二維串置翼型氣動特性數值分析

王昀皓， 朱文武， 張昕喆， 代 君

(鄭州航空工業管理學院 航空工程學院， 河南 鄭州 450046)

0 引 言

目前，針對低速下高升力無人機研究較少，故提出串列翼布局。在實際應用中，串列翼能比單翼提供更大的升力[1]，在短距起降、運輸導彈和炮射布局[2]巡飛器中具有獨特優勢，并且已得到了廣泛應用。與常規布局的飛行器相比，串列翼飛行器前后兩個翼面都可以產生升力，可以減少對機翼結構剛度要求和減小主翼面的翼展。然而，升阻系數的提高和升阻比變化規律很難預測，需要進一步深入探究。

已有研究表明[3-8]，串列翼前后翼產生的升阻特性并不相同，且前翼、后翼在大迎角下的升力變化是非線性的。文中在文獻[1-3]研究的基礎上做進一步探究，尋找串列翼布局升阻特性隨不同參數的變化規律，對研究低速下大載荷飛行器具有重要意義。

文中參考了劉國慶等[9]非結構網格劃分方法，使用商業軟件ANSYS fluent作為仿真軟件模擬，選用PRD3翼型作為基礎翼型，用兩段相同的翼型，通過改變不同的安裝位置得到升力系數曲線。根據流場分析結果尋找翼干擾規律，并對后面的研究做出展望。

1 研究與方法

1.1 模型選擇

機翼開縫產生新的翼型具有較大的相對彎度和厚度，在翼型選擇時，PRD3翼型作為基礎翼型?？紤]到翼型后緣尖端較為明顯，影響網格質量以及計算精確性，數值計算時自后緣截去14 mm，翼型及仿真相關參數見表1。

表1 基本翼型幾何參數

兩段翼的排列組合參數如圖1所示。

圖1 前后翼相對安裝位置

以前翼未切后緣時的弦長c=0.25 m對該翼型外形參數量綱歸一化后，后翼前緣點位置為(x/c，y/c)，后翼弦線與前翼弦線夾角α。令y=0.32c，取x=0、0.2、0.4、0.6、0.8、1.0共6組模型探究后翼相同高度下對總體升力的影響；再將前后翼視為一個開縫機翼，控制開縫機翼的總弦長不變，以后翼后緣點為旋轉中心，取迎角α=2°、4°、6°、8°、10°、12°共6組模型探究縫道對總體升力的影響。

1.2 控制方程

文中模型飛行速度為10 m/s，流體運動速度不超過0.3馬赫，故選用不可壓流的運輸方程，運輸方程描述如下[10]:

1)連續性方程為

(1)

2)動量方程為

(2)

(3)

(4)

3)能量方程為

(5)

式中:ρ----密度;

t----時間;

Vx,Vy,Vz----X,Y,Z軸向速度，m/s;

E----能量，J。

1.3 邊界條件設置

仿真工況為標準大氣壓，選取速度遠場均勻來流，速度v取10 m/s。由于翼型排列相對位置和兩翼翼弦夾角不同，導致最小和最大失速迎角不同，迎角計算到上下翼面出現明顯氣流分離為止。根據外部繞流計算域選取常規經驗，流場尾跡區長度選擇為翼型特征長度10倍以上，迎流區長度為5～8倍以上。創建前半圓r=4 200 mm、后矩形d=8 400 mm的區域，作為模型流場計算區域。流域上、前、下三個面設置為速度入口邊界條件，尾流區域大于30倍特征長度后邊界面設置為outflow。

在翼型附近建立矩形加密區域，加密迎流區長度4倍弦長，加密尾流區5倍弦長，加密上下寬度兩倍弦長。翼型附近網格加密區如圖2所示。

1.4 網格劃分

使用Icem網格劃分軟件，對計算域流場進行有限單元非結構化網格劃分。選用非結構二維網格，在使用同樣單段翼模型下進行網格劃分，網格規模分別為4 W、6.4 W、8.1 W、9.6 W，區別在于內部加密區域網格密度，如圖3所示。

圖2 網格加密區局部示意圖

圖3 不同規模網格升力系數

當網格數目選擇9.6 W時，可滿足數值計算

精度，故選用9.6 W時的網格設置使用文中的所有模型。提取壁面附近y+分布，最大值均小于10，附面層網格滿足所選湍流模型。

2 結果與分析

2.1 后翼橫向安放位置對升阻系數影響

前翼和后翼在不同安裝位置升阻系數變化規律如圖4所示。

根據以往串列翼安放位置經驗[3]，縱向翼間距y取正值都能達到增升的效果，y值較小，可視為機翼開縫；y值較大，則增生效果不明顯。在y/c=0.32時，x取不同值的最大升力阻力系數見表2(參考特征長度為單翼長度)。

表2 后翼不同橫向位置安裝對比

(a) x/c=0 (b) x/c=0.2

6種橫向安裝位置升力系數對比如圖5所示。

圖5 6種橫向安裝位置升力系數對比

由5可知，隨著后翼的后移，增升效果在不斷改善，在y/c=0.8和1.0時，升力曲線達到追平單翼×2的數據，并且在大迎角下具有更高的升力系數。x/c=0～1.0區間，后翼越靠后,增升效果越明顯。

