Microtab 對翼型跨音速抖振始發特性的影響

第一作者劉金利男，博士生，1977年生

通信作者楊智春男，教授，博士生導師，1964年生

Microtab對翼型跨音速抖振始發特性的影響

劉金利，楊智春，丁允停

(西北工業大學航空學院，西安710072)

摘要：研究了microtab對翼型跨音速抖振始發特性的影響。采用SST湍流模型對RANS方程進行封閉，以NACA0012翼型為對象，用CFD方法計算了在其后緣附近安裝microtab后，翼型的跨音速流場。對比分析了在翼型后緣附近的上表面、下表面單獨安裝和上下表面對稱安裝microtab后，對翼型跨音速抖振始發特性的影響，并研究了microtab的高度和弦向安裝位置對跨音速抖振邊界的控制作用。結果表明：在翼型后緣附近的上表面加裝microtab能夠提高抖振始發攻角，并且隨著microtab高度的增加，抖振始發攻角有增大的趨勢。在翼型后緣附近的下表面加裝microtab能夠提高抖振始發時的升力系數，且抖振始發時的升力系數隨著microtab高度的增加而增大。microtab的弦向安裝位置的變化對于抖振始發攻角影響較小，但是對抖振始發時的升力系數有明顯的影響。

關鍵詞：跨音速抖振;抖振始發;微型擾流片

基金項目：國家自然科學基金(11072198)；高等學校學科創新引智計劃(B07050)

收稿日期：2013-10-21修改稿收到日期：2014-03-07

中圖分類號:Tp11.41+2；Tp11.3文獻標志碼：A

doi[2]Molton P, Dans J, Lepage A, et al. Control of buffet phenomenon on a transonic swept wing[J]. AIAA Journal, 2013, 51(4):761-772.

Effect of microtab on airfoil transonic buffet onset

LIUJin-li,YANGZhi-chun,DINGYun-ting(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Abstract:A CFD simulation using Reynolds-averaged Navier-Stokes method with SST turbulence was conducted to determine the transonic flow around the NACA0012 airfoil with a microtab installed perpendicularly to the airfoil surface in the vicinity of trailing edge. The influences of different installing schemes of microtabs (one tap installed on airfoil upper surface, one tap installed on airfoil lower surface, two taps were symmetrically installed on airfoil upper and lower surfaces) on transonic buffet onset were analyzed and compared. Subsequently, a sensitivity analysis was conducted to determine the effect of height and chord wise position of microtab on transonic buffet onset. The results indicate that the improvement of the buffet onset angle of attack is achieved by installing the microtab on the upper (suction) surface of the airfoil; furthermore, the buffet onset angle of attack tends to be improved as the height of microtab increases; however, the improvement of the lift coefficient of buffet onset is attained by installing the microtab on the lower (pressure) surface of the airfoil; similarly, the lift coefficient of buffet onset can be improved with the increase in microtab height; the variation of microtab chord wise position has little effect on the buffet onset angle of attack, but it has obvious influence upon the lift coefficient of buffet onset.

Key words:transonic buffet; buffet onset; microtab

民航客機在巡航跨音速飛行時，由于突風或者其他不可預知的突發狀況，可能會無意中進入飛機的抖振邊界。進入抖振邊界以后，飛機會出現影響乘坐舒適性和操控性的搖擺、沉浮和滾轉等振動現象，甚至有可能造成飛機結構的疲勞損傷和飛行安全事故。

導致跨音速抖振的根本原因是激波與分離的邊界層之間相互作用，形成機翼表面的激波振蕩。風洞模型試驗和數值計算結果都已經揭示出，跨音速流場中機翼上的激波周期運動與尾跡區的流動是相互作用的。為了控制激波振蕩，可以對激波附面層相互作用區域的流場進行干預。Ogawa等[1]使用風洞模型試驗與數值仿真方法，通過在機翼的激波位置安置鼓包(Bump)，來對激波的形狀進行控制，使正激波轉變為形激波，大幅度減小了激波阻力，同時推遲了抖振始發，但是這種方法的缺點是鼓包放置的位置必須位于激波處。Molton等[2]通過在一后掠翼的激波位置前放置三種不同的渦流發生器——機械、連續和間歇射流式渦流發生器來減緩氣流分離區的擴展，以實現對激波與附面層相互間作用的控制。這三種渦流發生器對推遲抖振始發的效果明顯，但是機械式渦流發生器會引起跨音速巡航阻力的增加，射流發生器雖然不會增加飛行阻力，但是該裝置比較復雜，難以在實踐中應用。除了對激波附面層區域的流場進行干預以外，同樣可以通過改變翼型的后緣幾何形狀來對尾跡附近的流場進行控制。如Gibb[3]提出了一種比較簡單的后緣增厚的方案，通過試驗表明，氣流分離被有效的固定在后緣附近增厚的位置，但是這種方法也不可避免的會增加阻力。Caruana等[4]將一個后緣偏轉裝置安裝在OAT15A翼型上，用來研究抖振減緩效果。偏轉裝置位于翼型后緣的下表面，相對長度為弦長的1%~3%，旋轉角度范圍為0～60，通過一個電動馬達驅動，可以實現不同偏轉角度的保持和連續動作，通過對偏轉裝置的開環控制，只要選擇適當的偏轉角度就可以推遲抖振始發。

