低雷諾數(shù)條件下湍流度及湍流梯度對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響

張陽(yáng), 周洲, 李旭

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

近年來(lái)對(duì)垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)固定翼無(wú)人機(jī)的研究備受關(guān)注,極具代表性的有XV-24“雷擊”無(wú)人機(jī)、NASA的GL-10驗(yàn)證機(jī)、XC-142A驗(yàn)證機(jī)等多種型號(hào)[1]。該類無(wú)人機(jī)普遍采用分布式動(dòng)力來(lái)提供起降的升力,由于分布式動(dòng)力系統(tǒng)對(duì)空氣的驅(qū)動(dòng),其后方的流場(chǎng)變得極其復(fù)雜,不僅被加速,并且伴有湍流度變大、氣流紊亂等特點(diǎn)。機(jī)翼處于剛啟動(dòng)的分布式動(dòng)力系統(tǒng)的噴流中,特征雷諾數(shù)極低,流場(chǎng)中的流動(dòng)情況復(fù)雜多變,可能存在層流邊界層、層流分離、轉(zhuǎn)捩、湍流邊界層和湍流分離等現(xiàn)象[2]。另外,在分布式動(dòng)力系統(tǒng)噴流的作用下,湍流度的變化也較為劇烈,其大小也同樣影響著機(jī)翼的氣動(dòng)特性[3]。一般認(rèn)為湍流強(qiáng)度小于或等于1%的湍流為低強(qiáng)度湍流,大于10%為高強(qiáng)度湍流,而機(jī)翼在實(shí)際應(yīng)用中多處于大于5%湍流強(qiáng)度的氣流中。剛啟動(dòng)的小型風(fēng)機(jī),其后方流動(dòng)在受到大氣湍流和風(fēng)機(jī)尾流湍流影響時(shí),湍流度通?？梢源笥?0%[4];航空發(fā)動(dòng)機(jī)由于燃燒室中大量摻混射流和火焰筒內(nèi)復(fù)雜冷卻結(jié)構(gòu)的存在,使得其出口的湍流度達(dá)15%～20%[5]。

VTOL無(wú)人機(jī)分布式動(dòng)力系統(tǒng)從啟動(dòng)到正常運(yùn)轉(zhuǎn)的過(guò)程中,噴流的多變性影響著處于動(dòng)力系統(tǒng)后機(jī)翼的特征雷諾數(shù)以及流場(chǎng)的湍流度變化。機(jī)翼的特征雷諾數(shù)可以由幾千變化到幾十萬(wàn),經(jīng)歷的湍流度可以大于20%,同時(shí)機(jī)翼在其弦長(zhǎng)范圍內(nèi)亦會(huì)經(jīng)歷湍流度的急劇變化。因此,面對(duì)VTOL無(wú)人機(jī)分布式動(dòng)力噴流后方的復(fù)雜流場(chǎng),研究低雷諾數(shù)(Re<5×105)條件下,受湍流度及湍流度梯度影響的翼型氣動(dòng)特性顯得尤為重要。

國(guó)內(nèi)外在低雷諾數(shù)條件下湍流度對(duì)翼型影響的研究主要針對(duì)低來(lái)流速度下的低速翼型。研究人員[6-8]通過(guò)實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象分析了低雷諾數(shù)下湍流度的增加對(duì)機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)性能提升的機(jī)理以及湍流度與雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響的相似性,Lasse[9]、王庶等[10]通過(guò)數(shù)值仿真對(duì)低雷諾數(shù)下機(jī)翼表面由于不同湍流度而產(chǎn)生不同程度的流動(dòng)分離等流場(chǎng)細(xì)節(jié)進(jìn)行了進(jìn)一步的研究。已有研究主要是對(duì)特定雷諾數(shù)下的來(lái)流湍流度影響進(jìn)行分析,本文針對(duì)這一背景,剝離分布式動(dòng)力噴流的三維效應(yīng)、旋流等因素的影響,重點(diǎn)對(duì)低雷諾數(shù)、湍流度、湍流梯度等因素對(duì)翼型的氣動(dòng)影響開(kāi)展更深入的研究。

