下表面射流對翼型氣動性能影響的數值模擬

付云豪，章衛國，史靜平，譚 藝

(1.西北工業大學 自動化學院,西安 710072； 2.陜西省飛行控制與仿真技術重點實驗室(西北工業大學)，西安 710072)

自上世紀以來，現代飛機的各個方面都有了很大的發展，但飛行控制仍然依賴于傳統的升降舵、方向舵和副翼以及襟翼、縫翼等被動增升裝置，這些設備都需要較高的技術支持和維護成本.此外，對于B-2、F-22和F-35等隱身戰斗機，操縱面偏轉也會影響其精細設計的隱身外形.因此，開發一種能夠進行無舵飛行控制的流動控制方法具有重要的研究意義.

近年來，基于射流的主動流動控制技術得到了長足的發展，很多研究已經證明了射流在控制流動分離、推遲失速、增加最大升力系數、減小阻力等方面的巨大潛力[1-4].Hasegawa等[5]提出一種主動失速控制系統，可以增加最大升力系數并將失速迎角推遲4°.Zhao等[6]在NACA0021翼型使用陣列式合成射流表明，這種方式可以更大程度提升翼型的性能.Singh等[7]通過在NACA23012翼型的上表面同時引入合成射流與定常射流，當射流平均速度和來流速度相等時，聯合射流可以將失速迎角推遲4°并增加最大升力系數.楊波等[8]在NACA0015前緣布置DBD等離子激勵器，在來流35 m/s時可以將失速攻角提高1.5°，并提高最大升力系數. Zhao等[9]在后掠翼上的納秒脈沖DBD等離子體流動控制實驗表明，14°迎角時前緣DBD等離子激勵器可以使最大升力系數增加23.1%，同時阻力減小22.4%.這些方法都是在翼型或機翼上表面某個位置施加射流，雖然在大迎角時有較好的增升減阻效果，但小迎角時的效果很有限，無法達到操縱飛行器的要求.

對于該問題，Seifert等[10]提出用一種改進的Glauert翼型(如圖1所示)，通過控制流動在機翼后緣是否分離來影響升力和阻力，進而在小迎角下也可以對飛機進行控制.張艷華等[11]和張攀峰等[12]分別研究了改進的NASA超臨界翼型和NCCR1 510-7067N翼型，結果表明環量控制可以在較大的迎角范圍內有效增大翼型升力系數.宋超等[13]和許建華等[14]基于NACA6415的改進翼型CFJ0025-065-13(如圖2所示)，采用協同射流(Co-Flow Jet Flow)的控制方式，既在較大迎角范圍提高了升力系數，又推遲了失速.這3個方法也基本上是在機翼上表面施加射流，并且對翼型本身做了較大的修改，雖然在小迎角下都取得了良好的增升效果，但可能會帶來機翼結構問題并增加制造難度.

圖1 改進/原始的Glauert翼型

圖2 聯合射流翼型

本文在不改變翼型形狀的前提下，提出在翼型下表面施加射流，并對整個流場進行數值模擬，翼型周圍局部網格結構如圖5所示.分析研究下表面射流的增升機理，定量分析射流位置、動量系數和前向夾角3個參數對增升效果的影響，對實現飛行器無舵操縱有一定意義.

1 數值模擬方法

1.1 數值方法與邊界條件

本文的數值模擬研究基于三維雷諾平均Navier-Stokes方程.采用有限體積法求解N-S方程.湍流模型采用k-ωSST模型，該模型考慮了湍流剪切應力的傳輸，可以更精確的預測流動分離.在翼型表面應用無滑移條件.入口邊界使用自由來流速度，出口邊界使用恒定壓力.

本文的研究采用NACA0012翼型，弦長c=300 mm，基于弦長的雷諾數Re=106，在下表面靠近后緣的位置開孔，寬度為h=0.01c=3 mm.自由來流速度為V∞=52.709 m/s.射流類型為定常射流.前向夾角γ表示射流方向與弦長指向翼尖方向的夾角，射流速度用Vd表示，如圖3所示.

