀態(tài)的NACA0012翼型在0度狀態(tài)下的上下表面壓力分布基本一樣,升力為零。但是加裝Gurney襟翼之后翼型上面壓力減小,下表面壓力明顯增大,導致下表面壓力大于上面壓力,這樣就產(chǎn)生了升力。圖5是在后緣加裝高度為2.92%倍弦長和原始狀態(tài)的NACA0012翼型在0度迎角下的后緣附近流線圖,從圖5中可以看出,原始狀態(tài)的NACA0012翼型上下表面的氣流在后緣平順匯合流向下游,但是加裝Gurney襟翼之后,在Gurney襟翼前端產(chǎn)生了一個旋渦,在Gurney后端產(chǎn)生了一對反向的旋渦,后端的旋渦比前端的大,可以推斷這對旋渦就是翼型升力增加的主要原因。

圖5 流線圖對比

加裝高度為翼型弦長的0.92%,2%,2.92%的Gurney襟翼時,不同迎角下的的翼型升阻力系數(shù)如圖6所示。

從圖中可以看出,在迎角固定情況下,在一定高度范圍內,翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都隨著Gurney增高而增大。零度情況下原始翼型的升力系數(shù)值為零,加裝2.92%倍弦長的Gurney襟翼后,翼型的升力系數(shù)值增加到0.526358,說明增升效果很明顯。隨著迎角的變化,各種情況下的升力系數(shù)值變化大致相同,升力線斜率并不改變。

圖6 升阻力系數(shù)變化

2.3 不同弦向位置的影響

由于翼型尾緣厚度很小,可能不適合加裝Gurney襟翼,為了研究Gurney襟翼在不同弦向位置時對翼型氣動特性的影響,找出最佳的安裝位置。本節(jié)首先固定Gurney襟翼的高度,取為翼型弦長的2.92%。然后改變Gurney襟翼在弦向的位置,襟翼沿弦線安裝位置為80%,90%,100%弦長位置,如圖7所示。

圖7 不同弦向位置的Gurney襟翼

同樣為保證計算結果的一致性和可比性,邊界條件和計算網(wǎng)格均采用2.1節(jié)中所給出的安排。畫出不同位置情況下的帶Gurney襟翼的翼型網(wǎng)格,通過數(shù)值模擬對比分析在其他位置加裝Gurney的控制效果以及和經(jīng)典Gurney襟翼之間的優(yōu)劣性。

圖8是Gurney在0.8c和0.9c弦向位置時,Gurney襟翼附近流線圖。從圖中可以看出Gurney襟翼在不同位置時,襟翼前后的流場結構十分相似,都是在前端產(chǎn)生一個分離渦,在后端產(chǎn)生一個反向對渦。但還是有些變化的,襟翼前端分離渦隨著襟翼向后緣偏移也向后偏移,襟翼后端反向對渦始終充滿襟翼后端至翼型后緣的整塊區(qū)域,因此隨著襟翼向后緣偏移,后端的反向對渦會隨著中間區(qū)域的縮小而縮小。

圖8 流線圖對比

Gurney襟翼在80%,90%,100%弦線位置時,不同迎角下的的升阻力系數(shù)和壓力系數(shù)如圖9所示。

從圖9中可以看出,Gurney襟翼在不同位置時,翼型氣動力系數(shù)隨迎角變化的趨勢大致相同。相同迎角下,隨著Gurney襟翼向后偏移,翼型的升力系數(shù)值不斷增大,相應的阻力系數(shù)值越來越小,則升阻比也越來越大。0度情況下,增加Gurney襟翼之后,上下表面的壓力系數(shù)分布開始產(chǎn)生了變化,下表面壓強增大而上表面壓強減小,因此產(chǎn)生了一定的壓差。并且,隨著Gurney襟翼向后移動,下表面的正壓區(qū)域變得更大,從而導致總的升力系數(shù)值變得更大。由此可見,Gurney襟翼越向后緣靠近其增升效果越好。

