張恒，李杰，趙賓賓，3

1．清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

2．西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

3．中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

結(jié)冰是威脅民用飛機(jī)飛行安全的重要因素之一［1］。通常意義上的防/除冰研究致力于翼面結(jié)冰的探測(cè)、預(yù)防和消除［2］，但由于結(jié)冰環(huán)境/強(qiáng)度難以明確知悉、結(jié)冰累積超過防/除冰系統(tǒng)極限性能、防/除冰系統(tǒng)失效、飛行員判斷/操縱失誤等潛在因素，現(xiàn)有的防/除冰措施還不能完全保證所有結(jié)冰氣象條件下的飛行安全［3］。針對(duì)上述問題，現(xiàn)代民機(jī)設(shè)計(jì)過程中建立了“容冰安全飛行”的概念，即通過氣動(dòng)力設(shè)計(jì)手段降低結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)特性的影響量，在此基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)飛行控制律的重構(gòu)匹配，從而實(shí)現(xiàn)結(jié)冰狀態(tài)安全裕度的綜合提升［4］。

結(jié)冰狀態(tài)飛機(jī)本體氣動(dòng)特性損失較小是容冰安全飛行的前提條件，如何結(jié)合氣動(dòng)力設(shè)計(jì)手段提高結(jié)冰狀態(tài)下的飛行性能進(jìn)而具備容冰安全飛行能力已成為現(xiàn)代民機(jī)總體氣動(dòng)先進(jìn)設(shè)計(jì)的重要標(biāo)志之一。目前容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)研究工作在國(guó)際領(lǐng)域尚處于探索階段，常規(guī)的容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)通常針對(duì)固定型面結(jié)冰外形，采用多點(diǎn)氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)降低典型冰形對(duì)翼型/機(jī)翼失速特性的影響。如近年來Ghisu等［5］基于穩(wěn)健性優(yōu)化方法提升了NACA23012翼型的容冰能力；Li等［6-7］基于差分進(jìn)化算法思路開展了大型民機(jī)及無人機(jī)機(jī)翼結(jié)冰構(gòu)型的容冰綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)。但上述容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)思路不可避免地存在以下問題：

1） 對(duì)于高亞聲速民機(jī)常用的超臨界機(jī)翼而言，其巡航升阻特性、高速氣動(dòng)邊界特性和低速失速特性彼此之間已存在一系列固有矛盾，設(shè)計(jì)出一副兼顧不同飛行狀態(tài)氣動(dòng)特性、氣動(dòng)效率優(yōu)秀、工程可用的機(jī)翼難度已很高，在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步開展有效容冰氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)的空間極為有限。

2） 由于翼型低速特性對(duì)氣動(dòng)外形的變化相對(duì)不敏感，對(duì)于冰角擾動(dòng)相對(duì)較強(qiáng)的重度結(jié)冰或過冷大水滴結(jié)冰狀態(tài)而言，難以在幾何強(qiáng)約束條件下實(shí)現(xiàn)兼顧干凈翼型高低速氣動(dòng)特性和帶冰后氣動(dòng)特性的優(yōu)化設(shè)計(jì)。維持高低速特性的優(yōu)化結(jié)果對(duì)上述狀態(tài)失速特性的提升量比較有限，成效顯著的設(shè)計(jì)方案不可避免地要付出較高代價(jià)。

3） 雖在飛行過程中時(shí)常遇到結(jié)冰氣象條件，但足以造成翼面失速特性發(fā)生顛覆性改變、直接影響飛行安全的最嚴(yán)酷結(jié)冰環(huán)境占比有限。傳統(tǒng)容冰氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)必然會(huì)由于這些特殊的結(jié)冰氣象條件影響絕大多數(shù)常規(guī)飛行條件下的氣動(dòng)特性，總體而言往往得不償失。

變彎度機(jī)翼技術(shù)［8］在波音B787和空客A350等先進(jìn)民機(jī)型號(hào)上的成功應(yīng)用為容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)提供了一種可供借鑒的新思路。常規(guī)變彎度技術(shù)通常用于改善干凈機(jī)翼的非設(shè)計(jì)點(diǎn)升阻特性、提升抖振/阻力發(fā)散邊界、調(diào)整環(huán)量分布等。既然該技術(shù)的出發(fā)點(diǎn)是在盡可能保證干凈構(gòu)型巡航特性的前提下通過彎度變化獲得與某種飛行條件相適應(yīng)的機(jī)翼幾何型面，從而改善該條件下的氣動(dòng)特性，那么結(jié)冰狀態(tài)作為一種極其特殊的飛行條件，是否能將變彎度技術(shù)的應(yīng)用范圍進(jìn)一步拓展到該領(lǐng)域當(dāng)中？

