王涵信 盧業(yè)瑋 肖新愉 李均 孟慶鑫 張宇

關(guān)鍵詞 翼型優(yōu)化;氣動(dòng)性能;流體仿真;翼尾湍流;升阻比

流體力學(xué)中連續(xù)性方程與伯努利方程是固定翼飛機(jī)設(shè)計(jì)的理論基礎(chǔ)，在此基礎(chǔ)上的大量實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，翼型的升力與來流速度、流體密度以及翼型形狀均有關(guān)[1]。飛行器的不斷發(fā)展促進(jìn)了機(jī)翼的進(jìn)一步優(yōu)化，由于機(jī)翼的形狀直接影響著飛機(jī)的氣動(dòng)特性，因此研究與改良翼型具有重要意義。在20世紀(jì)30年代初期，美國國家航空咨詢會(huì)（縮寫為NACA，后改為NASA）對低速翼型進(jìn)行了系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)研究。在1932年，確定了NACA四位數(shù)翼型族。不同的翼型具有其獨(dú)特的幾何特性和氣動(dòng)特性，便于設(shè)計(jì)人員選取理想翼型。在現(xiàn)有翼型資料中，NACA 系列翼型的資料較為豐富，飛行器也較多采用這一系列的翼型。

國內(nèi)外學(xué)者針對不同領(lǐng)域的技術(shù)要求相繼提出了對已有翼型的各種優(yōu)化方案，給予了翼型研究新的內(nèi)容和使命。Chakshu Baweja等[2]以波音737的翼型為模板，發(fā)現(xiàn)尾緣凹陷的存在極大地改變了機(jī)翼上方的流動(dòng)分離，有效地延緩了邊界層的分離，提升了機(jī)翼的氣動(dòng)性。Rabii EL MAANI等[3]采用ANSYS/Fluent軟件對NACA0012翼型在不同馬赫數(shù)下的二維跨音速流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果與實(shí)驗(yàn)吻合，并用遺傳算法高效地優(yōu)化了翼型氣動(dòng)性能。李治國等[4]在葉片吸力面適當(dāng)開設(shè)凹槽，發(fā)現(xiàn)凹變翼型升力系數(shù)顯著增加，阻力系數(shù)略有下降。李根等[5]以NACA0012翼型為基礎(chǔ)翼型（弦長c 為0.15m），在距翼型壓力面尾緣0.1c 處加裝凹槽襟翼，并發(fā)現(xiàn)不同厚度的凹槽襟翼均可提升翼型氣動(dòng)性能。韓中合和焦紅瑞[6]在葉型尾部加裝了Gurney襟翼，進(jìn)一步改進(jìn)翼型尾部形成鈍尾緣，并對其氣動(dòng)性能進(jìn)行研究。該研究發(fā)現(xiàn)加裝鈍尾緣的翼型周圍的流場明顯優(yōu)于NACA4412原翼型流場，且改進(jìn)后翼型的氣動(dòng)性能得到了提高。

綜上所述，有效改善翼型氣動(dòng)性能方案雖然眾多，但大多應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)領(lǐng)域，優(yōu)化翼型在飛機(jī)機(jī)翼上的應(yīng)用較少。本文從加快翼尾上緣的邊界層氣流速度，本著減弱邊界層分離的初衷，結(jié)合飛機(jī)機(jī)翼的復(fù)雜功能，以NACA4412翼型為模板，在接觸面粗糙度為50μm，機(jī)翼弦長200mm，來流速度10m/s，攻角0°的基礎(chǔ)上，提出塹尾翼型表面結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方案，并進(jìn)一步研究了其氣動(dòng)性能。采用SOLIDWORKS中的Flow Simulation模塊工具對原始翼型、塹尾翼型進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，對翼型改進(jìn)前后的氣動(dòng)性能、流場分布進(jìn)行對比分析。

1 理論設(shè)計(jì)與研究方法

1.1 塹尾翼的提出

來流掠過飛行器時(shí)，貼近機(jī)翼上表面處的流體微團(tuán)的受力情況可以由圖1表示。

微團(tuán)下側(cè)為邊界層，上側(cè)為外部非粘滯區(qū)。

在邊界層的影響下，微團(tuán)受到來自邊界層的摩擦力f₂和來自外部非粘滯區(qū)的粘滯力f₁ 作用，產(chǎn)生了向前翻滾的趨勢;同時(shí)，摩擦力在這一過程中占主導(dǎo)，使得微團(tuán)逐漸降速。因此，邊界層在中后段將這些微團(tuán)的平動(dòng)狀態(tài)變?yōu)闈L動(dòng)狀態(tài)。劇烈滾動(dòng)的微團(tuán)形成湍流，造成流場局部失穩(wěn)的情況;速度驟減的微團(tuán)也無法維持原先的較低壓強(qiáng)，升力因此受到削弱。因此，以上這兩個(gè)因素對于機(jī)翼的性能有著較大的負(fù)面影響，而這一負(fù)面影響緣于微團(tuán)與邊界層的長時(shí)間接觸。

