多段翼混合邊界層改變對流場的影響研究

楊茵，陳迎春，李棟

(1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安　710072)

(2.中國商用飛機有限公司 上海飛機設計研究院，上?！?01210)

?

多段翼混合邊界層改變對流場的影響研究

楊茵1，陳迎春2，李棟1

(1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安710072)

(2.中國商用飛機有限公司 上海飛機設計研究院，上海201210)

摘要：前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合的改變對主翼氣動力具有重要影響。利用數(shù)值模擬手段，通過在前緣縫翼尾緣添加一定動量系數(shù)的噴流，改變前緣縫翼尾緣的尾流，進而改變尾流與主翼邊界層的混合狀況。求解二維多段翼模型30P30N在各個不同噴流條件下的二維非定常流場，結(jié)果表明：提高前緣縫翼尾緣噴流的動量系數(shù)，將使前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合開始點后移，提高主翼上表面負壓峰值和主翼升力；混合開始點對主翼的負壓峰值及升力均有一定的影響；增大來流攻角會抑制前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合。

關(guān)鍵詞：多段翼；前緣縫翼尾流；邊界層；動量系數(shù)；噴流；混合開始點

0引言

在現(xiàn)今的流體力學研究中，自由剪切層[1-2]一直都備受關(guān)注，尾流[3-4]、混合流[5-6]、射流[7-8]等都包含在自由剪切層的研究中。流體粘性效應使不同流速的流體之間發(fā)生動量交換，從而產(chǎn)生剪切層。剪切層卷起形成渦，造成流動混合，同時使剪切層寬度增加。航空領(lǐng)域?qū)羟袑拥难芯枯^多，例如，超音速混合問題[9-10]、自由剪切層理論[11-12]及其穩(wěn)定性分析[13-14]、飛機尾流問題[15-16]等。

在多段翼的研究中，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合問題十分復雜，對翼面具有重要的影響，因此得到了研究者的廣泛關(guān)注。F.O.Thomas等[17]通過對多段翼的實驗研究發(fā)現(xiàn)，前緣縫翼與主翼間的相互位置會影響前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合，當主翼與前緣縫翼重疊較大時，前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合開始點會提前；前緣縫翼與主翼縫道寬度增大，會抑制前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合，但當縫道寬度過大時，主翼上表面會形成大的分離泡并且升力下降。綜其所述，縫道寬度、前緣縫翼與主翼的重疊量對前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合具有重要影響。

多數(shù)通過改變縫道參數(shù)和前緣縫翼的相對位置來改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合的研究，實際上改變的是前緣縫翼尾緣的尾流、縫道流動和主翼邊界層，研究了不同流動的混合對主翼產(chǎn)生的影響。然而對于固定構(gòu)型，前緣縫翼與主翼間的縫道流動、前緣縫翼尾流以及主翼邊界層的流動是確定的，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合也是確定的。目前，關(guān)于前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合的改變對各個翼面及整個流場的影響，前緣縫翼尾流、縫道流動和主翼邊界層的相互作用以及各自對翼面的影響卻鮮有研究。而前緣縫翼尾緣處的流動對各個翼面均有一定的影響，如何控制前緣縫翼尾緣流動的發(fā)展顯得尤為重要。

本文通過在前緣縫翼尾緣添加噴流的方式來改變前緣縫翼尾流，進而改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況，通過分析主翼上表面速度型的改變，得到尾流和邊界層的混合狀況對主翼氣動力的影響規(guī)律，為多段翼流動控制應用提供一定的參考。

1數(shù)值模型及網(wǎng)格

選取一種常用的McDonnell Douglas襟翼模型30P30N[18]，其前緣襟翼縫道參數(shù)δs=-30°，OLs=-2.50%c，Gs=2.95%c；后緣襟翼縫道參數(shù)δf=30°，OLf=0.25%c，Gf=0.89%c。定義前緣縫翼與后緣襟翼收起狀態(tài)下的弦長為c，前緣縫翼與后緣襟翼下偏角均為30°，具體參數(shù)含義如圖1所示。

圖1　模型及參數(shù)示意圖

對模型30P30N采用C-H型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行數(shù)值模擬，網(wǎng)格如圖2所示。計算域為多段翼上下游20倍弦長，上下邊界15倍弦長，網(wǎng)格總量約為83 000，壁面第一層網(wǎng)格距離為1.0×10-5c。

圖2　數(shù)值計算網(wǎng)格

2數(shù)值方法驗證

為了驗證本文的數(shù)值計算結(jié)果是真實可靠的，采用有限體積法離散二維非定常雷諾平均Navier-Stokes方程，其中對流項采用二階迎風格式，粘性項采用二階中心差分格式，時間離散選用雙時間方法，湍流模型選擇剪切應力輸運(Shear Stress Transport，簡稱SST)k-ω模型。物面選擇無滑移邊界條件，遠場選用壓力遠場邊界條件。數(shù)值驗證和后續(xù)數(shù)值計算均在Ma=0.2和Re=9.0×106的條件下進行，非定常數(shù)值計算時間步長選為0.001。