由于結(jié)冰狀態(tài)下決定翼型分離流場(chǎng)特征的基本流動(dòng)結(jié)構(gòu)是大尺度前緣分離泡［9］，而分離泡沿弦向的發(fā)展和再附由冰角頂端剪切層多尺度渦系結(jié)構(gòu)的生成-輸運(yùn)過程決定［10-11］；由于剪切層渦系的生成過程由冰角-來流共同構(gòu)成的前緣擾動(dòng)主導(dǎo)，相對(duì)難以干預(yù)；而輸運(yùn)過程則由下游壁面約束的幾何特征特別是彎度-曲率分布控制。因此基于前緣彎度的適當(dāng)變化，有望在壁面附近觸發(fā)剪切層渦系結(jié)構(gòu)的動(dòng)量輸運(yùn)作用，促進(jìn)外部高速流動(dòng)與壁面附近回流區(qū)的混合，從而控制前緣分離泡的幾何形態(tài)及其生長(zhǎng)過程，改善翼面結(jié)冰狀態(tài)下的分離流場(chǎng)特性。

考慮到傳統(tǒng)容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)存在的固有缺陷及未來民機(jī)連續(xù)變彎度技術(shù)的應(yīng)用可能性，創(chuàng)新性地提出了一種兼顧翼型常規(guī)氣動(dòng)特性和容冰氣動(dòng)特性的解決方案，即通過在結(jié)冰狀態(tài)下將翼型前緣小角度定軸下垂延緩和控制分離泡的弦向發(fā)展變化過程，從而有效改善結(jié)冰失速特性；而在常規(guī)飛行狀態(tài)下維持干凈翼型幾何型面不變，從而保證絕大多數(shù)飛行條件下的高低速氣動(dòng)特性。由于翼型只在可能的結(jié)冰氣象條件下變化前緣彎度，從而使氣動(dòng)/容冰特性相互解耦；因此該設(shè)計(jì)思路不僅大幅降低了容冰設(shè)計(jì)壓力，同時(shí)也為基本翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)解綁，能在取得良好容冰效果的前提下充分保證干凈機(jī)翼的氣動(dòng)特性。

結(jié)冰狀態(tài)下分離流場(chǎng)的精細(xì)分析是開展容冰設(shè)計(jì)機(jī)制分析、評(píng)估設(shè)計(jì)收益的重要依據(jù)。近年 來 以DES（Detached Eddy Simulation）類 方法［12］為代表的RANS/LES（Reynolds-Averaged Navier-Stokes/Large-Eddy Simulations）混合方法得到了長(zhǎng)足發(fā)展，其基本思想是以某種混合長(zhǎng)度替換RANS湍流模型中包含的長(zhǎng)度尺度項(xiàng)以使湍流模型在壁面附近區(qū)域體現(xiàn)RANS方法的性質(zhì)，在使用薄層網(wǎng)格單元的前提下避免近壁面雷諾應(yīng)力損失，降低對(duì)計(jì)算資源的需求；在以大渦輸運(yùn)為主要特征的遠(yuǎn)離壁面分離區(qū)域則體現(xiàn)LES方法的特點(diǎn)，降低當(dāng)?shù)啬；瘻u黏水平，對(duì)大尺度湍流進(jìn)行解析以保證空間旋渦結(jié)構(gòu)的模擬精度。DES類方法關(guān)于結(jié)冰翼型分離流場(chǎng)的精細(xì)分析能力已在一系列研究工作中得到了確認(rèn)［13］。Shur等 通 過 將DDES（Delayed DES）方法［14］與LES壁面模型（Wall-Modelling in LES，WMLES）相結(jié)合構(gòu)造了IDDES（Improved De?layed Detached Eddy Simulation）方法［15］。該方法不僅能應(yīng)對(duì)DES方法直接應(yīng)用于WMLES時(shí)產(chǎn)生的對(duì)數(shù)層不連續(xù)問題（Log-Layer Mis?match，LLM）［16］，且就數(shù)值模擬效果而言有利于分離區(qū)域湍流結(jié)構(gòu)的充分解析，同時(shí)在流動(dòng)過渡區(qū)域也能取得更為滿意的結(jié)果，因此適宜分析附著和分離流動(dòng)并存的結(jié)冰翼型失速問題［17-18］。

本文基于翼型前緣定軸下垂的思路構(gòu)造變彎度容冰構(gòu)型，結(jié)合IDDES方法對(duì)翼型結(jié)冰狀態(tài)前緣下垂前后分離流場(chǎng)開展數(shù)值模擬對(duì)比分析，以期確認(rèn)前緣下垂對(duì)翼型結(jié)冰狀態(tài)失速特性的改善效能，并根據(jù)分離流場(chǎng)基本結(jié)構(gòu)、湍流流場(chǎng)特征及剪切層渦系演化過程等結(jié)果綜合闡釋翼型前緣下垂變彎度的容冰特性改善機(jī)制。