本文以VTOL飛行器起飛時(shí)分布式動(dòng)力系統(tǒng)變工況及復(fù)雜流場(chǎng)變化為研究背景,基于計(jì)算流體力學(xué)(computational fluid dynamics,CFD)方法使用商業(yè)軟件Fluent對(duì)處于不同湍流度、雷諾數(shù)以及湍流度梯度條件下的翼型氣動(dòng)性能進(jìn)行了研究分析。通過(guò)NACA0012翼型氣動(dòng)力與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比,驗(yàn)證了本文采用的數(shù)值計(jì)算方法。主要研究了翼型在低雷諾數(shù)條件下湍流度及雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性及流場(chǎng)特征的影響,不同湍流度梯度變化規(guī)律影響下流場(chǎng)特征的差異;重點(diǎn)分析了翼型受不同湍流度影響時(shí)氣動(dòng)力發(fā)生變化的原因,湍流度/雷諾數(shù)/湍流梯度變化對(duì)翼型繞流轉(zhuǎn)捩產(chǎn)生影響的機(jī)理,分離泡的產(chǎn)生與演化等。

1 數(shù)值研究方法

1.1 湍流度估算方法

湍流強(qiáng)度Tu(turbulence intensity)是衡量流體微團(tuán)無(wú)規(guī)則運(yùn)動(dòng)程度的物理量。不同于層流流動(dòng)中流體微團(tuán)保持互相平行的層狀運(yùn)動(dòng),湍流使得流體微團(tuán)處于無(wú)規(guī)則的旋渦式運(yùn)動(dòng)中,而不同尺寸旋渦團(tuán)間相互摻混,引起強(qiáng)烈的能量和熱量的交換和傳輸,并引起機(jī)械能量的迅速耗散。湍流強(qiáng)度Tu定義為脈動(dòng)速度u′的均方根與平均速度U的比值

(1)

式中：

湍流能量主要集中在大尺度渦結(jié)構(gòu)中,湍流尺度l(turbulence length scale)就是與攜帶湍流能量的大尺度渦結(jié)構(gòu)有關(guān)的物理量。湍流的特征長(zhǎng)度取決于湍流發(fā)展具有決定性影響的幾何長(zhǎng)度。自由流湍流效應(yīng)隨長(zhǎng)度尺度的增大而減小,至少部分歸因于壁面法向分量速度漲落的減小;自由剪切層則不是這樣[3,6]。入口處的流動(dòng)為受到壁面限制并且?guī)в型牧鬟吔鐚拥牧鲃?dòng),可以利用邊界層厚度δ99%,通過(guò)公式l=0.4δ99%來(lái)計(jì)算湍流長(zhǎng)度尺度。對(duì)于入口處收格柵影響的流動(dòng),湍流尺度與格柵孔徑d近似相等,即l≈d。

湍流黏性比μt/μ(turbulence and viscosity ratio)表示湍流黏性與層流黏性的比值。湍流黏性的大小直接與湍流雷諾數(shù)成比例。在高雷諾數(shù)邊界層,剪切層和充分發(fā)展的管流中湍流黏性比較大,大約為100～1 000量級(jí)。但在大多數(shù)外流的自由來(lái)流邊界層中湍流黏性比相當(dāng)小,通常為1<μt/μ<10。

在相對(duì)風(fēng)洞靜止的參考系中觀察,風(fēng)洞格柵后的流動(dòng)是定常湍流流動(dòng),其強(qiáng)度從實(shí)驗(yàn)段入口處的Tuinlet開(kāi)始沿流向不斷衰減,根據(jù)文獻(xiàn)[11]的推導(dǎo),可以得到從實(shí)驗(yàn)段入口處開(kāi)始風(fēng)洞湍流的湍流度隨流向距離的增大而衰減的關(guān)系式Tu=F(Rex)。

(2)

式中:β,β*為湍流模型中的經(jīng)驗(yàn)常數(shù),其值分別取β=0.09;β*=0.082 8。

(3)

(4)

與SST流動(dòng)模型耦合方程為

(5)