圖3 射流參數示意

為了描述射流能量的強弱，引入無量綱化的射流動量系數：

(1)

式中：c為弦長;ρ為孔口氣體密度;ρ∞為自由來流的密度，在本文中認為ρ≈ρ∞.

1.2 網格及驗證

為了盡量降低網格劃分對求解結果的影響，在進行相應的數值研究之前，對NACA0012翼型進行網格無關性及收斂性驗證.

采用3套不同規模的網格對NACA0012翼型的繞流流場進行數值模擬.翼型周圍局部網格結構如圖5所示.整體網格為O網格拓撲結構，遠場邊界與翼型距離50c，在前后緣進行了加密.這3套網格主要不同點是第1層網格高度和網格總數.為確保網格的y+<1，3套網格的第1層高度均在10-5c的量級.計算條件為：α=10°，V∞=52.709 m/s，Re=106.網格參數及氣動系數見表1.均方根殘差收斂曲線如圖4所示.

圖5 NACA0012翼型計算網格

表1 NACA0012翼型網格參數與氣動系數

圖4 均方根殘差(RMSR)的收斂曲線

網格的收斂性主要根據均方根殘差(RMSR)收斂曲線和氣動系數的變化趨勢來判斷.從殘差收斂曲線來看，3套網格的殘差都收斂到了10-6，達到了很好的效果.從3套網格對應的CD的比較結果來看，從粗網格1到中等密度網格2，CD變化了6.7%；從中等密度網格2到密網格3，CD變化了2.0%.可以看出，隨著網格量的增加和第1層網格高度的降低，網格劃分對計算結果的影響逐漸降低.從網格2到網格3，翼型氣動系數相差不大，但網格量卻增加快1倍.因此，本文選擇中等密度網格作為后續的數值模擬計算網格，而且射流控制翼型的計算網格根據相同的網格規模進行劃分.

2 結果分析

本文對迎角從-6°～16°范圍內，有無LSTE射流控制的NACA0012翼型的繞流流場進行數值模擬，并將升阻力曲線、壓力系數Cp曲線以及流場信息的計算結果進行比較分析.計算條件為：Ma=0.155，Re=106.有射流時的計算網格如圖6所示.

圖6 LSTE射流控制計算網格

2.1 LSTE射流對翼型氣動特性的影響

圖7給出了Ma云圖與流線分布的對比圖，其中cμ=0.002 88(Vd=20 m/s)，γ=20°，α=6°.可以看出，在LSTE射流的影響下，翼型下表面靠近后緣的區域出現了一個逆時針的渦，自由流在此處分離形成低壓區，使得上表面的流動經過后緣后明顯向下偏折，改變了翼型的等效彎度.此外，前緣吸力峰附近馬赫數明顯增大，而且，翼型后方低壓區有所增大.也就是說，下表面射流的增升原理與襟翼作用效果相似，都是通過促使下表面流動提前分離來增加翼型有效彎度.

圖7 Ma云圖對比

從圖8所示兩個Cp曲線的比較來看，在LSTE射流的作用下，對應的Cp曲線圍成的面積明顯增大；翼型前緣的吸力峰明顯增大；射流在噴口前的阻塞效應使下翼面的壓力系數增大；在噴口以后，翼型上下表面壓力系數基本相等，損失了這部分壓力差帶來的升力.

圖8 壓力系數對比

2.2 射流參數分析

前文研究了下表面后緣射流的增升機理，下面探討射流動量系數、前向夾角和位置3個參數對翼型特性的影響.