1 分離流場(chǎng)數(shù)值模擬方法

在有限體積法基礎(chǔ)上，對(duì)三維可壓縮非定常Navier-Stokes（N-S）方程進(jìn)行求解，求解器的可靠性已在前期研究中得到驗(yàn)證［19-20］。無黏通量項(xiàng)離散采用Roe-WENO［21］五階迎風(fēng)通量差分分裂格式，黏性通量項(xiàng)離散采用二階中心差分格式，時(shí)間推進(jìn)采用二階隱式近似因子分解方法。在k-ωSST（Shear Stress Transport）兩方程湍流模型［22］的基礎(chǔ)上根據(jù)文獻(xiàn)［15］對(duì)IDDES方法進(jìn)行構(gòu)造，實(shí)現(xiàn)湍流流場(chǎng)數(shù)值模擬。該方法建立在基準(zhǔn)DDES方法的基礎(chǔ)上，主要改進(jìn)內(nèi)容包括以下兩方面：

1） 亞格子尺度定義

通過引入當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格參數(shù)降低模擬近壁面自由剪切湍流時(shí)的亞格子尺度：

式中：Cw為由LES解得到的經(jīng)驗(yàn)常數(shù)；dw為網(wǎng)格單元與壁面距離；hmax為網(wǎng)格單元三向最大尺度；hwn為當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格單元壁面法向高度。

2） RANS-LES混合長(zhǎng)度構(gòu)造

IDDES方法的WMLES/DDES分支由混合長(zhǎng)度函數(shù)lhyb關(guān)聯(lián)：

式 中：fe為 經(jīng) 驗(yàn) 函 數(shù)；lRANS和lLES分 別 為RANS和LES長(zhǎng)度尺度；f?d為混合函數(shù)，其表達(dá)式為

式中：fdt為壁面區(qū)域指示函數(shù)；fB為經(jīng)驗(yàn)混合函數(shù)。

式（2）~式（4）中 函 數(shù)fB、fe、fdt及 長(zhǎng) 度 尺 度lRANS/lLES的具體構(gòu)造形式詳見文獻(xiàn)［15］。

此時(shí)混合方法能在壁面附近快速完成RANS/LES模式轉(zhuǎn)換，分離區(qū)域的大部分湍流結(jié)構(gòu)能以LES形式求解，同時(shí)避免了RANS/LES切換區(qū)域可能的雷諾應(yīng)力損失。

2 計(jì)算分析模型構(gòu)造及網(wǎng)格生成

2.1 前緣變彎度翼型構(gòu)造

選取典型公務(wù)機(jī)翼型GLC（Gates Learjet Corporation）305作為干凈翼型［23］。翼型前緣具有結(jié)冰時(shí)間為22.5 min的典型雙角狀冰形（冰形944）。該翼型本體厚度、彎度及前緣半徑均較小，因而容冰特性相對(duì)較差，開展常規(guī)容冰氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)的空間極為有限。上下冰角與翼型表面近似垂直，高度分別約為弦長(zhǎng)c的3.0%和2.0%，達(dá)翼型最大厚度（8.7%c）的30%以上，幾何間斷特征顯著，進(jìn)一步增加了常規(guī)容冰氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)的難度。

參考民機(jī)常規(guī)增升裝置多段翼型縫翼布置形式，前緣變彎度策略為繞15%弦長(zhǎng)處上下表面中點(diǎn)位置定軸下垂，偏轉(zhuǎn)角度為10°。雖前緣下垂后翼型迎風(fēng)面積有所增加，但由于幾何偏轉(zhuǎn)并不影響前緣曲率分布，且分離流動(dòng)演化時(shí)長(zhǎng)相對(duì)結(jié)冰過程而言是小量，因此在現(xiàn)階段數(shù)值模擬分析研究中暫認(rèn)為前緣下垂前后冰形幾何形狀固定不變，將翼型/冰形一并作剛體偏轉(zhuǎn)，構(gòu)造前緣下垂變彎度結(jié)冰翼型計(jì)算分析模型。圖1給出了前緣下垂前后翼型/冰形幾何形狀對(duì)比，其中x、y分別為軸向和法向長(zhǎng)度。

圖1 前緣下垂前后翼型/冰形幾何形狀對(duì)比Fig.1 Comparison of airfoil and ice shape geometry be?fore and after drooping leading edge

2.2 計(jì)算網(wǎng)格構(gòu)造

沿用文獻(xiàn)［11］中采用的多塊結(jié)構(gòu)化計(jì)算網(wǎng)格，基于相同拓?fù)溟_展前緣下垂變彎度前后分離流場(chǎng)對(duì)比分析。計(jì)算域?yàn)檫h(yuǎn)場(chǎng)長(zhǎng)度為15c的C形區(qū)域，考慮翼型上表面分離泡幾何尺度與弦長(zhǎng)處于同一量級(jí)，展向長(zhǎng)度取0.50c。考慮RANS/LES混合方法對(duì)分離區(qū)域各向同性計(jì)算網(wǎng)格單元的需求，在物面附近生成高度為0.50c的O層拓?fù)浒j(luò)區(qū)域。圖2給出了建立計(jì)算域的三向幾何尺寸及物面附近空間拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，其中z為展向長(zhǎng)度。遠(yuǎn)場(chǎng)給定無反射邊界條件，物面采用絕熱、無滑移和法向零壓力梯度條件，展向設(shè)置周期性邊界條件。

