結(jié)冰條件下大型飛機(jī)翼面分離流場結(jié)構(gòu)及空氣動力學(xué)特性研究

魏 揚(yáng), 李 杰, 李 明, 李 哲, 張 恒

(1.空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，西安，710038；2.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安，710072；3.中國空氣動力研究發(fā)展中心空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽,621000)

結(jié)冰作為引發(fā)飛行失控(Loss of Control，LOC)環(huán)境因素中最重要的因素[1]，長期以來一直受到研究人員的高度關(guān)注。飛機(jī)結(jié)冰會導(dǎo)致飛機(jī)的飛行性能下降和操穩(wěn)特性惡化，嚴(yán)重時(shí)會危害飛行安全甚至造成毀滅性災(zāi)難。盡管人們對于結(jié)冰問題的研究從上世紀(jì)就已經(jīng)開始，但由于結(jié)冰現(xiàn)象的復(fù)雜性與隨機(jī)性，迄今為止，國際上對結(jié)冰的發(fā)生、發(fā)展及災(zāi)害的誘發(fā)、形成、演化等本質(zhì)規(guī)律還缺乏細(xì)致深入的認(rèn)識?；诂F(xiàn)有有限認(rèn)知能力發(fā)展起來的結(jié)冰防護(hù)技術(shù)，還不能完全消除結(jié)冰對飛行安全的危害，因此國內(nèi)外由于結(jié)冰導(dǎo)致的飛行事故仍時(shí)有發(fā)生。據(jù)美國國家運(yùn)輸安全委員會(National Transportation Safety Board，NTSB)統(tǒng)計(jì)，1998～2007年，結(jié)冰有關(guān)的飛行事故共計(jì)565起，并造成229人遇難[2]。

國外很早便系統(tǒng)地開展針對結(jié)冰對飛機(jī)空氣動力學(xué)特性的研究工作?？傮w來看，發(fā)展趨勢是：從二元翼型積冰[3-10]研究發(fā)展到三維機(jī)翼積冰研究[11-14]、從單段機(jī)翼積冰研究發(fā)展到多段機(jī)翼(縫翼)積冰研究[15-16]、從前緣積冰研究[17-20]發(fā)展到冰脊[21-26]、回流冰[27-30]等復(fù)雜冰形的研究，研究的方法不斷拓展，飛行試驗(yàn)、結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)和基于CFD的數(shù)值模擬計(jì)算成為主流的研究手段。在此期間取得了不少重要的試驗(yàn)和理論成果，相應(yīng)的試驗(yàn)設(shè)備、試驗(yàn)及測試技術(shù)、結(jié)冰動力學(xué)數(shù)值計(jì)算的基本理論以及計(jì)算軟件(如LEWICE[31]、FENSAP-ICE[32]等)也得到發(fā)展。國內(nèi)針對結(jié)冰后氣動特性的影響研究起步較晚，大多借助于CFD數(shù)值模擬[33-37]的手段，而大型的冰風(fēng)洞等結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)備相較國外建造較晚，相關(guān)的報(bào)道并不多見。

目前，結(jié)冰對飛機(jī)氣動特性的影響研究常見于簡單機(jī)翼或翼身組合體模型，結(jié)冰后流場數(shù)值模擬方法精度較低，流場結(jié)構(gòu)分析不夠精細(xì)，涉及的冰形和翼型有限，對失速分離流場細(xì)節(jié)和氣動特性變化過程的機(jī)理認(rèn)識不足，同時(shí)缺乏全面的大型飛機(jī)結(jié)冰致災(zāi)氣動數(shù)據(jù)和系統(tǒng)的機(jī)理分析研究。這在一定程度上限制了對結(jié)冰條件下大型飛機(jī)氣動特性影響規(guī)律的本質(zhì)認(rèn)識。

為此，本文采用基于RANS的數(shù)值模擬方法，對構(gòu)建的典型大型客機(jī)機(jī)翼結(jié)冰構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了該背景飛機(jī)結(jié)冰復(fù)雜空間流場結(jié)構(gòu)及氣動特性，為大型飛機(jī)結(jié)冰條件下飛行動力學(xué)研究提供了數(shù)據(jù)支撐，也為翼面防除冰裝置設(shè)計(jì)提供參考。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程及其離散

