錢 宇,蔣 皓
(中國民用航空飛行學院飛行技術學院,四川 廣漢 618307)
民航運輸飛速發(fā)展,保障飛行安全是航空運行的首要任務。航空器尾流影響飛機前后間隔,影響民航運行效率。翼尖渦作為飛機尾流的主要因素,會在飛機后方產(chǎn)生不穩(wěn)定氣流,對后機的運行帶來嚴重的安全隱患[1]。翼梢小翼可以有效的阻擋機翼下表面氣流經(jīng)過翼梢向上表面的繞流,從而有效的減小誘導阻力,降低翼尖渦的強度。
自上世紀80年代NASA艾姆斯研究中心的R.T.Whitcomb發(fā)明翼梢小翼以來,已廣泛應用到各類航空器上。通過40年的發(fā)展,根據(jù)不同機型所需,已形成端板式、融合式、斜削式等類別的小翼。翼稍小翼的高度、后掠角、安裝角及扭轉角等為其重要設計參數(shù),安裝角決定了機翼翼尖根部與小翼的干擾。Haci Sogukpinar[2]通過改變翼梢小翼的形狀,對變構型的三維機翼進行了數(shù)值計算,以研究翼尖裝置對誘導阻力形成的影響。Daniel J.Poole[3]采用全局優(yōu)化法對多模態(tài)機翼氣動性能進行了優(yōu)化,通過徑向基函數(shù)域單元法的分層應用來控制形狀的變化,從而研究阻力在根部彎矩以及其它幾何約束下的最小值。谷潤平[4]對有無小翼的機翼進行了數(shù)值計算,分析了兩種機翼的靜壓系數(shù)、軸向渦量及深度矢量,以探究小翼對翼尖渦流跡的影響。
針對翼稍小翼在不同安裝角情況下對翼尖渦耗散影響的問題,研究采用Thin cut技術生成在尖錐薄壁面處的非結構網(wǎng)格,利用SST k-omega湍流模型進行流場求解,對翼尖渦進行了數(shù)值計算。通過對不同翼展長度截面處的渦量變化情況定性定量分析,探尋翼尖渦的耗散機理,以探究減小翼尖渦強度的最佳翼梢小翼安裝角度。
機翼上下表面不同流速導致壓力差從而產(chǎn)生升力,壓差會使氣流在上下表面有縱向運動,上表面氣流從翼梢向翼根偏移,下表氣流從翼根向翼梢偏移,因此在翼梢處就會形成一個渦旋,這個渦旋使得機翼上的氣流產(chǎn)生下洗速度,從而產(chǎn)生誘導阻力,渦旋脫離翼面產(chǎn)生翼尖渦流跡[5]。渦旋的強度和翼面產(chǎn)生的升力成正比。飛機越重,誘導阻力越大,翼尖渦的強度越大。飛機的誘導阻力可由誘導阻力系數(shù)表示[6],如式(1)所示
(1)
式中:CL為升力系數(shù),A為展弦比。
通過上式可知,增加弦展比可以有效減小誘導阻力,減小翼尖渦強度。翼梢小翼在一定程度上增大了有效翼展長度。同時,翼梢小翼還具有分散翼尖渦的作用,由小翼產(chǎn)生的升力和尾渦與翼尖渦距離較近,當兩渦旋在機翼后方相遇時,有相反的誘導速度,可以通過小翼產(chǎn)生的渦流來擾動翼尖渦,達到減小翼尖渦強度的目的,其過程如圖1所示。
圖1 翼尖渦形成機理
由于翼梢小翼的影響,具有高速渦核的翼尖渦將被擴散,隨翼尖渦范圍略有加大,但渦旋的速度降低,尾流具有的能量降低,增加消散速度,從而減小翼尖渦的危害,如圖2所示。
圖2 翼尖渦耗散原理
研究采用雷諾平均的方法,建立湍流模型與雷諾平均N-S方程組成封閉方程組,用于進行數(shù)值模擬。
采用三維雷諾平均N-S方程積作為控制方程,其積分形式[7]為:
(2)
(3)
(4)
(5)
式中:V為流場相對速度,ρ為空氣密度,E為總能、p為壓強,n為總熵,τ和Θ為黏性項。
在選用湍流模型時,需要考慮精度要求、時間限制、計算機計算能力、流體是否可壓縮等諸多因素,因此不同的湍流模型有不同的適用范圍。目前,主要的湍流模型有:Spalart-Allmaras模型、k-ω模型、k-ε模型、雷諾應力模型、大渦模擬模型。研究采用剪切壓力傳輸k-ω模型,該模型相較于標準k-ω模型具有更高的計算精度,考慮了邊界層內外的變化及湍流剪應力的影響,適用于對流減壓區(qū)及近壁面和遠壁面的計算。其流動方程[8]為
(6)
(7)
式中:G為湍流所具有的動能,Γ為有效擴散項,Y為發(fā)散項,D為正交發(fā)散項,S為用戶自定義參數(shù)。
雷諾平均N-S方程采用控制體積法進行離散,該方法將在空間和時間中連續(xù)的流場離散為有限個不重復的控制體積,建立各個控制體積的離散方程,求解各方程以獲得所求解的近似值[9]。研究采用非結構網(wǎng)格,其控制體如圖3所示。
圖3 非結構網(wǎng)格控制體
建立非結構網(wǎng)格的控制體,并在控制體上進行積分[10],其方程如下所示
(8)
(9)
(10)
(11)
差分方法采用二階迎風格式,該方法考慮了物理量在節(jié)點間分布曲線的曲率影響,對流項采用二階迎風,擴散項為中心差分,截斷誤差為二階,減小了假擴散的影響。