通過在翼型上加裝微型擾流片(Microtab)來改善流動狀況，是近些年來發展起來的一項流動控制技術，目前主要用來改善風力發電機葉片上的載荷分布，減輕葉片的質量，提高風機的發電效率。在二維翼型上加裝微型擾流片能夠明顯改變翼型的有效彎度和翼型后緣的流動狀態，從而改變整個翼型的氣動性能。微型擾流片裝置的優勢是機構簡單，所需驅動力較小、展開時間短，同時對于原有翼型的改變較小。Baker等[5]應用數值計算與風洞模型試驗方法對于基于微型擾流片的氣動載荷控制系統進行了研究，同時基于S809翼型，應用數值方法研究了微型擾流片的尺寸和位置對氣動載荷的影響。研究表明：在翼型后緣附近的上表面伸出微型擾流片能夠降低翼型的升力，而在翼型的下表面伸出微型擾流片能夠增加翼型的升力。

將微型擾流片裝置用于跨音速抖振的減緩和控制還沒有相關報道。本文針對機翼的跨音速抖振邊界的控制問題，研究了微型擾流片對機翼跨音速抖振始發的控制效果。采用CFD方法，對加裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場進行數值仿真，研究了微型擾流片的安裝方案(上表面、下表面單獨安裝和上下表面同時安裝)、幾何尺寸和弦向位置對翼型的流場特性與抖振始發點的影響。采用RANS求解方法進行湍流流場的模擬，湍流模型采用SST湍流模型。計算狀態參數選為：馬赫數Ma=0.775，計算的攻角范圍：0°~3.5°，雷諾數Re=10×106。抖振始發點的預計判據采用激波位置變化判據[6]。

1跨音速流場模擬的數值方法

1.1定常流動的N-S方程

直角坐標系下的二維可壓縮定常N-S方程的守恒積分形式為：

(1)

F=FC+Fν

(2)

采用有限體積法空間離散N-S方程，對流通量項和粘性通量項的計算均采用二階精度的迎風格式進行離散，時間推進采用二階LUSGS-Ts隱式時間推進法。

1.2湍流模型

基于雷諾平均N-S方程(RANS)方程模擬湍流流場時，對于湍流模型的選擇，一個重要的性能指標是對于氣流從物面分離的準確預測，這對于抖振始發的準確預計至關重要。為了能夠準確模擬氣流分離現象，學者們提出了各種不同的湍流模型。Menter[7]基于k-ω模型建立的SST模型，考慮了渦粘性方程的輸送效應，大大提高了對氣流分離的預測精度。這個模型對于分離流良好的模擬性能經過了大量的驗證[8]。因此，本文在翼型跨音速流場模擬計算中選用SST湍流模型。

1.3數值方法準確性和網格收斂性驗證

對安裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場進行計算仿真之前，需要對流場模擬數值方法的準確性進行驗證，這是進行跨音速抖振始發特性分析的基礎。盡管到現在為止還沒有相應的安裝微型擾流片NACA0012翼型的試驗數據，但NACA0012翼型的跨音速風洞試驗數據比較豐富[9]。因此，本文基于NACA0012翼型，對于數值算法的準確性和網格的有效性進行驗證。對于安裝有微型擾流片的NACA0012翼型的流場網格，在原有流場的網格基礎上對微型擾流片周圍的網格進行了局部加密。如圖1(b)所示。

圖1　NACA0012翼型后緣附近 上表面安裝微型擾流片的網格 Fig. 1 Two dimensional mesh of NACA0012 airfoil withmicrotab installing on the upper surface in the vicinity of the trailing edge

流場域采用二維多塊網格進行劃分，流場的邊界位于距翼型50倍弦長處。網格的節點數分別為5.7萬、18.87萬和23.87萬。在給定的流場狀態下(Ma=0.775，α=2.05°，Re=10×106)，得到翼型上的壓力分布如圖2所示，從圖中可以看出，除了激波位置和激波后的壓力恢復段的壓力分布稍微有些差異以外，三套網格的壓力分布與風洞試驗數據[9]吻合較好，說明本文所采用的數值方法的準確性是可以信賴的。同時看到，18.87萬節點數的網格較5.7萬節點數網格在激波后的壓力恢復段更加接近于風洞試驗數據，而18.87萬節點數和23.87萬節點數網格計算得到的壓力分布基本一致。因此，本文對安裝微型擾流片的NACA0012翼型的跨音速流場模擬時，采用的網格是在18.87萬的網格的基礎上對微型擾流片附近的網格進行局部加密得到的，如圖1中所示。