圖2 計(jì)算域及物面附近網(wǎng)格拓?fù)銯ig.2 Grid topology of computational domain and near wall

由于RANS方法和LES方法對(duì)計(jì)算網(wǎng)格的需求存在根本差異，對(duì)多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行分區(qū)域設(shè)計(jì)。在分離流動(dòng)關(guān)注區(qū)域內(nèi)布置三向同性網(wǎng)格單元，選取上冰角高度作為該區(qū)域內(nèi)主要旋渦結(jié)構(gòu)擾動(dòng)波長(zhǎng)的衡量尺度，單元尺寸取1/10冰角高度（0.3%c）。在物面附近區(qū)域布置薄層網(wǎng)格單元，首層網(wǎng)格到壁面的法向距離為10?5c，保證壁面附近y+≤1，計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格總量約為3.9×107。

針對(duì)彎度變化后冰形-翼型前緣幾何外形進(jìn)行重新映射關(guān)聯(lián)，根據(jù)當(dāng)?shù)貜澏茸兓卣鲗?duì)流向網(wǎng)格進(jìn)行壁面正交性處理，其余部分維持不變以最大程度降低網(wǎng)格變化引入的數(shù)值誤差。翼型前緣附近空間網(wǎng)格對(duì)比情況如圖3所示，表明前緣下垂前后拓?fù)淅^承性和網(wǎng)格一致性均較好。

圖3 前緣下垂前后結(jié)冰翼型網(wǎng)格分布對(duì)比Fig.3 Comparison of iced airfoil grid distributions before and after drooping leading edge

就當(dāng)前算例而言，前期工作［11］業(yè)已完成基于IDDES方法的網(wǎng)格無關(guān)性和計(jì)算分析效果驗(yàn)證，表明基于當(dāng)前計(jì)算網(wǎng)格和數(shù)值模擬策略能較清晰地反映翼型結(jié)冰狀態(tài)下分離泡結(jié)構(gòu)的基本特征、刻畫剪切層失穩(wěn)及多尺度渦系的生成演化過程、延拓于結(jié)冰翼型前緣下垂后分離流場(chǎng)特性的計(jì)算分析。

選取NASA Langley低湍流度風(fēng)洞典型過失速試驗(yàn)狀態(tài)［24］進(jìn)行對(duì)比分析，以確認(rèn)前緣下垂在分離泡尺度較大時(shí)對(duì)翼型失速特性的改善效能，進(jìn)而剖析分離流場(chǎng)的控制原理。試驗(yàn)狀態(tài)來流馬赫數(shù)Ma=0.12、基于翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re=3.5×106，來流迎角α=8°。基于非定常RANS獲得充分發(fā)展的初始流場(chǎng)，在初場(chǎng)基礎(chǔ)上進(jìn)行后續(xù)IDDES計(jì)算，無量綱時(shí)間步長(zhǎng)Δt*=UΔt/c=0.000 6，其中U為自由來流速度，Δt為物理時(shí)間步長(zhǎng)。氣動(dòng)力輸出基本穩(wěn)定后進(jìn)行時(shí)間平均；在時(shí)均場(chǎng)基礎(chǔ)上進(jìn)行展向空間平均，得到時(shí)空平均流場(chǎng)。

3 時(shí)均氣動(dòng)特性及分離流場(chǎng)特征

圖4給出了前緣下垂前后結(jié)冰翼型氣動(dòng)特性時(shí)均結(jié)果與結(jié)冰前后風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)［24］的對(duì)比情況，其中CL、CD和Cm分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，表1給出了氣動(dòng)力變化的具體量值。風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明結(jié)冰狀態(tài)下翼型失速點(diǎn)提前4°，最大升力系數(shù)降低0.4，迎角范圍內(nèi)產(chǎn)生了5倍以上的阻力增量，失速點(diǎn)附近出現(xiàn)明顯的低頭力矩，體現(xiàn)了角狀冰影響下的典型氣動(dòng)力惡化現(xiàn)象。針對(duì)選取的過失速計(jì)算分析條件，數(shù)值模擬能獲得與試驗(yàn)值較為吻合的結(jié)果，反映結(jié)冰狀態(tài)下翼型的氣動(dòng)力損失特征，再次驗(yàn)證了IDDES方法描述結(jié)冰誘導(dǎo)分離流場(chǎng)的可靠性。

圖4 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均氣動(dòng)特性變化情況Fig.4 Time-averaged aerodynamic performance changes of iced airfoil before and after drooping leading edge

表1 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均氣動(dòng)力變化量Table 1 Time-averaged aerodynamic differences of iced airfoil before and after drooping leading edge

