上翼面擾流板偏轉(zhuǎn)對沖壓翼傘流場結(jié)構(gòu)的影響

邵 博，張 強

（中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089）

上翼面擾流裝置是一類新型的沖壓翼傘縱向和橫向操縱裝置，目前國外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有兩種形式。第一種是在翼傘部分氣室的上翼面?zhèn)阋律涎卣瓜蜷_縫，通過操縱繩下拉縫前面的傘衣使開縫處產(chǎn)生氣流出口，氣室內(nèi)氣流沖出對上翼面形成擾動[1]；第二種擾流裝置通過形狀記憶合金來改變翼傘上翼面氣流出口處的織物補丁的彎曲程度，從而實現(xiàn)翼傘上翼面氣流出口的開閉[2]。兩種擾流裝置均通過控制氣室內(nèi)部的氣體從上翼面流出來實現(xiàn)翼傘操縱但結(jié)構(gòu)又有所差異，為區(qū)分上述兩種擾流裝置，本文稱前者為擾流縫，后者為擾流板。文獻[3]對帶擾流縫的翼傘進行了二維流場仿真研究，指出相比干凈翼型，擾流縫的存在會使計算過程在一開始存在大幅度震蕩且收斂時間較長；文獻[4]通過二維流場仿真研究了擾流縫的開縫方向和弦向位置對翼傘氣動性能的影響，指出計算此類帶空腔的流動時需要精細的網(wǎng)格生成；文獻[5]首次對帶擾流縫的翼傘進行了三維流場數(shù)值模擬，結(jié)果表明和后緣下偏相比，擾流縫是更有效的縱向操縱方式；文獻[6]對使用上翼面擾流縫的翼傘進行了一系列自主空投試驗，結(jié)果表明擾流縫是一種可有效改變滑翔比和控制翼傘橫向運動的裝置，從而大幅提高了自主空投的著陸精度；文獻[7]總結(jié)了國外團隊開展的擾流縫研究工作所取得的進展。文獻[2]通過空投試驗研究了第二種擾流裝置——擾流板在翼傘操縱上的應用，結(jié)果表明擾流板同樣可對翼傘進行良好的縱向橫向控制。國內(nèi)對沖壓翼傘上翼面擾流裝置的研究目前還處于起步階段[7]。

可以看出，國外通過大量的流場仿真和空投試驗，研究了擾流縫的弦向位置，開縫方向和下拉距離等結(jié)構(gòu)參數(shù)對翼傘氣動性能的影響，但未見針對第二種相似的擾流裝置——擾流板的流場仿真研究。此外，目前僅有擾流縫下拉距離對翼傘氣動特性影響的試驗研究，而未見相應的仿真研究，這可能是由于不同的擾流縫下拉距離會造成翼傘上翼面氣流出口尺寸、下拉傘衣尺寸以及下拉傘衣形狀產(chǎn)生較大變化，而上述變化的精確確定需要復雜的流固耦合計算或在試驗中測量。與擾流縫相比，擾流板工作在不同下偏量時，翼傘上翼面氣流出口尺寸和擾流板（織物補?。┏叽绫３植蛔?，擾流板剛性更強故其形狀受氣流影響較小，因此可以事先確定不同下偏量時的擾流板形狀而忽略其因氣流作用產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)變形，從而為流場仿真前的建模帶來方便。綜上，基于已有研究成果，本文首先建立了帶上翼面擾流板的沖壓翼傘剖面模型，通過改變擾流板下偏角度，得到四種翼傘氣室剖面并對其進行二維定常流場仿真來研究擾流板下偏量對翼傘流場結(jié)構(gòu)的影響。

1 計算模型與數(shù)值方法

1.1 模型建立和網(wǎng)格生成

選取Clark-Y翼型為翼傘剖面的基礎(chǔ)翼型并在前緣切口，如圖1所示，切口長度l為5%干凈翼型弦長，前緣切口角度為45°。上翼面擾流板下偏時的翼傘氣室剖面如圖2所示，擾流板長度b=0.03c（c為翼型弦長），其折點距干凈翼型前緣（圖中坐標軸原點）的水平距離為0.25c，上翼面氣流出口長度a=0.01c。擾流板下偏角度e定義為擾流板與翼弦的夾角，分別取未下偏、下偏15°、下偏30°和下偏45°四種翼傘氣室剖面。

圖1 沖壓翼傘基礎(chǔ)剖面（擾流板未下偏）示意圖

圖2 沖壓翼傘上翼面擾流板下偏示意圖

采用相同的分塊方式和節(jié)點分布對上述4種翼傘氣室剖面和Clark-Y翼型生成二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，全流場網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 全流場網(wǎng)格

