一種水平尾翼流動控制裝置的實驗研究

歐陽紹修, 劉 毅, 趙曉霞

(中航飛機股份有限公司 漢中飛機分公司, 陜西 漢中 723000)

一種水平尾翼流動控制裝置的實驗研究

歐陽紹修, 劉 毅, 趙曉霞

(中航飛機股份有限公司 漢中飛機分公司, 陜西 漢中 723000)

某型機采用上單翼低平尾布局,在著陸襟翼小迎角狀態(tài)時平尾下翼面翼根部位出現(xiàn)局部氣流分離，導(dǎo)致飛機振動，力矩特性出現(xiàn)異常變化。本文提出的解決方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦長，下方0.30倍根弦長位置的機身上加裝一對小展弦比負彎度小翼作為渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片，一方面加速了后方分離區(qū)邊界層與外流的能量交換，另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根區(qū)域的局部負迎角絕對值。通過數(shù)值計算和風洞實驗研究表明，優(yōu)化后的導(dǎo)流片使平尾分離區(qū)面積縮小50%，小迎角俯仰力矩拐點推遲4°以上，以較小的性能和結(jié)構(gòu)重量代價解決了局部氣流分離問題，拓展了飛機飛行邊界。

流動控制；渦流發(fā)生器；導(dǎo)流片；氣流分離；計算流體力學(xué)；風洞實驗

0 引 言

流動控制可定義為采用主動或被動的方式影響近壁面或自由剪切流性質(zhì)，通過改變轉(zhuǎn)捩、湍流、分離等特性，達到諸如減阻、增升、加速混合、降噪等效益。一般認為Prandtl在1904年提出的邊界層理論是流動控制技術(shù)的起源，在此基礎(chǔ)上發(fā)展了邊界層控制、被動流動控制、主動流動控制等技術(shù)，控制理念也由改變平均邊界層結(jié)構(gòu)進化到控制流動的不穩(wěn)定性，以更低的能量代價獲得更好的流場控制結(jié)果[1-2]。

渦流發(fā)生器(VG)最初在上世紀40年代由Taylor提出，由于其流動控制效果明顯、穩(wěn)定且易于維護，尤其適用于在飛機研制后期解決局部氣流分離問題，在各種軍民用飛機中得到了廣泛的研究和應(yīng)用，例如Boeing 737，C17，灣流系列等。傳統(tǒng)VG經(jīng)Taylor，Henry，Pearcey等人的研究在60年代便形成了較完善的設(shè)計準則，此類VG高度與當?shù)剡吔鐚雍穸圈南喈敚ㄟ^產(chǎn)生流向渦流加速邊界層內(nèi)氣流與主流的能量混合，起到推遲分離、減阻等作用，在有效控制氣流分離的同時一般會在非設(shè)計點導(dǎo)致阻力增加。在20世紀末還發(fā)展了新型的微型VG，高度在0.1δ～0.5δ之間，通過合理布置其流動控制能力與傳統(tǒng)VG相當且附加阻力較小[1,3-4]。

渦流發(fā)生器由于高度僅為邊界層厚度量級，采用風洞實驗或數(shù)值計算研究均有較大難度。數(shù)值計算方面對VG的模擬主要可分為數(shù)值模型和實體建模兩類，前者將VG的效應(yīng)以源項的形式加入N-S方程進行流場求解，后者則直接使用VG外形進行數(shù)值建模，數(shù)值計算方法主要基于雷諾平均Navier-Stokes方程(RANS)[5-7]。為克服多個VG帶來的網(wǎng)格數(shù)量劇增問題，只對VG區(qū)域加密的面搭接網(wǎng)格技術(shù)也得到了較多研究[8-9]。風洞實驗方面張進、郝禮書、倪亞琴等驗證了VG對推遲失速、減阻和降低邊界層厚度的效應(yīng)，并初步研究了VG布局參數(shù)對流動控制效應(yīng)的影響[10-13]。

