縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響

秦緒國(guó) 劉沛清 屈秋林 彭國(guó)輝

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響

秦緒國(guó) 劉沛清 屈秋林 彭國(guó)輝

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

數(shù)值模擬研究縫道參數(shù)對(duì)著陸構(gòu)型多段翼型氣動(dòng)性能的影響,采用有限體積法求解雷諾平均 N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型采用 S-A(Spalart-Allmaras)模型,給出了多段翼型升力系數(shù)與表面壓力系數(shù)隨各縫道參數(shù)的變化規(guī)律.計(jì)算結(jié)果表明:采用的計(jì)算模型可用于二維多段翼型的計(jì)算;縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響顯著,在各個(gè)縫道參數(shù)的變化范圍內(nèi)升力系數(shù)均存在最優(yōu)值,適當(dāng)?shù)目p道參數(shù)可以抑制后翼上表面逆壓梯度,消除后翼分離,并保持前翼尾跡不與后翼邊界層相摻混,提高多段翼型的氣動(dòng)性能.

數(shù)值模擬;多段翼型;縫道參數(shù);氣動(dòng)特性

多段翼型由前緣縫翼、主翼、后緣襟翼等組成.各段翼型形成的縫隙使流動(dòng)變得非常復(fù)雜,其中包括邊界層轉(zhuǎn)捩、流動(dòng)分離、尾跡流動(dòng)的互相干擾等[1],各段翼形成的尾跡使后翼逆壓梯度得到抑制,避免后翼分離,又與后翼邊界層相互作用.因此多段翼型的縫道參數(shù)對(duì)流動(dòng)影響很大,設(shè)計(jì)時(shí)必須考慮最優(yōu)的縫隙參數(shù)[2-3].

國(guó)內(nèi)外已有針對(duì)多段翼型縫道參數(shù)的實(shí)驗(yàn)研究[4]和數(shù)值研究[5].實(shí)驗(yàn)研究耗費(fèi)成本高,模型尺寸小,縫道參數(shù)變換容易引起誤差,多段翼型氣動(dòng)性能對(duì)縫道參數(shù)敏感,因此研究受限,未準(zhǔn)確展現(xiàn)縫道參數(shù)的細(xì)微影響.采用數(shù)值模擬研究縫道參數(shù)的影響,能夠研究縫道參數(shù)的細(xì)微影響,還能消除雷諾數(shù)效應(yīng).隨著計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展,數(shù)值模擬已開始應(yīng)用到多段翼型的模擬,并已有大量關(guān)于多段翼型計(jì)算的湍流模型的研究,文獻(xiàn)[6]對(duì)近年來(lái)多段翼型的數(shù)值模擬進(jìn)行總結(jié),發(fā)現(xiàn)早期代數(shù)模型和經(jīng)典 k-ε模型用于計(jì)算多段翼型分離繞流不夠準(zhǔn)確,而 S-A(Spalart-Allmaras)模型和SST k-ω(Shear Stress Transportk-ω)模型對(duì)多段翼型的氣動(dòng)特性、壓力分布和空間速度分布等方面的模擬都比較準(zhǔn)確.

本文數(shù)值研究縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響規(guī)律,研究其流動(dòng)機(jī)理,及其變化引起的流動(dòng)特性.

1 數(shù)值方法

本文運(yùn)用有限體積法求解非定常雷諾平均N-S(Navier-Stokes)方程,動(dòng)量方程采用二階迎風(fēng)格式,粘性項(xiàng)采用二階中心差分格式,速度與壓力耦合求解,翼型表面采用無(wú)滑移邊界條件.為使雷諾平均 N-S方程封閉,應(yīng)用 S-A一方程湍流模型[7],該湍流模型從經(jīng)驗(yàn)和量綱分析出發(fā),由針對(duì)簡(jiǎn)單流動(dòng)再逐漸補(bǔ)充發(fā)展,適用于帶有層流流動(dòng)的固壁湍流流動(dòng),引入了湍流運(yùn)動(dòng)粘性系數(shù) ν～的輸運(yùn)方程,在多段翼型的計(jì)算方面取得了很好的結(jié)果.

2 結(jié)果與討論

2.1 數(shù)值驗(yàn)證

為驗(yàn)證數(shù)值方法的正確性,首先與三段翼型30P30N的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果[8]比較.實(shí)驗(yàn)馬赫數(shù)Ma=0.2,雷諾數(shù) Re∞=9×106.采用分區(qū)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,數(shù)量為 18萬(wàn).圖 1為計(jì)算升力系數(shù) Cl與實(shí)驗(yàn)對(duì)比,結(jié)果與實(shí)驗(yàn)吻合良好,在大迎角時(shí)縫翼偏差稍大,引起總的升力系數(shù)偏差稍大.圖 2給出 α=19°時(shí)翼型表面壓力系數(shù) Cp與實(shí)驗(yàn)值吻合良好.

