林立輝，葉坤，葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072）

0 引 言

氣流分離是影響翼型氣動(dòng)性能的重要因素。當(dāng)來(lái)流迎角過(guò)大時(shí)，翼型表面出現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象，導(dǎo)致升力迅速降低，阻力突然增加，形成失速?？茖W(xué)家通過(guò)觀察鳥(niǎo)類(lèi)飛行，發(fā)現(xiàn)鳥(niǎo)類(lèi)在遇到陣風(fēng)和著陸的情況時(shí)，上表面羽毛會(huì)自動(dòng)抬起（如圖1所示），受此啟發(fā)設(shè)計(jì)出渦襟翼裝置，用來(lái)控制流動(dòng)的分離。

圖1 鳥(niǎo)類(lèi)著落前卷起的羽毛Fig.1 Bird feathers rolled up before landing

R.Meyer等［3］率先利用雷諾數(shù)低于150的風(fēng)洞裝置驗(yàn)證了渦襟翼對(duì)分離流控制的有效性，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在大攻角下，渦襟翼抬起一定角度，能有效阻止分離流的發(fā)展；J.U.Schlüter［4］通過(guò)在NACA 0012、NACA 4412和SD8020三種翼型上安裝渦襟翼，在雷諾數(shù)為40 600的情況下，發(fā)現(xiàn)安裝后翼型的失速迎角和最大升力系數(shù)均有不同程度的提升；C.H.Wang等［5］、A.M.Abdulmalek等［6］則關(guān)注了雷諾數(shù)在4×104情況下，有限翼上渦襟翼的使用所涉及的三維流動(dòng)，研究結(jié)果表明，渦襟翼對(duì)翼尖氣流流動(dòng)幾乎沒(méi)有影響，翼根附近的最佳位置與二維翼型研究的最佳位置接近；J.Johnston等［7］在雷諾數(shù)為4×105下研究了安裝固定和自由運(yùn)動(dòng)的渦襟翼的效果，發(fā)現(xiàn)固定襟翼在大攻角下升力和阻力均有提升，但當(dāng)襟翼安裝角大于60°時(shí)，提升效果會(huì)減??；D.Arivoli等［8］采用雷諾數(shù)為105的低速風(fēng)洞進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，得出為獲得更好的增升效果，渦襟翼所在的最佳弦向位置隨平面形狀變化而變化，并且全跨襟翼比截跨襟翼能更有效地控制失速渦逆流的前進(jìn)；M.E.Rosti等［9］在雷諾數(shù)為77 000情況下研究發(fā)現(xiàn)，流場(chǎng)與襟翼運(yùn)動(dòng)的相互作用對(duì)渦脫落過(guò)程有較大影響，表現(xiàn)為升力系數(shù)與襟翼安裝角有較大相關(guān)性。

陳言秋等［10］通過(guò)在水槽中進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，研究了在大三角翼前緣放置渦襟翼，并強(qiáng)迫渦襟翼振動(dòng)來(lái)觀察渦破裂的情況，發(fā)現(xiàn)前緣渦襟翼的振動(dòng)可使渦破裂點(diǎn)后移；白亞磊等［11］研究了渦襟翼在各種迎角及不同偏角下的氣動(dòng)力特性，當(dāng)失速迎角達(dá)到一定范圍，調(diào)整渦襟翼可以改善翼型的失速特性，增加翼型的升阻比；郝文星等［12］通過(guò)對(duì)渦襟翼控制效果、襟翼偏轉(zhuǎn)角度與襟翼氣動(dòng)力矩間的關(guān)系進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)對(duì)渦襟翼施加線(xiàn)性外力矩可以提升襟翼的實(shí)際控制效果。

上述研究工作比較全面地研究了渦襟翼控制流動(dòng)分離的現(xiàn)象，其研究工作主要是在特定雷諾數(shù)條件下進(jìn)行。但是在實(shí)際飛機(jī)中，并沒(méi)有將渦襟翼作為大迎角的分離控制措施，為什么鳥(niǎo)類(lèi)羽毛和上述渦襟翼的實(shí)驗(yàn)、計(jì)算研究卻顯示渦襟翼具有良好的改善分離流的效果？從實(shí)際流動(dòng)環(huán)境看，主要是鳥(niǎo)類(lèi)飛行雷諾數(shù)和飛機(jī)飛行雷諾數(shù)差異很大。為此，有必要研究雷諾數(shù)對(duì)渦襟翼控制分離流動(dòng)的影響機(jī)理以及對(duì)改善大迎角氣動(dòng)特性的效果。

