上凸下凹前后對(duì)稱翼型低速氣動(dòng)特性研究

王年華, 趙旭, 李曉東, 郭漢青

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

當(dāng)前一些無(wú)人機(jī)使用火箭助飛,零長(zhǎng)發(fā)射,傘降回收,因環(huán)境干擾,其起降具有不定因素,尤其是艦載無(wú)人機(jī),容易掉入水中,不僅消耗火箭且不能實(shí)現(xiàn)懸停[1],針對(duì)這一情況,Rutherford和其他學(xué)者提出了兼具垂直起降性能和高速巡航性能的概念飛行器——旋轉(zhuǎn)鴨翼/機(jī)翼飛行器(Canard Rotor/Wing, CRW)[2-3],國(guó)內(nèi)學(xué)者也提出翼尖噴氣驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的方案[4]。

旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛機(jī)在起飛時(shí)可由旋翼旋轉(zhuǎn)提供拉力,在到達(dá)巡航高度后,鎖定旋翼充當(dāng)固定翼的主機(jī)翼[5],因此既能保持垂直起降,懸停的優(yōu)勢(shì),又能保證固定翼飛機(jī)巡航狀態(tài)高升阻比性能的要求。旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的這一特點(diǎn)決定了其只能使用特殊的前后對(duì)稱翼型。常見(jiàn)的前后對(duì)稱翼型主要有菱形翼、六邊形翼、圓弧翼及橢圓翼,這些翼型中,有些已經(jīng)應(yīng)用在旋轉(zhuǎn)機(jī)翼上。探索氣動(dòng)特性優(yōu)良的亞音速前后對(duì)稱翼型,對(duì)旋翼的研究具有重要意義。

針對(duì)旋轉(zhuǎn)機(jī)翼翼型設(shè)計(jì),文獻(xiàn)[6]提出相對(duì)厚度為16%的橢圓翼型,并做了相關(guān)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證,研究了橢圓翼型的低速氣動(dòng)特性。由于橢圓翼型沒(méi)有彎度,導(dǎo)致翼型升阻特性不夠理想。因此,本文初步設(shè)計(jì)了若干具有彎度的上凸下凹的前后對(duì)稱翼型,并用數(shù)值計(jì)算方法篩選出升阻特性較好的翼型。在西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞進(jìn)行了低速風(fēng)洞試驗(yàn),對(duì)新設(shè)計(jì)的翼型在不同工況下的壓力分布和氣動(dòng)特性進(jìn)行了測(cè)量,并與數(shù)值結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比和分析。

1 上凸下凹前后對(duì)稱翼型的初步設(shè)計(jì)

本文在傳統(tǒng)翼型的基礎(chǔ)上,將其最大厚度以前部分以左右對(duì)稱的形式處理,構(gòu)造出上凸下凹前后對(duì)稱翼型?？紤]旋翼沿展向各截面Ma和Re不同,選取Ma=0.03、0.15、0.4及0.6的4個(gè)主要工作截面綜合考慮旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的氣動(dòng)特性。采用翼型分析軟件DesignFOIL[7]進(jìn)行初步篩選,獲得了若干翼型,再采用CFD軟件Fluent[8]進(jìn)行準(zhǔn)確的性能預(yù)測(cè),并分析了翼型氣動(dòng)性能隨厚度、彎度、彎度分布、厚度分布以及前緣半徑等幾何參數(shù)的影響。通過(guò)對(duì)基本翼型幾何形狀(彎度、厚度等)的不斷修正來(lái)尋求目標(biāo)函數(shù)(如升阻比)的極限值,以求得在不同工況下氣動(dòng)性能最佳的翼型。篩選部分結(jié)果如表1所示。

表1 上凸下凹前后對(duì)稱翼型的Fluent計(jì)算結(jié)果

根據(jù)結(jié)果選定前后對(duì)稱翼型GOE-10-12,該翼型最大相對(duì)厚度10%,最大相對(duì)彎度12%,前緣半徑0.54%,如圖 1所示。

圖1 翼型GOE-10-12幾何形狀

2 風(fēng)洞試驗(yàn)方法與設(shè)備

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性,對(duì)優(yōu)選翼型制作模型,進(jìn)行了低速翼型的升、阻力測(cè)量試驗(yàn)。

2.1 試驗(yàn)方法

采用跨風(fēng)洞左右壁的二元測(cè)壓實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行試驗(yàn),在模型翼展中部3個(gè)剖面開(kāi)靜壓孔,測(cè)量翼型表面的壓力分布,用以計(jì)算翼型的升力,在模型后緣0.8c處安裝總壓排管,測(cè)量模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓,用以計(jì)算翼型的阻力。

