渦襟翼在不同雷諾數(shù)下的控制分離特性研究

林立輝，葉坤，葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安710072）

0 引 言

氣流分離是影響翼型氣動性能的重要因素。當(dāng)來流迎角過大時，翼型表面出現(xiàn)流動分離現(xiàn)象，導(dǎo)致升力迅速降低，阻力突然增加，形成失速?？茖W(xué)家通過觀察鳥類飛行，發(fā)現(xiàn)鳥類在遇到陣風(fēng)和著陸的情況時，上表面羽毛會自動抬起（如圖1所示），受此啟發(fā)設(shè)計出渦襟翼裝置，用來控制流動的分離。

圖1 鳥類著落前卷起的羽毛Fig.1 Bird feathers rolled up before landing

R.Meyer等［3］率先利用雷諾數(shù)低于150的風(fēng)洞裝置驗證了渦襟翼對分離流控制的有效性，實驗結(jié)果表明，在大攻角下，渦襟翼抬起一定角度，能有效阻止分離流的發(fā)展；J.U.Schlüter［4］通過在NACA 0012、NACA 4412和SD8020三種翼型上安裝渦襟翼，在雷諾數(shù)為40 600的情況下，發(fā)現(xiàn)安裝后翼型的失速迎角和最大升力系數(shù)均有不同程度的提升；C.H.Wang等［5］、A.M.Abdulmalek等［6］則關(guān)注了雷諾數(shù)在4×104情況下，有限翼上渦襟翼的使用所涉及的三維流動，研究結(jié)果表明，渦襟翼對翼尖氣流流動幾乎沒有影響，翼根附近的最佳位置與二維翼型研究的最佳位置接近；J.Johnston等［7］在雷諾數(shù)為4×105下研究了安裝固定和自由運動的渦襟翼的效果，發(fā)現(xiàn)固定襟翼在大攻角下升力和阻力均有提升，但當(dāng)襟翼安裝角大于60°時，提升效果會減??；D.Arivoli等［8］采用雷諾數(shù)為105的低速風(fēng)洞進行實驗，得出為獲得更好的增升效果，渦襟翼所在的最佳弦向位置隨平面形狀變化而變化，并且全跨襟翼比截跨襟翼能更有效地控制失速渦逆流的前進；M.E.Rosti等［9］在雷諾數(shù)為77 000情況下研究發(fā)現(xiàn)，流場與襟翼運動的相互作用對渦脫落過程有較大影響，表現(xiàn)為升力系數(shù)與襟翼安裝角有較大相關(guān)性。

陳言秋等［10］通過在水槽中進行實驗，研究了在大三角翼前緣放置渦襟翼，并強迫渦襟翼振動來觀察渦破裂的情況，發(fā)現(xiàn)前緣渦襟翼的振動可使渦破裂點后移；白亞磊等［11］研究了渦襟翼在各種迎角及不同偏角下的氣動力特性，當(dāng)失速迎角達(dá)到一定范圍，調(diào)整渦襟翼可以改善翼型的失速特性，增加翼型的升阻比；郝文星等［12］通過對渦襟翼控制效果、襟翼偏轉(zhuǎn)角度與襟翼氣動力矩間的關(guān)系進行研究，發(fā)現(xiàn)對渦襟翼施加線性外力矩可以提升襟翼的實際控制效果。

上述研究工作比較全面地研究了渦襟翼控制流動分離的現(xiàn)象，其研究工作主要是在特定雷諾數(shù)條件下進行。但是在實際飛機中，并沒有將渦襟翼作為大迎角的分離控制措施，為什么鳥類羽毛和上述渦襟翼的實驗、計算研究卻顯示渦襟翼具有良好的改善分離流的效果？從實際流動環(huán)境看，主要是鳥類飛行雷諾數(shù)和飛機飛行雷諾數(shù)差異很大。為此，有必要研究雷諾數(shù)對渦襟翼控制分離流動的影響機理以及對改善大迎角氣動特性的效果。