圖1 計(jì)算升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

圖2 計(jì)算壓力系數(shù)分布與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

2.2 數(shù)值結(jié)果與分析

對(duì)某型客機(jī)著陸構(gòu)型翼剖面的多段翼型氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值模擬,研究縫道參數(shù)對(duì)其氣動(dòng)性能的影響.主要研究前緣縫翼與后緣襟翼的重疊量(Os,Of)、高度 (Gs,Gf)以及偏角 (δs,δf)6個(gè)參數(shù).圖 3為多段翼型變量示意圖,規(guī)定重疊量的符號(hào)為:正值為重疊量的大小,負(fù)值為不存在重疊,其值為相離的距離.初始縫道參數(shù)為 Os=-0.02,Gs=0.0182,δs=33.18°,Of=0.013 76,Gf=0.008,δf=32.57°.固定迎角 α=18°,馬赫數(shù)Ma=0.2,基于干凈翼型弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)為 Re∞=5×106.圖 4為計(jì)算區(qū)域翼型附近網(wǎng)格,采用分區(qū)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,數(shù)量為 18.5萬(wàn),壁面第一層網(wǎng)格厚度為10-5m.

圖3 縫道幾何參數(shù)定義示意圖

圖4 計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格分布示意圖

2.2.1 前緣縫翼參數(shù)的影響

首先研究前緣縫翼重疊量 Os的影響.圖 5為升力系數(shù)隨 Os的變化,升力系數(shù)存在最大值,此時(shí) Os=-0.006,Clmax=4.532.圖 5b為翼型表面壓力系數(shù)隨 Os的變化,當(dāng) Os較小時(shí),縫翼離主翼較遠(yuǎn),縫翼尾跡對(duì)主翼上表面吸力峰值抑制作用較弱,主翼上表面逆壓梯度太大,后緣出現(xiàn)了分離,隨著縫翼逐漸靠近主翼,縫翼尾跡使主翼上表面逆壓梯度減小,升力逐漸增加,達(dá)到最大值后,繼續(xù)增大 Os,縫翼尾跡與主翼邊界層摻混,使主翼上表面吸力損失較大,翼型升力迅速減小.

Gs對(duì)多段翼型升力系數(shù)的影響見圖 6.升力系數(shù)隨 Gs的變化存在最大值,此時(shí) Gs=0.0182,Clmax=4.532.圖 6b為翼型表面壓力系數(shù)隨 Gs的變化規(guī)律.Gs通過影響縫道寬度影響主翼前緣吸力峰值,適當(dāng)減小 Gs可以使縫翼尾跡對(duì)主翼上表面氣流影響增大,主翼段逆壓梯度減小,延緩主翼氣流分離的出現(xiàn).達(dá)到最大升力系數(shù)后繼續(xù)減小Gs,縫翼尾跡對(duì)主翼前緣吸力峰的抑制作用更強(qiáng),主翼段上翼面吸力嚴(yán)重衰減,翼型升力系數(shù)降低.

圖5 前緣縫翼縫隙重疊量對(duì)多段翼型的影響

圖6 前緣縫翼縫隙高度對(duì)多段翼型的影響

δs對(duì)升力系數(shù)的影響見圖 7,升力系數(shù)隨 δs的變化存在最大值,此時(shí) δs=33.18°,Clmax=4.532.δs的影響主要體現(xiàn)在對(duì)縫翼尾跡厚度的控制,適當(dāng)?shù)?δs可以改善縫翼尾跡的厚度,減弱尾跡對(duì)主翼前緣吸力峰值的抑制作用,提高主翼吸力.圖7b為 δs對(duì)翼型表面壓力系數(shù)的影響,縫翼在小偏角時(shí),前緣縫翼上的最大吸力峰值較大,但縫翼尾跡較厚,主翼吸力峰值較小,隨著 δs的增大,縫翼尾跡流動(dòng)變薄,主翼上表面吸力增加,升力系數(shù)增大,達(dá)到最大值后,繼續(xù)增大偏角 δs,縫翼尾跡流動(dòng)變厚,主翼上表面吸力降低,升力系數(shù)降低.