不考慮體積力及外部熱源，直角坐標(biāo)系下三維非定常可壓縮N-S方程組為：

(1)

式中：

式中：Q為守恒變量；F、G、H分別為直角坐標(biāo)系下x，y，z3個(gè)方向上的無粘通量；Fv、Gv、Hv分別對應(yīng)3個(gè)方向粘性通量。采用Jameson有限體積法對控制方程進(jìn)行空間離散，對無粘項(xiàng)空間離散采用三階MUSCL格式，對粘性項(xiàng)空間離散采用二階中心格式。

采用隱式LU-SGS偽時(shí)間子迭代格式進(jìn)行時(shí)間推進(jìn)，該方法在經(jīng)典隱式LU-SGS格式中引入偽時(shí)間導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，借助偽時(shí)間方向的子迭代技術(shù)(τ-TS迭代)，使得時(shí)間離散精度達(dá)到二階。

1.2 湍流模擬方法

基于雷諾平均(RANS)方法對背景飛機(jī)進(jìn)行基本氣動力計(jì)算工作。該方法將滿足流體動力學(xué)方程的瞬時(shí)運(yùn)動分解為平均運(yùn)動和脈動運(yùn)動兩部分，脈動部分對平均運(yùn)動的影響通過湍流模型描述；依靠對湍流的理論分析、試驗(yàn)數(shù)據(jù)或直接數(shù)值模擬結(jié)果，對雷諾應(yīng)力做出各種假設(shè)，建立附加方程組以描述湍流平均量。RANS方法總體計(jì)算所需的網(wǎng)格數(shù)量相對較少，對計(jì)算資源的需求較易滿足，因而在工程領(lǐng)域中得到了廣泛應(yīng)用。由于本文涉及全機(jī)的流場計(jì)算，考慮到計(jì)算資源的限制，網(wǎng)格數(shù)量不能太大，因此在本文中采用RANS方法。湍流模型采用Spalart-Allmaras(SA)模型。

2 背景飛機(jī)的幾何建模及網(wǎng)格劃分

2.1 背景飛機(jī)結(jié)冰構(gòu)型三維幾何數(shù)模構(gòu)建

綜合考慮知識產(chǎn)權(quán)和研究對象的工程適用性，完成了背景飛機(jī)幾何模型構(gòu)建工作。對A320、B737等大型客機(jī)幾何外形和機(jī)翼結(jié)冰情況開展了綜合調(diào)研，形成了具有典型客機(jī)特征的背景飛機(jī)模型。確定了背景飛機(jī)基本幾何參數(shù)；進(jìn)行了超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)，建立了干凈構(gòu)型的三維數(shù)模見圖1。根據(jù)類似機(jī)型結(jié)冰風(fēng)洞的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，形成了典型結(jié)冰環(huán)境下的機(jī)翼重度和中度角狀冰模型，見圖2。

圖1 背景飛機(jī)的三維幾何模型

圖2 重度、中度角狀冰的三維數(shù)模

2.2 背景飛機(jī)結(jié)冰構(gòu)型網(wǎng)格劃分

流場計(jì)算所用網(wǎng)格是利用先進(jìn)的網(wǎng)格生成工具ICEM軟件生成的點(diǎn)對接多塊網(wǎng)格。針對機(jī)翼前緣角狀冰的不規(guī)則幾何形狀，在保證分離區(qū)域網(wǎng)格質(zhì)量的前提下，確定了能夠準(zhǔn)確描述冰形幾何特征的網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)?；诙鄩K面搭接網(wǎng)格思路，根據(jù)結(jié)冰位置特點(diǎn)對計(jì)算區(qū)域進(jìn)行了合理分區(qū)，形成了適用于背景飛機(jī)機(jī)翼結(jié)角狀冰后流動分析的基本網(wǎng)格拓?fù)湫问?。在該網(wǎng)格拓?fù)浠A(chǔ)上對背景飛機(jī)帶冰構(gòu)型復(fù)雜外形生成了高質(zhì)量網(wǎng)格，見圖3。為了說明網(wǎng)格疏密對數(shù)值模擬結(jié)果的影響，構(gòu)建了密、中、疏3套網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗(yàn)證，以氣動力量值作為網(wǎng)格無關(guān)判定依據(jù)。當(dāng)半模網(wǎng)格總量約為3.0E+7時(shí)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果保持較高精度，同時(shí)能夠保證近壁面y+≦1。