前緣下垂變彎度顯著改善了結(jié)冰翼型的失速特性，表現(xiàn)出失速點(diǎn)推遲/升力特性恢復(fù)/阻力降低的綜合效應(yīng)。升力量值提升30%以上，阻力量值降低約70%，且抑制了異常的低頭力矩增長(zhǎng)趨勢(shì)。與傳統(tǒng)固定幾何形面容冰氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果相比，目前其涉及的冰角高度/翼型前緣半徑之比相對(duì)較小、間斷特征相對(duì)較弱，且失速迎角/最大升力系數(shù)的提升量相對(duì)有限；在本算例冰形高度（0.03c）及張角（45°）范圍內(nèi)，針對(duì)小前緣半徑/低彎度翼型開展的容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)研究鮮見公開報(bào)道。

圖5給出了前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均壓力分布與干凈翼型的對(duì)比情況，其中Cp為壓力系數(shù)。干凈翼型具備附著流狀態(tài)下的典型前加載壓力分布特征，前緣峰值較高，伴隨陡峭的恢復(fù)梯度。前緣下垂前結(jié)冰翼型壓力峰基本消失，分布形態(tài)變異為延伸至0.20c附近、具備弱順壓特征的壓力平臺(tái)，平臺(tái)之后壓力恢復(fù)過程緩慢；壓力分布形態(tài)呈現(xiàn)前緣吸力大幅損失、后加載量明顯提高、逆壓梯度趨于消失的特點(diǎn)。上述壓力平臺(tái)變化特征與過失速條件下的升力損失/低頭矩增長(zhǎng)現(xiàn)象直接關(guān)聯(lián)［25］。雖然前緣下垂后0.20c附近壓力分布形態(tài)仍體現(xiàn)了分離泡影響下的典型平臺(tái)特征，長(zhǎng)度與前緣下垂段弦長(zhǎng)大致相當(dāng)，較前緣下垂前略有縮短，順壓梯度更大，但由負(fù)壓系數(shù)表征的平臺(tái)高度由1.0左右提升到1.5以上，增幅超過50%，一定程度上實(shí)現(xiàn)了前緣吸力恢復(fù)，表征了升力/力矩特性改善的直接原因。平臺(tái)后伴隨相對(duì)陡峭的逆壓梯度，指示了當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)較強(qiáng)的再附效應(yīng)，之后壓力恢復(fù)過程相對(duì)和緩，未產(chǎn)生二次分離相關(guān)的后緣平臺(tái)。下表面除10%弦長(zhǎng)位置由于幾何間斷導(dǎo)致局部峰值產(chǎn)生外，壓力分布宏觀特征相對(duì)下垂前基本不變。

圖5 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均壓力分布對(duì)比Fig.5 Comparison of time-averaged pressure distributions of iced airfoil before and after drooping leading edge

圖6 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均分離泡宏觀結(jié)構(gòu)對(duì)比Fig.6 Comparison of macroscopic structures of timeaveraged separation bubble of iced airfoil before and after drooping leading edge

圖6以流向速度分布（流向速度u/自由來流速度U）的形式對(duì)比了前緣下垂前后結(jié)冰翼型的時(shí)均宏觀分離流場(chǎng)特性。前緣下垂前結(jié)冰翼型由于冰角幾何不連續(xù)和壓力梯度的雙重作用產(chǎn)生了典型單一大尺度分離泡流動(dòng)結(jié)構(gòu)，回流區(qū)域遍及上表面，再附效應(yīng)基本消失，體現(xiàn)全局分離特征。分離泡長(zhǎng)度延伸到翼型后緣，高度與翼型厚度相當(dāng)，表征了過失速條件下顯著的分離泡拉伸和延長(zhǎng)效應(yīng)［11］。前緣下垂后分離泡長(zhǎng)度和高度顯著降低，形態(tài)由全局大尺度回流區(qū)域退化到前緣附近的中等尺度回流區(qū)域，回流強(qiáng)度明顯減弱。由0速度等值線表征的流動(dòng)再附點(diǎn)由翼型后緣減縮到0.25c附近，高度降低至翼型厚度1/2左右，再附點(diǎn)后流動(dòng)形態(tài)穩(wěn)定，未產(chǎn)生顯著的二次分離現(xiàn)象，這與較小來流迎角條件下［24］（α=4°）的分離泡尺度比較接近，表明前緣下垂能體現(xiàn)約束結(jié)冰狀態(tài)翼型分離區(qū)域大小的意圖。