圖 2　不同網格節點數的壓力分布與 風洞試驗結果 [9]的對比 (M=0.775, α=2.05°, Re=10×10 6) Fig.2 Airfoil surface pressure computed with grids A-C compared with the experimental results [9]

2結果及分析

2.1微型繞流片不同安裝方案對于流場和抖振始發的影響

首先對微型擾流片在NACA0012翼型上的三種不同安裝方案下的流場與抖振始發特性進行了研究，這三種方案分別在翼型NACA0012后緣附近(弦向位置，x/c=0.97)的上表面(簡稱擾流片上置方案)、下表面(簡稱擾流片下置方案)和上下表面同時安裝微型擾流片(簡稱擾流片上下同置方案)，微型擾流片的形狀為矩形，其高度為翼型弦長的0.5%，寬度為弦長的0.2%。本文中所有涉及的擾流片均垂直于翼型的表面安裝。未安裝微型擾流片的NACA0012翼型在本文中稱為原始翼型。

表1 給出了不同微型擾流片安裝方案的抖振始發攻角αB和抖振始發時對應的升力系數CL、激波的弦向位置和激波的強度(采用激波前的最大馬赫數進行衡量)。擾流片上置方案能夠提高翼型的抖振始發攻角，而擾流片下置方案能夠提高翼型抖振始發時的升力系數，但是抖振始發攻角較原始翼型的有所降低。擾流片上下同置方案在保持抖振始發攻角基本不變的情況下，較大幅度的提高了抖振始發時的升力系數。以上結果同樣可以通過分析圖3(a)中不同安裝方案翼型的升力系數曲線得到。

表1　不同微型擾流片安裝方案抖振始發時的氣動參數

抖振的始發是氣流分離規模達到一定程度時發生的，在同一馬赫數下，激波后邊界層內的氣流分離趨勢主要受激波強度、激波后的逆壓梯度兩種因素的共同影響：激波的強度越強，激波后邊界層內的氣流分離趨勢越強，同時激波后的逆壓梯度越大，氣流分離的趨勢也越強。由于NACA0012是對稱的傳統翼型，激波的位置影響了激波后的逆壓梯度，擾流片上置方案的激波位置較原始翼型相對靠近前緣(參見圖3(b))，相同攻角下的激波后逆壓梯度較小。同時，后緣附近上置擾流片減小了翼型激波后的逆壓梯度。因此，上置擾流片的翼型在抖振始發時的激波強度較大(在馬赫數固定的情況下，激波的強度隨著攻角的增大而增大)。下置擾流片翼型的情況正好與上置擾流片翼型的正好相反，其激波強度較原始翼型稍強的原因是因為下置擾流片能夠將抖振始發時激波的位置較原始翼型向后緣方向推移(激波的位置越靠近后緣，激波強度越大)。而擾流片上下同置的翼型的抖振始發點的變化是上下擾流片聯合作用的結果。

圖3　不同微型擾流片安裝方案的氣動參數 Fig.3 Comparison of aerodynamic parameters for differentmicrotab installing schemes

微型擾流片對于翼型后緣附近的流場影響較大。通過對比擾流片三種安裝方案抖振始發時的表面壓力系數分布(圖3(b))可知擾流片下置方案和擾流片上下同置方案使翼型后半部分上下翼面的壓差增大，增加了翼型后半部分的升力，而擾流片上置方案有降低翼型后半部分升力的趨勢。

2.2微型繞流片的弦向安裝位置對于抖振始發和流場的影響

為了考察微型擾流片的弦向安裝位置對流場和抖振始發特性的影響，分別在翼型后緣附近上下表面的不同弦向位置安裝微型擾流片。微型擾流片的幾何形狀與尺寸與2.1節中的相同，弦向安裝位置分別為x/c=0.70、x/c=0.75、x/c=0.80、x/c=0.85、x/c=0.90、x/c=0.95和x/c=0.97，共計7個位置。從上節的分析可知，擾流片上置方案能夠提高抖振始發攻角，而擾流片下置方案能夠增加抖振始發時的升力系數。因此，在以下的分析中，對于擾流片上置方案流場結果的分析，主要基于抖振始發攻角這個參數來進行；而對于擾流片下置方案，主要對抖振始發時的升力系數進行考察。