其他參數(shù)具體定義可參考文獻(xiàn)[12-13]。

2 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

參考文獻(xiàn)[10],對(duì)NACA0012翼型在超低雷諾數(shù)(Re=5 300)條件下進(jìn)行了數(shù)值模擬。翼型迎角α變化范圍為0°～25°,弦長(zhǎng)c=0.002 5 m,空氣入口邊界來(lái)流速度為V=30.96 m/s。計(jì)算域半徑為弦長(zhǎng)的50倍,采用C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分,網(wǎng)格及邊界條件的定義見(jiàn)圖1。網(wǎng)格劃分時(shí)給定第一層網(wǎng)格高度d1=6.53×10-4c,y+=0.25,網(wǎng)格單元量為125 000。

在Tu∞=6%的條件下,計(jì)算得到圖2所示的數(shù)值計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比。從圖中可以看出,升力系數(shù)在10°迎角以內(nèi)擬合良好,在12°迎角處誤差稍大,阻力特性曲線的變化趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)值保持一致。

圖1 網(wǎng)格劃分及邊界條件 圖2 數(shù)值計(jì)算與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比

從以上的對(duì)比結(jié)果可以看出,本文采用的計(jì)算方法適用于低雷諾數(shù)條件下不同湍流度變化對(duì)翼型影響的復(fù)雜流場(chǎng)計(jì)算,并且具有較高精度。下文繼續(xù)選用較為常用的對(duì)稱翼型NACA0012作為基礎(chǔ)翼型,來(lái)研究處于不同湍流度/雷諾數(shù)/湍流度梯度流場(chǎng)的翼型的氣動(dòng)特性。

3 不同湍流度/雷諾數(shù)對(duì)翼型的影響

選取Re1=26 500,Re2=53 000的工況對(duì)翼型繞流進(jìn)行數(shù)值模擬,計(jì)算過(guò)程中保證翼型前緣處的湍流度分別為T(mén)u=6%,Tu=3.2%及Tu=0.6%。圖3給出數(shù)值計(jì)算得到的升阻力特性對(duì)比(其中,Cd,p為翼型壓差阻力因數(shù),Cd,f為翼型摩擦阻力因數(shù))。

通過(guò)升力特性對(duì)比可以看到:在Tu=6%時(shí),2種雷諾數(shù)下的翼型在中小迎角范圍內(nèi)(0°～8°)升力系數(shù)隨著迎角的增加呈線性增長(zhǎng),失速迎角均為12°。在較小湍流度Tu=0.6%時(shí),翼型升力系數(shù)的非線性較為明顯,同時(shí)失速迎角變小,在Re1=26 500時(shí)升力特性變差,失速迎角僅為8°。

類似的,湍流度的變化對(duì)翼型升力系數(shù)也有較大影響。在Re1=26 500時(shí),翼型相同迎角的升力系數(shù)隨著湍流度的增大而增大;而在Re2=53 000時(shí),翼型小迎角范圍內(nèi)(2°～5°)的升力系數(shù)在較小湍流度時(shí)反而更大,這很可能是湍流度較小時(shí)翼型上表面產(chǎn)生層流分離泡造成的結(jié)果。

圖3 不同雷諾數(shù)下的氣動(dòng)特性對(duì)比

另外,翼型的阻力特性也隨著湍流度/雷諾數(shù)的降低而變差。翼型在10°～12°迎角附近出現(xiàn)了阻力激增現(xiàn)象,圖3c)反映了在該迎角范圍內(nèi)翼型的壓差阻力突然變大,這是由于隨著迎角的增加,翼型上表面的層流分離泡向后緣發(fā)展成為后緣分離泡,逐步演化為大迎角流動(dòng)分離,翼型失速的結(jié)果。

各個(gè)湍流度/雷諾數(shù)條件下的翼型升阻特性表現(xiàn)出較大的差異,一方面說(shuō)明在低雷諾數(shù)條件下湍流度/雷諾數(shù)的變化對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響至關(guān)重要,另一方面也反映了湍流度/雷諾數(shù)的增大對(duì)翼型的氣動(dòng)影響具有相似的作用:隨著湍流度/雷諾數(shù)的增大,翼型升力特性及失速特性均有改善。下文通過(guò)翼型繞流流動(dòng)特性及流場(chǎng)形態(tài)進(jìn)一步研究二者對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響的機(jī)理。

