塹尾翼型的表面結(jié)構(gòu)設(shè)計及其氣動性能的仿真探究

王涵信 盧業(yè)瑋 肖新愉 李均 孟慶鑫 張宇

關(guān)鍵詞 翼型優(yōu)化;氣動性能;流體仿真;翼尾湍流;升阻比

流體力學(xué)中連續(xù)性方程與伯努利方程是固定翼飛機設(shè)計的理論基礎(chǔ)，在此基礎(chǔ)上的大量實驗結(jié)果表明，翼型的升力與來流速度、流體密度以及翼型形狀均有關(guān)[1]。飛行器的不斷發(fā)展促進了機翼的進一步優(yōu)化，由于機翼的形狀直接影響著飛機的氣動特性，因此研究與改良翼型具有重要意義。在20世紀30年代初期，美國國家航空咨詢會（縮寫為NACA，后改為NASA）對低速翼型進行了系統(tǒng)的實驗研究。在1932年，確定了NACA四位數(shù)翼型族。不同的翼型具有其獨特的幾何特性和氣動特性，便于設(shè)計人員選取理想翼型。在現(xiàn)有翼型資料中，NACA 系列翼型的資料較為豐富，飛行器也較多采用這一系列的翼型。

國內(nèi)外學(xué)者針對不同領(lǐng)域的技術(shù)要求相繼提出了對已有翼型的各種優(yōu)化方案，給予了翼型研究新的內(nèi)容和使命。Chakshu Baweja等[2]以波音737的翼型為模板，發(fā)現(xiàn)尾緣凹陷的存在極大地改變了機翼上方的流動分離，有效地延緩了邊界層的分離，提升了機翼的氣動性。Rabii EL MAANI等[3]采用ANSYS/Fluent軟件對NACA0012翼型在不同馬赫數(shù)下的二維跨音速流動進行了數(shù)值模擬，結(jié)果與實驗吻合，并用遺傳算法高效地優(yōu)化了翼型氣動性能。李治國等[4]在葉片吸力面適當(dāng)開設(shè)凹槽，發(fā)現(xiàn)凹變翼型升力系數(shù)顯著增加，阻力系數(shù)略有下降。李根等[5]以NACA0012翼型為基礎(chǔ)翼型（弦長c 為0.15m），在距翼型壓力面尾緣0.1c 處加裝凹槽襟翼，并發(fā)現(xiàn)不同厚度的凹槽襟翼均可提升翼型氣動性能。韓中合和焦紅瑞[6]在葉型尾部加裝了Gurney襟翼，進一步改進翼型尾部形成鈍尾緣，并對其氣動性能進行研究。該研究發(fā)現(xiàn)加裝鈍尾緣的翼型周圍的流場明顯優(yōu)于NACA4412原翼型流場，且改進后翼型的氣動性能得到了提高。

綜上所述，有效改善翼型氣動性能方案雖然眾多，但大多應(yīng)用于風(fēng)力機領(lǐng)域，優(yōu)化翼型在飛機機翼上的應(yīng)用較少。本文從加快翼尾上緣的邊界層氣流速度，本著減弱邊界層分離的初衷，結(jié)合飛機機翼的復(fù)雜功能，以NACA4412翼型為模板，在接觸面粗糙度為50μm，機翼弦長200mm，來流速度10m/s，攻角0°的基礎(chǔ)上，提出塹尾翼型表面結(jié)構(gòu)的設(shè)計方案，并進一步研究了其氣動性能。采用SOLIDWORKS中的Flow Simulation模塊工具對原始翼型、塹尾翼型進行數(shù)值模擬計算，對翼型改進前后的氣動性能、流場分布進行對比分析。

1 理論設(shè)計與研究方法

1.1 塹尾翼的提出

來流掠過飛行器時，貼近機翼上表面處的流體微團的受力情況可以由圖1表示。

微團下側(cè)為邊界層，上側(cè)為外部非粘滯區(qū)。

在邊界層的影響下，微團受到來自邊界層的摩擦力f₂和來自外部非粘滯區(qū)的粘滯力f₁ 作用，產(chǎn)生了向前翻滾的趨勢;同時，摩擦力在這一過程中占主導(dǎo)，使得微團逐漸降速。因此，邊界層在中后段將這些微團的平動狀態(tài)變?yōu)闈L動狀態(tài)。劇烈滾動的微團形成湍流，造成流場局部失穩(wěn)的情況;速度驟減的微團也無法維持原先的較低壓強，升力因此受到削弱。因此，以上這兩個因素對于機翼的性能有著較大的負面影響，而這一負面影響緣于微團與邊界層的長時間接觸。