通過仿真模擬可以觀察到，原翼型在10mps的風(fēng)力環(huán)境中翼尾出現(xiàn)了湍流（見圖2），導(dǎo)致機(jī)翼受到的升力呈現(xiàn)波動(dòng)。在此影響下，機(jī)翼此時(shí)的升阻比在迭代1500次之后依然無法收斂，且平均值也較低。

綜上所述，解決翼尾湍流問題并增大升阻比的根本方法就是使機(jī)翼上表面邊界層對繞流的影響達(dá)到最小。本工作在這一思想下提出了塹尾翼型，如圖3 所示。這種翼型在NACA4412的基礎(chǔ)上，將尾部上緣進(jìn)行了切削處理：在邊界上取一點(diǎn)A ，在A 點(diǎn)正下方取一點(diǎn)B，與翼尾端點(diǎn)C 連接成一條折線，沿此折線切割進(jìn)而可以得到這種翼型（A 、B 兩點(diǎn)的確切位置將在后文進(jìn)行探討）。

當(dāng)氣體微團(tuán)即將發(fā)生滾動(dòng)時(shí)（在A 點(diǎn)處），其將突遇一個(gè)塹下的斷崖結(jié)構(gòu)（AB 段）和一個(gè)平坡（BC 段）。微團(tuán)在自身慣性下保持向機(jī)翼后方流動(dòng)，但在經(jīng)過AB 段后的一小段時(shí)間與機(jī)翼脫離接觸，因此這時(shí)的摩擦力f₂ 為零。微團(tuán)在這樣的結(jié)構(gòu)保護(hù)下，自旋強(qiáng)度有所減弱，并在周圍氣團(tuán)的粘滯力作用下，一定程度地恢復(fù)了平動(dòng)的速度，有效地維持了上表面的低壓。

1.2 研究方法

由于塹尾翼的形狀由A 、B 兩點(diǎn)的位置確定，因而探究最適塹尾翼型的途徑即是尋找A 、B 兩點(diǎn)的最佳位置。SOLIDWORKS 軟件的FlowSimulation工具箱可以對于空間物體的平面繞流情況進(jìn)行有限元分析，進(jìn)而可以得到不同參數(shù)配置的塹尾翼經(jīng)過迭代后的升阻比和外部流場。

本研究選用弦長為200mm 的NACA4412翼型（輪廓曲線參數(shù)由軟件Profili導(dǎo)出）。在FlowSimulation中選用4×4m 的計(jì)算域和比率因數(shù)為10的5級網(wǎng)格進(jìn)行1500次迭代仿真。研究將用遍歷的方式得到升阻比與翼型形狀（A ，B 兩點(diǎn)位置）的數(shù)值關(guān)系。對不同流速環(huán)境下（10m/s、15m/s、30m/s、50m/s、100m/s）和不同形狀的塹尾翼的氣動(dòng)性能進(jìn)行全面探討。選出上述工作中較優(yōu)翼型，研究不同攻角的情況下其與原翼型的氣動(dòng)性能優(yōu)劣。

2 結(jié)果與討論

2.1 塹尾翼型的氣動(dòng)性能初探

現(xiàn)選用與C 點(diǎn)水平距離55mm 的A 點(diǎn)，和與A 點(diǎn)垂直距離1mm 的B 點(diǎn)進(jìn)行模擬仿真，并假設(shè)來流速度為40m/s。

根據(jù)速度切面對比圖（見圖4），NACA4412原型機(jī)翼上表面氣流在半程處便過早減速，繼續(xù)行進(jìn)的過程中，速度持續(xù)減小并誘發(fā)湍流，此時(shí)邊界層發(fā)生分離（粒子跡線可參照圖2）。而下方的塹尾翼型則較好地維持了上表面氣流的速度，邊界層始終緊貼在機(jī)翼上緣，且?guī)缀醪怀霈F(xiàn)湍流。由此可見，塹尾翼能更好地限制機(jī)翼后側(cè)的湍流，進(jìn)而起到增大升阻比的作用。

對于原NACA4412翼型和基于NACA4412翼型的塹尾翼型進(jìn)行仿真模擬并監(jiān)視升阻比參數(shù)（見圖5）?？梢园l(fā)現(xiàn)，原翼型由于伴有較強(qiáng)湍流，升阻比隨著迭代次數(shù)（單次迭代大致對應(yīng)2.5×10^-4s的物理時(shí)間）呈現(xiàn)較顯著波動(dòng)，且最終平均升阻比較低（如圖中黑色點(diǎn)劃線）。而當(dāng)氣流流過塹尾翼型時(shí)，分離流對升阻比的波動(dòng)效果被明顯削弱，并且在1500次迭代后，升阻比穩(wěn)定的維持在了較高位（圖中灰色虛線所示）。這體現(xiàn)了塹尾翼型在解決普通機(jī)翼尾部湍流問題的有效性。