通過截取圖7所示4個(gè)典型流向站位的速度型從近壁面速度分布的角度更為細(xì)致地反映前緣下垂對(duì)結(jié)冰翼型分離流場(chǎng)的改善效能，其中d為y向壁面距離。分離泡影響下速度型的基本結(jié)構(gòu)為壁面附近負(fù)速度區(qū)域表征的回流層、以速度恢復(fù)法向距離表征的混合層、分離泡邊界曲率效應(yīng)誘導(dǎo)加速影響下的外層。前緣下垂前翼型回流層法向高度維持在0.05c附近，混合層厚度沿流向由0.05c增加到0.15c左右，表明整個(gè)弦長(zhǎng)范圍內(nèi)都存在回流效應(yīng)，且影響范圍隨分離流動(dòng)向下游發(fā)展而逐漸擴(kuò)張。前緣下垂后速度分布僅在0.15c站位體現(xiàn)了分離泡的回流-混合效應(yīng)，回流層恢復(fù)到無黏流動(dòng)效應(yīng)主導(dǎo)的外層區(qū)域僅經(jīng)過0.04c的法向距離，反映了當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)較強(qiáng)的剪切效應(yīng)。在0.40c站位速度分布即呈現(xiàn)典型的完全附著流動(dòng)形態(tài)，下游各站位速度分布特征相對(duì)近似，能維持良好的附著特征，即使在相對(duì)靠近翼型后緣的0.75c站位也未觀察到可能的二次分離趨勢(shì)。

圖7 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均流場(chǎng)u向速度分布對(duì)比Fig.7 Comparison of time-averaged flow fieldu-direction velocity distribution of iced airfoil before and after drooping leading edge

4 湍流流場(chǎng)統(tǒng)計(jì)量分布特征

圖8分別對(duì)比了前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均分離流場(chǎng)湍動(dòng)能（TKE）、u向速度脈動(dòng)均方根（uRMS）及v向速度脈動(dòng)均方根（vRMS）的宏觀分布情況。前緣下垂前冰角后方剪切層失穩(wěn)觸發(fā)的錐形湍流脈動(dòng)區(qū)域基本脫離壁面，直接影響大范圍下游流場(chǎng)，對(duì)近壁面流動(dòng)的影響較弱，表征了再附效應(yīng)的消失［26］。同時(shí)后緣附近存在顯著的湍流脈動(dòng)，與剪切層渦系觸發(fā)的脈動(dòng)區(qū)域相互融合，體現(xiàn)出典型的全局分離特征。前緣下垂后當(dāng)?shù)赝牧髅}動(dòng)區(qū)域壓縮至冰角后方的近壁面區(qū)域內(nèi)，弦向長(zhǎng)度和法向高度均大幅降低，脈動(dòng)核心位于0.25c附近，與再附位置基本一致，表明當(dāng)?shù)卮嬖趶?qiáng)烈的動(dòng)量輸運(yùn)和交換過程；下游流場(chǎng)脈動(dòng)強(qiáng)度顯著降低，呈現(xiàn)典型分離-再附流動(dòng)特征。由于后緣附近并不存在前緣分離與當(dāng)?shù)囟畏蛛x之間的相互影響，尾跡區(qū)域湍流脈動(dòng)特征發(fā)展過程由后緣觸發(fā)單一因素決定，因而法向影響范圍及強(qiáng)度也隨之大幅縮小。上述效應(yīng)集中體現(xiàn)了前緣下垂對(duì)結(jié)冰狀態(tài)下分離影響區(qū)域的控制和約束作用。

圖9給出了前緣下垂前后結(jié)冰翼型流向各站位uRMS和vRMS的對(duì)比情況，圖中V為自由來流的法向速度分量。前緣下垂前湍流脈動(dòng)兩分量量值沿流向呈現(xiàn)平緩的增長(zhǎng)-衰減特征，在0.40c站位達(dá)最大值，下游uRMS峰值沿流向呈現(xiàn)出一定程度的降低趨勢(shì)，但vRMS峰值沿流向幾乎不衰減；兩分量湍流脈動(dòng)影響區(qū)域的法向擴(kuò)張趨勢(shì)均較為顯著，峰值特征逐漸消失，表征了分離流場(chǎng)向下游的發(fā)展和擴(kuò)散過程。前緣下垂后，上述湍流特征量的主要變化體現(xiàn)為脈動(dòng)量值和法向距離沿流向的持續(xù)減縮。0.15c站位脈動(dòng)峰值基本與下垂前一致，但與壁面之間的法向距離由0.07c降低至0.02c附近；0.40c站位uRMS峰值相對(duì)下垂前降低50%、vRMS峰值降低40%，峰值與壁面距離僅為0.03c，相對(duì)前一站位的抬升量?jī)H為0.01c；下游各站位脈動(dòng)量均體現(xiàn)了強(qiáng)度逐漸衰減、影響范圍有限擴(kuò)張的特征，表征了較強(qiáng)的持續(xù)再附效應(yīng)。