本文采用數(shù)值模擬方法，對(duì)三種雷諾數(shù)下四種渦襟翼抬高角度狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算，通過(guò)對(duì)流場(chǎng)、氣動(dòng)參數(shù)以及壓力系數(shù)等的分析，探索雷諾數(shù)對(duì)于渦襟翼控制分離流動(dòng)效果的影響及其機(jī)理。

1 分析模型

采用NACA 0012翼型為基礎(chǔ)翼型，渦襟翼模型如圖2所示。襟翼為剛性，即當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度固定時(shí)襟翼不變形。弦長(zhǎng)c=1 000 mm，d為襟翼安裝位置距前緣距離，L為襟翼長(zhǎng)度，β為襟翼與弦線(xiàn)夾角，i點(diǎn)為翼型前緣點(diǎn)，e點(diǎn)為翼型后緣點(diǎn)，g點(diǎn)為渦襟翼前緣點(diǎn)，f點(diǎn)為渦襟翼后緣點(diǎn)。

圖2 渦襟翼計(jì)算模型示意圖Fig.2 Schematic of vortex flap calculation model

本文生成的翼型周?chē)Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖3所示，翼型弦長(zhǎng)為1 m，采用338×208結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。翼型上下表面各208個(gè)點(diǎn)，Ma=0.15，Re=6×106時(shí)物面網(wǎng)格第一層高度為4.5×10-6m，滿(mǎn)足y+≤1，附面層徑向采用29層近乎垂直于翼型表面的網(wǎng)格，增長(zhǎng)率為1.2，遠(yuǎn)場(chǎng)距離物面約為20倍弦長(zhǎng)。

圖3 帶渦襟翼翼型網(wǎng)格示意圖Fig.3 Schematic of airfoil mesh with vortex flaps

2 數(shù)值方法及驗(yàn)證算例

三維非定常N-S方程在直角坐標(biāo)系中的積分守恒形式為

式中：Ω為控制體；?Ω為控制體單元邊界；Q為守恒變量；F(Q)為無(wú)黏通量，F(xiàn)V(Q)為黏性通量（具體如下：ρ，P，T，E分別為密度、壓強(qiáng)、溫度和單位質(zhì)量流體的總能）；V為流體運(yùn)動(dòng)速度且V=[u，v，w]T；n為 控 制 體 邊 界?Ω的 外 法 向 且n=[nx，ny，nz]T。

二維網(wǎng)格單元中，在控制體Ωi上采用格心格式的有限體積法對(duì)控制方程（1）進(jìn)行數(shù)值離散，離散后方程為

式中：V i為Ωi的體積；n i，mΔSi，m為網(wǎng)格單元i的第m個(gè)面積矢量；N（i）為網(wǎng)格單元i的總面數(shù)；F(Q i，m)和F v(Q i，m)分別為網(wǎng)格面Si，m上無(wú)黏項(xiàng)與黏性項(xiàng)的平均值。

本文采用CFD求解器進(jìn)行求解［13-14］，剪切應(yīng)力輸運(yùn)SSTk-ω兩方程湍流模型對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，采用有限體積方法進(jìn)行空間離散，空間格式采用Roe，時(shí)間推進(jìn)采用LU-SGS。

采用文獻(xiàn)［15］中NACA 0012的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)條件為Ma=0.15，Re=6×106。升力系數(shù)隨迎角的變化如圖4所示，可以看出：計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值總體吻合較好，說(shuō)明其計(jì)算結(jié)果是可信的。

圖4 升力系數(shù)隨迎角變化Fig.4 The lift coefficient vary with the angle of attack

3 結(jié)果與分析

首先根據(jù)對(duì)國(guó)內(nèi)外已有結(jié)構(gòu)的分析和本文的驗(yàn)算，確定出圖2中渦襟翼安裝位置d、襟翼長(zhǎng)度L這兩個(gè)主要參數(shù)，結(jié)果表明：當(dāng)d=0.6c，L=0.4c時(shí)襟翼對(duì)分離流的控制效果較好。因此，固定襟翼安裝位置于0.6c，長(zhǎng)度為0.4c。由于渦襟翼只會(huì)在大迎角條件下打開(kāi)，選擇幾個(gè)大迎角和渦襟翼偏角作為主要變量進(jìn)行組合（如表1所示）。