為解決飛機試飛中由于局部氣流分離導(dǎo)致的振動問題，作者研究并設(shè)計了一種安裝在后機身控制平尾根部氣流分離的渦流發(fā)生器，并通過數(shù)值計算和風洞實驗進行了參數(shù)優(yōu)化和驗證。在計算和實驗研究過程中著重對氣流分離區(qū)域進行了判定，并作為檢驗改進效果的依據(jù)之一。局部氣流分離體現(xiàn)為直接及間接兩類現(xiàn)象，直接現(xiàn)象包括流線無法到達的“死水區(qū)”、等壓線的異常變化以及氣流分離導(dǎo)致的常壓區(qū)；間接現(xiàn)象包括對應(yīng)狀態(tài)俯仰力矩的異常拐折、阻力的增加等。所設(shè)計的渦流發(fā)生器高度與機身尾段處的邊界層厚度相當，尺度較大，同時表現(xiàn)出明顯的導(dǎo)流片特征，通過改變邊界層流動特性和對平尾產(chǎn)生洗流的綜合效應(yīng)解決了局部氣流分離問題。

1 渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片設(shè)計及分析

某型機采用了上單翼低平尾的氣動布局，在試飛過程中出現(xiàn)著陸襟翼小迎角狀態(tài)尾翼抖動現(xiàn)象。經(jīng)數(shù)值計算及分析表明這一現(xiàn)象的原因是飛機平尾在翼根處由于翼身干擾效應(yīng)誘發(fā)局部氣流分離所致。通過改變平尾翼型或翼根外形可修正此問題，但加工制造難度較大，對于已進入試飛階段的飛機來說設(shè)計改動量也較大，因此采用渦流發(fā)生器延緩氣流分離是較為經(jīng)濟和實用的方法。

典型渦流發(fā)生器布局設(shè)計的主要特征為：(1) 高度與當?shù)剡吔鐚雍穸认喈敚?2) 位置應(yīng)當在分離區(qū)之前一定距離，(3) 渦流發(fā)生器與來流呈一定夾角[1]。本文研究的飛機尾段區(qū)域邊界層厚度約為300mm，需要的渦流發(fā)生器尺寸較大，且具備導(dǎo)流片的作用。為實現(xiàn)導(dǎo)流功能采用了反置的翼型作為導(dǎo)流片剖面，布置在平尾的下前方對平尾翼根產(chǎn)生上洗，通過多種外形和安裝位置的優(yōu)化選型，最終確定了圖1所示的較優(yōu)方案。通過結(jié)合尾渦和上洗的綜合作用，平尾翼根下表面的局部氣流分離可以得到顯著改善。

圖1 參數(shù)優(yōu)化后的渦流發(fā)生器外形

2 數(shù)值計算和風洞實驗

2.1 數(shù)值計算

在渦流發(fā)生器外形設(shè)計過程中大量采用數(shù)值計算手段對渦流發(fā)生器外形和布置位置進行了優(yōu)化設(shè)計和驗證。數(shù)值計算基于有限體積法，以雷諾平均N-S方程為主控方程：

網(wǎng)格劃分在ICEM CFD軟件中完成，采用了非結(jié)構(gòu)與結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格格式，對空間流域使用四面體進行離散，垂直于飛機表面創(chuàng)建了多層三棱柱網(wǎng)格以滿足湍流模型對求解邊界層的需求。對流項的數(shù)值離散采用了二階迎風格式，湍流模型為SSTk-ω二方程模型，湍動能和耗散率采用一階迎風格式。數(shù)值求解在商業(yè)軟件FLUENT中完成，采用了經(jīng)典的SIMPLE解法迭代到收斂條件。

2.2 風洞實驗

風洞實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速所4m×3m風洞完成，該風洞為單回流式閉口試驗段低速風洞，風洞實驗段長8m，最大風速100m/s，流場品質(zhì)達到相關(guān)標準要求。

圖2 渦流發(fā)生器風洞實驗

主要實驗內(nèi)容包括測力實驗和流場顯示實驗，重點關(guān)注了著陸襟翼小迎角狀態(tài)氣動力的非線性特性和流場，通過多種手段驗證VG對流場特性的改善情況。