通過仿真模擬可以觀察到，原翼型在10mps的風(fēng)力環(huán)境中翼尾出現(xiàn)了湍流（見圖2），導(dǎo)致機翼受到的升力呈現(xiàn)波動。在此影響下，機翼此時的升阻比在迭代1500次之后依然無法收斂，且平均值也較低。

綜上所述，解決翼尾湍流問題并增大升阻比的根本方法就是使機翼上表面邊界層對繞流的影響達到最小。本工作在這一思想下提出了塹尾翼型，如圖3 所示。這種翼型在NACA4412的基礎(chǔ)上，將尾部上緣進行了切削處理：在邊界上取一點A ，在A 點正下方取一點B，與翼尾端點C 連接成一條折線，沿此折線切割進而可以得到這種翼型（A 、B 兩點的確切位置將在后文進行探討）。

當(dāng)氣體微團即將發(fā)生滾動時（在A 點處），其將突遇一個塹下的斷崖結(jié)構(gòu)（AB 段）和一個平坡（BC 段）。微團在自身慣性下保持向機翼后方流動，但在經(jīng)過AB 段后的一小段時間與機翼脫離接觸，因此這時的摩擦力f₂ 為零。微團在這樣的結(jié)構(gòu)保護下，自旋強度有所減弱，并在周圍氣團的粘滯力作用下，一定程度地恢復(fù)了平動的速度，有效地維持了上表面的低壓。

1.2 研究方法

由于塹尾翼的形狀由A 、B 兩點的位置確定，因而探究最適塹尾翼型的途徑即是尋找A 、B 兩點的最佳位置。SOLIDWORKS 軟件的FlowSimulation工具箱可以對于空間物體的平面繞流情況進行有限元分析，進而可以得到不同參數(shù)配置的塹尾翼經(jīng)過迭代后的升阻比和外部流場。

本研究選用弦長為200mm 的NACA4412翼型（輪廓曲線參數(shù)由軟件Profili導(dǎo)出）。在FlowSimulation中選用4×4m 的計算域和比率因數(shù)為10的5級網(wǎng)格進行1500次迭代仿真。研究將用遍歷的方式得到升阻比與翼型形狀（A ，B 兩點位置）的數(shù)值關(guān)系。對不同流速環(huán)境下（10m/s、15m/s、30m/s、50m/s、100m/s）和不同形狀的塹尾翼的氣動性能進行全面探討。選出上述工作中較優(yōu)翼型，研究不同攻角的情況下其與原翼型的氣動性能優(yōu)劣。

2 結(jié)果與討論

2.1 塹尾翼型的氣動性能初探

現(xiàn)選用與C 點水平距離55mm 的A 點，和與A 點垂直距離1mm 的B 點進行模擬仿真，并假設(shè)來流速度為40m/s。

根據(jù)速度切面對比圖（見圖4），NACA4412原型機翼上表面氣流在半程處便過早減速，繼續(xù)行進的過程中，速度持續(xù)減小并誘發(fā)湍流，此時邊界層發(fā)生分離（粒子跡線可參照圖2）。而下方的塹尾翼型則較好地維持了上表面氣流的速度，邊界層始終緊貼在機翼上緣，且?guī)缀醪怀霈F(xiàn)湍流。由此可見，塹尾翼能更好地限制機翼后側(cè)的湍流，進而起到增大升阻比的作用。

對于原NACA4412翼型和基于NACA4412翼型的塹尾翼型進行仿真模擬并監(jiān)視升阻比參數(shù)（見圖5）。可以發(fā)現(xiàn)，原翼型由于伴有較強湍流，升阻比隨著迭代次數(shù)（單次迭代大致對應(yīng)2.5×10^-4s的物理時間）呈現(xiàn)較顯著波動，且最終平均升阻比較低（如圖中黑色點劃線）。而當(dāng)氣流流過塹尾翼型時，分離流對升阻比的波動效果被明顯削弱，并且在1500次迭代后，升阻比穩(wěn)定的維持在了較高位（圖中灰色虛線所示）。這體現(xiàn)了塹尾翼型在解決普通機翼尾部湍流問題的有效性。