本文采用數(shù)值模擬方法，對三種雷諾數(shù)下四種渦襟翼抬高角度狀態(tài)進行計算，通過對流場、氣動參數(shù)以及壓力系數(shù)等的分析，探索雷諾數(shù)對于渦襟翼控制分離流動效果的影響及其機理。

1 分析模型

采用NACA 0012翼型為基礎(chǔ)翼型，渦襟翼模型如圖2所示。襟翼為剛性，即當(dāng)偏轉(zhuǎn)角度固定時襟翼不變形。弦長c=1 000 mm，d為襟翼安裝位置距前緣距離，L為襟翼長度，β為襟翼與弦線夾角，i點為翼型前緣點，e點為翼型后緣點，g點為渦襟翼前緣點，f點為渦襟翼后緣點。

圖2 渦襟翼計算模型示意圖Fig.2 Schematic of vortex flap calculation model

本文生成的翼型周圍結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖3所示，翼型弦長為1 m，采用338×208結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。翼型上下表面各208個點，Ma=0.15，Re=6×106時物面網(wǎng)格第一層高度為4.5×10-6m，滿足y+≤1，附面層徑向采用29層近乎垂直于翼型表面的網(wǎng)格，增長率為1.2，遠(yuǎn)場距離物面約為20倍弦長。

圖3 帶渦襟翼翼型網(wǎng)格示意圖Fig.3 Schematic of airfoil mesh with vortex flaps

2 數(shù)值方法及驗證算例

三維非定常N-S方程在直角坐標(biāo)系中的積分守恒形式為

式中：Ω為控制體；?Ω為控制體單元邊界；Q為守恒變量；F(Q)為無黏通量，F(xiàn)V(Q)為黏性通量（具體如下：ρ，P，T，E分別為密度、壓強、溫度和單位質(zhì)量流體的總能）；V為流體運動速度且V=[u，v，w]T；n為 控 制 體 邊 界?Ω的 外 法 向 且n=[nx，ny，nz]T。

二維網(wǎng)格單元中，在控制體Ωi上采用格心格式的有限體積法對控制方程（1）進行數(shù)值離散，離散后方程為

式中：V i為Ωi的體積；n i，mΔSi，m為網(wǎng)格單元i的第m個面積矢量；N（i）為網(wǎng)格單元i的總面數(shù)；F(Q i，m)和F v(Q i，m)分別為網(wǎng)格面Si，m上無黏項與黏性項的平均值。

本文采用CFD求解器進行求解［13-14］，剪切應(yīng)力輸運SSTk-ω兩方程湍流模型對流場進行數(shù)值模擬，采用有限體積方法進行空間離散，空間格式采用Roe，時間推進采用LU-SGS。

采用文獻［15］中NACA 0012的實驗數(shù)據(jù)。實驗條件為Ma=0.15，Re=6×106。升力系數(shù)隨迎角的變化如圖4所示，可以看出：計算結(jié)果與實驗值總體吻合較好，說明其計算結(jié)果是可信的。

圖4 升力系數(shù)隨迎角變化Fig.4 The lift coefficient vary with the angle of attack

3 結(jié)果與分析

首先根據(jù)對國內(nèi)外已有結(jié)構(gòu)的分析和本文的驗算，確定出圖2中渦襟翼安裝位置d、襟翼長度L這兩個主要參數(shù)，結(jié)果表明：當(dāng)d=0.6c，L=0.4c時襟翼對分離流的控制效果較好。因此，固定襟翼安裝位置于0.6c，長度為0.4c。由于渦襟翼只會在大迎角條件下打開，選擇幾個大迎角和渦襟翼偏角作為主要變量進行組合（如表1所示）。

表1 不同來流迎角所對應(yīng)合適的偏轉(zhuǎn)角度Table 1 The suitable deflection angle for different incoming angles of attack