3 結(jié)果與分析

3.1 數(shù)值計算結(jié)果

數(shù)值計算的主要優(yōu)點之一是能夠給出整個流場的速度、壓力特性，便于研究局部氣流分離的機理，主要計算結(jié)果見圖3、4。無VG構(gòu)型平尾根部的流線不是沿翼根到達安定面后緣，而是向展向偏斜形成一個三角形的“死水區(qū)”邊界，且分離區(qū)向空間發(fā)展使得鄰近的機身上也出現(xiàn)流線繞行的邊界。平尾下表面的等壓線在根部也向前拐折，在弦向產(chǎn)生較大的等壓區(qū)，同樣符合氣流分離的壓力特征。后文給出的放襟翼小迎角俯仰力矩的拐折及阻力增大現(xiàn)象則是氣流局部分離的間接證據(jù)。

圖3 放襟翼小迎角狀態(tài)渦流發(fā)生器對流場特性的影響(CFD)

Fig.3 The impact of VG on the flow field at small AOA with flap deflected (CFD)

圖4 放襟翼小迎角狀態(tài)平尾剖面壓力分布對比

Fig.4 Comparison of pressure distribution of horizontal tail at small AOA with flap deflected

加裝VG后飛機對應(yīng)狀態(tài)的流線、等壓線以及后文的氣動力曲線均消除了上述氣流分離的特征，例如平尾下翼面翼根處流線貼體、等壓線變直、俯仰力矩無拐折等，可見VG顯著改變了平尾下翼面和鄰近機身區(qū)域的流場特性，原有分離區(qū)得到了有效抑制。通過有/無VG的平尾剖面壓力分布對比表明VG降低了15%半展長以內(nèi)平尾下表面的負壓峰值，對控制翼根氣流分離是有利的。

3.2 風洞實驗結(jié)果

通過數(shù)值計算確定的幾種較優(yōu)方案后續(xù)進行了風洞實驗驗證，相應(yīng)的實驗結(jié)果見圖5～7。其中位置1～4依次從前至后排列，前后間距為500mm，油流試驗中渦流發(fā)生器位于位置3。

圖5 渦流發(fā)生器前后安裝位置對氣動特性的影響(著陸構(gòu)型)

Fig.5 The influence of VG longitudinal position on aerodynamic characteristics(landing configuration)

圖6 渦流發(fā)生器高度和安裝角對氣動特性的影響(著陸構(gòu)型)

Fig.6 The influence of VG height and incidence on aerodynamic characteristics(landing configuration)

圖7 著陸構(gòu)型平尾下翼面流場特性對比(油流)

Fig.7 Comparison of flow field of horizontal tail lower surface at landing configuration (oil flow)

3.2.1 前后位置的影響

前后位置對渦流發(fā)生器的效能有顯著影響，在前后方向上存在一個最優(yōu)位置。俯仰曲線可最為直觀地看出當VG位置在1、2時改善了無VG構(gòu)型的力矩線性度，表明平尾氣流分離得到改善，在位置3時達到最優(yōu)，后移至位置4時效率明顯降低，其原因可能是VG與分離區(qū)距離過小。

VG對阻力特性的影響與力矩特性是協(xié)調(diào)一致的。當迎角小于0°時，VG使飛機阻力降低，是平尾氣流分離減弱的另一證據(jù)。渦流發(fā)生器對升力特性實質(zhì)上沒有影響。

3.2.2 安裝角的影響

安裝角對渦流發(fā)生器的效能也有明顯影響。由于平尾處存在機翼下洗、機身和平尾流場干擾以及VG自身翼型彎度、翼梢效應(yīng)，VG的有效迎角與幾何迎角存在較大差異。在前后位置較優(yōu)的位置3進行的變安裝角實驗表明：增加安裝角使VG的負升力降低，對流場的控制能力減弱；降低安裝角也不能帶來更高的收益，安裝角的影響也具有明顯的非線性特性。

3.2.3 VG高度的影響

渦流發(fā)生器的高度對流場特性的影響也有明顯的非線性影響。降低30%高度后由于尾渦強度減弱，對平尾的洗流作用降低，從俯仰力矩的拐折特性來看相對無VG狀態(tài)雖然有一定的改善，但明顯比優(yōu)化VG差。VG增加30%高度后俯仰力矩的拐折特性反而變差，可能的原因是對平尾產(chǎn)生了不利干擾。