圖3 背景飛機(jī)整機(jī)網(wǎng)格、機(jī)翼前緣帶冰網(wǎng)格及平尾舵偏網(wǎng)格

飛機(jī)半模的計(jì)算域?yàn)橐粋€(gè)長方體，其尺寸為：上下邊界距離(計(jì)算域的高度)為飛機(jī)長度的10倍，入口邊界到出口邊界的距離(計(jì)算域的長度)為飛機(jī)長度的20倍，展向方向距離(計(jì)算域的寬度)為飛機(jī)長度的15倍。全模網(wǎng)格可由半模對稱得到。

3 背景飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰構(gòu)型的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)分析

將生成的網(wǎng)格輸入到CFL3D開源流體力學(xué)計(jì)算程序中進(jìn)行流場計(jì)算。計(jì)算域采用遠(yuǎn)場自由來流條件，對稱面采用對稱邊界條件，物面采用絕熱、無滑移和法向零壓力梯度的固壁條件。

圖4給出了Ma=0.2、平尾安裝角無變化、無舵偏條件下背景飛機(jī)干凈構(gòu)型(Clean)、機(jī)翼前緣中度結(jié)冰構(gòu)型(IceB)和重度結(jié)冰構(gòu)型(IceA)翼面分離的流動形態(tài)。從圖可知，背景飛機(jī)機(jī)翼前緣結(jié)冰后，翼面分離始發(fā)位置、分離沿展向和弦向的發(fā)展變化過程都與干凈無冰狀態(tài)存在本質(zhì)區(qū)別。干凈無冰狀態(tài)在較大迎角下(α=12°)出現(xiàn)分離，且分離始發(fā)位置位于內(nèi)翼，內(nèi)外翼分離流動發(fā)展梯次較為明顯，機(jī)翼具備良好的失速分離特性。而在重度結(jié)冰狀態(tài)下，即使迎角較小(α=4°)，內(nèi)外翼分離就幾乎同時(shí)出現(xiàn)，始發(fā)位置均位于機(jī)翼前緣，且外翼的展向分離特征極為明顯。隨著迎角增加，分離流動的發(fā)展并不存在明顯的展向梯次，而是沿弦向向后迅速推進(jìn)，并且在較大迎角下，附著流動區(qū)域也顯示出了較為明顯的展向流動趨勢，在α=8°時(shí)，翼面流動就幾乎完全分離，失速分離特性相對干凈無冰狀態(tài)全面惡化。對于中度結(jié)冰情況而言，相同迎角下分離流動發(fā)展的趨勢與重度結(jié)冰定性一致，但分離區(qū)域相對較小。失速分離特性較重度結(jié)冰沒有定性差異。

圖4 背景飛機(jī)翼面分離流動形態(tài)對比

圖5給出了分別在Ma=0.2、Ma=0.3時(shí)，重度結(jié)冰條件下翼面分離流動演化的過程。可以看到在低速、小迎角條件下，馬赫數(shù)改變對翼面分離形態(tài)的影響并不顯著。但在失速點(diǎn)附近，馬赫數(shù)的增加明顯加劇了翼面流動分離的趨勢。這是由于在失速點(diǎn)附近，隨著來流馬赫數(shù)增加，外部流動與分離泡回流區(qū)域之間的速度差異更大，流向剪切效應(yīng)更強(qiáng)，分離泡結(jié)構(gòu)能夠承受剪切效應(yīng)的迎角范圍相對更小，宏觀表現(xiàn)為流動分離的趨勢更強(qiáng)。內(nèi)翼分離流動沿弦向的擴(kuò)展速顯著增加，且無論在流動分離區(qū)域還是附著區(qū)域，外翼的展向橫流效應(yīng)均更加明顯，但分離形態(tài)并未發(fā)生定性改變。

圖5 馬赫數(shù)變化對重度結(jié)冰條件下翼面分離流動演化過程的影響

圖6給出了側(cè)滑角影響下，背景飛機(jī)機(jī)翼/平尾帶冰構(gòu)型失速分離流動的特征(α表示迎角、β表示側(cè)滑角)。從圖6可以看到，在側(cè)滑角的影響下，兩側(cè)機(jī)翼分離流動形態(tài)存在定性差異，加劇了結(jié)冰條件下橫側(cè)氣動力的非線性趨勢。大迎角下，迎風(fēng)面機(jī)翼呈現(xiàn)弦向分離特征，背風(fēng)面機(jī)翼呈現(xiàn)展向分離特征。迎風(fēng)面和背風(fēng)面機(jī)翼流動特征的差異導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)力矩非線性。