3.1 不同雷諾數(shù)下的渦襟翼對氣動力系數(shù)的影響

在 三 種 雷 諾 數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）情況下，無渦襟翼的翼型升力系數(shù)隨迎角的變化如圖5所示，可以看出：雷諾數(shù)對翼型的升力系數(shù)影響很大，在低雷諾數(shù)時翼型的升力系數(shù)無法達(dá)到高雷諾數(shù)翼型的數(shù)值，即為典型的“低雷諾數(shù)效應(yīng)”。

圖5 不同雷諾數(shù)下的翼型升力系數(shù)曲線Fig.5 The lift coefficient curves of airfoils under different Reynolds numbers

不同雷諾數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）下升力系數(shù)在迎角10°～26°區(qū)間的變化情況如圖6所示，圖中給出了不同的渦襟翼偏角的升力系數(shù)。

圖6 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，升力系數(shù)隨迎角的變化Fig.6 The lift coefficient vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖6可以看出：當(dāng)雷諾數(shù)Re=6×104時，只要渦襟翼在不同迎角下偏轉(zhuǎn)一定的角度，升力系數(shù)基本上可以維持在一個很高的水平；而在Re=6×106情況下，無論渦襟翼偏轉(zhuǎn)多少角度，都很難將升力系數(shù)維持在一個較高的水平；對應(yīng)Re=6×105的情況則介于Re=6×104和Re=6×106之間。

研究表明，渦襟翼在低雷諾數(shù)情況下，在維持高升力方面可以取得很好的效果；而在高雷諾數(shù)情況下，渦襟翼在維持升力系數(shù)方面就難以達(dá)到理想狀況，這也就是為什么大型飛機無法采用渦襟翼改善大迎角氣動特性的原因，而鳥類的雷諾數(shù)范圍則有利于渦襟翼維持一個很高的升力環(huán)境。

對應(yīng)圖6的各狀態(tài)下阻力系數(shù)的變化規(guī)律如圖7所示。

圖7 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.7 The drag coefficient vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖7可以看出：在大迎角區(qū)間內(nèi)（對應(yīng)迎角18°以上）渦襟翼偏轉(zhuǎn)后阻力系數(shù)變化不大，這是因為此時原始的翼型在18°迎角以后基本上完全處于失速狀態(tài)；但是在中小迎角區(qū)間，渦襟翼打開后，會引起強烈的分離，阻力系數(shù)會明顯增加，這也是民用飛機著陸時打開渦襟翼以減少滑跑距離的原因。

對應(yīng)圖6的各狀態(tài)下升阻比的變化規(guī)律如圖8所示。

圖8 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下，升阻比隨迎角的變化Fig.8 The lift-drag ratio vary with the angle of attack under different flap deflection angles

從圖8可以看出：在大迎角區(qū)間內(nèi)（對應(yīng)迎角18°以上），低雷諾數(shù)（Re=6×104）的升阻比好于原始翼型，但是并沒有大幅度提高；而對應(yīng)高雷諾數(shù)情況，升阻比的改善狀況沒有低雷諾數(shù)明顯。當(dāng)然，在三種雷諾數(shù)情況下，升阻比都無法與“干凈”翼型的小迎角相比，故渦襟翼只能是改善翼型完全失速后氣動性能的流動控制措施。

3.2 不同雷諾數(shù)渦襟翼影響下的流場特點分析

為了分析渦襟翼改善翼型大迎角分離流動的基本特性，首先研究在翼型大迎角狀態(tài)下有、無渦襟翼的壓力分布。由于大迎角狀況下渦襟翼偏角50°時對應(yīng)的效果相對更好，選擇渦襟翼偏角50°進行對比。