迎角為6°時流線圖如圖6所示。

查看來流迎角為6°時的流線圖發現,相同迎角下串列翼前翼失速范圍明顯大于單翼，后翼失速范圍小于單翼，推測原因是在后翼的下洗尾流影響下，對后翼上表面的氣流分離有抑制作用，但對前翼上表面后緣的氣流分離有增大的趨勢。

迎角為6°時流場靜壓分布如圖7所示。

圖7是迎角為6°時單翼和串列翼在x/c=0.8時的壓力云圖，后翼的存在改變了整個流場的壓力分布，使前翼上下表面壓強差增大，進而使前翼升力上升明顯。由于兩機翼間的縫道呈收斂型，前翼下部受到來自縫道壓縮流體向來流方向和向上的壓力，同樣這部分力傳導到后翼上表面。對外顯示為前翼升阻效率提升，而后翼效率降低，但總體效果好壞視后翼安裝位置而定。

圖6 迎角為6°時流線圖

圖7 迎角為6°時流場靜壓分布

2.2 后翼安裝角對升阻系數的影響

α不同時前后翼升力系數變化如圖8所示。

在兩段翼距離近的情況下，可將串列翼視為一個整體的開縫機翼。取x/c=0.6，y/c=0.32的安裝位置為基準，以前翼前緣到后翼后緣為開縫機翼的弦長。以后翼的后緣點為圓心旋轉后翼，α取不同值時升力阻力系數見表3。

表3 后翼不同安裝角對比

(a) α=2°(b) α=4°

對比α不同時前后翼升力系數變化，前翼在達到失速迎角后升力系數下降，但后翼升力系數還在增長，整體升力系數下降較慢。

對比α=2°和α=12°的前后翼升阻曲線，發現2°時前翼失速后,后翼升力系數加速上升，而12°時前翼失速后,后翼升力系數幾乎不變化，推測原因是12°時前翼與后翼同時接近失速狀態。

在小迎角下，前翼上表面氣流流速明顯大于下表面流速，且受到收斂縫道影響，前翼可出現負阻力的現象。

不同相對安裝角升力系數對比如圖9所示。

圖9 不同相對安裝角升力系數對比

由圖9升力曲線對比可知，在α∈(0，12)時，α越大,開縫機翼的最大升力系數越大，到12°時最大升力系數達到最大。

不同安裝角升阻比對比如圖10所示。

由圖10升阻比對比可知，α越大,升阻比曲線變化越平緩，即具有更寬泛的攻角適應范圍，最大升阻比先增大后減小。在α∈(10，12)時，開縫機翼最大升力系數達到最大值2.589，比單翼最大升力系數的兩倍即1.887,提升了37.2%，此時阻力系數增大了81.18%。

圖10 不同安裝角升阻比對比

圖10中升阻比曲線隨著后翼安裝角的增大,先增大后減小，在安裝角為8°時，獲得最大升阻比達27。觀察升阻比曲線可知,隨著后翼安裝角的增大，升阻比斜率越平緩。在后翼安裝角為8°時，即獲得最大升阻比，又有較高的升力系數。

x/c=0.32,y/c=0.6，來流迎角為2°時，不同后翼夾角下壓力分布如圖11所示。

觀察圖11攻角為2°時不同后翼安裝角的壓力云圖可知，隨著后翼安裝角的增大，前翼上下表面壓力差增大，10°～12°前翼上翼面壓力基本不變。縫道過小會增大阻力，過大則增升效果不明顯。

(a) α=2°(b) α=6°

(c) α=10°(d) α=12°

3 結 語

在串列翼優化過程中，合適的安裝位置和安裝角度對總體升力的提升有著極為顯著的作用。這對于需要短距起降和大升力飛行器具有重要意義，主要結論如下：

1)對于串置翼型的簡單排列，在保持垂直高差不變和后翼前緣不超過前翼尾緣的情況下，后翼越往后，增升效果越明顯，相對來流迎角越大越明顯。在垂直距離為0.32倍弦長時，最大升力系數相比于單翼最大提升8.1%。

2)對于串置翼型中前后翼的相對安裝角，在控制等效的開縫機翼弦長一樣的情況下，后翼的安裝角在8°～12°能獲得最優的排列方式。在選定的安裝位置下，升力系數最大提升37.2%。

3)在一定角度范圍內，后翼相對前翼的安裝角α越大，升力系數曲線越平緩。但過大的安裝角會導致升力系數最大值下降。

4)串列翼安裝位置較近時，由于整體流場的作用，會使前翼升力系數大于單翼，后翼升力系數減小，阻力系數增加。

對低速下串置翼型的流場分布情況進行仿真，分析了串置翼型相比于單翼的優缺點。在今后的應用中，可以利用串列翼相互產生干擾的原理研發優化高升力、高阻力構型的飛行器，優化大載荷下飛行器的整體性能。此外，可以根據兩段串列翼相互干擾的結論推導到多段串列翼的應用，完善和優化多段串列翼增升減阻的效果。