表1 不同來(lái)流迎角所對(duì)應(yīng)合適的偏轉(zhuǎn)角度Table 1 The suitable deflection angle for different incoming angles of attack

3.1 不同雷諾數(shù)下的渦襟翼對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的影響

在 三 種 雷 諾 數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）情況下，無(wú)渦襟翼的翼型升力系數(shù)隨迎角的變化如圖5所示，可以看出：雷諾數(shù)對(duì)翼型的升力系數(shù)影響很大，在低雷諾數(shù)時(shí)翼型的升力系數(shù)無(wú)法達(dá)到高雷諾數(shù)翼型的數(shù)值，即為典型的“低雷諾數(shù)效應(yīng)”。

圖5 不同雷諾數(shù)下的翼型升力系數(shù)曲線(xiàn)Fig.5 The lift coefficient curves of airfoils under different Reynolds numbers

不同雷諾數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）下升力系數(shù)在迎角10°～26°區(qū)間的變化情況如圖6所示，圖中給出了不同的渦襟翼偏角的升力系數(shù)。

圖6 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，升力系數(shù)隨迎角的變化Fig.6 The lift coefficient vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖6可以看出：當(dāng)雷諾數(shù)Re=6×104時(shí)，只要渦襟翼在不同迎角下偏轉(zhuǎn)一定的角度，升力系數(shù)基本上可以維持在一個(gè)很高的水平；而在Re=6×106情況下，無(wú)論渦襟翼偏轉(zhuǎn)多少角度，都很難將升力系數(shù)維持在一個(gè)較高的水平；對(duì)應(yīng)Re=6×105的情況則介于Re=6×104和Re=6×106之間。

研究表明，渦襟翼在低雷諾數(shù)情況下，在維持高升力方面可以取得很好的效果；而在高雷諾數(shù)情況下，渦襟翼在維持升力系數(shù)方面就難以達(dá)到理想狀況，這也就是為什么大型飛機(jī)無(wú)法采用渦襟翼改善大迎角氣動(dòng)特性的原因，而鳥(niǎo)類(lèi)的雷諾數(shù)范圍則有利于渦襟翼維持一個(gè)很高的升力環(huán)境。

對(duì)應(yīng)圖6的各狀態(tài)下阻力系數(shù)的變化規(guī)律如圖7所示。

圖7 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.7 The drag coefficient vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖7可以看出：在大迎角區(qū)間內(nèi)（對(duì)應(yīng)迎角18°以上）渦襟翼偏轉(zhuǎn)后阻力系數(shù)變化不大，這是因?yàn)榇藭r(shí)原始的翼型在18°迎角以后基本上完全處于失速狀態(tài)；但是在中小迎角區(qū)間，渦襟翼打開(kāi)后，會(huì)引起強(qiáng)烈的分離，阻力系數(shù)會(huì)明顯增加，這也是民用飛機(jī)著陸時(shí)打開(kāi)渦襟翼以減少滑跑距離的原因。

對(duì)應(yīng)圖6的各狀態(tài)下升阻比的變化規(guī)律如圖8所示。

圖8 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，升阻比隨迎角的變化Fig.8 The lift-drag ratio vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖8可以看出：在大迎角區(qū)間內(nèi)（對(duì)應(yīng)迎角18°以上），低雷諾數(shù)（Re=6×104）的升阻比好于原始翼型，但是并沒(méi)有大幅度提高；而對(duì)應(yīng)高雷諾數(shù)情況，升阻比的改善狀況沒(méi)有低雷諾數(shù)明顯。當(dāng)然，在三種雷諾數(shù)情況下，升阻比都無(wú)法與“干凈”翼型的小迎角相比，故渦襟翼只能是改善翼型完全失速后氣動(dòng)性能的流動(dòng)控制措施。

3.2 不同雷諾數(shù)渦襟翼影響下的流場(chǎng)特點(diǎn)分析

為了分析渦襟翼改善翼型大迎角分離流動(dòng)的基本特性，首先研究在翼型大迎角狀態(tài)下有、無(wú)渦襟翼的壓力分布。由于大迎角狀況下渦襟翼偏角50°時(shí)對(duì)應(yīng)的效果相對(duì)更好，選擇渦襟翼偏角50°進(jìn)行對(duì)比。