3.1 湍流度對(duì)翼型的影響

在雷諾數(shù)Re1=26 500條件下,選取翼型繞流具有明顯差異的5°,8°迎角狀態(tài)進(jìn)行分析,圖4給出了處于不同湍流度的翼型表面壓力因數(shù)分布對(duì)比,圖5為受不同湍流度影響的翼型表面(弦向)摩擦阻力因數(shù)的變化。圖中，Cp為壓力因數(shù)，Cf,X為弦向摩擦阻力因數(shù)。

圖4 受不同湍流度影響的翼型壓力因數(shù)分布 圖5 受不同湍流度影響的翼型摩阻因數(shù)

對(duì)比不同湍流度下的壓力分布、摩阻系數(shù)曲線,結(jié)合對(duì)應(yīng)狀態(tài)的流場(chǎng)細(xì)節(jié)(見(jiàn)圖6至7),可以看到:

當(dāng)翼型迎角為5°時(shí),處于Tu=6%的翼型表面壓力分布曲線光滑,流線附著良好,說(shuō)明翼型表面流動(dòng)穩(wěn)定(如圖4a)及圖6a)所示)。處于Tu=3.2%的翼型壓力分布在20%c～70%c附近出現(xiàn)輕微鼓包,其Cf,X從21%c開(kāi)始變?yōu)樨?fù)值,直至67%c處回到零值,說(shuō)明在該范圍內(nèi)出現(xiàn)了流動(dòng)分離、轉(zhuǎn)捩、再附的過(guò)程,形成了典型的層流分離泡(如圖5a)及圖6b)所示)。而處于Tu=0.6%的翼型壓力分布在其上表面約30%c～60%c附近形成壓力平臺(tái),上表面的Cf,X從18%c開(kāi)始變?yōu)樨?fù)值,此時(shí)流動(dòng)發(fā)生分離,上表面流線包裹細(xì)長(zhǎng)的類似分離泡的結(jié)構(gòu)(如圖6c)所示),但是流動(dòng)并未重新附著于翼面上。

圖6 α=5°時(shí)不同湍流度的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

當(dāng)翼型迎角為8°時(shí),處于Tu=6%的翼型在其上表面5%c～25%c形成短分離泡(如圖5b)及圖7a)所示),轉(zhuǎn)捩位置發(fā)生在上表面13%c附近(Cf,X谷值的位置反映了流動(dòng)轉(zhuǎn)捩的開(kāi)始)。處于Tu=3.2%的翼型前緣分離泡長(zhǎng)度增長(zhǎng),為4%c～33%c,轉(zhuǎn)捩位置23%c有所推遲。處于Tu=0.6%的翼型其上表面的流動(dòng)分離區(qū)域更加明顯(如圖7b)所示),流動(dòng)在4%c附近發(fā)生分離,并一直延伸至后緣,盡管未能形成再附,但是通過(guò)圖5b)可以看到其轉(zhuǎn)捩位置更加推遲,為33%c?？偟膩?lái)說(shuō),隨著湍流度減小,翼型上表面流動(dòng)分離點(diǎn)前移,轉(zhuǎn)捩位置推遲,分離泡長(zhǎng)度增長(zhǎng),流動(dòng)分離區(qū)域更大,翼型失速迎角變小。

圖7 α=8°時(shí)不同湍流度的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

通過(guò)翼型在Tu=0.6%時(shí)的流場(chǎng)變化可以看出在低湍流度下翼型上表面流動(dòng)分離的演化過(guò)程:隨著迎角的增加,翼型后緣附近邊界層的逆壓梯度不斷增大,并引發(fā)邊界層的分離,隨后分離點(diǎn)逐漸向前移動(dòng),直到大迎角時(shí)翼型上表面完全分離,最后失速。而當(dāng)翼型處于Tu=6%時(shí),上述流動(dòng)分離受到很大程度的抑制,使得翼型大迎角特性得到了改善。這說(shuō)明,邊界層外較大的湍流度使得流動(dòng)穩(wěn)定性增強(qiáng),為繞翼型的上游層流注入能量,增強(qiáng)了抵抗附面層內(nèi)逆壓梯度的能力,延緩了層流分離的發(fā)生。另外湍流度的增大也使得流動(dòng)轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生,為流動(dòng)在壁面的再附提供了可能。