數(shù)值計算結(jié)果與文獻實驗結(jié)果[19]的比較如圖3所示。

圖3　升力系數(shù)數(shù)值計算結(jié)果與實驗值比較

從圖3可以看出：數(shù)值計算結(jié)果與實驗值吻合得相對較好，前緣縫翼、后緣襟翼與實驗值十分接近；主翼升力系數(shù)(CL)在攻角(α)大于19°后，數(shù)值計算結(jié)果與實驗值出現(xiàn)相對較大的差別，其原因是：①30P30N設計狀態(tài)為著陸構(gòu)型，攻角為19°左右，故攻角較大時，流動分離及非定常特性增強，使得數(shù)值計算結(jié)果誤差變大；②攻角較大時，實驗中的三維效應增強，也對實驗結(jié)果造成了一定影響。

當攻角為16°時，三個翼面壓力分布的數(shù)值計算結(jié)果和實驗結(jié)果對比如圖4所示。

圖4　壓力系數(shù)數(shù)值計算結(jié)果與實驗值比較(α=16°)

從圖4可以看出：數(shù)值計算結(jié)果與實驗值吻合得比較好。

綜上所述，升力系數(shù)和壓力系數(shù)(Cp)的數(shù)值計算結(jié)果和實驗值都吻合得很好，因此，可以認為數(shù)值方法的選擇是合理的，本文的數(shù)值計算結(jié)果是可靠的，后續(xù)計算結(jié)果可信。

3計算結(jié)果分析

F.O.Thomas等[17]的研究表明，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合推遲有利于增加升力，過早混合會增強混合強度，增加壁面附近的動量損失，增加主翼表面的動量厚度和位移厚度，降低主翼表面壓力峰值，減小升力。然而，文獻[17]的研究結(jié)果為不同構(gòu)型下的混合狀況，縫道流動和前緣縫翼尾流均發(fā)生了改變，因此對主翼氣動力的改變不能完全歸結(jié)于前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況。本文通過改變前緣縫翼尾流來改變尾流和主翼邊界層的混合狀況，以此來確定前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合對主翼的影響。對于固定狀態(tài)、固定構(gòu)型的多段翼來說，其混合狀態(tài)是一定的，因此可在前緣縫翼尾緣添加一定動量系數(shù)的噴流來改變前緣縫翼尾流。

在前緣縫翼尾緣添加噴流，通過改變噴流的動量系數(shù)來改變前緣縫翼尾流。動量系數(shù)為

Cμ=mv/(q∞S)

(1)

式中：m為噴流質(zhì)量流量；v為噴流速度；q∞為來流的動壓；S為機翼面積，二維情況下為翼型弦長。

對前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合提出了四種不同的發(fā)展形態(tài)，如圖5所示[17]。

(a) 無混合

(b) 弱混合

(c) 尾流剪切層下層消失

(d) 充分混合

不同的噴流對前緣縫翼尾流的改變不同，為了得到不同的尾流，改變前緣縫翼尾緣的噴流動量系數(shù)，選擇分別添加的動量系數(shù)為0.008 78、0.035 13和0.079 04，并保持噴流的方向為噴口法線方向。

未添加噴流時，不同攻角下，主翼上表面各個站位的速度型如圖6所示，虛線表示U/Ue=1，Ue為粘性外層的當?shù)厮俣取?/p>

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖6可以看出：在來流攻角為8°的條件下，前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合從0.5c處已經(jīng)開始，且在0.7c處開始強混合，到0.9c處已經(jīng)充分混合了；然而，隨著攻角的增加，主翼邊界層和前緣縫翼尾緣的混合狀況也在發(fā)生變化，主翼上表面粘性層以外的流動逐漸遠離翼型表面，從而影響前緣縫翼尾流和邊界層的混合；攻角的增加推遲了混合開始點，降低了主翼上表面中后部分的混合程度，使之不再出現(xiàn)充分混合的狀態(tài)。

將前緣縫翼尾緣添加噴流的動量系數(shù)提高為0.008 78，對比不同攻角下，主翼上表面的速度型如圖7所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖7可以看出：當攻角較小時，前緣縫翼尾流發(fā)生變化，由不添加噴流時的阻力型[20]尾流轉(zhuǎn)變?yōu)橥屏π蚚20]尾流；在攻角分別為8°和12°的條件下，尾流為推力型尾流，在0.3c后發(fā)生混合并迅速發(fā)展，在0.5c處已充分混合；隨著攻角的繼續(xù)增加，噴流對前緣縫翼尾流的改變逐漸減小，促進混合的功效也逐漸下降，當攻角為20°時，已不會出現(xiàn)充分混合的狀態(tài)。前緣縫翼尾緣噴流速度與縫道間的相對速度，對前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合具有一定的影響，相對速度越小，混合就越容易。

