控制超臨界翼型邊界層分離的微型渦流發(fā)生器數(shù)值模擬

石 清，李 樺

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川綿陽 621000;2.國防科學技術大學航天與材料工程學院，湖南長沙 410073)

0 引言

廣義而言，一切可產生渦流的器件都可稱之為渦流發(fā)生器。然而，常規(guī)的渦流發(fā)生器由于自身存在的型阻而難以達成預期的增升減阻效果;而微型渦流發(fā)生器的法向高度比常規(guī)渦流發(fā)生器的法向高度要小得多，可降低自身型阻的代價。因此，微型渦流發(fā)生器是進行流動控制以實現(xiàn)增升減阻的便利手段［1－2］。

由于微型渦流發(fā)生器的幾何尺寸小，其法向高度通常與當?shù)馗矫鎸拥暮穸认喈?，同時又安裝在粘性漩渦流動起主要作用的附面層內，如何準確模擬附面層內部區(qū)域的粘性效應，是對微型渦流發(fā)生器進行數(shù)值模擬的難點。

1 數(shù)值方法

控制方程為任意坐標系下忽略徹體力和無熱源的三維非定常方程組，并采用有限體積法對控制方程進行離散，得到如下的離散方程組:

法，右端無粘通量的求解采用MUSCL型格式，其中通量分裂采用了Roe格式。粘性項的離散采用中心格式。湍流粘性項的計算采用SA一方程模型。

為精細模擬帶渦流發(fā)生器的翼身組合體，采用了對接拼接網(wǎng)格。為加速收斂，采用了多重網(wǎng)格的完全逼近方法。

2 計算外形

2.1 超臨界機翼的翼身組合體

超臨界機翼翼身組合體氣動力計算的參考數(shù)據(jù)如下:參考長度 bA=0.37194m，機翼展長 l=2.88m，參考面積 S=0.467262m2，力矩參考點 Xm=1.755m(距機頭)，Ym=0，Zm=0。翼身組合體的對接拼接網(wǎng)格拓撲結構如圖1所示。

2.2 微型渦流發(fā)生器

微型渦流發(fā)生器的形狀如圖2所示，長度為L，厚度為D，高度為H。

在本文算例中，渦流發(fā)生器命名為VG，δ為渦流發(fā)生器安裝位置處的附面層厚度。渦流發(fā)生器的高度H=0.5δ、H=1.5δ分別命名為 H1 和 H2;弦向安裝位置x/c=0.30、x/c=0.40、x/c=0.50、x/c=0.65 分別命名為 C1、C2、C3、C4。

圖3為渦流發(fā)生器的計算網(wǎng)格。在機翼0.65弦長處，沿展向以等間隔λ=20mm、相同偏角β=30°布置了15個微型渦流發(fā)生器。

圖3 渦流發(fā)生器的計算網(wǎng)格Fig.3 The grid of micro-vortex generators

3 計算結果及分析

3.1 數(shù)值方法考核

用M6機翼對數(shù)值方法進行了考核。計算狀態(tài)為M=0.8395，α =3.06°。

圖4給出了單重對接、多重對接、單重拼接和多重拼接四種計算方法的結果與試驗值的對比。從某截面上壓強系數(shù)分布的對比可見，單重對接和多重對接的計算結果、單重拼接和多重拼接的計算結果完全重合;對接網(wǎng)格和拼接網(wǎng)格的計算結果差異較小。

3.2 翼身組合體中干凈機翼的附面層特性

圖5為M=0.2時翼身組合體升力系數(shù)隨迎角的變化。小攻角時升力系數(shù)曲線的斜率不變。當迎角大于α≥8.5°時，升力系數(shù)曲線的斜率變化緩慢，表明機翼附面層出現(xiàn)弱分離，且分離區(qū)發(fā)展緩慢。當迎角大于α≥12°時，升力系數(shù)曲線出現(xiàn)拐點，表明機翼附面層出現(xiàn)強分離，且分離區(qū)迅速發(fā)展。

3.3 渦流發(fā)生器高度對機翼流態(tài)的影響

計算狀態(tài)為 M=0.2，α =10.5°。渦流發(fā)生器的高度分別為H1和H2，安裝渦流發(fā)生器的弦向位置為C3。

圖6至圖8分別為干凈機翼、VG-H1-C3和VG-H2-C3的上表面流線圖。

比較圖6與圖7，在同一馬赫數(shù)和迎角下，高度為H1的微型渦流發(fā)生器使機翼上表面的分離線后移。這表明高度合適的微型渦流發(fā)生器對機翼上表面的流動分離控制起著有利作用。

比較圖7與圖8，在相同來流條件和同一弦向安裝位置下，高度為H2的微型渦流發(fā)生器使機翼上表面的分離區(qū)變大，翼面上的流動惡化。這表明當微型渦流發(fā)生器的高度超過附面層厚度時，增強了機翼上表面的流動分離。

分離流動始于壁面，源于逆壓梯度的增加。分析渦流發(fā)生器控制流動分離的機理，高度合適的微型渦流發(fā)生器使附面層上部的高能氣流得以與近壁面的低能氣流混合，從而延遲分離。如果渦流發(fā)生器的高度過高，又將擾亂翼面上的流動，引起機翼上表面的流動分離，從而惡化機翼氣動力特性。

3.4 渦流發(fā)生器的弦向位置對機翼升阻特性的影響

計算狀態(tài)為M=0.76，α=4°。渦流發(fā)生器的高度為 H1，弦向安裝位置分別為 C1、C2、C3、C4。

表1為有/無渦流發(fā)生器時機翼氣動力系數(shù)差值比較。從表中可見，在VG-H1-C1狀態(tài)時，渦流發(fā)生器取得了增升且減阻的效果。在其它狀態(tài)時，渦流發(fā)生器使升力和阻力都略有增加。這也說明，渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關。

表1 有/無渦流發(fā)生器時機翼氣動力系數(shù)Table 1 Aerodynamic coefficient comparison of with/without micro-vortex generators

4 結論

通過對微型渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬，得到以下基本結論:

(1)對方法的考核算例表明，計算結果與實驗結果符合較好，因此本文所采用的數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格拓撲能夠模擬微小尺度流動控制器件的氣動性能。

(2)渦流發(fā)生器的高度應在附面層厚度量級。高度合適的微型渦流發(fā)生器對機翼上表面的流動分離控制起著有利作用。但高度過高的渦流發(fā)生器將引起機翼上表面的流動分離，使氣動力特性惡化。

(3)渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關。針對超臨界機翼失速前分離弱、分離區(qū)發(fā)展緩慢的附面層分離特點，渦流發(fā)生器應安裝于附面層分離線前面不遠處，且渦流發(fā)生器最佳氣動效率的取得與其弦向安裝位置有關。

［1］倪亞琴.渦流發(fā)生器研制及其對邊界層的影響研究［J］.空氣動力學學報，1995，13(1):110 －116.

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