脉冲吹气对无缝襟翼翼型气动性能的影响

2018-11-30王万波姜裕标黄勇于昆龙张鑫

航空学报 2018年11期

王万波，姜裕标，黄勇，于昆龙，张鑫

1. 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000 2.西北工业大学航空学院，西安 710072 3.中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，绵阳 621000

现代运输类飞机机翼上往往布置有前/后缘襟翼、缝翼等活动部件。通过控制这些活动部件的偏转可在一定范围内改变机翼表面的形状，影响机翼上下表面的气流方向，从而增加机翼升力，达到改善飞机起降性能的目的。缝翼、襟翼等活动操纵面间的缝道使流场变得非常复杂，其中包括边界转捩、流动分离、尾迹流动的互相干扰等，这些复杂的流动现象影响了翼面上的流动品质，带来噪声过大、油耗增加等一系列问题。

1904年普朗特首次利用吸气的方式控制分离，主动流动控制研究从此开始兴起。20世纪60年代，大量的理论、试验研究表明定常吹/吸气可以显著增加机翼升力、减小阻力，并将此技术应用到一些验证机及真实飞机(如F-104、MIG21、US2)上。但是由于定常吹气系统复杂、沉重且效率低[1]，因此此种技术很难应用到民用飞机上。

1948年，Schubauer和Skramstad[2]采用周期性激励猝发层流边界层的不稳定。20世纪八九十年代大量的分离控制研究表明，周期性激励比定常吹气激励器更小更轻，所需动量更少，控制效果更好，因此周期性激励(合成射流、脉冲吹气)广泛应用于圆柱、后台阶、各种翼型等的分离控制，并得到一些普适性结论，如减小后台阶分离泡长度的最优频率为St≈0.2[3]，翼型失速分离控制的最优频率为0.3≤F+≤4[4]，然而也有部分研究建议F+=10或20是最有效的[5-6]。

对于高升力翼型，围绕施加主动流动控制是否可以产生足够的效益以及主动流动控制是否可以取代常规舵面从而降低重量、减少成本展开了大量的研究，McLean等[7]指出高升力翼型采用主动流动控制有巨大的潜在效益，21世纪初在各大航空公司和各国政府资助下开展了大量的研究，如欧洲的EUROLIFT计划[8]、美国ADVINT项目[9]，波音[10]和空客[11]也开展了研究。国内清华大学[12]、北京航空航天大学[13-15]、西北工业大学[16]、上海交通大学[17]、中国空气动力研究与发展中心[18]、中国航天空气动力技术研究院[19]等单位在定常吹气参数优化、增升潜力评估、吹气增升机理方面开展了数值模拟和试验研究，中航通飞设计院有限公司针对某大型水陆两栖飞机，设计了附面层控制的吹气襟翼方案，对内吹式襟翼的基本形式、吹气缝道位置及喷缝参数等进行综合优化设计，并通过风洞试验验证了增升效果[20-21]，在工程应用方面积累了经验。

脉冲吹气比定常吹气所需能量更少，控制效果更好，在翼型增升上应用前景很好。脉冲吹气的主要控制参数有：无量纲减缩频率F+、动量系数cμ、占空比(DC)等。Raju等[22]指出翼型绕流中存在3种频率：翼型尾缘涡脱落频率(F+=O(1))，边界层K-H不稳定频率(F+=O(10))，气流再附时分离区周期性涡释放频率(F+=O(1))，研究证明脉冲吹气的最优频率也多与这3种频率相关。通过控制占空比，可以提高控制效果，对于NACA 643-618 层流翼型，失速迎角附近低占空比的增升效果好[23]；对于低压透平涡轮叶片翼型，占空比越高，增升效果越好[24]；对于低雷诺数层流翼型，高、低占空比的增升效果相当[25]；对于高升力半模模型，试验研究表明DC=0.4时，增升效果最好[26]。然而由于试验限制，不同占空比时动量系数不能保证完全相同，因此占空比对无缝襟翼翼型性能影响需要进一步研究。

本文通过数值模拟方法，研究了脉冲频率、占空比、动量系数等参数对无缝襟翼翼型升阻力的影响规律，指出了脉冲吹气效率高于定常吹气的动量系数适用范围，对采用周期性激励增升减阻、舵面增效的飞行器设计具有一定的参考意义。

1 计算方法与模型

1.1 控制方程

对于大分离流动，大涡模拟(LES)方法和雷诺平均Navier Stokes/大涡模拟(RANS/LES)混合方法可以获得更精细的结果，然而必须付出更大的计算代价。Höll等的研究表明[27]，针对高升力翼型后缘襟翼大分离流动，利用RANS方法计算出的气动力和RANS/LES混合方法计算结果相差不大，升力系数的功率谱主频也相同。同时，RANS方法在高升力翼型分离控制研究上也有大量的应用[27-28]。

本文通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程，对流场进行非定常数值模拟。积分形式的控制方程为

(1)