進一步提高前緣縫翼尾緣噴流的動量系數(shù)，將噴流速度提高近一倍，則不同攻角下主翼上表面的速度型如圖8所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=18°

(d) α=20°

從圖8(a)可以看出：在0.5c處尾流下部的剪切層與縫道流動已經(jīng)完全混合，但尚未與主翼邊界層完全混合。

從圖8(c)～圖8(d)可以看出：隨著攻角的增加，主翼邊界層和前緣縫翼尾流之間的流動在壁面法線方向仍存在較大梯度，主翼邊界層與前緣縫翼尾流無法完全混合。

與不添加噴流時的情況相同，隨著攻角的增大，前緣縫翼尾流與主翼邊界層混合被抑制。由可壓縮流動的混合分析可知，可壓縮混合隨著對流馬赫數(shù)[21]的提高而變得困難，故可推斷，提高噴流動量流量，不僅可以推遲混合開始位置，還能夠抑制尾流和邊界層的充分混合。

繼續(xù)提高前緣縫翼尾緣噴流的動量系數(shù)至0.079 04，得到不同攻角下主翼上表面的速度型如圖9所示。

(a) α=8°

(b) α=12°

(c) α=16°

(d) α=20°

從圖9可以看出：在x/c=0.5之后，由于噴流速度的增加，前緣縫翼尾流與主翼邊界層之間流體的法向速度梯度進一步增加，前緣縫翼尾流與邊界層的混合更加困難。這進一步佐證了之前的推論，即噴流動量系數(shù)增加，可以抑制前緣縫翼與主翼邊界層的混合。

邊界層混合提前，使得壁面的氣動力系數(shù)發(fā)生相應的變化。不同噴流動量系數(shù)下，主翼壓力系數(shù)曲線如圖10所示。

圖10　不同噴流動量系數(shù)下主翼壓力系數(shù)(α=8°)

從圖10可以看出：提高前緣縫翼尾緣噴流的動量系數(shù)，會提高主翼上表面的壓力系數(shù)，且隨著噴流動量系數(shù)的增加，主翼前緣負壓峰值增大，主翼上表面壓力增加。

不同噴流動量系數(shù)下，主翼升力系數(shù)曲線如圖11所示。

圖11　不同噴流動量系數(shù)下主翼升力系數(shù)

從圖11可以看出：提高前緣縫翼尾緣噴流的動量系數(shù)，主翼升力隨之增大。

4結(jié)論

(1) 隨著攻角的增大，前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合開始點后移，充分混合點也相應地沿主翼弦向后移。

(2) 在前緣縫翼尾緣添加噴流后，會改變前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合狀況。當添加的噴流動量系數(shù)較小時，能夠提前前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合開始點，并促進二者充分混合；提高噴流動量系數(shù)，會推遲混合開始點，抑制前緣縫翼尾流和主翼邊界層的充分混合。

(3) 混合開始點對主翼上表面的負壓峰值影響較大，推遲前緣縫翼尾流與主翼邊界層的混合開始點，能夠提高主翼上表面的負壓峰值，提高主翼升力。

參考文獻

[1] Youn H Oh. Calculation of compressible turbulent free sh-ear layers[J]. AIAA Journal, 1974, 12(3): 401-403.

[2] Davies P O A L. Turbulence structure in free shear layers[J]. AIAA Journal, 1966, 4(11): 1971-1978.

[3] Patel V C, Ghen H C. Turbulent wake of a flat plate[J]. AIAA Journal, 1987, 25(8): 1078-1085.

[4] Chang K C, Bui M N, Cebeci T, et al. The calculation of turbulent wakes[J]. AIAA Journal, 1986, 24(2): 200-201.

[5] Antonis E Kourounis, Demosthenes D Papailiou, Panagiotis Koutmos. Turbulent boundary layer-wake interaction study[J]. Progress in Fluid Flow Research: Turbulence and Applied MHD, 1998: 191-208.

[6] Susan X Ying, Frank W Spaid, Catherine B McGinley, et al. Investigation of confluent boundary layers in high-lift flows[J]. Journal of Aircraft, 1999, 36(3): 550-562.

[7] Wang F C, Lundgren T S. Structure of turbulent jets and wakes[J]. AIAA Journal, 1975, 13(5): 561-565.