圖9對比了不同位置和動量系數的射流對氣動系數的影響，其中γ=20°.表2對比了其中的重要參數.由圖9(a)升力系數曲線的對比可以看出，在α<10°時，LSTE射流對升力系數有普遍的提高.射流在0.98c處，α=4°，cμ=0.002 88和0.018 00時，升力系數的增加達到了41.9%和92.2%.這對于減小飛機的起飛和著陸距離非常有利；很明顯，LSTE射流的cμ越大，越靠近后緣，增升效果越好.對于cμ=0.018 00，位于0.98c處的射流，它引起的升力系數增量與迎角的關系不大.α>10°時，0.80c處的LSTE射流的增升效果迅速下降，甚至低于無射流控制時的升力系數.原因或許有兩個：1)噴口后的壓力差損失更大，抵消了更多流動下偏帶來的升力增量；2)可以從圖10的對比中看出，0.80c處的LSTE射流引起的低壓區遠離了后緣，引起的后緣流動下偏和前緣馬赫數增量都略小于0.90c處的射流，所以升力增量更少.

圖9 升力系數與阻力系數對比

表2 重要參數對比

圖10 α=12°時Ma云圖對比

此外，LSTE射流引起翼型失速迎角減小2°～3°失速提前的原因在于：LSTE射流使流動向下偏折，翼型有效彎度增大，且前緣駐點下移，導致上表面流管變細，流速變快，負壓增大，使得容易發生流動分離，翼型失速迎角提前.并且Cμ越大，前緣駐點下移的越多，流動分離發生的更早.這也類似后緣襟翼的效果.

從圖9(b)阻力系數曲線的對比來看，在小迎角時，有3條曲線低于基線，分別是(cμ=0.002 88，0.98c)，(cμ=0.018 00，0.90c)和(cμ=0.018 00，0.98c)，說明射流越靠近后緣，cμ越大，減阻效果越好.因為LSTE射流改變了翼型的壓力分布，使前緣吸力峰增大且后緣下表面的正壓增大，影響了阻力的變化.

圖11對比了后緣流場速度云圖的變化，其中γ=20°，α=6°.由圖11(a)、圖11(c)、圖11(e)和圖11(b)、圖11(d)、圖11(f)的對比可以看出，射流越靠近后緣，在后緣產生的分離區越厚，流動向下偏折的越多，翼型有效彎度增加的越多，所以升力系數越大；由圖11(a)、圖11(b)、圖11(c)、圖11(d)和圖11(e)、圖11(f)的對比可以看出，射流速度越大，在后緣產生的分離區越厚，同理，升力系數越大.

圖11 射流在不同位置、速度的后緣流場速度云圖對比

圖12比較了不同迎角下翼型升力系數隨射流動量系數的變化曲線，其中γ=20°.可以看出，不同迎角下，兩條升力系數曲線的變化趨勢基本相同，在cμ=0.005之后，曲線的線性度變好.阻力系數曲線在經歷了短暫增大后一直減小.總之，cμ越大，LSTE射流的增升減阻效果越好.

圖12 氣動系數隨射流動量系數的變化

從圖13展示的升力系數隨前向夾角γ的變化曲線可以看出，在不同迎角和動量系數下，4條升力系數曲線的變化趨勢基本相同，CLmax都在之間取得.同樣，CDmin也在γ=60°～70°之間取得，但在α=10°時，阻力系數曲線隨γ的增大，會先增大再逐漸減小.總的來說，最大升力和最小阻力在相同的前向夾角下達到是一個很好的特性.

圖13 氣動系數隨射流前向夾角的變化

3 結 論

1)通過在NACA0012翼型的下表面后緣布置射流，采用CFD數值模擬的方式，分析了流場的馬赫數分布、流線和壓力分布的變化，發現LSTE射流提高翼型氣動特性的機理是：LSTE射流在后緣誘導產生逆時針的渦，形成低壓分離區，使后緣主流向下偏折，增加了翼型的有效彎度，從而增大升力系數.

2)比較了翼型的升力系數和阻力系數隨射流的動量系數、位置和前向夾角的變化規律.仿真結果表明，越靠近后緣，動量系數越大的LSTE射流有更好的增升減阻效果；在不同的迎角和射流動量系數下，翼型的最大升力和最小阻力可以同時在γ=60°～70°之間達到.