3.2 雷諾數(shù)對(duì)翼型的影響

雷諾數(shù)對(duì)翼型的影響在文獻(xiàn)中已經(jīng)有很多討論,本節(jié)主要通過(guò)雷諾數(shù)由26 500增大53 000時(shí)翼型氣動(dòng)特性的變化來(lái)反映雷諾數(shù)對(duì)以下幾方面的影響:失速迎角的提高、轉(zhuǎn)捩的提前及分離泡的產(chǎn)生。圖8為Re2=53 000,翼型8°迎角工況下的翼型壓力分布與表面摩擦阻力變化。

圖8 α=8°受不同湍流度影響的翼型壓力分布及摩阻系數(shù)

由8圖可以看出,翼型在不同湍流度的影響下在前緣附近的流動(dòng)都發(fā)生了轉(zhuǎn)捩并產(chǎn)生短分離泡。對(duì)比Re1=26 500的翼型特性(見(jiàn)圖4b)及圖5b)),翼型在Re2=53 000,Tu=0.6%時(shí),隨著雷諾數(shù)的增大,由翼型后緣開(kāi)始的上表面大迎角分離轉(zhuǎn)變?yōu)楹缶壐浇男》秶蛛x,流動(dòng)分離的程度受到了抑制。這說(shuō)明雷諾數(shù)的增大,翼型表面剪切效應(yīng)增強(qiáng),動(dòng)能更充沛,抗逆壓梯度能力增強(qiáng),使得失速迎角提高。

同時(shí),結(jié)合圖5b)及圖8可以看到,雷諾數(shù)增大使得翼型上表面的流動(dòng)分離提前發(fā)生。在Tu=3.2%時(shí),翼型上表面分離點(diǎn)由4%c前移到3%c,并且流動(dòng)在15%c重新附著在壁面上,層流分離泡的長(zhǎng)度由4%c～33%c縮短為3%c～15%c。通過(guò)Cf,X谷值的位置可以看到,隨著雷諾數(shù)的增大,轉(zhuǎn)捩位置由23%c前移到11%c。這個(gè)結(jié)果與文獻(xiàn)[14-15]描述一致:雷諾數(shù)的增大會(huì)導(dǎo)致流動(dòng)的提前轉(zhuǎn)捩及再附,也因此會(huì)縮短分離泡的長(zhǎng)度。分離泡的產(chǎn)生改變了翼型的有效形狀,增大了翼型上表面曲率,使得翼型在小湍流度下的升力系數(shù)反而高于高湍流度,導(dǎo)致了如圖3a)所示的小迎角下升力系數(shù)的非線性現(xiàn)象。然而當(dāng)分離泡尺度較小或產(chǎn)生于翼型后緣附近時(shí),對(duì)翼型的升力特性影響較小。

對(duì)不同湍流度/雷諾數(shù)條件下翼型氣動(dòng)特性的對(duì)比表明,低雷諾數(shù)條件下翼型周圍的流場(chǎng)十分不穩(wěn)定,翼型上表面的流動(dòng)現(xiàn)象豐富,湍流度及雷諾數(shù)對(duì)流場(chǎng)特征影響相似,主要表現(xiàn)在翼型升力的提高,失速迎角的增大,但是引發(fā)轉(zhuǎn)捩提前的機(jī)理較為不同。湍流度增加導(dǎo)致的轉(zhuǎn)捩提前是因?yàn)榱鲃?dòng)較高的速度脈動(dòng)注入了邊界層。而雷諾數(shù)增加引起的轉(zhuǎn)捩提前則是因?yàn)榧羟袑拥暮穸仍诹鲃?dòng)分離點(diǎn)附近減小,從而改變了邊界層的穩(wěn)定性。Simoni等[16]的研究表明雷諾數(shù)的增加顯著影響了分離點(diǎn)處邊界層的結(jié)構(gòu),導(dǎo)致渦脫落現(xiàn)象較高的成長(zhǎng)率和不同的動(dòng)態(tài)屬性。

4 湍流度梯度變化規(guī)律對(duì)翼型的影響

由于流場(chǎng)的湍流度變化會(huì)隨著氣流的擾動(dòng)產(chǎn)生較大波動(dòng),機(jī)翼在其弦長(zhǎng)范圍內(nèi)亦會(huì)經(jīng)歷不同的湍流度梯度而產(chǎn)生不同的氣動(dòng)特性。本文將湍流度梯度定義為

(6)