湍流流場(chǎng)特征量分析結(jié)果表明對(duì)不同構(gòu)型而言，結(jié)冰導(dǎo)致的剪切層失穩(wěn)均是翼型上表面區(qū)域湍流脈動(dòng)的主要來源，后緣擾動(dòng)的影響量相對(duì)有限。前緣下垂基本不影響剪切層失穩(wěn)相關(guān)的湍流脈動(dòng)峰值，亦即不干預(yù)湍流結(jié)構(gòu)的生成過程，同時(shí)對(duì)湍流流場(chǎng)空間演化的基本模式影響也較小，改善分離流場(chǎng)特性的主要原理是將剪切層失穩(wěn)觸發(fā)湍流流動(dòng)的影響范圍約束于翼型前緣近壁面有限空間區(qū)域內(nèi)，從而促進(jìn)再附過程。

圖8 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均分離流場(chǎng)湍流特征量分布對(duì)比Fig.8 Comparison of turbulence characteristic parameter distribution of time-averaged separation flow field of iced air?foil before and after drooping leading edge

5 瞬態(tài)分離流場(chǎng)渦系結(jié)構(gòu)

圖10給出了前緣下垂前后結(jié)冰翼型瞬態(tài)分離流場(chǎng)展向渦量分布的對(duì)比情況。在旋渦結(jié)構(gòu)數(shù)值解析能力相同的前提下前緣下垂前冰角后方剪切層失穩(wěn)相對(duì)較早，不僅生成了充分發(fā)展的完整多尺度渦系結(jié)構(gòu)，且在外部流動(dòng)作用下以渦列形式直接進(jìn)入下游，幾乎不存在與壁面之間的相互作用，旋渦系統(tǒng)對(duì)外部流動(dòng)和回流區(qū)域的摻混融合效應(yīng)發(fā)生在遠(yuǎn)離壁面位置，構(gòu)成了大尺度分離泡結(jié)構(gòu)的流動(dòng)邊界，因此時(shí)均流場(chǎng)速度分布體現(xiàn)出回流層/混合層較厚、再附特征基本消失的特點(diǎn)。渦列在后緣附近與當(dāng)?shù)匦郎u結(jié)構(gòu)相互作用，導(dǎo)致尾跡流動(dòng)呈現(xiàn)大尺度渦街特征，周期與翼型弦長(zhǎng)大致相當(dāng)。前緣下垂后，由于冰角與當(dāng)?shù)乇诿娼M成類凹腔形式的特殊壁面結(jié)構(gòu)，雖流場(chǎng)中仍存在剪切層失穩(wěn)后沿流向的持續(xù)發(fā)展過程，但旋渦系統(tǒng)沿流向演化的空間距離得到了有效約束，使渦系結(jié)構(gòu)的摻混融合效應(yīng)產(chǎn)生于壁面附近，直接與下游0.20c附近壁面作用，影響范圍縮小且強(qiáng)度顯著降低，因而分離流動(dòng)時(shí)均再附點(diǎn)提前、混合層厚度變薄，生成尺度相對(duì)較小的分離泡結(jié)構(gòu)。而后剪切層渦系與當(dāng)?shù)剡吔鐚酉嗷R合，體現(xiàn)為分離泡尾跡。翼型后緣下游生成的渦街寬度較窄、強(qiáng)度較弱、周期較短，同樣與較小迎角下的結(jié)冰翼型瞬態(tài)分離流場(chǎng)特征類似［11，18］。

圖9 前緣下垂前后結(jié)冰翼型時(shí)均分離流場(chǎng)uRMS與vRMS分布對(duì)比Fig.9 Comparison of uRMS and vRMS distributions of time-averaged separation flow field of iced airfoil before and after drooping leading edge

各站位流向渦量分布進(jìn)一步反映了剪切層渦系與壁面之間的空間距離分布。前緣下垂前各站位剪切層失穩(wěn)后生成的旋渦結(jié)構(gòu)起始高度即位于0.10c以上，基本不與近壁面流動(dòng)干涉，旋渦影響區(qū)域沿流向顯著增加，高度逐漸抬升到0.20c附近，展向相干作用強(qiáng)烈，衰減效應(yīng)不顯著。前緣下垂顯著降低了剪切層渦生成后的初始壁面距離，雖沿流向仍表現(xiàn)出了一定程度的渦系擴(kuò)散現(xiàn)象，但高度均維持在0.10c附近，影響區(qū)域顯著縮小，同時(shí)旋渦強(qiáng)度/相干作用呈現(xiàn)出明顯的衰減趨勢(shì)。

圖11 前緣下垂前后結(jié)冰翼型瞬態(tài)流場(chǎng)Q等值面分布對(duì)比Fig.11 Comparison ofQiso-surface distributions of transient flow of field iced airfoil before and after drooping leading edge