式中：t为时间；Ω为控制体体积；n为控制体面S的单位法向矢量；守恒变量Q、速度矢量V、无黏通量F和黏性通量G的表达式分别为

Θx=uτxx+vτxy+wτxz-qx

Θy=uτxy+vτyy+wτyz-qy

Θz=uτzx+vτzy+wτzz-qz

ρ和p分别为流体密度和压强；u、v、w为速度分量,i、j、k分别为3个方向的单位向量；e为单位质量的总内能；τ(·)和q(·)分别为应力项和热传导项。

采用有限体积法对控制方程进行离散，空间离散格式为二阶精度的迎风格式，时间推进方式采用LU-SGS (Lower-Upper Symmetric Gauss- Seidel)隐式时间推进算法，采用全湍流假设，两方程k-ωSST (Shear Stress Transport)湍流模型。

1.2 计算模型及边界条件

翼型为某型飞机翼根剖面翼型，弦长c为1 m，最大厚度为18%；襟翼弦长为0.257c，襟翼偏角为50°，吹气缝位于主翼和襟翼连接处，吹气缝高hj为0.001c；根据文献[26,29-30]，吹气角选为30°。计算区域入口、出口和上下边界距离翼型40倍弦长，网格如图1所示。

翼型表面满足无滑移边界条件，吹气边界为速度进口边界。迎角为0°，来流风速为40 m/s，基于弦长的雷诺数为2.7×106，无量纲时间步长Δt*=Δt×V∞/c=0.02，V∞为自由来流速度。无特殊说明，文中气动力是基于时间平均的结果。

图1 翼型计算网格Fig.1 Computation mesh of airfoil

1.3 参数说明

缩减频率表示为

F+=fX/V∞

(2)

式中：f为脉冲频率；不同文献对X的定义略有不同，有的文献定义X为襟翼弦长[28]，有的文献定义X为分离区长度[31]，有的定义为吹气位置到襟翼尾缘的距离[4]，本文定义X为襟翼弦长，由于吹气缝位于襟翼前缘而且气流又在襟翼前缘处分离，F+的影响规律可用众多文献进行对比。

(3)

式中：mj为吹气质量流量；Vj为吹气速度；ρ∞为自由来流密度；ρj为吹气气流密度。

脉冲吹气动量系数cμ为

(4)

采用文献[32]中的脉冲吹气速度模型：

ts99=F(sc,DC,T)

DC=Ton/T

式中：Vjet max为脉冲射流最大速度；τp为无量纲脉冲时间；ts99为脉冲射流达到最大时所需时间；T为一个脉冲周期；sc为脉冲上升沿和下降沿的光滑系数；tp为脉冲时间。

1.4 算例验证

算例验证模型为美国ADVINT项目研究模型，前缘下垂15°，简单襟翼下偏40°，来流风速为30 m/s，基于弦长的雷诺数为0.75×106，迎角为11°。合成射流吹气动量系数为0.015，激励频率为90 Hz。

图2给出了压力系数Cp的计算结果和文献[29]的对比，本文计算结果和文献有较好的一致性。

图2 翼型表面平均压力系数分布Fig.2 Distribution of mean surface pressure coefficient of airfoil

为了分析网格数量的影响，以保证计算结果的网格无关性，对翼型基本状态划分了3种网格(如表1所示)，并进行了计算。结果表明，中等网格可以较好地预测升阻力，因此本文所用的计算网格都为中等网格。

表1 网格无关性验证Table 1 Assessment of grid independence

2 结果与分析

图3给出了基本状态和脉冲吹气控制(cμ=0.01，F+=0.31，DC=0.5)时，升力系数CL和脉冲吹气速度V/Vmax随时间τ的变化。在脉冲的上升沿和下降沿，升力有一个波动，由于流体存在迟滞，翼型升力的变化滞后于脉冲吹气的变化。

图4和图5给出了未施加控制以及施加脉冲吹气控制(cμ=0.01，F+=0.31，DC=0.5)后的翼型在一个升力变化周期内绕流结构的变化,根据脉冲信号，选取4个典型时刻，对应图3中的A、B、C和D。未吹气时，气流在襟翼前缘分离，襟翼上表面包围在分离形成的大回流区中，尾缘处有一对涡交替脱落。施加脉冲吹气控制后，刚开始吹气时，襟翼上表面存在一个分离泡(图5(a))，吹气产生的涡与分离剪切层相互作用，边界层外部的高能流输送注入到边界层中，增加了边界层的能量，使得流体得以克服逆压梯度继续向下游运动，推动了分离点后移(图5(b))，分离涡向下游发展，进而和后缘卷起的反向旋涡相互作用并脱落(图5(c))；随着涡脱落，襟翼上表面的气流附着(图5(d))，同时由于没有新的能量注入，边界层内的能量不足以克服逆压梯度，在襟翼表面产生分离泡。

图3 施加控制前后升力系数随时间的变化Fig.3 Time-dependent lift coefficient with and without control