3.2.4 流場特性

采用油流法對著陸構(gòu)型小迎角狀態(tài)完成了平尾下表面的流場顯示實驗，結(jié)果同樣表明VG使氣流分離區(qū)明顯縮小。局部氣流分離的判定是將油流堆積的區(qū)域作為分離區(qū)的邊界，原因是分離區(qū)域內(nèi)軸向氣流速度低且紊亂不能有效吹除表面油流。據(jù)此確定的翼根三角形分離區(qū)在安定面后緣的長度由無VG狀態(tài)約32%半展長降低至有VG狀態(tài)的約17%，氣流分離線也明顯向后推遲。

3.3 分析與討論

前述數(shù)值計算和風洞實驗對平尾局部氣流分離以及渦流發(fā)生器參數(shù)優(yōu)化的分析結(jié)果基本一致，并且揭示出流場特性的一些主要內(nèi)在機理：(1)采用同一翼型的平尾在翼根處由于翼身干擾效應(yīng)實際迎角增加，逆壓梯度更大，導(dǎo)致提前發(fā)生氣流分離和平尾升力降低，對全機而言體現(xiàn)為俯仰力矩的非線性及抖動；(2)渦流發(fā)生器產(chǎn)生的尾渦有效地阻隔了平尾翼根分離區(qū)向外側(cè)的擴散，減小了氣流分離區(qū)，對飛機而言體現(xiàn)為俯仰力矩線性度的顯著提升，VG的外形及布置位置參數(shù)優(yōu)化與局部的氣動干擾情況關(guān)系密切。

基于縮比模型的風洞實驗結(jié)果還需進一步進行飛行試驗驗證，同時還存在一定改進空間，例如所設(shè)計的渦流發(fā)生器仍然是基于傳統(tǒng)VG的準則，若能將VG高度降低至現(xiàn)有高度的10%～50%，對飛機性能的影響將能進一步降低。

4 結(jié) 論

本文研究表明，在平尾下前方機身上安裝渦流發(fā)生器/導(dǎo)流片可改善低平尾下翼面的氣流分離，使俯仰力矩曲線線性度提高，氣流分離區(qū)減小。渦流發(fā)生器的安裝位置、安裝角度、高度等具有非線性的特點，需要通過CFD或風洞實驗等方法來確定最優(yōu)設(shè)計點。氣流分離的改善通過小迎角俯仰力矩線性度、阻力和流場特性得到了相互印證和確認，提供了一種飛機抖動問題的解決方案，可供同類低平尾飛機氣動布局參考。

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(編輯：張巧蕓)

The experimental research on a flow control device of horizontal tail

Ouyang Shaoxiu, Liu Yi, Zhao Xiaoxia

(Hanzhong Branch, Aviation Industry Corporation of China Aircraft Co., LTD., Hanzhong Shaanxi 723000, China)

The aircraft featuring high wing and low horizontal tail encountered local flow separation at the lower surface of the horizontal tail near the root, which manifests itself as aircraft vibration and abnormal pitching moment. The proposed solution is to install a pair of winglets of small aspect ratio and reversed camber at 0.12 root chord ahead of and 0.30 root chord below the horizontal tail. The winglets function as vortex generator/guiding vane, which enhance the energy exchange between the boundary layer and the outer flow in the separation zone, and also reduce the local absolute angle of attack of the root section of horizontal tail by the induced up-wash. The numerical simulation and wind tunnel tests reveal that the optimized vortex generator can reduce the separation area by 50%, and delay the starting angle of pitching moment crank by more than 4°. Therefore, the problem of local separation is solved by relatively minor cost of performance and weight, and the boundary of flight is enlarged.

flow control;vortex generator;guiding vane;flow separation;computational fluid dynamics;wind tunnel test

1672-9897(2015)01-0066-05

10.11729/syltlx20130119

2013-12-16;

2014-03-05

OuyangSX,LiuY,ZhaoXX.Theexperimentalresearchonaflowcontroldeviceofhorizontaltail.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(1): 66-70. 歐陽紹修, 劉 毅, 趙曉霞. 一種水平尾翼流動控制裝置的實驗研究. 實驗流體力學(xué), 2015, 29(1): 66-70.

V211.4

A

歐陽紹修(1956-)，男，湖南攸縣人，研究員。研究方向：飛機氣動力設(shè)計。通信地址:陜西省漢中市五一路陜飛設(shè)計院(723000)。E-mail: evanliuyi@hotmail.com