2.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮O(shè)備

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槿举|(zhì)模型,展長(zhǎng)0.38 m,弦長(zhǎng)0.3 m。在模型中心位置,繞翼型上下表面開(kāi)有60個(gè)測(cè)壓孔。試驗(yàn)風(fēng)洞為西北工業(yè)大學(xué)低湍流度風(fēng)洞(LTWT),風(fēng)洞試驗(yàn)段的湍流度在0.02%～0.3%的范圍內(nèi)可調(diào)整。本次吹風(fēng)試驗(yàn)在LTWT風(fēng)洞的二元試驗(yàn)段中進(jìn)行,二元試驗(yàn)段長(zhǎng)寬高分別為2.8 m ×0.4 m×1.0 m。當(dāng)試驗(yàn)段的中心流速為8 m/s、15 m/s和30 m/s時(shí),湍流度分別約為0.03%、0.025%和0.02%。

尾耙管采用91根文德利型總壓管和4根靜壓管, 可根據(jù)試驗(yàn)的具體情況進(jìn)行移動(dòng);風(fēng)洞采用DSY104電子掃描微壓測(cè)量系統(tǒng)共有192個(gè)壓力測(cè)量通道,量程分別為160通道±2.5 kPa、32通道±7.5 kPa,測(cè)壓精度小于±0.2%FS,掃描速率50 000點(diǎn)/s。

3 試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比分析

由于風(fēng)洞條件限制,選定3種風(fēng)速(V=20 m/s、30m/s、40m/s,對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)Re分別為4.11×105、6.16×105和8.22×105)進(jìn)行試驗(yàn),并用數(shù)值模擬重新計(jì)算了對(duì)應(yīng)工況下的升力和阻力。

數(shù)值模擬模型設(shè)置情況:計(jì)算網(wǎng)格為400×200的O型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,翼型局部網(wǎng)格如圖2所示,邊界層網(wǎng)格加密,且第一層網(wǎng)格厚度為弦長(zhǎng)的 10-5。湍流模型采用Realizablek-ε模型,該模型是兩方程的標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型針對(duì)強(qiáng)旋流,彎曲壁面流動(dòng)或彎曲流線流動(dòng)的改進(jìn)模型,適合充分發(fā)展的湍流模擬[7]。邊界條件為無(wú)限遠(yuǎn)場(chǎng),求解流動(dòng)采用一階迎風(fēng)格式。

圖2 翼型O型網(wǎng)格局部放大圖

3.1 升力系數(shù)、阻力系數(shù)試驗(yàn)值與數(shù)值計(jì)算比較

圖3至5分別給出了3種不同風(fēng)速下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值的比較,從圖中可以看出,3種工況下,升力系數(shù)試驗(yàn)值和計(jì)算值在迎角8°之前存在一定誤差,在8°以后兩者吻合較好。試驗(yàn)測(cè)得的升力系數(shù)曲線在迎角較小時(shí)呈線性增加,6°達(dá)到最大值1.4～1.6(40 m/s時(shí)是4°),接著升力系數(shù)略微減小(減小了0.1～0.2),出現(xiàn)平緩失速,10°后升力系數(shù)又隨迎角增加逐漸增大,恢復(fù)到最大值,且試驗(yàn)獲得的升力系數(shù)絕大多數(shù)均大于計(jì)算值,這顯示出該翼型良好的升力特性和失速特性。此外注意到試驗(yàn)值在迎角等于0°時(shí),翼型在3種風(fēng)速下的升力系數(shù)均大于1.0,體現(xiàn)出上凸下凹前后對(duì)稱翼型不同于常規(guī)翼型的升力特性。

阻力系數(shù)的對(duì)比表明,3種風(fēng)速下,試驗(yàn)值分別在迎角為0°～10°,0°～7°和1°～6°時(shí)小于計(jì)算值,其他迎角下大于計(jì)算值。2種方法的誤差分析見(jiàn)3.3節(jié)。試驗(yàn)獲得的3種風(fēng)速下的最大升阻比分別為59、76、79,對(duì)應(yīng)迎角為4°～6°;數(shù)值計(jì)算獲得的最大升阻比在35～40左右,對(duì)應(yīng)迎角為4°,可見(jiàn)試驗(yàn)獲得的升阻比高于數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