有、無(wú)渦襟翼翼型表面壓力分布情況如圖9所示，可以看出：f、g和e點(diǎn)所包圍的渦襟翼下游區(qū)域?yàn)椤八浪畢^(qū)”，流動(dòng)速度較小，故壓力系數(shù)維持在一個(gè)較高的等壓區(qū)；i、g和f點(diǎn)所包圍的渦襟翼前區(qū)域由于渦襟翼的抬起會(huì)在襟翼前部形成低壓區(qū)，故其壓力系數(shù)相對(duì)“干凈”翼型而言更低；在渦襟翼前緣位置的g點(diǎn)壓力分布附近存在一個(gè)局部凹區(qū)域，這是由于g點(diǎn)處于翼型表面與渦襟翼之間的轉(zhuǎn)折位置，存在一個(gè)與主分離渦流向相反的低速小渦，類(lèi)似一個(gè)局部小的“死水區(qū)”，故此處的壓力系數(shù)稍大。

圖9 翼型表面壓力分布情況（Re=6×104，α=21°）Fig.9 Pressure distribution on airfoil surface（Re=6×104，α=21°）

不同雷諾數(shù)下翼型表面壓力分布情況如圖10所示。圖10（a）和圖10（b）分別對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)為6×104和6×105的情況，對(duì)應(yīng)的迎角為21°，因?yàn)榇擞窍聹u襟翼的效果基本上處于最好的狀況；圖10（c）對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)為6×106的情況，此時(shí)選取迎角為22°，因?yàn)樵诖死字Z數(shù)下渦襟翼效果比21°迎角更好。

圖10 不同雷諾數(shù)下，翼型表面壓力分布情況（β=50°）Fig.10 The surface pressure distribution of airfoil under different Reynolds numbers（β=50°）

從圖10可以看出：在無(wú)渦襟翼時(shí)（對(duì)應(yīng)圖中虛線(xiàn)的壓力分布），翼型上表面由于翼型處于大分離的狀況，其壓力分布基本為平行于橫軸的等值特征；而在有渦襟翼時(shí)，渦襟翼上方維持一定的低壓區(qū)，渦襟翼后緣與翼型后緣之間維持一個(gè)等壓區(qū)，渦襟翼的作用是將后緣處的高壓區(qū)與翼型上方前區(qū)的低壓區(qū)隔離開(kāi)，這就是渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的物理本質(zhì)。

此外，渦襟翼的作用不僅是將翼型上方前后兩個(gè)壓力區(qū)隔開(kāi)，而且該隔離效應(yīng)甚至能夠繞過(guò)翼型后緣影響到翼型的下表面區(qū)域，導(dǎo)致下表面的壓強(qiáng)比無(wú)渦襟翼時(shí)更高，這也是改善翼型失速后升力特性的重要元素，而且雷諾數(shù)越低，這一元素的貢獻(xiàn)越明顯。由于“低雷諾數(shù)效應(yīng)”，Re=6×104時(shí)“干凈”翼型的最大升力系數(shù)本身就小，故渦襟翼改變壓力系數(shù)所包圍區(qū)域在低雷諾數(shù)情況下帶來(lái)的升力增益效應(yīng)更加明顯，這也是圖6（a）中渦襟翼維持翼型大迎角升力特性不惡化的原因。

3.3 渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的機(jī)理分析

為了分析渦襟翼改善翼型大迎角氣動(dòng)特性的物理機(jī)理，三個(gè)雷諾數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）翼型的流線(xiàn)與壓力云圖如圖11所示。

圖11 翼型流線(xiàn)與壓力云圖Fig.11 Airfoil streamline and pressure nephogram

結(jié)合圖10的壓力分布特征分析，從圖11可以看出：在無(wú)渦襟翼時(shí)，翼型上方幾乎都是分離區(qū)，而且主分離渦的渦心位置離翼型上表面較遠(yuǎn)，翼型上方的近壁面區(qū)域都處于流動(dòng)速度的低速區(qū)，由于近壁面區(qū)域流動(dòng)小，壓強(qiáng)在整個(gè)翼型上方完全處于連通狀態(tài)，導(dǎo)致壓強(qiáng)在上壁面幾乎成為一個(gè)等壓區(qū)（見(jiàn)圖10）；而在有渦襟翼時(shí)，主分離渦被渦襟翼限制在渦襟翼后緣點(diǎn)（f點(diǎn)）與翼型前緣點(diǎn)（i點(diǎn)）之間的區(qū)域，使得渦襟翼上游的主分離渦渦心位置更靠近壁面。