2.2.2 后緣襟翼縫道參數(shù)的影響

圖7 前緣縫翼偏角對(duì)多段翼型的影響

研究后緣襟翼縫道參數(shù)的影響時(shí),縫翼縫道參數(shù)為 2.2.1節(jié)中的最優(yōu)值不變,即 Os=-0.006,Gs=0.0182,δs=33.18°.圖 8為 Gf對(duì)升力系數(shù)的影響,Gf=0.015時(shí)達(dá)到最大值 Clmax=4.637.圖 8b為 Gf對(duì)翼型表面壓力系數(shù)的影響,Gf＜0.015時(shí),隨著 Gf的增大,主翼段尾跡對(duì)襟翼吸力峰的抑制作用減弱,襟翼的傾卸作用與環(huán)量均增強(qiáng),使多段翼型總的升力增加;Gf＞0.015后,主翼尾跡對(duì)襟翼上表面吸力峰的抑制作用進(jìn)一步減弱,逆壓梯度增加,繼續(xù)增大 Gf,襟翼開始出現(xiàn)分離,如圖 9所示,襟翼對(duì)主翼的環(huán)量誘導(dǎo)作用迅速減小,升力系數(shù)也迅速降低.

圖8 后緣襟翼縫隙高度對(duì)多段翼型的影響

Of對(duì)多段翼型升力系數(shù)的影響如圖 10所示,Of=0.02時(shí),達(dá)最大值 Clmax=4.65.圖 10b為 Of對(duì)翼型表面壓力系數(shù)的影響,Of＞0.02時(shí),Of對(duì)表面壓力系數(shù)的影響較為微弱,升力系數(shù)變化不大,后緣襟翼均保持附著流動(dòng);Of＜0.02后,襟翼距離主翼較遠(yuǎn),主翼尾跡對(duì)襟翼上表面逆壓梯度的抑制作用減弱,襟翼繼續(xù)遠(yuǎn)離主翼,襟翼上表面流動(dòng)出現(xiàn)分離,襟翼對(duì)主翼的環(huán)量誘導(dǎo)作用迅速減少,翼型升力系數(shù)也迅速降低.

圖9 多段翼型空間流線圖,Gf=0.02

圖10 后緣襟翼重疊量對(duì)多段翼型的影響

δf對(duì)升力系數(shù)的影響如圖 11所示,δf=40°時(shí),達(dá)到最大值 Clmax=4.793.

圖11 后緣襟翼偏角對(duì)多段翼型的影響

圖11b為 δf對(duì)翼型表面壓力系數(shù)的影響,δf＜40°時(shí),δf增大,襟翼環(huán)量增加 ,誘導(dǎo)主翼環(huán)量增大,主翼下表面后緣氣流流速增加,主翼上表面逆壓梯度減小,使得主翼上表面吸力增加;δf＞40°時(shí),主翼尾跡對(duì)襟翼流動(dòng)的控制減弱,導(dǎo)致襟翼上表面出現(xiàn)分離,襟翼對(duì)主翼的環(huán)量誘導(dǎo)作用迅速減弱,主翼上表面吸力下降,因此翼型升力系數(shù)迅速減小.

3 結(jié) 論

本文利用數(shù)值模擬研究縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響,結(jié)果表明縫道參數(shù)對(duì)多段翼型氣動(dòng)性能的影響是非常顯著的,縫道參數(shù)均存在最優(yōu)值.

優(yōu)化的縫道參數(shù)能明顯改善多段翼型氣動(dòng)性能,使多段翼型環(huán)量增大,抑制后翼吸力峰值,避免產(chǎn)生分離,并避免前翼尾跡與后翼邊界層摻混,提高升力系數(shù).

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(編 輯 :李 晶)

Influence of gap parameters on aerodynamics of multi-element airfoil

Qin Xuguo Liu Peiqing Qu Qiulin Peng Guohui

(School of Aeronautic Science and Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The effect of flap and slat riggings on the multi-element airfoil was investigated numerically.The compressible Navier-Stokes equations were solved by the finite-volume method.Spalart-Allmaras(S-A)turbulencemodel was used.The effects of flap and slat riggings on lift coefficients and pressure coefficients were provided.The validation of computation agreed well with the experimental results.The computations on the effect of flap and slat riggings shows that lift coefficient has an optimum with every design parameter.With proper flap and slat riggings,the adverse pressure gradient and the separation on the backward wing section could be suppressed,and the wake from forward wing section does not mix with the boundary layer of backward wing section.So the performance of the airfoil can be improved.

numerical simulation;multi-elementairfoil;gap parameter;aerodynamic character

V 211.4

A

1001-5965(2011)02-0193-04

2009-12-10

國(guó)家 973重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(2009CB72400101);“凡舟”青年科研基金資助項(xiàng)目(20090504)

秦緒國(guó)(1982-),男,山東青島人,博士生,qinxuguo@ase.buaa.edu.cn.