基于合成射流的高空飞艇分离流控制

曾友兵， 胡 涛， 徐小芮， 马宝峰*

(1.中国特种飞行器研究所,荆门 448035；2.北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室,北京 100191)

近年来,飞艇因其滞空时间长、机动定点、载重量大、高效费比及可重复利用等诸多优势而成为中外研究的热门技术[1-2]。虽然过去几十年里飞艇技术得到了迅猛的发展,但是在实际应用中依然存在不少亟待解决的关键技术,其中气动方面可以做的工作包括飞艇减阻以及阵风减缓技术。长航时是飞艇技术重要特征,也是它能在军民两领域广泛应用的基础,但长时间滞空也意味着需要长时间不间断地克服流动阻力,也意味着大量的能量消耗飞艇减阻技术对提高其滞空时间有十分重大的意义。此外,对于对流层飞艇,在快速上浮下沉以及遭遇阵风情况下,会出现大迎角飞行状态,此时气流分离形成分离涡,产生很大的涡阻力和涡升力,使飞艇偏离飞行航线。因而发展大迎角飞行情况下阵风减缓技术也很重要。采用合适的方法,通过控制分离流是实现减阻和阵风减缓控制的有效途径。

合成射流是一种很有发展潜力的主动流动控制技术之一[3-4],具有不用额外增加气源,重量轻、结构简单紧凑、成本低、便于安放布置等优点。明晓等[5]在研究声学整流的过程中最先发现了合成射流现象,解释了合成射流的形成机理,并应用于主动流动控制。随后中外都开展了相应研究[6]。20世纪90年代后,合成射流技术开始受到普遍重视,并得到飞速发展,人们开始将这门技术应用于机翼相关的流动控制研究。Greenblatt等[7]综述了合成射流对分离流控制的研究进展； Duvigneau等[8]对合成射流参数进行了优化；Rehman等[9]研究了合成射流对机翼动态失速的影响；Kim等[10]在翼型12%c(c为弦长)和30%c施加组合射流,并研究了组合射流的入射频率及动量系数对流动控制效果的影响；韩忠华等[11]利用数值手段对二维翼型进行分析,探讨了合成射流的入射频率,动量系数及入射偏角对翼型流动控制的影响。张攀峰等[12]用数值手段研究了翼型大攻角流动情况,通过对升力系数进行频谱分析来研究合成射流频率对流动控制的影响。石清等[13]通过在翼型下翼面(13%～23%)c布置一排致动器研究了合成射流入射频率及速度幅值对流动控制的影响。白俊强等[14]以三段翼型为研究对象,分析了合成射流频率、孔口分布及射流动量对増升装置气动性能的影响。刘峰等[15]以NACA0015翼型为研究对象,探讨了不同位置施加合成射流的流动控制效果随迎角及射流偏角的变化趋势,且研究了组合射流的位置,相位角及动量系数对流动控制的影响。肖中云等[16]利用数值手段对二维翼型的分离控制进行了研究,比较了定常吸气与合成射流对流动分离控制的效果。

目前，关于合成射流的流动控制研究领域主要集中在简单的二维或者准二维流动控制方面,将合成射流应用于完全三维的流动控制研究则很少,应用飞艇的三维分离流控制的研究尚见报道。目前关于飞艇大迎角分离流的研究尚鲜见报道[17]。基于此，将合成射流技术应用于三维飞艇表面的分离流控制研究,以飞艇30°迎角飞行状态为背景,分析了合成射流口喷射速度幅值不同时对飞艇分离流和飞行阻力的影响。

1 数值方法和流动控制方案

1.1 飞艇模型和合成射流布置

针对一典型的高空飞艇,采用合成射流控制飞艇上的分离流,以阻力降低作为控制效果的衡量指标。飞艇布局如图1所示,该飞艇艇身类似LOTTE飞艇,尾翼布局采用X型布置。飞艇全长L=223 m,艇身最大直径D=56 m。计算的来流速度20 m/s,飞行环境为20 km的高空,相应雷诺数Re=6.96×106。