不同雷諾數(shù)下渦心位置與渦心渦量值如表2～表3所示，可以看出：有渦襟翼時(shí)主分離渦的渦心不僅位置更靠近壁面，而且渦心的渦量值有很大幅度地提升。

表2 不同雷諾數(shù)下，“干凈”翼型的渦心位置與渦心渦量T able 2 The vortex center position and vorticity of the“clean”airfoil under different Reynolds numbers

表3 不同雷諾數(shù)下，帶渦襟翼翼型的渦心位置與渦心渦量Table 3 The vortex-center position and vortex-center vortexes of a vortex flaps under different Reynolds numbers

由于主分離渦具有產(chǎn)生渦升力的屬性（這也是過(guò)失速機(jī)翼產(chǎn)生高升力［16］、昆蟲(chóng)翅膀前緣渦不脫落的高升力機(jī)制［17］），導(dǎo)致渦襟翼后緣點(diǎn)（f點(diǎn)）與翼型前緣點(diǎn)（i點(diǎn)）之間的區(qū)域具有更低的壓強(qiáng)值；而在渦襟翼下游，兩個(gè)主要的漩渦位置距離壁面較遠(yuǎn)，在渦襟翼下游的翼型壁面附近幾乎成為一個(gè)“死水區(qū)”，這個(gè)區(qū)域的翼型表面壓強(qiáng)基本上等值，而且這個(gè)壓強(qiáng)值與后緣處的壓強(qiáng)值相同，是一個(gè)比較高的壓強(qiáng)值。因此，渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的物理機(jī)理是渦襟翼將翼型前方的主分離渦維持在渦襟翼尾端點(diǎn)與翼型前緣點(diǎn)之間的區(qū)域，使得主分離渦的渦心低壓區(qū)更靠近翼型表面，從而提升翼型上方前區(qū)的升力特性。β=50°，Re=6×104，α=21°時(shí)，渦襟翼安裝點(diǎn)附近的流動(dòng)情況如圖12所示。

圖12 渦襟翼安裝點(diǎn)附近流動(dòng)情況（β=50°，Re=6×104，α=21°）Fig.12 Flow near the installation point of the vortex flap（β=50°，Re=6×104，α=21°）

4 結(jié) 論

（1）渦襟翼在大迎角情況下改善翼型升力特性的物理本質(zhì)是渦襟翼抬起后，可以將翼型大迎角的主分離渦控制在離翼型表面更近的位置，且渦心的渦量得到很大幅度地提升，致使分離渦的渦心低壓區(qū)影響到翼型上表面的壓力分布，使得翼型前區(qū)壓強(qiáng)比無(wú)渦襟翼的壓強(qiáng)更低，從而提高翼型的升力系數(shù)。

（2）由于渦襟翼將翼型上游的低壓區(qū)與下游的低壓區(qū)分開(kāi)，渦襟翼不僅改善了翼型大迎角的上游低壓區(qū)，還能夠阻滯翼型下方的高壓繞過(guò)渦襟翼后緣向上游傳遞。與無(wú)渦襟翼情況相比，還能夠在一定程度上提高翼型下表面的壓強(qiáng)值，改善翼型大迎角升力特性。

（3）渦襟翼能夠改善翼型大迎角升力特性的物理機(jī)制在低雷諾數(shù)情況下尤其明顯，這是因?yàn)樵诘屠字Z數(shù)情況下，無(wú)渦襟翼的翼型升力特性由于“低雷諾數(shù)效應(yīng)”本身不如高雷諾數(shù)情況。當(dāng)渦襟翼改善升力特性后，低雷諾數(shù)的升力特性改善更加明顯，甚至能夠?qū)⒁硇偷纳ο禂?shù)維持在一個(gè)很高的水準(zhǔn)，這也是鳥(niǎo)類(lèi)利用羽毛抬起提升著落性能的基本物理機(jī)制；在高雷諾數(shù)情況下，與失速前的升力特性相比，渦襟翼無(wú)法維持升力特性達(dá)到失速前的水準(zhǔn)，這也是民用飛機(jī)主要將渦襟翼用于阻力板的原因。

（4）渦襟翼雖然能夠在低雷諾數(shù)情況下極大地改善翼型的升力特性，但是阻力特性不會(huì)改善，升阻比也不如失速前，因此，渦襟翼只是在低雷諾數(shù)下改善升力特性有效，這一特性只能用于著落情況，其他飛行狀況下渦襟翼并沒(méi)有優(yōu)勢(shì)。