圖3 風(fēng)速20 m/s時(shí)升力和阻力系數(shù) 圖4 風(fēng)速30 m/s時(shí)升力和阻力系數(shù) 圖5 風(fēng)速40 m/s時(shí)升力和阻力系數(shù)

3.2 壓力分布的對(duì)比

圖6至8給出了40 m/s工況下3種迎角下試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算獲得的翼型壓力分布的對(duì)比,從圖中可以看出,在迎角為4°時(shí),二者存在較大誤差,隨著迎角增大,吻合程度更好,8°迎角及12°迎角均吻合較好,從壓力分布的吻合程度上也可以看出小迎角時(shí)升力系數(shù)計(jì)算值和試驗(yàn)值誤差較大,而大迎角時(shí)誤差相對(duì)較小。

圖6 風(fēng)速40 m/s,迎角4°時(shí)壓力分布對(duì)比 圖7 風(fēng)速40 m/s,迎角8°時(shí)壓力分布對(duì)比 圖8 風(fēng)速40 m/s,迎角12°時(shí)壓力分布對(duì)比

3.3 誤差分析

風(fēng)洞試驗(yàn)誤差[8]來(lái)源主要有以下幾個(gè)方面:①模型采用泡桐木加工,加工精度和木材剛度會(huì)導(dǎo)致模型幾何形狀與設(shè)計(jì)翼型存在偏差,另外模型測(cè)壓孔與翼型表面不能保證高精度垂直和翼型表面粗糙度影響也可能導(dǎo)致誤差;②由于測(cè)量采用較低風(fēng)速,測(cè)量段略微的風(fēng)速波動(dòng)都會(huì)產(chǎn)生較大的相對(duì)誤差,而且湍流度對(duì)低速試驗(yàn)的影響大;③二元攻角機(jī)構(gòu)調(diào)整翼型迎角時(shí)也存在一定誤差;④壓力傳感器的精度會(huì)帶來(lái)測(cè)量誤差。

數(shù)值計(jì)算誤差來(lái)源主要有以下幾個(gè)方面:①網(wǎng)格對(duì)計(jì)算的精度影響較大,可采用更細(xì)的網(wǎng)格應(yīng)用于更強(qiáng)大的計(jì)算平臺(tái)上,提高計(jì)算精度;②無(wú)論在何迎角,繞翼型的流動(dòng)都有漩渦的存在(如圖9所示),且漩渦位置隨迎角的增大由后緣沿上翼面向前移動(dòng),由于漩渦的存在使得上述定常模型計(jì)算得到的結(jié)果可能出現(xiàn)一定的出入;③用全湍流模型去模擬整個(gè)繞翼型的流場(chǎng)也會(huì)造成數(shù)值計(jì)算上的誤差,實(shí)際流動(dòng)中存在轉(zhuǎn)捩問(wèn)題,這在數(shù)值模擬中并未考慮。小迎角時(shí)誤差較大,可以考慮小迎角時(shí)采用其他湍流模型,如S-A;④數(shù)值計(jì)算過(guò)程中加入的人工粘性項(xiàng)可能使計(jì)算所得升力偏小,阻力偏大,導(dǎo)致升阻比偏小。

圖9 風(fēng)速40 m/s迎角12°數(shù)值計(jì)算獲得的流線圖

4 結(jié) 論

1) 本文初步設(shè)計(jì)了上凸下凹前后對(duì)稱翼型,可為兼顧垂直起降和高性能巡航的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼飛行器翼型的選擇提供參考,但在翼型的設(shè)計(jì)及優(yōu)化方法上仍有待深入研究;

2) 本文對(duì)于新設(shè)計(jì)的翼型進(jìn)行了詳細(xì)的數(shù)值計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn),分析了試驗(yàn)結(jié)果及試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值結(jié)果產(chǎn)生誤差的原因;

3) 在本文的試驗(yàn)條件下,新設(shè)計(jì)的翼型最大升力系數(shù)cl,max在迎角6°～10°之間可達(dá)到1.4～1.6,最小阻力系數(shù)cd,min在迎角2°～4°之間可達(dá)到0.02～0.03,失速迎角在6°左右,失速平緩。最佳設(shè)計(jì)迎角在4°～6°之間,此時(shí)升力系數(shù)cl在1.3～1.5之間,升阻比在59～79之間;

4) 本文只研究了翼型在低速情況下的氣動(dòng)特性,對(duì)于由該翼型設(shè)計(jì)的旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的氣動(dòng)特性有待進(jìn)一步研究。

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