式中：ΔTu為翼型前緣到后緣湍流度的變化量；c為翼型弦長(zhǎng),以此值的大小來(lái)表示湍流度梯度對(duì)翼型在其弦長(zhǎng)范圍內(nèi)的氣動(dòng)影響。下文將研究湍流度梯度變化對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

4.1 雷諾數(shù)對(duì)湍流度梯度的影響

計(jì)算雷諾數(shù)分別選取Re0=5 300,Re1=26 500,參考自由來(lái)流、風(fēng)機(jī)尾流、航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾流等不同湍流度狀態(tài)的流動(dòng)情況,計(jì)算邊界流動(dòng)入口處的湍流度分別設(shè)置為T(mén)u,inlet=9%,15%,25%。保證翼型(弦長(zhǎng)0.1 m)前緣處湍流強(qiáng)度均為T(mén)u=6%,而翼型后緣由于湍流度梯度變化規(guī)律的不同而產(chǎn)生差異,流場(chǎng)湍流度梯度變化分別為?Tu/?x=0.040,0.035,0.022。

計(jì)算得到不同雷諾數(shù)下3種湍流度梯度影響的翼型升力曲線,如圖9所示?？梢钥吹?在Re0=5 300時(shí),翼型升力系數(shù)的差異主要體現(xiàn)在迎角α=5°～15°范圍內(nèi),翼型升力系數(shù)隨著湍流度梯度的增大而增大,?Tu/?x=0.040狀態(tài)下的翼型產(chǎn)生了較大的升力。而在Re1=26 500時(shí),湍流度梯度對(duì)翼型升力特性影響有限,升力系數(shù)差別較小,升力曲線趨近一致。

圖9 湍流度梯度對(duì)翼型升力特性的影響

下面對(duì)翼型迎角為10°時(shí),不同湍流度梯度影響下的翼型表面摩擦阻力系數(shù)(見(jiàn)圖10)進(jìn)行分析。

圖10 湍流度梯度對(duì)翼型在α=10°時(shí)摩阻系數(shù)的影響

由可以看到,在Re0=5 300時(shí),在較大湍流度梯度(?Tu/?x=0.040)的影響下,翼型上表面的流動(dòng)分離最早發(fā)生,但是由于雷諾數(shù)過(guò)低,流動(dòng)分離后無(wú)法再附著到壁面上,而流動(dòng)轉(zhuǎn)捩依然存在,翼型表面摩擦阻力系數(shù)反映了在較大湍流度梯度時(shí)流動(dòng)轉(zhuǎn)捩也更早。在Re1=26 500時(shí),翼型表面摩擦阻力因數(shù)曲線在不同湍流度梯度的影響下幾乎重合,但是依然可以發(fā)現(xiàn),翼型上表面流動(dòng)分離后的再附位置略有差異:較大的湍流度梯度對(duì)應(yīng)著較早的流動(dòng)再附。

圖11為在Re0=5 300,翼型迎角10°時(shí)不同湍流度梯度對(duì)應(yīng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu),可以看到:翼型在不同的湍流度梯度下,翼型流線形態(tài)的差異主要體現(xiàn)在翼型上表面的后半部分:隨著湍流度梯度的增大,流動(dòng)分離的現(xiàn)象受到一定程度抑制,分離渦中心位置略微前移,分離區(qū)域后半部分逐漸被壓縮而更靠近壁面。另外,湍動(dòng)能集中的位置隨著湍流度梯度的變大而發(fā)生了很小的前移和下移,湍動(dòng)能能量集中位置的變化說(shuō)明流動(dòng)轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生,分離渦中心位置略微前移,這使得在轉(zhuǎn)捩點(diǎn)之后的湍流剪切層被外部自由流體提前注入能量,流動(dòng)的分離得到了更早的抑制作用,從而使得之后的流線向壁面靠近。這樣的分離渦改變了翼型的有效形狀,流線經(jīng)歷了更大的流動(dòng)曲率的變化,從而使得處于較高湍流梯度的翼型產(chǎn)生了更大的升力。

圖11 在Re0=5,300,α=10°時(shí)不同湍流度梯度的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