图6给出了不同F+(cμ=0.01、DC=0.5)时的主翼增升量(ΔCL-main)、襟翼增升量(ΔCL-flap)及总增升量(ΔCL-total)(增升量为吹气控制与未施加吹气控制升力系数之差)。由图可知，ΔCL-total随F+的增加先增加后减小，在F+=0.31时，达到最大；F+=0.16,0.31时，ΔCL-total明显大于定常吹气。F+=0.64,1.00,1.29时，ΔCL-total与定常吹气相当；F+=2.57,10时，ΔCL-total小于定常吹气；升力增量主要来自于主翼，襟翼上的增升量随着F+的增加变化不大。

图7给出了不同F+(cμ=0.01、DC=0.5)的压力系数，由图可知，施加吹气控制后，前缘吸力峰值增加，吸力面吸力增加，F+=0.31时，翼型前缘吸力峰值最大，吸力面吸力增加最多，因此增升量也最大。

图9给出了不同F+(cμ=0.01、DC=0.5)时主翼阻力增量(ΔCD-main)、襟翼阻力增量(ΔCD-flap)、摩擦阻力增量(ΔCf-total)及总阻力增量(ΔCD-total)(阻力增量为吹气控制与未施加吹气控制阻力系数之差)。由图可知，总阻力随F+的增加先减小后增加。F+=0.16时，襟翼阻力增加最多，总阻力增加；F+=0.31时，襟翼阻力增加，与激励频率接近钝体自然涡脱落频率时阻力增加[34]的结论一致，但是主翼阻力减小最大，综合起来，总阻力小于基本状态阻力但大于定常吹气时阻力。F+=0.64时，阻力减小最多，减阻效果最好的脉冲频率(F+=0.64)约是增升效果最好的脉冲频率(F+=0.31)的两倍，与文献[35]的试验结果一致；F+=1时，总阻力小于定常吹气时阻力；F+=1.29时，总阻力与定常吹气时阻力相当；F+=2.57，10时，总阻力大于定常吹气时阻力。

图4 基本状态一个周期瞬时流场Fig.4 Flow field of the base state at one vortex shedding cycle

图5 施加脉冲吹气一个控制周期的瞬时流场(cμ=0.01、F+=0.31、 DC=0.5)Fig.5 Flow field of the control state at one pulse cycle (cμ=0.01,F+=0.31,DC=0.5)

图6 不同缩减频率时的升力系数增量(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.6 Lift coefficient increments at various reduced frequencies (cμ=0.01,DC=0.5)

施加脉冲吹气后，不同F+的总阻力都大于压差阻力，此外，总摩擦阻力也增加。未发现文献[4]中施加脉冲吹气后，压差阻力比总阻力大的现象。

图7 不同缩减频率时的压力系数(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.7 Pressure coefficients at various reduced frequencies (cμ=0.01，DC=0.5

图8 不同缩减频率的时均流场云图(cμ=0.01,DC=0.5)Fig.8 Time-averaged flowfield contours at various reduced frequencyies (cμ=0.01, DC=0.5)

图9 不同缩减频率时阻力系数变化(cμ=0.01, DC=0.5)Fig.9 Variation of drag coefficients at different reduced frequencies (cμ=0.01， DC=0.5)

襟翼产生的压差阻力是阻力的主要来源，未施加吹气控制时，襟翼尾缘处存在一个大的低压区(图8(a))，F+=0.16时，虽然克服了逆压梯度，基本消除了分离，但是低压区存在并且明显增大，同时由于涡脱落频率锁定为激励频率，幅值增加(图10)，涡脱落的能量更大，因此压差阻力增加，总阻力大于未施加控制时的阻力。F+=0.64时，在主频(激励频率)之前出现3个峰值(图10)，分别对应图8(d)中复杂涡系的形成和发展，幅值有明显降低，因此阻力最小。

图10 不同缩减频率时升力系数功率谱密度(PSD) (cμ=0.01, DC=0.5)Fig.10 Power spectrum density (PSD) of lift coefficient at various reduced frequencies (cμ=0.01， DC=0.5)

图11给出了F+=0.31时不同cμ、不同占空比下的升力增量和效率(ΔCL/cμ)。cμ=0.005时，DC=0.5增升效果最好；0.005

根据控制效率和控制机理,吹气控制分为附面层分离控制和超环量控制[36]。气流完全附着在襟翼表面时的吹气动量系数为临界动量系数，此时吹气效率最高，动量系数小于临界动量系数为附面层分离控制，动量系数大于临界吹气动量系数为超环量控制[37]。由图12可知，F+=0.31、DC=0.7时，临界动量系数为0.01，定常吹气时，临界动量系数为0.02。脉冲吹气临界动量系数低于定常吹气。

相同的动量系数，根据定义，占空比越小，最大吹气速度越大。当动量系数较小时，脉冲冲击效应是增升的主要原因，吹气产生的涡使边界层外部的高能流注入到边界层中，从而改变流动结构和形态，但由于动量注入有限，分离不能被完全抑制。随着动量系数的增加，冲击效应和动量效应共同作用，低能流和高能流的掺混及动量注入与分离剪切层相互耦合，改变襟翼表面气流分离形态，因此脉冲吹气增升效果大于定常吹气。当定常吹气动量系数达到临界动量系数时，气流附着在襟翼表面，此时主要靠动量注入增加环量，定常吹气的增升效果要优于脉冲吹气。