有限翼展机翼失速特性控制研究

白亚磊，李 鹏

（南京航空航天大学 空气动力学系，江苏 南京 210016）

0 引 言

为了提高飞行器的效率，需要对机翼流动及其控制方法做广泛而深入的研究。机翼流动控制主要有被动流动控制和主动流动控制。主动流动控制利用局部能量输入改变全局流动，具有“四两拨千斤”的优点，一直都是流体力学尤其是流动控制技术研究的热点。除了传统的吹／吸气控制［1］，研究得较多的还有非定常振荡［2］、合成射流［3］、等离子体［4－5］和 MEMS技术［6］等控制技术。被动流动控制技术具有简单灵活和使用方便的特点，著名的有涡流发生器［7］、后缘Gurney襟翼［8］、前缘缝翼［9］和翼尖小翼等［10］。

南京航空航天大学的明晓教授提出了一种流动控制新技术——流动偏转器［11］。它属于被动流动控制的一种。该项控制技术已获得英国专利（专利号WO／2009／138773）。

已有的研究结果［11］证明，流动偏转器可以推迟机翼失速迎角，增加最大升力系数，从而控制流动分离。但文献［11］仅限于控制效果，本文通过对有限翼展的三维数值模拟进一步研究了流动偏转器的流动控制原理。在流动偏转器的作用下，机翼前缘局部流动迎角增大，来流流动向机翼上翼面偏转，增加底层流动速度，从而推迟分离，改善失速。

1 流动偏转器实物模型

本文研究的流动偏转器是安装在机翼前缘附近的一组平行的小薄片，机构如图1所示，固定在机翼前缘附近。文中研究用的流动偏转器薄片厚度0．3mm，薄片长度与机翼翼展相同，1520mm。薄片之间的间距为5mm，片数为6片，薄片置于基座之内，与基座垂直，基座长63mm。基座安装在机翼前缘附近，距离最前缘12mm，与机翼弦线夹角为80°。

图1 流动偏转器机构Fig．1 Mechanism for setting the flow deflector

2 数值模拟方法与结果

2．1 数值模拟网格模型

数值计算采用NACA0012三维直机翼模型，无后掠角，弦长c＝500mm，展长L＝1520mm，坐标原点在机翼翼根1／4弦长处。自由来流风速U∞＝50m／s，参考翼型弦长的雷诺数为Re＝1．76×106。如图2为干净机翼的网格图，如图3为加装流动偏转器的机翼网格图。

图2 干净机翼周围局部网格Fig．2 Mesh around the clean wing

图3 加流动偏转器机翼周围局部网格Fig．3 Mesh around the wing with flow deflector

2．2 数值模拟方法

计算域网格是由GAMBIT生成的C型结构化网格。为满足粘性边界层求解的要求，翼面和流动偏转器附近都进行了网格加密如图2、图3所示。文中采用软件FLUENT不可压分离求解器求解三维定常Reynolds平均Navier－Stokes方程组，具有二阶精度。湍流模型选择k－ωSST模型。k－ωSST模型是一种被实践证明了的能够比较准确模拟大分离流动的湍流模型。远场边界采用速度入口和压力出口边界条件。

2．3 数值模拟结果的实验验证

为了验证数值模拟的可靠性，本文针对计算模型进行了实验研究比对。实验模型为一铝制三维直机翼模型，翼型为NACA0012。其弦长为500mm，展长1520mm。

实验在南京航空航天大学NH－2低速风洞的3m实验段中进行，该实验段宽为3m，高为2．5m，长6m。风洞最大风速为90m／s，其流场品质如下：当地动压偏差＜0．5%，当地流动偏角＜0．5°，轴向静压梯度＜0．004／m，湍流度＜0．2%。使用六分量天平测量机翼模型的气动力。在模型中部（展长760mm处）吸力面安装23根测压管测量模型静压分布。模型一端固定在风洞地板垂直安装，如图4所示。

图4 机翼模型及其在风洞中的安装示意图Fig．4 Wing model in the wind tunnel

如图5为数值计算和实验的升力系数比对，标注clean的为干净机翼，标注def．的为加流动偏转器机翼（下文沿用此标注）。对干净机翼来说，实验和计算的升力系数曲线总体变化趋势吻合很好，但实验的失速迎角比计算的稍小。对加装偏转器的实验和计算比对结果来说，失速迎角和变化趋势都吻合很好。可以看出，数值计算可以准确地反映机翼的气动特性，即加装偏转器可以很好地改善机翼的升力特性以及推迟失速迎角达5°。

图5 机翼升力系数曲线图Fig．5 Curve of the lift coefficient of wing

2．4 数值模拟结果

图6 给出了20°迎角下机翼中剖面z＝760mm处绕流流场的计算结果。可以看到，加流动偏转器控制后，翼型吸力面的大分离区几乎完全被抑制，大尺度旋涡及其诱导的后缘涡都被消除。流动偏转器起到很好的控制效果。