1.2 計算條件和數(shù)值方法

對上述4種翼傘剖面模型和Clark-Y翼型進行不同攻角下的定常流場計算，攻角范圍取0°~20°，間隔為2.5°。流場右側(cè)邊界的邊界條件為壓力出口，其余流場邊界設(shè)為速度入口，如圖3所示，速度入口的邊界條件見表1。

表1 速度入口邊界條件

流動滿足的空氣動力學基本控制方程為：

其中，φ為通用求解變量，u為速度矢量，Γ為廣義擴散系數(shù)。

求解控制方程的數(shù)值方法為SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法。變量梯度使用基于單元體的最小二乘法（least squares cell based）計算，其余空間離散使用二階迎風格式，雖然該離散格式會使收斂變慢，但在離散過程中截斷誤差較小因而有較高的計算精度，可獲得更準確的結(jié)果。

1.3 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

文獻[4]指出進行上翼面擾流數(shù)值計算時需要精細的網(wǎng)格生成，因此有必要對擾流板下偏模型的網(wǎng)格進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。以擾流板下偏45°模型為例，對原網(wǎng)格進行局部加密，將網(wǎng)格量由24萬增至36萬，并對上述2種網(wǎng)格在4個迎角下的仿真計算結(jié)果進行對比，結(jié)果見表2。

表2 擾流板下偏45°模型的2種網(wǎng)格計算結(jié)果對比

可以看出，不同迎角下網(wǎng)格加密后氣動力系數(shù)有增有減而未呈現(xiàn)單調(diào)變化的趨勢，總的來說網(wǎng)格加密對氣動力系數(shù)的計算結(jié)果影響不大，誤差不超過1.3%，說明該量級的網(wǎng)格量可得出較小容差下的與網(wǎng)格無關(guān)的解。因加密后的網(wǎng)格可更好地捕捉流場特征，計算擾流板下偏模型時的網(wǎng)格量均取36萬。

2 流場結(jié)構(gòu)分析

擾流板未下偏時翼傘剖面的壓力系數(shù)云圖和流線圖隨迎角的變化情況如圖4所示?？梢钥闯?，來流流至前緣切口附近時分成2股流向上下翼面，氣室內(nèi)部幾乎無流動。0°和2.5°迎角時，流動均為下翼面前緣分離再附著（前緣分離泡），上翼面貼體，但2.5°時下翼面前緣分離泡更小，此時阻力系數(shù)達到最小值，如圖5所示。5°迎角時上下翼面前緣均出現(xiàn)分離泡，此時阻力開始增大。在10°迎角時開始出現(xiàn)上翼面后緣分離，此時升力系數(shù)達到最大值，如圖6所示。迎角進一步增大時，流動分離點向前緣移動，17.5°迎角時，上翼面完全流動分離。

圖4 擾流板未下偏時流場壓力云圖和流線圖

圖6 升力系數(shù)曲線

擾流板下偏時的流場壓力云圖和流線圖如圖7所示。圖8展示了部分工況下上翼面氣流出口處的氣體流出方向。擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動，使同樣迎角下的流動分離提前或更加劇烈，導致了升力減小，阻力增加的總體趨勢；擾流板下偏15°時，上翼面分離大渦的左邊界在相對較小迎角（15°迎角）時就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動分離區(qū)域進一步變大，如圖8(b)所示，而下偏45°時，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動分離區(qū)域未能進一步增大，如圖7和圖8(c)所示。上述流場特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律：圖5中，17.5°迎角時擾流板下偏和未下偏剖面的阻力系數(shù)差別不大，均在0.24附近，由相關(guān)流線圖可知這是由于該迎角下各剖面具有相近的上翼面流動分離區(qū)域；20°迎角時，擾流板下偏反而使翼傘剖面的阻力系數(shù)減小，由圖7可以看出，20°迎角時，擾流板下偏45°的上翼面流動分離區(qū)域反而被限制在上翼面氣流出口的右側(cè)，較小的流動分離區(qū)域使阻力系數(shù)變小。

圖5 阻力系數(shù)曲線

圖7 擾流板下偏時流場壓力云圖和流線圖

圖8 上翼面氣流出口處的氣體流出方向

3 結(jié)論

前緣分離氣泡在小迎角時對擾流板未下偏剖面的阻力系數(shù)影響較大；擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動，使同樣迎角下的流動分離提前或更加劇烈，導致了升力減小，阻力增加的總體趨勢；上翼面擾流板小角度下偏時，上翼面分離大渦的左邊界在相對較小迎角時就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動分離區(qū)域進一步變大，而擾流板下偏角度增大時，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動分離區(qū)域未能進一步增大，上述流場特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律。