图1 飞艇布局图Fig.1 Outline of the airship

选择狭缝式合成射流作为飞艇流动控制激励器。狭缝式合成射流的几何参数总共两个,分别是狭缝的长和宽。合成射流口位于分离线稍前位置,并沿平行于分离线的方向布置,每两个合成射流口之间的距离大约为5 m,总共11个,每个合成射流装置的长度约为5 m,宽度约为0.2 m,合成射流装置总体布置如图2所示。合成射流口每点的喷射平面垂直于飞艇轴线,喷射角θ的定义为偏离当地切线(合成射流口所在位置的圆切线)的角度,θ=0表示气流贴着壁面从射流口喷出；β为射流口的位置角,由射流位置的y坐标和z坐标决定；射流出口速度u则选择正弦函数的形式来模拟零质量流,即

u=Usin(2πft)

(1)

式(1)中,U为射流出口速度幅值；f为射流喷射的频率；u>0表示从射流口射出气体,u<0表示从射流口流入气体。

图2 合成射流布置示意图Fig.2 The diagram of synthetic jet

1.2 数值方法和网格

研究采用数值模拟方法开展,基于Fluent代码。因为是低速计算控制方程采用基于雷诺平均的Navier-Stocks方程,湍流模型为k-ωSST(shear stress transfer)两方程模型。求解器算法采用压力-速度耦合算法(coupled),对压力和时间步采用二阶离散格式,对动量方程采用三阶MUSCL(monotonic upwind scheme for conservation laws)格式,所有计算基于非定常计算,时间步长为0.005 s。

飞艇所用的计算域和网格拓扑如图3(a)所示,计算域前场和远场边界距飞艇表面大概16D左右,后场边界距飞艇表面20D左右,图3(b)所示为合成射流存在区域的局部网格。计算网格总量为430万。

图3 飞艇计算域和网格Fig.3 Computational domain and grid of the airship

1.3 数值方法验证

为了验证数值方法和网格拓扑的正确性,首先数值模拟了飞艇标准模型LOTTE飞艇的气动力,并于实验结果做了比较。LOTTE飞艇[18]是目前风洞实验和数值模拟数据最完善的飞艇模型,所以该模型经常被当作算法验证模型。算法验证模型采用LOTTE标准模型(无垂尾),湍流模型采用k-ωSST模型,网格拓扑与数量以及数值格式与所研究的飞艇相同。算法验证计算了LOTTE标模的4个迎角状态,为0°～30°,将计算得到的升力系数CL、阻力系数CD与实验数据进行对比，如图4所示,结果符合得良好。通过对比LOTTE标模的数值和实验结果可以认为,网格量及数值方法能够满足工程计算的要求。

图4 LOTTE标模数值模拟与试验对比Fig.4 Comparison between numerical and experimental results for LOTTE airship

图5 原始飞艇不同迎角下的时均力系数Fig.5 Time-averaged aerodynamic force coefficients for original airship

2 研究结果和讨论

2.1 原始飞艇的数值模拟

首先数值模拟不采用合成射流控制的原始飞艇的升阻力特性和流场特性,得到的升阻力用于与控制状态对比,关键是确定原始飞艇分离线的位置,从而确定合成射流布置的位置,合成射流将沿着主分离线的位置布置。图5所示为原始飞艇时均升阻力随迎角的变化,可见升阻力都是随着迎角而增加。流场结果显示,迎角20°以后艇身背风侧开始出现明显的分离涡流。图6所示为原始飞艇迎角30°的物面极限流线和艇身0.75L处截面涡流图。由物面极限流线可以清晰地看到主分离线、局部的二次分离线和对称面的再附线。三维分离线起始位置可见,该分离是典型的开式分离。截面流场可见明显的一对反向旋转的分离涡。以该迎角下的主分离线的位置为基准,在分离线前布置合成射流。

图6 原始飞艇30°迎角流场结果Fig.6 Flow fields of original airship at 30° angle of attack

2.2 合成射流控制时的阻力计算

合成射流减阻仿真主要需要考虑三个因素:出口速度幅值U、喷射角度θ及射流频率f,其中射流的出口速度幅值是最重要的。评估合成射流的对分离流的控制效果,需要考虑射流本身的能量损失。