在機翼網(wǎng)格生成時,由于翼梢小翼安裝角度的問題導致機翼面并不規(guī)則,并且機翼后緣存在尖端,由此采用非結構化網(wǎng)格。非結構化網(wǎng)格具有更廣的適用范圍,可以采用任意形狀的單元格,任意數(shù)量的單元邊,可以生成任意形狀和連通區(qū)域的網(wǎng)格,并且能根據(jù)一定的準則進行優(yōu)化判斷,易控制網(wǎng)格的大小與節(jié)點的密度,進而進行局部加密,足以生成滿足需求的高質量網(wǎng)格。
圖4 85°翼梢小翼示意圖
如圖4所示,以水平面為參考系,此時的外傾角大小為5°,安裝角與外傾角互余,可得85°安裝角翼梢小翼模型。對模型生成非結構網(wǎng)格,如圖5所示。其余翼稍小翼角度的機翼按照此過程生成相應的計算網(wǎng)格。
圖5 機翼非結構網(wǎng)格
在非結構網(wǎng)格生成的過程中,由于機翼后緣為較薄的尖錐型實體,為避免機翼區(qū)域不能被網(wǎng)格完全填充,生成空缺網(wǎng)格。使用thin cut技術,分別將機翼和翼梢小翼上下表面設置為獨立模塊,成功填充后緣區(qū)域。
為驗證上述數(shù)值計算方法的可信性,對0.75馬赫下無翼梢小翼的機翼進行數(shù)值計算,得到升阻比與升力系數(shù)的關系,與文獻[11]的結果進行對比驗證,結果對比如圖6所示。
圖6 升阻比與升力系數(shù)
通過對比可知,上述數(shù)值方法所得計算結果與文獻所做仿真相對誤差小于5%,置信度高,數(shù)值方法計算結果滿足要求。
研究對0°、15°、30°、45°、60°及85°翼稍小翼進行了數(shù)值仿真。圖7為機翼后方2個翼展處渦量[12]圖。該圖以機翼后緣翼根處為原點,1個翼展長度為1個計量節(jié)點。
圖7 兩個翼展長度處翼尖渦渦量
由圖7可知,翼尖渦在翼梢小翼外部生成,氣流從機翼下表面吸引至上表面,從而形成負向渦旋。翼梢小翼阻礙了下表面氣流向上表面流動,而上表面氣流整體具有從翼梢向翼根移動趨勢,從而在小翼處生成正向渦旋。沒有安裝翼梢小翼的機翼在翼梢處沒有正向渦旋形成,翼尖渦的耗散只有靠大氣自然消散。根據(jù)翼梢小翼的不同安裝角度,在兩個翼展處翼尖渦的形狀、位置和大小皆不相同。隨著安轉角度的不斷減小,在翼梢處呈現(xiàn)的負向渦旋的形狀更為規(guī)整。
圖8為機翼后方8個翼展距離的翼尖渦渦量圖。由該圖可知,當翼尖渦發(fā)展到8個翼展長度處,由于正向渦旋同負向渦旋相互糾纏消耗與大氣的自然耗散共同作用,此時翼尖渦在渦量上已經(jīng)大幅削弱。60°翼梢小翼產(chǎn)生的負向渦旋在渦量數(shù)值上最小,85°與45°翼梢小翼產(chǎn)生的負向渦旋在渦量的數(shù)值上表現(xiàn)相近。當翼梢小翼安裝角小于45°,隨著翼梢小翼安裝角度的不斷減小,其負向渦旋的渦量在數(shù)值上呈增大的趨勢。
圖8 八個翼展長度處翼尖渦渦量
圖9 機翼后部翼尖渦渦量隨距離的變化
圖9為機翼后部翼尖渦渦量隨距離的變化情況。距離以翼展為單位表示,距離機翼越遠,渦量越小。圖10為局部放大圖,從圖10可以看出在8個翼展長度的處,85°與45°的正向渦旋幾乎完全耗散,其負向翼尖渦旋的在渦量的變化斜率上更為平緩,其余安裝有翼梢小翼的機翼還有一定的正負向渦旋。
圖10 機翼后部8個翼展距離處翼尖渦渦量
在8個翼展長度處,安裝翼梢小翼的機翼產(chǎn)生的翼尖渦渦量強度整體降低了16.36%-42.18%,其中60°翼梢小翼表現(xiàn)優(yōu)異。該小翼在翼尖渦耗散的整個過程中,能在翼尖渦形成的早期開始影響,且持續(xù)時間最長,效果最好,相較于其它計算的小翼提高了9.66%-30.87%的渦量消減。其次為45°翼梢小翼,該小翼相較于其它小翼提高了5.38%-23.48%的渦量消減。
綜上可知,翼梢小翼加劇了翼尖渦的耗散,能大幅降低翼尖渦的強度。在算例中,60°翼梢小翼翼尖渦耗散的結果最好,表現(xiàn)最為優(yōu)異。
1)對于非規(guī)整模型而言,非結構網(wǎng)格在網(wǎng)格生成速率上要優(yōu)于結構網(wǎng)格,F(xiàn)luent中具備的thin cut技術能很好處理尖錐面、薄壁面等非規(guī)整面網(wǎng)格丟失的問題,從而在提高網(wǎng)格的質量,保證計算精度。
2)翼梢小翼安裝角度的差異會在很大程度上影響翼尖渦的耗散,過大或者過小的安裝角都不利于翼梢小翼對于翼尖渦的耗散,合理的安裝角度能大幅度減小翼尖渦的強度,降低飛機尾流的影響,減小飛機運行間隔。