有、無渦襟翼翼型表面壓力分布情況如圖9所示，可以看出：f、g和e點所包圍的渦襟翼下游區(qū)域為“死水區(qū)”，流動速度較小，故壓力系數(shù)維持在一個較高的等壓區(qū)；i、g和f點所包圍的渦襟翼前區(qū)域由于渦襟翼的抬起會在襟翼前部形成低壓區(qū)，故其壓力系數(shù)相對“干凈”翼型而言更低；在渦襟翼前緣位置的g點壓力分布附近存在一個局部凹區(qū)域，這是由于g點處于翼型表面與渦襟翼之間的轉(zhuǎn)折位置，存在一個與主分離渦流向相反的低速小渦，類似一個局部小的“死水區(qū)”，故此處的壓力系數(shù)稍大。

圖9 翼型表面壓力分布情況（Re=6×104，α=21°）Fig.9 Pressure distribution on airfoil surface（Re=6×104，α=21°）

不同雷諾數(shù)下翼型表面壓力分布情況如圖10所示。圖10（a）和圖10（b）分別對應(yīng)雷諾數(shù)為6×104和6×105的情況，對應(yīng)的迎角為21°，因為此迎角下渦襟翼的效果基本上處于最好的狀況；圖10（c）對應(yīng)雷諾數(shù)為6×106的情況，此時選取迎角為22°，因為在此雷諾數(shù)下渦襟翼效果比21°迎角更好。

圖10 不同雷諾數(shù)下，翼型表面壓力分布情況（β=50°）Fig.10 The surface pressure distribution of airfoil under different Reynolds numbers（β=50°）

從圖10可以看出：在無渦襟翼時（對應(yīng)圖中虛線的壓力分布），翼型上表面由于翼型處于大分離的狀況，其壓力分布基本為平行于橫軸的等值特征；而在有渦襟翼時，渦襟翼上方維持一定的低壓區(qū)，渦襟翼后緣與翼型后緣之間維持一個等壓區(qū)，渦襟翼的作用是將后緣處的高壓區(qū)與翼型上方前區(qū)的低壓區(qū)隔離開，這就是渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的物理本質(zhì)。

此外，渦襟翼的作用不僅是將翼型上方前后兩個壓力區(qū)隔開，而且該隔離效應(yīng)甚至能夠繞過翼型后緣影響到翼型的下表面區(qū)域，導(dǎo)致下表面的壓強比無渦襟翼時更高，這也是改善翼型失速后升力特性的重要元素，而且雷諾數(shù)越低，這一元素的貢獻越明顯。由于“低雷諾數(shù)效應(yīng)”，Re=6×104時“干凈”翼型的最大升力系數(shù)本身就小，故渦襟翼改變壓力系數(shù)所包圍區(qū)域在低雷諾數(shù)情況下帶來的升力增益效應(yīng)更加明顯，這也是圖6（a）中渦襟翼維持翼型大迎角升力特性不惡化的原因。

3.3 渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的機理分析

為了分析渦襟翼改善翼型大迎角氣動特性的物理機理，三個雷諾數(shù)（Re=6×104、Re=6×105和Re=6×106）翼型的流線與壓力云圖如圖11所示。

圖11 翼型流線與壓力云圖Fig.11 Airfoil streamline and pressure nephogram

結(jié)合圖10的壓力分布特征分析，從圖11可以看出：在無渦襟翼時，翼型上方幾乎都是分離區(qū)，而且主分離渦的渦心位置離翼型上表面較遠(yuǎn)，翼型上方的近壁面區(qū)域都處于流動速度的低速區(qū)，由于近壁面區(qū)域流動小，壓強在整個翼型上方完全處于連通狀態(tài)，導(dǎo)致壓強在上壁面幾乎成為一個等壓區(qū)（見圖10）；而在有渦襟翼時，主分離渦被渦襟翼限制在渦襟翼后緣點（f點）與翼型前緣點（i點）之間的區(qū)域，使得渦襟翼上游的主分離渦渦心位置更靠近壁面。