[8] Ibraheem AlQadi, Mahmood Khalid, Salah Hafez. Airfoil performance studies with a trailing edge jet flap[J]. Canadian Aeronautics and Space Journal, 2014, 60(2): 23-35.

[9] 劉君， 高樹椿. 超聲速自由剪切層流動的數(shù)值模擬和理論分析[J]. 空氣動力學學報， 1995, 13(2)： 152-158.

Liu Jun, Gao Shuchun. Numerical study on supersonic free shear layers[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 1995, 13(2)： 152-158.(in Chinese)

[10] Otto Zeman. Similarity in supersonic mixing layers[J]. AIAA Journal, 1992, 30(5): 1277-1283.

[11] 劉君. 二維可壓縮自由剪切層的理論分析[J]. 空氣動力學學報， 2005, 23(3)： 322-325.

Liu Jun. Theoretical analyses on compressible free shear layer[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2005, 23(3)： 322-325.(in Chinese)

[12] 潘宏祿， 史可天， 馬漢東. 可壓縮自由剪切流混合轉(zhuǎn)捩大渦模擬[J]. 計算力學學報， 2009， 26(5)： 745-750.

Pan Honglu, Shi Ketian, Ma Handong. An analysis of transition coherent structuresin convective Mach number 0.4 compressible free shear flow[J]. Chinese Journal of Computational Mechanics, 2009， 26(5)： 745-750.(in Chinese)

[13] Mei Zhuang, Toshi Kubota, Paul E Dimotakis. Instability of inviscid, compressible free shear layers[J]. AIAA Journal, 1990, 28(10): 1728-1733.

[14] Tang W, Komerath N, Sankar L. Numerical simulation of the growth of instabilities in supersonic free shear layers[C]. 27th Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada: 1989.

[15] 黃爍橋， 申功炘， Robert Konrath， 等. 飛機尾流控制的SPIV實驗研究[J]. 實驗流體力學， 2009， 23(1)： 18-22.

Huang Shuoqiao, Shen Gongxin, Robert Konrath， et al. Experimental study of SPIV on controlling wake vortex[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2009, 23(1)： 18-22.(in Chinese)

[16] Wade H Bailey Jr, Thomas A Durham. Aircraft wake investigation[J]. Journal of Aircraft, 1981, 18(2): 67-68.

[17] Thomas F O, Nelson R C, Liu X. Experimental investigation of the confluent boundary layer of a high-lift system[J]. AIAA Journal, 2000, 38(6): 978-988.

[18] Christopher L Rumsey, Susan X Ying. Prediction of high lift: review of present CFD capability[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2002, 38(2): 145-180.

[19] Chin V D, Peter D W, Spaid F W, et al. Flowfield measurementsabout a multi-element airfoil at high Reynolds numbers[R]. AIAA-93-3137, 1993.

[20] Jones K D, Dohring C M, Platzer M P. Wake structures behind plunging airfoils: a comparison of numerical and experimental results[R]. AIAA-96-0078, 1996.

[21] Slessor M D, Zhuang M, Dimotakis P E. Turbulent shear-layer mixing: growth-rate compressibility scaling[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2000, 414: 35-45.

楊茵(1985-)，女，博士研究生。主要研究方向：計算流體力學。

陳迎春(1961-)，男，博士，教授。主要研究方向：飛機總體氣動設計。

李棟(1970-)，男，博士，教授。主要研究方向：計算流體力學、實驗流體力學、設計空氣動力學。

(編輯：馬文靜)

Influence of Confluent Boundary Layer Changing for Multi-element Airfoils Flow Field

Yang Yin1， Chen Yingchun2， Li Dong1

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072， China)(2.Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Commercial Aircraft Corporation of China, Ltd., Shanghai 201210, China)

Abstract:The influence of confluent boundary layer changing on aerodynamic force of the main element of multi-element airfoils is significant. In order to alter the mixing condition of slat wake and main element boundary layer, slat wake varies with different momentum coefficients jet which applied at the trailing edge of slat. Numerical computation is used for solving two dimensional unsteady flow of multi-element airfoils model 30P30N at different jet momentum coefficients. The numerical results indicate that: the onset location of the mixed flow by slat wake and main element boundary layer moves downstream along main element chordwise direction with the jet momentum coefficient increased, the suction peak of main element on upper surface is improved, and the main element lift is enhanced. Onset location of mixing has effect on suction peak and lift of main element. The mixing flow of slat wake and main element boundary layer is restrained by the increasing of the angle of attack.

Key words:multi-element airfoils; slat wake; boundary layer; momentum coefficient; jet; onset location of mixing

作者簡介：

中圖分類號：V211

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.01.005

文章編號:1674-8190(2016)01-030-08

通信作者：楊茵,bates059@sina.com

收稿日期：2015-10-20；修回日期：2015-11-10