2.2 中低速流場中的仿真過程

設(shè)A 點(diǎn)與翼尾C 點(diǎn)之間的水平距離是塹長x，B 點(diǎn)與A 點(diǎn)的垂直距離是塹深y，根據(jù)一般情況對塹長x 和塹深y 進(jìn)行取值范圍約束：50≤x≤80，0≤y≤2（單位mm）。

經(jīng)表1 可發(fā)現(xiàn)，塹尾翼型在低速環(huán)境下（10m/s與15m/s）的氣動(dòng)性能相較于原翼型變化不大，且參數(shù)配置不當(dāng)（A 、B 兩點(diǎn)位置不佳）會(huì)出現(xiàn)負(fù)面效果;隨著流速的增大（30m/s和50m/s），塹尾翼型對機(jī)翼上緣氣流的轉(zhuǎn)捩可以起到較好的限制作用，進(jìn)而達(dá)到提高升阻比的目的;而隨著風(fēng)速的進(jìn)一步增大（100m/s），較高速氣流對翼型輪廓的變化（翼型的x、y 參數(shù)）變得更加敏感，且總體增益效果不再顯著。

此處需要特別說明兩點(diǎn)：

（1） 塹深為0mm 時(shí)不代表退化為原翼型，而是把A 、C 兩點(diǎn)間的弧面部分切削為平面（見圖6）。

（2） 這里得出的性能優(yōu)良的塹尾翼型是在升阻比方面的最優(yōu)翼型，而不是在去除湍流方面的最優(yōu)翼型。換言之，塹尾翼型也可能存在著一些的湍流，只不過此時(shí)的小幅度湍流不主要出現(xiàn)在上表面，而是出現(xiàn)在圖7中，塹尾翼型的下表面。這種小幅度湍流使得機(jī)翼升阻比呈現(xiàn)波動(dòng)（與圖5中所示情形類似），但對于平均升阻比不構(gòu)成實(shí)質(zhì)性負(fù)面影響。

2.3 升阻比對機(jī)翼攻角的敏感度分析

鐵餅的縱向截面形狀與機(jī)翼相似。研究表明，在同樣初速度下投擲，選取合適的初攻角可以有效提高成績[7];在撲克牌飛行中，當(dāng)出射角較小時(shí)，出射角增加，水平位移也隨之增加[8]。

受此啟發(fā)，在研究了塹尾翼0攻角時(shí)的氣動(dòng)性能之后，本節(jié)將使用參數(shù)（塹長，塹深）為（60，0）、（65，0）、（70，0）和（75，0）的塹尾翼型來研究不同攻角下的塹尾翼型和原翼型各自的升阻比。研究依然利用SOLIDWORKS 的Flow Simulation插件，利用正交分解的方法對氣流速度增加垂直的分量V_y進(jìn)而模擬有攻角時(shí)的流場環(huán)境。對仿真軟件得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，做出了不同攻角下的平均升阻比增量，其折線對比如圖8所示。

形狀恰當(dāng)?shù)膲q尾翼型（如圖中的（65，0）和（75，0）塹尾翼型）在小攻角條件下（從0°～8°這一范圍內(nèi)）對升阻比的增益較為明顯，對翼尾的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象具有較好的抑制作用，因而具有比原翼型更出色的氣動(dòng)性能;而形狀較不合適的塹尾翼型對于升阻比的負(fù)面影響也維持在很小的幅度。隨著攻角的繼續(xù)增大，原翼型和塹尾翼型氣動(dòng)性能急劇下降，塹尾翼的優(yōu)勢消失。原因在于，大攻角條件下，機(jī)翼前后緣的垂直距離較大，氣流經(jīng)過前緣后，較大部分氣流不再繼續(xù)附著于機(jī)翼表面，而是直接向后散開，遠(yuǎn)離機(jī)翼。因此，此時(shí)翼尾周圍的氣體流量過小，形狀不同（是否下塹）對整體流場的作用不再顯著。此時(shí)即將出現(xiàn)失速現(xiàn)象，因此探討大攻角情況下的升阻比增益倍數(shù)是沒有意義的。

3 結(jié)論

本文提出了對NACA4412翼型進(jìn)行了優(yōu)化，提出塹尾翼型，并有如下結(jié)論：

（1） 改良后的塹尾翼型與原NACA4412 翼型相比，有效地削弱了翼尾湍流，塹尾翼型升阻比最高可提升60%，由此證明了本文所提出的塹尾翼模型的可行性。

（2） 在中低速流場中塹尾翼型平均升阻比明顯大于原始翼型，且隨塹深減小，平均升阻比增益倍數(shù)不斷增加（最高可至1.628倍）;隨塹長減小，平均升阻比增益倍數(shù)總體呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢。塹尾翼型在30～50m/s的流速場中獲得最佳性能。

（3） 在攻角為0°～8°的范圍內(nèi)，形狀合適的塹尾翼對氣動(dòng)性能產(chǎn)生積極影響。