2.2.1擾流片上置方案

應用激波位置變化判據，通過對在上表面不同弦向位置安裝微型擾流片翼型的流場計算結果進行分析表明：7個不同弦向位置的抖振始發攻角基本一致，都為αB=2.5°。因此，上置擾流片弦向安裝位置對于抖振的始發攻角幾乎沒有影響。然而，隨著擾流片的安裝位置向后緣方向移動，翼型的升阻極曲線向左側平移，小升力區域阻力逐漸減小(如圖4所示)。因此，在機翼內安裝空間允許的情況下，擾流片的弦向安裝位置應盡量靠近后緣。

圖4　上置擾流片在不同弦向位置翼型的升阻極曲線 Fig.4 Drag polar for airfoils installed with microtab on upper airfoil surface at different chord wise position

2.2.2擾流片下置方案

圖5(a)中給出了抖振始發時，下置擾流片在不同弦向位置翼型的升力系數。從圖中可以看出，隨著擾流片的安裝位置向后緣方向移動，抖振始發點的升力系數不斷增大，而抖振始發攻角變化較小，特別是在x/c=0.80，x/c=0.85，x/c=0.90，x/c=0.95，x/c=0.97這5個位置處的抖振始發攻角都是α=1.3°(如圖5(b)所示)。所以，下置擾流片的安裝位置也應盡量靠近后緣。

圖5　抖振始發時的氣動參數隨著下 置擾流片弦向位置的變化趨勢 Fig. 5 Variation ofaerodynamic coefficients at buffet onset with chord wise position changing for a lower surface installing microtab

2.3微型繞流片高度對于抖振始發和流場的影響

為了考察微型擾流片高度對于跨音速流場和抖振始發特性的影響，對安裝了不同高度的微型擾流片的NACA0012翼型的流場分別進行了計算。微型擾流片高度的變化范圍為H/c=0.001~H/c=0.01，高度變化的步長為H=0.001 c，寬度保持不變為弦長的0.2%，形狀仍然為矩形，弦向安裝位置為x/c=0.97。

2.3.1擾流片上置方案

二維翼型的抖振始發攻角隨著上置擾流片高度的增加不斷增大(如圖6所示)，在H/c=0.001~H/c=0.004 高度范圍內，隨著擾流片高度的增加，抖振始發攻角呈線性增大，但當擾流片高度的進一步增大時(在H/c=0.005~H/c=0.01高度范圍內)，抖振攻角的增大呈現出明顯的非線性。

圖6　抖振始發攻角隨著上置擾流片高度變化趨勢 Fig.6 Variation of buffet onset angle of attack with height increasing for upper surface installing microtabs

2.3.2擾流片下置方案

從圖7可知，隨著下置擾流片高度的增加，抖振始發時的升力系數不斷增大。通過對安裝不同高度擾流片翼型的表面壓力分布分析可知(參見圖8)，抖振始發點的升力系數的增加主要歸功于激波位置向后緣方向的推移和翼型后半部分上下翼面壓差的不斷增大。

圖7　不同下置擾流片高度下抖振始發時的升力系數 Fig.7 Lift coefficients at buffet onset for different height of lower surface installing microtab

圖8　不同下置擾流片高度下抖振始發時翼型壓力分布 Fig.8 Pressure coefficient variation along airfoil surface at buffet onset for different height of lower surface installing microtab

3結論

通過在翼型的后緣附近加裝微型擾流片，對NACA0012原始翼型周圍的跨音速流場進行干預，研究了微型擾流片對機翼流場特性及抖振始發的影響。通過對微型擾流片三種不同的安裝方案(擾流片上置、擾流片下置、擾流片上下同置)、微型擾流片不同弦向安裝位置和不同高度的計算流場結果分析，并與NACA0012原始翼型的結果對比表明：在翼型的后緣附近的上翼面安裝微型擾流片，將會減小翼型激波后的逆壓梯度(激波位置相對靠近前緣和微型擾流片對后緣附近流場影響的聯合作用)，提高了抖振始發時的激波強度，推遲了抖振始發攻角，并且隨著上置擾流片高度的增加，這種趨勢不斷增強。與主動控制技術相結合，該方案可以作為一種使飛機無意進入抖振之后安全改出的一種抖振始發點控制技術。在翼型后緣附近的下表面安裝微型擾流片，使得激波位置向后緣方向推移，同時增大了翼型后半部分上下表面的壓差，提高了抖振始發時的升力系數，并且抖振始發時的升力系數隨著下置擾流片的弦向安裝位置與后緣之間距離的減小和高度的增加而增大，因此，該方案能夠發展成為一種提高大翼載飛機跨音速抖振邊界的流動控制技術。

參考文獻

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