不同雷諾數(shù)下渦心位置與渦心渦量值如表2～表3所示，可以看出：有渦襟翼時主分離渦的渦心不僅位置更靠近壁面，而且渦心的渦量值有很大幅度地提升。

表2 不同雷諾數(shù)下，“干凈”翼型的渦心位置與渦心渦量T able 2 The vortex center position and vorticity of the“clean”airfoil under different Reynolds numbers

表3 不同雷諾數(shù)下，帶渦襟翼翼型的渦心位置與渦心渦量Table 3 The vortex-center position and vortex-center vortexes of a vortex flaps under different Reynolds numbers

由于主分離渦具有產(chǎn)生渦升力的屬性（這也是過失速機翼產(chǎn)生高升力［16］、昆蟲翅膀前緣渦不脫落的高升力機制［17］），導(dǎo)致渦襟翼后緣點（f點）與翼型前緣點（i點）之間的區(qū)域具有更低的壓強值；而在渦襟翼下游，兩個主要的漩渦位置距離壁面較遠(yuǎn)，在渦襟翼下游的翼型壁面附近幾乎成為一個“死水區(qū)”，這個區(qū)域的翼型表面壓強基本上等值，而且這個壓強值與后緣處的壓強值相同，是一個比較高的壓強值。因此，渦襟翼改善翼型大迎角升力特性的物理機理是渦襟翼將翼型前方的主分離渦維持在渦襟翼尾端點與翼型前緣點之間的區(qū)域，使得主分離渦的渦心低壓區(qū)更靠近翼型表面，從而提升翼型上方前區(qū)的升力特性。β=50°，Re=6×104，α=21°時，渦襟翼安裝點附近的流動情況如圖12所示。

圖12 渦襟翼安裝點附近流動情況（β=50°，Re=6×104，α=21°）Fig.12 Flow near the installation point of the vortex flap（β=50°，Re=6×104，α=21°）

4 結(jié) 論

（1）渦襟翼在大迎角情況下改善翼型升力特性的物理本質(zhì)是渦襟翼抬起后，可以將翼型大迎角的主分離渦控制在離翼型表面更近的位置，且渦心的渦量得到很大幅度地提升，致使分離渦的渦心低壓區(qū)影響到翼型上表面的壓力分布，使得翼型前區(qū)壓強比無渦襟翼的壓強更低，從而提高翼型的升力系數(shù)。

（2）由于渦襟翼將翼型上游的低壓區(qū)與下游的低壓區(qū)分開，渦襟翼不僅改善了翼型大迎角的上游低壓區(qū)，還能夠阻滯翼型下方的高壓繞過渦襟翼后緣向上游傳遞。與無渦襟翼情況相比，還能夠在一定程度上提高翼型下表面的壓強值，改善翼型大迎角升力特性。

（3）渦襟翼能夠改善翼型大迎角升力特性的物理機制在低雷諾數(shù)情況下尤其明顯，這是因為在低雷諾數(shù)情況下，無渦襟翼的翼型升力特性由于“低雷諾數(shù)效應(yīng)”本身不如高雷諾數(shù)情況。當(dāng)渦襟翼改善升力特性后，低雷諾數(shù)的升力特性改善更加明顯，甚至能夠?qū)⒁硇偷纳ο禂?shù)維持在一個很高的水準(zhǔn)，這也是鳥類利用羽毛抬起提升著落性能的基本物理機制；在高雷諾數(shù)情況下，與失速前的升力特性相比，渦襟翼無法維持升力特性達(dá)到失速前的水準(zhǔn)，這也是民用飛機主要將渦襟翼用于阻力板的原因。

（4）渦襟翼雖然能夠在低雷諾數(shù)情況下極大地改善翼型的升力特性，但是阻力特性不會改善，升阻比也不如失速前，因此，渦襟翼只是在低雷諾數(shù)下改善升力特性有效，這一特性只能用于著落情況，其他飛行狀況下渦襟翼并沒有優(yōu)勢。