综合以上数值计算和实验的结果比对，说明数值计算方法是可靠的，能够为进一步分析控制原理提供依据。

图6 20°迎角下机翼绕流流场对比Fig．6 Comparison of flow field for wings without／with flow deflector at angle of attack 20°

3 流动偏转器控制原理分析

为研究有偏转器情况下流动控制原理，定义局部来流在zy平面内的投影与x轴的夹角为α′（°），定义局部来流在zx平面内的投影与z轴的夹角为β′（°），如图7所示。

图7 局部来流流动角示意图Fig．7 Illustration of the angle of the flow

3．1 流动偏转器使来流向机翼吸力面偏转

为研究流动偏转器对来流流动方向的控制研究，在机翼中剖面机翼上方设置一段监测线line。监测线设置如图8所示。

如图9为迎角12°时，机翼上方来流的流动角α′随无量纲坐标位置的变化规律。可以看出，有无流动偏转器时流动角α′变化一致，说明流动偏转器在迎角12°时控制效果较弱。

图8 line监测线位置示意图Fig．8 Illustration of the line

图9 迎角12°时来流流动角度α′示意图Fig．9 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 12°

如图10为迎角20°时，机翼上方来流的流动角α′随无量纲坐标位置的变化规律。可以看出，流动偏转器使来流向机翼吸力面偏转，且效果明显。

如图11为迎角24°时，机翼上方来流的流动角α′随无量纲坐标位置的变化规律。可以看出，流动偏转器只在其附近小范围内有影响，而在其他坐标范围失去控制作用。

图10 迎角20°时来流流动角度α′示意图Fig．10 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 20°

图11 迎角24°时来流流动角度α′示意图Fig．11 Illustration of theα′of the coming flow at angle of attack 24°

3．2 流动偏转器对吸力面边界层的影响

为研究流动偏转器对机翼吸力面边界层的控制研究，在机翼中剖面吸力面沿法向设置三条监测线，观察速度型和边界层的变化规律。监测线设置如图12所示。

图12 line－s1，s2，s3监测线位置示意图Fig．12 Illustration of the line－s1，s2，s3

如图13为迎角16°时，有无偏转器作用的监测线处速度型分布。其中δ为法向方向距离壁面的高度，u为当地速度，U∞为来流速度大小。由图中可以看出，在流动朝机翼后缘发展过程中，速度型由饱满变得扁瘦，抗分离能力变弱。与干净机翼相比，流动偏转器使速度型变得更加饱满，抗分离能力增强。

图13 迎角16°时有无偏转器的速度型分布Fig．13 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 16°

如图14为迎角20°时，有无偏转器作用的监测线处速度型分布。由图中可以看出，对干净机翼，监测线处已经发生了流动分离，但在流动偏转器控制下，抑制了流动分离的发生。

图14 迎角20°时有无偏转器的速度型分布Fig．14 Illustration of the line－s1，s2，s3at angle of attack 20°

速度型的稳定性强烈依赖于外流的压力梯度，并由一些形状因子来表征。依据如下三式：

将形状因子定义成厚度比的形式。习惯上采用下列缩写符号：

H12＝δ1／δ2；H23＝δ2／δ3；H32＝δ3／δ2等。随着形状因子H12增大速度型稳定性减小，当形状因子H12大于一定的临界值之后，流动发生分离［12］。

如图15所示为不同迎角下监测线处速度型形状因子的大小。从中可以看出，随着流动从机翼前缘流向后缘，H12不断增加，速度型稳定性降低，抗分离能力减弱。参考文献［12］，分离临界发生在H12等于2．237左右。流动偏转器可以增加边界层的稳定性，推迟分离。

图15 不同迎角下边界层形状因子的分布Fig．15 Factor of the boundary layer at different angles of attack

另外，文献［12］测量表明，湍流速度剖面可以用单参数曲线族来描述，正如图16所证实的那样，这意味着形状因子H12和H32相互间存在着单值关系。

图16 不同形状因子对应曲线图Fig．16 Curve of the different shape factors

4 结 论

对机翼气动特性的实验和数值计算，验证了计算的准确性，也说明了流动偏转器对三维机翼大迎角下分离流动具有明显的控制效果，可以有效抑制分离，极大地推迟失速迎角。

通过对流场流动方向变化规律的研究，说明流动偏转器的控制效果源于减小了机翼上方来流的流动角α′，使之向机翼吸力面偏转。另外，流动偏转器在一定范围内可削弱机翼前缘附近流动的三维效应使流动趋近二元化。

对流场边界层内流动的比对研究，说明流动偏转器使边界层内速度型变得饱满，抗分离能量增强，同时，减小了速度型形状因子H12的大小，增大了速度型的稳定性，进而抑制分离。

对边界层内速度型不同形状因子H12和H32的关系研究，说明了湍流速度剖面可以用单参数曲线族来描述，又验证了它们之间单值的对应关系。

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