4.2 湍流度對(duì)湍流度梯度的影響

以雷諾數(shù)Re0=5 300,計(jì)算邊界流動(dòng)入口湍流度為T(mén)u,inlet=25%,15%的工況,研究幾種不同前緣湍流度Tu=12.0%,9.4%,6.0%,2.6%對(duì)湍流度梯度的影響。翼型10°迎角時(shí)的摩阻系數(shù)以及幾種不同湍流度對(duì)應(yīng)的湍流度梯度如圖12所示。

圖12 不同湍流度及湍流度梯度的摩阻系數(shù)

可以看到,隨前緣位置湍流度增大,不同入口湍流度Tu,inlet(15%,25%)下對(duì)應(yīng)的湍流度梯度也增大(?Tu/?x由0.007/0.011增大到0.171/0.203),同時(shí)其對(duì)翼型上表面流動(dòng)的影響越來(lái)越大。在前緣湍流度從2.6%增大到12.0%的過(guò)程中,流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩位置(圖中以圓○標(biāo)明)由64%c提前到38%c。而湍流度梯度的增大使得在同一湍流度狀態(tài)下的流動(dòng)分離位置(圖中以菱形◇標(biāo)明)有所提前,同時(shí)分離點(diǎn)距離相差越來(lái)越大。

選取湍流度梯度對(duì)翼型10°迎角時(shí)影響較大的狀態(tài)(Tu=12.0%,α=10°)進(jìn)行進(jìn)一步的流場(chǎng)分析,如圖13所示。

圖13 不同湍流度梯度的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

可以看到,湍流度梯度的增大使得流場(chǎng)中的湍動(dòng)能衰減更加迅速:在?Tu/?x=0.171時(shí),流場(chǎng)中湍動(dòng)能為20的量值可以延伸至接近尾緣的位置,而在?Tu/?x=0.203時(shí),在接近弦長(zhǎng)40%的位置湍動(dòng)能便衰減到20以下。翼型上表面的分離泡演化與圖11(Tu=6.0%)一致,同樣是隨著湍流度梯度的增大,分離泡后半部分受到了一定程度的壓縮,而不同的是分離泡整體厚度變得更小,后半部分被壓縮得更加明顯。

在其他較小前緣湍流度的工況下,盡管使湍流度梯度增大可以使得流動(dòng)分離、轉(zhuǎn)捩、再附等現(xiàn)象提前,但是湍流度梯度對(duì)翼型的氣動(dòng)影響及流動(dòng)特征的改變變得更加有限,說(shuō)明湍流度的大小制約著湍流度梯度對(duì)流場(chǎng)的影響能力。

5 結(jié) 論

本文以VTOL飛行器起降時(shí)分布式動(dòng)力噴流產(chǎn)生的復(fù)雜流動(dòng)為背景,研究了不同湍流度/雷諾數(shù)、不同湍流度梯度對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響,得到以下結(jié)論:

1) 湍流度/雷諾數(shù)的增大會(huì)導(dǎo)致流動(dòng)轉(zhuǎn)捩提前,翼型邊界層抗逆壓梯度能力增強(qiáng),進(jìn)而使得氣動(dòng)特性得到改善。但是湍流度/雷諾數(shù)導(dǎo)致流動(dòng)轉(zhuǎn)捩提前的機(jī)理有所不同:湍流度的增大會(huì)使得具有較高速度脈動(dòng)的流體微團(tuán)進(jìn)入翼型邊界層;而雷諾數(shù)的增大會(huì)減小剪切層厚度進(jìn)而改變流動(dòng)分離點(diǎn)后方邊界層的穩(wěn)定性。

2) 湍流度/雷諾數(shù)的增大會(huì)使得翼型上表面層流分離泡提前出現(xiàn),但是分離泡的長(zhǎng)度會(huì)隨之縮短。分離泡的產(chǎn)生會(huì)改變翼型的有效形狀,增大翼型上表面曲率,從而導(dǎo)致小迎角下升力系數(shù)的非性現(xiàn)象。

3) 湍流度梯度的增大在一定程度上會(huì)使得翼型表面流動(dòng)分離位置、轉(zhuǎn)捩位置及流動(dòng)再附位置提前,但是這種影響受到雷諾數(shù)和湍流度數(shù)值的制約,會(huì)隨著雷諾數(shù)的增大而衰弱,隨著湍流度的增大而加強(qiáng)。