2.2 中低速流場中的仿真過程

設(shè)A 點與翼尾C 點之間的水平距離是塹長x，B 點與A 點的垂直距離是塹深y，根據(jù)一般情況對塹長x 和塹深y 進行取值范圍約束：50≤x≤80，0≤y≤2（單位mm）。

經(jīng)表1 可發(fā)現(xiàn)，塹尾翼型在低速環(huán)境下（10m/s與15m/s）的氣動性能相較于原翼型變化不大，且參數(shù)配置不當(dāng)（A 、B 兩點位置不佳）會出現(xiàn)負面效果;隨著流速的增大（30m/s和50m/s），塹尾翼型對機翼上緣氣流的轉(zhuǎn)捩可以起到較好的限制作用，進而達到提高升阻比的目的;而隨著風(fēng)速的進一步增大（100m/s），較高速氣流對翼型輪廓的變化（翼型的x、y 參數(shù)）變得更加敏感，且總體增益效果不再顯著。

此處需要特別說明兩點：

（1） 塹深為0mm 時不代表退化為原翼型，而是把A 、C 兩點間的弧面部分切削為平面（見圖6）。

（2） 這里得出的性能優(yōu)良的塹尾翼型是在升阻比方面的最優(yōu)翼型，而不是在去除湍流方面的最優(yōu)翼型。換言之，塹尾翼型也可能存在著一些的湍流，只不過此時的小幅度湍流不主要出現(xiàn)在上表面，而是出現(xiàn)在圖7中，塹尾翼型的下表面。這種小幅度湍流使得機翼升阻比呈現(xiàn)波動（與圖5中所示情形類似），但對于平均升阻比不構(gòu)成實質(zhì)性負面影響。

2.3 升阻比對機翼攻角的敏感度分析

鐵餅的縱向截面形狀與機翼相似。研究表明，在同樣初速度下投擲，選取合適的初攻角可以有效提高成績[7];在撲克牌飛行中，當(dāng)出射角較小時，出射角增加，水平位移也隨之增加[8]。

受此啟發(fā)，在研究了塹尾翼0攻角時的氣動性能之后，本節(jié)將使用參數(shù)（塹長，塹深）為（60，0）、（65，0）、（70，0）和（75，0）的塹尾翼型來研究不同攻角下的塹尾翼型和原翼型各自的升阻比。研究依然利用SOLIDWORKS 的Flow Simulation插件，利用正交分解的方法對氣流速度增加垂直的分量V_y進而模擬有攻角時的流場環(huán)境。對仿真軟件得到的數(shù)據(jù)進行處理，做出了不同攻角下的平均升阻比增量，其折線對比如圖8所示。

形狀恰當(dāng)?shù)膲q尾翼型（如圖中的（65，0）和（75，0）塹尾翼型）在小攻角條件下（從0°～8°這一范圍內(nèi)）對升阻比的增益較為明顯，對翼尾的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象具有較好的抑制作用，因而具有比原翼型更出色的氣動性能;而形狀較不合適的塹尾翼型對于升阻比的負面影響也維持在很小的幅度。隨著攻角的繼續(xù)增大，原翼型和塹尾翼型氣動性能急劇下降，塹尾翼的優(yōu)勢消失。原因在于，大攻角條件下，機翼前后緣的垂直距離較大，氣流經(jīng)過前緣后，較大部分氣流不再繼續(xù)附著于機翼表面，而是直接向后散開，遠離機翼。因此，此時翼尾周圍的氣體流量過小，形狀不同（是否下塹）對整體流場的作用不再顯著。此時即將出現(xiàn)失速現(xiàn)象，因此探討大攻角情況下的升阻比增益倍數(shù)是沒有意義的。

3 結(jié)論

本文提出了對NACA4412翼型進行了優(yōu)化，提出塹尾翼型，并有如下結(jié)論：

（1） 改良后的塹尾翼型與原NACA4412 翼型相比，有效地削弱了翼尾湍流，塹尾翼型升阻比最高可提升60%，由此證明了本文所提出的塹尾翼模型的可行性。

（2） 在中低速流場中塹尾翼型平均升阻比明顯大于原始翼型，且隨塹深減小，平均升阻比增益倍數(shù)不斷增加（最高可至1.628倍）;隨塹長減小，平均升阻比增益倍數(shù)總體呈現(xiàn)先增加后減小的趨勢。塹尾翼型在30～50m/s的流速場中獲得最佳性能。

（3） 在攻角為0°～8°的范圍內(nèi)，形狀合適的塹尾翼對氣動性能產(chǎn)生積極影響。