圖6 大迎角機(jī)翼/平尾同時(shí)帶冰構(gòu)型不同迎角/側(cè)滑角表面極限流線對比情況

圖7以速度等值線的形式給出了重度和中度結(jié)冰條件下，機(jī)翼展向不同站位的空間流場基本結(jié)構(gòu)。由圖可知，對于重度結(jié)冰條件，在較小迎角下翼面上就形成了典型的分離泡結(jié)構(gòu)，呈現(xiàn)典型的全翼展同時(shí)分離特征。隨著迎角增加，再附位置不斷后移，回流強(qiáng)度不斷增加。在失速點(diǎn)附近，分離泡體積迅速膨脹，形成大范圍回流區(qū)域，表明分離泡的弦向發(fā)展過程和再附?jīng)Q定了翼面的基本分離形態(tài)。其中內(nèi)翼和外翼中段位置顯示出了較高的回流強(qiáng)度，雖然內(nèi)翼分離區(qū)域范圍較外翼小，但回流強(qiáng)度卻明顯大于外翼。表明機(jī)翼/機(jī)身、機(jī)翼/短艙等部件之間的氣動干擾削弱了分離泡的弦向擴(kuò)展過程，同時(shí)抑制了橫向流動，降低了當(dāng)?shù)亓鲃臃蛛x的趨勢。對于中度結(jié)冰情況，分離泡的基本形態(tài)與重度結(jié)冰一致，較小迎角下的回流區(qū)域大小與重度結(jié)冰差異并不明顯，但在失速點(diǎn)附近，內(nèi)翼分離流動強(qiáng)度低于重度結(jié)冰。

圖7 背景飛機(jī)機(jī)翼重度和中度結(jié)冰翼面分離流動空間結(jié)構(gòu)

4 背景飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰后的氣動特性分析

根據(jù)背景飛機(jī)機(jī)翼重度結(jié)冰和中度結(jié)冰條件下縱向基本氣動力計(jì)算所得數(shù)據(jù)，對結(jié)冰條件下背景飛機(jī)氣動特性的變化規(guī)律進(jìn)行了分析研究。如圖8所示，為背景飛機(jī)在Ma=0.2，零舵偏，零安裝角條件下機(jī)翼重度結(jié)冰氣動力的計(jì)算結(jié)果。

圖8 背景飛機(jī)機(jī)翼重度結(jié)冰氣動力計(jì)算結(jié)果示例(Ma=0.2，零舵偏，零安裝角)

低速條件下的機(jī)翼中度和重度結(jié)冰計(jì)算結(jié)果表明：對于背景飛機(jī)而言，機(jī)翼結(jié)冰主要影響飛機(jī)失速點(diǎn)附近的氣動特性，將導(dǎo)致失速迎角普遍提前2°～4°不等，最大升力系數(shù)下降10%～20%左右，升力線斜率降低，縱向靜穩(wěn)定度下降，力矩非線性特征提前出現(xiàn)，之后低頭力矩迅速增加。失速后普遍存在升力系數(shù)緩慢爬升的現(xiàn)象，這與回流區(qū)域的相對穩(wěn)定發(fā)展有關(guān)，與國外相關(guān)參考文獻(xiàn)[38～39]中得到的結(jié)論一致。在文獻(xiàn)[38]中，NASA針對通用運(yùn)輸機(jī)模型(Generic Transport Model，GTM)在Langley實(shí)驗(yàn)室的12 inch低速風(fēng)洞中開展了帶冰條件下三維全機(jī)構(gòu)型風(fēng)洞測力試驗(yàn)。從試驗(yàn)結(jié)果來看，在機(jī)翼前緣帶典型角狀冰的前提下，失速點(diǎn)后方也出現(xiàn)了升力緩慢爬升的現(xiàn)象，與本文結(jié)論定性一致。其中GTM飛機(jī)模型與本文中的背景飛機(jī)模型氣動布局較為相似。文獻(xiàn)[39]中，NASA針對帶典型角狀冰條件下二維翼面進(jìn)行了風(fēng)洞測力試驗(yàn)，得到了類似結(jié)論。