圖9 升阻力和壓力系數(shù)變化

2.4 Gurney襟翼增升機理探索

通過對加裝不同高度和不同弦向位置的Gurney襟翼后的NACA0012翼型的氣動力系數(shù)和周圍流場分布的數(shù)值模擬,并將計算結果與原始翼型數(shù)據(jù)作對比分析。

一方面,從外形上來看,在翼型尾緣下面加裝Gurney襟翼相當于增加了尾緣的的曲率,也就是增加了翼型的有效彎度,從而增加了繞翼型的典型環(huán)量,進而提高了翼型的升力系數(shù);另一方面,從流場結構分布來看,加裝Gurney襟翼之后,會在襟翼前端產(chǎn)生一個旋渦,后端產(chǎn)生一對反向旋渦結構,這對旋渦結構會對后緣上表面的氣流產(chǎn)生一定的誘導作用,使后緣上表面的氣流向下吸附,這樣就相當于增加了上表面氣流流動的速度,上表面壓強會相應的減小,由于Gurney襟翼的存在會對下面氣流的流動產(chǎn)生一定的阻礙,并且增加了下表面的路程,使下表面的氣流速度減慢,下表面壓強增大,從而翼型上下表面會產(chǎn)生一定的壓差,增加升力。

3 加裝Gurney襟翼對矩形機翼氣動特性的影響

基于上述二維模型研究,可知加裝Gurney襟翼對翼型的升力系數(shù)和升阻力比都有一定的提升。為了了解在三維機翼上加裝Gurney襟翼會是什么效果,本節(jié)采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型,半展長為3米,翼根弦向截面(z=0)是對稱面,半翼展的參考面積是3米。在其后緣0.9c處加裝高度為2.92%倍翼型弦長的Gurney襟翼,分布在整個機翼的展向。圖10是加裝Gurney襟翼后的機翼局部示意。

圖10 加裝Gurney襟翼的矩形翼局部示意圖

計算條件和前面二維翼型保持一致,數(shù)值模擬加裝Gurney襟翼后的矩形翼在不同迎角下的升阻力系數(shù)以及流場分布,并與原始機翼作對比。

如圖11所示,加裝Gurney襟翼后機翼下表面的壓力明顯比原始狀態(tài)下的機翼要大,導致機翼上下表面產(chǎn)生一個壓力差,引起升力的產(chǎn)生。如圖12所示,與二維模型一樣有著類似的規(guī)律,在相同迎角下加裝Gurney襟翼的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都會有一定的增加,隨著迎角的增加,升阻力系數(shù)增加的趨勢大致相同。由此可見,Gurney襟翼對于三維矩形機翼也有相同的增升效果,對流場的改變也跟二維相似。

圖11 壓力云圖對比

圖12 壓力云圖對比

4 結論

1)采用適當?shù)脑O置,可以準確地模擬出翼型的氣動特性,該方法可滿足工程應用的要求;

2)在NACA0012翼型后緣下表面加裝Gurney襟翼,改變了翼型的整體外形,通過改變翼型上下表面的壓力分布,使翼型升力系數(shù)增加,不同高度和不同安裝位置都會有不一樣的控制效果,在一定高度范圍內,隨著Gurney襟翼高度增加,升力系數(shù)也變得更高,同樣的阻力系數(shù)也變得更大。相同高度情況下,隨著Gurney襟翼向后緣推移,升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)減小,控制效果會更好;

3)在三維有限翼展模型后緣下表面加裝Gurney襟翼,同樣可以改變機翼的上下表面壓力分布,使機翼升力系數(shù)增加,在后緣0.9c處加裝2.92%倍弦長的Gurney襟翼,在0度狀態(tài)下升力系數(shù)能增加0.33673,不同迎角下增加量大致相同,說明Gurney襟翼對三維機翼的增升效果還是非常明顯的。

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