圖11以Q等值面的形式進(jìn)一步對(duì)比了前緣下垂前后瞬態(tài)分離流場(chǎng)多尺度旋渦結(jié)構(gòu)的發(fā)展變化過程，其中Q為旋渦強(qiáng)度衡量值（Q=10.0），等值面使用u向速度著色。前緣下垂前剪切層渦系的生成演化過程體現(xiàn)了顯著的K-H（Kelvin-Helmholtz）不穩(wěn)定性驅(qū)動(dòng)效應(yīng)，表現(xiàn)為冰角后方準(zhǔn)二維渦管的失穩(wěn)-扭轉(zhuǎn)-變形過程，生成了完整的類發(fā)卡渦展向相干湍流結(jié)構(gòu)。發(fā)卡渦渦頭的自由抬升發(fā)展階段伴隨顯著的渦腿拉伸現(xiàn)象，因而延遲和減弱了垂直壁面方向的動(dòng)量輸運(yùn)過程，表征了再附效應(yīng)的基本消失［11］。發(fā)卡渦渦包沿流向發(fā)展進(jìn)入下游區(qū)域后與后緣誘導(dǎo)旋渦進(jìn)一步相互交匯融合，從而產(chǎn)生湍流脈動(dòng)特征顯著的尾跡流動(dòng)。前緣下垂后剪切層失穩(wěn)起始過程基本不變，仍能生成較為完整的發(fā)卡渦結(jié)構(gòu)；但在壁面約束的限制下渦系空間發(fā)展歷程相對(duì)短暫，大部分渦包能與下游邊界層迅速匯合，渦頭抬升-渦腿拉長(zhǎng)效應(yīng)得到了有效抑制，發(fā)卡渦攜帶的大部分湍動(dòng)能得以直接注入近壁面邊界層，導(dǎo)致再附效應(yīng)迅速產(chǎn)生。僅有少量外層發(fā)卡渦直接進(jìn)入下游區(qū)域而后迅速耗散湮滅，不足以形成強(qiáng)度較高的尾跡流動(dòng)。

6 結(jié) 論

結(jié)合前緣定軸下垂的思路構(gòu)造了翼型變彎度容冰構(gòu)型，基于IDDES方法對(duì)結(jié)冰翼型前緣下垂前后分離流場(chǎng)變化特征開展了數(shù)值模擬對(duì)比分析，闡釋了前緣下垂改善翼型容冰特性的相關(guān)流動(dòng)機(jī)制。主要結(jié)論包括以下方面：

1） 相對(duì)常規(guī)容冰氣動(dòng)力優(yōu)化思路，基于結(jié)冰狀態(tài)前緣下垂、正常飛行狀態(tài)維持翼面幾何形狀的變彎度概念能在取得良好容冰效果的前提下，充分保證干凈機(jī)翼的氣動(dòng)特性。使干凈構(gòu)型氣動(dòng)特性與容冰特性解耦，能同時(shí)降低兩者的設(shè)計(jì)壓力，協(xié)調(diào)彼此矛盾的設(shè)計(jì)需求。

2） 前緣下垂后結(jié)冰翼型氣動(dòng)特性呈現(xiàn)失速點(diǎn)推遲、升力特性恢復(fù)、阻力大幅降低、低頭力矩異常增長(zhǎng)得到抑制的特點(diǎn)。分離泡形態(tài)由全局大尺度回流區(qū)域退化到前緣附近的中等尺度回流區(qū)域。前緣吸力的恢復(fù)是失速點(diǎn)附近氣動(dòng)特性改善的直接原因。

3） 前緣下垂基本不影響結(jié)冰翼型剪切層失穩(wěn)相關(guān)的湍流結(jié)構(gòu)生成過程，也不干預(yù)湍流流場(chǎng)演化的基本模式。改善分離特性的主要原理是將剪切層失穩(wěn)觸發(fā)的湍流影響范圍約束于翼型前緣近壁面的有限區(qū)域內(nèi)，從而促進(jìn)流動(dòng)再附過程。

4） 前緣下垂后冰角與當(dāng)?shù)乇诿娼M成類凹腔形式的特殊壁面結(jié)構(gòu)，剪切層失穩(wěn)后生成的多尺度發(fā)卡渦系統(tǒng)經(jīng)短暫發(fā)展后能直接于壁面附近觸發(fā)分離泡外部高速流動(dòng)與低速回流流動(dòng)之間的摻混融合-動(dòng)量輸運(yùn)效應(yīng)，因而導(dǎo)致時(shí)均再附點(diǎn)提前、混合層厚度降低、分離泡幾何尺度減縮，這是前緣下垂變彎度改善結(jié)冰翼型容冰特性的流動(dòng)機(jī)制。

當(dāng)前研究工作局限于分析單一冰形、翼型、前緣偏轉(zhuǎn)量組合條件下的容冰特性改善機(jī)制，后續(xù)擬針對(duì)不同冰形/翼型組合前提下的彎度變化策略開展系統(tǒng)研究，且考慮結(jié)冰累積和增長(zhǎng)的時(shí)變過程，以期切實(shí)全面地評(píng)估翼型容冰特性的改善情況，并在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步探討和評(píng)估前緣變彎度技術(shù)延拓于后掠翼容冰氣動(dòng)力設(shè)計(jì)領(lǐng)域的可行性及效能。