計(jì)算結(jié)果還反映了結(jié)冰構(gòu)型與干凈無冰構(gòu)型之間的氣動特征差異明顯大于重度結(jié)冰與中度結(jié)冰，這是由翼面分離流動之間的定性差異所決定的。

針對背景飛機(jī)機(jī)翼/平尾同時(shí)結(jié)冰構(gòu)型，在不同迎角/側(cè)滑角下對全機(jī)氣動力和力矩特性進(jìn)行了計(jì)算分析。通過與中國空氣動力研究與發(fā)展中心的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗(yàn)證了數(shù)值方法刻畫結(jié)冰后全機(jī)氣動特性特別是失速特性的能力。如圖9所示，為背景飛機(jī)機(jī)翼前緣和平尾前緣重度結(jié)冰條件下，在12°大側(cè)滑角的風(fēng)洞試驗(yàn)測力結(jié)果與CFD計(jì)算結(jié)果的對比。從圖9可以看到，大側(cè)滑條件下，計(jì)算得到的宏觀氣動力和力矩與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，能夠反映失速之后全機(jī)氣動特性的變化趨勢。

圖9 重度結(jié)冰條件下12°側(cè)滑角CFD計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)值對比情況(Ma=0.1，Re=0.51E+6)

圖10給出了背景飛機(jī)機(jī)翼/平尾重度結(jié)冰構(gòu)型下在0°、6°及12°側(cè)滑角的風(fēng)洞試驗(yàn)氣動測力結(jié)果?？梢钥吹?，隨著側(cè)滑角增加，全機(jī)阻力上升，縱向靜穩(wěn)定度下降，但升力特性基本不變。過失速條件下，側(cè)力、偏航力矩和滾轉(zhuǎn)力矩量值均以近似線性形式降低。大側(cè)滑角下，氣動力和力矩的變化趨勢與中等側(cè)滑角一致，橫側(cè)氣動力的非線性特征更加顯著。

圖10 重度結(jié)冰構(gòu)型下不同側(cè)滑角風(fēng)洞試驗(yàn)測力結(jié)果(Ma=0.1，Re=0.51E+6)

5 結(jié)論

本文針對典型大型飛機(jī)構(gòu)型，研究了機(jī)翼結(jié)冰條件下的復(fù)雜流場結(jié)構(gòu)及氣動特性變化情況。主要的研究內(nèi)容及結(jié)論包括：

1)研究了機(jī)翼結(jié)冰條件下背景飛機(jī)的氣動力特性，計(jì)算結(jié)果表明機(jī)翼結(jié)冰主要影響背景飛機(jī)失速點(diǎn)附近的氣動特性，將導(dǎo)致失速迎角普遍提前2°～4°不等，最大升力系數(shù)下降10%～20%左右，升力線斜率降低，縱向靜穩(wěn)定度下降，力矩非線性特征也提前出現(xiàn)，全機(jī)失速特性全面惡化。

2)針對背景飛機(jī)機(jī)翼結(jié)冰條件下大迎角失速分離復(fù)雜空間流場結(jié)構(gòu)及特性進(jìn)行了研究。計(jì)算結(jié)果表明：結(jié)冰將導(dǎo)致翼面分離形態(tài)由內(nèi)翼始發(fā)分離變?yōu)槿碚雇瑫r(shí)分離。分離始發(fā)大幅提前、梯次完全消失、流動非定常特征顯著是全機(jī)失速特性惡化、氣動邊界縮小的直接原因。分離泡結(jié)構(gòu)的弦向發(fā)展和再附過程決定了翼面的基本分離形態(tài)。

3)針對背景飛機(jī)全機(jī)結(jié)冰構(gòu)型下的流場及氣動特性相互耦合特征進(jìn)行了研究。在不同迎角/側(cè)滑角下對全機(jī)氣動力和力矩特性進(jìn)行了計(jì)算分析。隨著側(cè)滑角增加，全機(jī)阻力上升，縱向靜穩(wěn)定度下降，但升力特性基本不變。大側(cè)滑角下，橫側(cè)氣動力的非線性特征更加顯著。