定义Cd，j为带有合成射流装置的飞艇飞行时的阻力系数,定义CD为原始(未安装合成射流装置)飞艇相同工况下飞行时的阻力系数,定义ΔCd，j为合成射流装置的绝对减阻系数,定义E为合成射流装置消耗的能量,定义ΔCd，E为合成射流装置消耗能量的等效阻力系数,定义ΔCd，n为净减阻系数,根据定义可得各系数的表达式为

ΔCd，j=CD-Cd,j

(2)

(3)

式(3)中：n为合成射流装置个数；ρ为气体的密度；s0为每个合成射流出口的面积；t为时间。

(4)

式(4)中：s为模型参考面积取2 459.524 m2；u∞为来流速度，取20 m/s。

由此可得：

ΔCd,n=ΔCd,j-ΔCd,E

(5)

如果ΔCd,j>0则说明该参数下的合成射流能够使飞艇所受的阻力降低,但方案究竟可不可行还得看ΔCd,n的符号,若ΔCd,n>0则说明该方案确实能够节能,方案可取,反之则说明该方案不可取。

仿真以飞艇30°迎角的工况为基准,重点研究合成射流在此工况下的减阻效果,选择喷射角度θ=30°,一定角度的喷射角有利于诱导边界层混合延缓分离,选择喷射频率f=10 Hz,考虑到飞艇的涡振荡频率较低,10 Hz的吹吸频率足够对背涡造成影响,速度幅值U的选择分别为5、10、20、30、40、50、60 m/s。

2.3 合成射流对飞艇分离流的控制

不同速度幅值下的合成射流减阻效果图如图7～图9所示。图7所示为合成射流控制时升阻力随时间的变化,可见由于合成射流的周期性脉动,升阻力也随着脉动。

图7 瞬时升阻力特性(α=30°、U=30 m/s)Fig.7 Drag characteristics at transient lift(α=30° and U=30 m/s)

图8所示为合成射流控制时,阻力最大和最小瞬时的物面极限流线,可见合成射流确实可以改变分离线的位置。下面主要关注时均气动力的变化,因为升阻力随着合成射流的脉动而脉动,基于时均升阻力特性衡量控制效果的好坏。

图9所示为时均阻力的减阻效果。图9(a)为不同速度幅值下合成射流的绝对减阻系数图,可以看出随着速度幅值的不断增大绝对减阻系数越大,最大值出现在U=60 m/s处,相比于原始飞艇阻力值,减阻最大值为16.74%,说明向边界层输入的能量越多减阻效果越好。图9(b)为不同速度幅值下合成射流的净减阻系数图(扣除合成射流的能量消耗影响),可以看出随着速度幅值的不断增大净减阻系数先增大后减小,最大值出现在U=30 m/s处,此时的减阻值为2.811%。

图8 合成射流下飞艇瞬时极限流线对比(α=30°、U=30 m/s)Fig.8 Transient limiting streamlines for airship with synthetic jet (α=30° and U=30 m/s)

图9 不同射流速度幅值下的减阻效果图Fig.9 Drag reduction with synthetic jet of various amplitudes

由图9可,即使考虑了射流能量消耗,合成射流仍然可以有效降低时均阻力,在小迎角可以用来减阻；而到大迎角以后,降低阻力值可以用来作为阵风减缓措施,此时升力和阻力是相关联的,阻力降低意味着升力也降低,从而降低气动力对非定大迎角飞行轨迹的影响。

3 结论

通过研究基于合成射流技术的高空飞艇流动控制方法，将合成射流装置安放在飞艇表面,靠近分离线处,并沿分离线布置,通过合成射流口吹吸空气产生涡流,并将其注入边界层内来达到延缓流动分离,进而达到减阻和大迎角阵风减缓的目的。研究以飞艇30°迎角飞行状态为背景进行数值模拟,首先利用对原始飞艇进行仿真,找到分离线的位置,进而研究了合成射流口出射速度幅值不同时飞艇阻力系数的变化,并以此来分析合成射流的流动控制效果。结果表明,射流口吹吸速度幅值越大,时均减阻效果越好,但射流的能量消耗也越大,气动力的脉动幅值也大。在扣除合成射流本身的能量消耗影响以后,最优的时均控制效果发生在迎角30°左右。研究结果表明,合成射流可以用来降低飞艇小迎角下的巡航阻力,也可以用来控制大迎角情况下的瞬态气动力,从而作为阵风减缓措施。