低雷諾數多段翼型地面效應數值仿真

陳建煒,姜 敏,陳道錦,盧鳴聲,賀偉煒

(1.上海無線電設備研究所,上海 201109；2.上海目標識別與環境感知工程技術研究中心,上海 201109；3.中國航天科技集團有限公司交通感知雷達技術研發中心,上海 201109)

0 引言

近年來隨著微機電系統(MEMS)技術的發展,微型飛行器從想象走向了現實。微型飛行器的低雷諾數及非定常氣動特性使其有別于常規飛行器,增加了其翼型設計的難度。高雷諾數條件下氣動性能良好的翼型,在低雷諾數條件下氣動性能會急劇惡化,將會出現層流分離現象,導致阻力系數激增、最大升阻比迅速下降,同時產生升力系數非線性效應和靜態滯回效應。

多段翼型被廣泛應用于大型飛機,能有效縮短飛機的起飛和降落距離,然而地面邊界對多段翼型的氣動特性影響較大。目前,針對高雷諾數下多段翼型地面效應的數值研究較多。朱一西等對多段翼型著陸、起飛過程中的非定常地面效應進行數值模擬,發現多段翼型升力隨離地高度降低而降低。屈秋林等對NACA4412兩段翼型進行數值模擬,發現地面效應對兩段翼型的影響與單段翼型相似。劉江等采用有限體積法和SST湍流模型求解雷諾平均納維-斯托克斯(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方程,對帶繞流板下偏的多段翼型地面效應進行了模擬,并解釋了地面效應下升力系數減小的原因。秦緒國等采用有限體積法求解質量加權平均納維-斯托克斯(Navier-Stokes,N-S)方程,湍流模型選用Spalart-Allmaras(S-A)模型,研究了飛行迎角、后掠角及展弦比對機翼地面效應下氣動特性的影響。

可以看出,現有研究主要針對單段翼型低雷諾數氣動特性以及多段翼型高雷諾數地面效應開展,但對低雷諾數條件下多段翼型的地面效應研究較少。本文采用RANS方程結合Realizable湍流模型的計算流體動力學(computational fluid dynamics,CFD)方法,對30P30N 多段翼型進行低雷諾數地面效應的數值研究,為多段翼型在微型飛行器中的應用提供參考。

1 數值研究方法

以30P30N 多段翼型為研究對象,其弦長=40 mm,翼型表面設置附面層網格,第一層為1 mm,增長率為1.2,在翼型周圍流動劇烈處進行網格加密,其網格劃分如圖1所示。

圖1 30P30N 多段翼型網格

采用商用流體力學仿真軟件FLUENT 求解RANS方程,采用能夠較好模擬翼型地面效應及尾流特性的Realizable湍流模型,壓力-速度耦合求解采用simple 算法。邊界條件設置為:入口采用速度入口,出口采用壓力出口,地面采用移動壁面,頂部采用對稱邊界。設為翼型后緣到地面的距離,分別考察30P30N 多段翼型在/分別為0.10,0.25,1.00,10.00四種相對高度,迎角分別為0°,4°,8°,12°,16°,20°六種角度狀態下的氣動特性。

2 計算方法驗證

以文獻[20]中的NACA0012機翼為仿真對象進行算例驗證,其地面效應計算值與試驗值如圖2所示。可以看出,不同迎角狀態下,計算得到的機翼升力和阻力系數曲線與試驗結果變化趨勢較為吻合。可知數值計算方法可靠,適用于30P30N 多段翼型低雷諾數地面效應數值計算。

圖2 NACA0012機翼地面效應計算值與試驗值

3 計算結果及分析

3.1 離地高度影響分析

首先分析迎角=0°時,低雷諾數條件下離地高度對30P30N 多段翼型地面效應的影響。

低雷諾數條件下,離地高度分別為4,10,40,400 mm 的30P30N 多段翼型氣動特性曲線如圖3所示。

圖3 30P30N 多段翼型氣動特性隨離地高度變化曲線(α=0°)

可以看出,同一高度下翼型升阻力系數及力矩系數(取翼型0.25倍弦長點為氣動中心)隨雷諾數變化的規律相似。總體上,離地高度越低,翼型升力系數及升阻比越大。雷諾數=1×10條件下,離地高度為4 mm 時的升力系數是離地高度400 mm 時的2.8倍。隨著雷諾數的增加,離地高度為40 mm(/=1.00)時的翼型升力系數及升阻比呈先上升后下降的趨勢,且上升幅度較大；而離地高度為4 mm(/=0.10)時的翼型各氣動特性系數均呈下降趨勢,下降趨勢較小。說明離地高度較小時,地面效應對翼型的氣動特性有較大的影響。

低雷諾數條件下不同離地高度的30P30N 多段翼型各部件升力系數變化曲線如圖4所示。

圖4 30P30N 多段翼型各部件升力系數隨離地高度變化曲線(α=0°)

可以看出,翼型升力主要由尾部襟翼產生,約占60%；前緣縫翼產生負升力,且隨著雷諾數的增大逐漸增大,降低了整體升力系數。

進一步對翼型流場進行分析。雷諾數=4×10,迎角=0°條件下,不同高度30P30N 多段翼型的流場如圖5所示。

圖5 不同高度30P30N 多段翼型流場圖

可以看出,/=0.10時,氣流流經前緣縫翼后,上行氣流射入縫隙,受到下行氣流的阻塞而在前緣縫翼與中部主翼的縫隙間形成兩個旋向相反的渦環,這導致了前緣縫翼的升力減小,阻力增大。同時,中部主翼下翼面前緣發生氣流分離,產生類似于層流分離泡的結構,導致了其升力較小。而在后緣襟翼后部區域存在一大一小旋向相反的渦環,這種現象主要由氣流分離造成,并增大了翼型的壓差阻力。隨著離地高度的增加,翼型地面效應減弱,中部主翼下翼面氣流分離加強,層流分離泡逐漸向后緣擴散。當/=10.00時,層流分離泡與中部主翼后緣渦環融合,形成了一個“啞鈴”形氣泡,該結構進一步削弱了中部主翼的升力性能,造成整體升力的下降。

3.2 迎角影響分析

雷諾數=4×10時,不同離地高度條件下,30P30N 多段翼型氣動特性隨迎角變化曲線如圖6所示。可以看出,隨著迎角的增大,翼型阻力系數及力矩系數上升較快,/=10時,迎角從0°上升到12°,其阻力系數增加了約2倍,而升力系數呈非線性上升趨勢。總體上離地高度越低,升阻比越大,其失速迎角呈現先上升、后下降、再上升的趨勢,總體上離地高度越低其失速迎角越大。

圖6 30P30N 多段翼型氣動特性隨迎角變化曲線(Re=4×104)

雷諾數=4×10時,不同離地高度條件下,30P30N 多段翼型各部件升力系數隨迎角變化曲線如圖7所示。可以看出,前緣縫翼升力系數隨著迎角的增大而逐漸轉為正值,產生正升力,中部主翼升力系數隨迎角變化趨勢與30P30N 多段翼型整體變化規律相似,而尾部襟翼升力系數隨迎角變化波動較大。

圖7 30P30N 多段翼型各部件升力系數隨迎角變化曲線(Re=4×104)

/=0.1,410時,30P30N 多段翼型不同迎角流場如圖8所示。結合圖5(a)可以看出,增大翼型迎角后,前緣縫翼后部渦環區減小,其升力逐漸由負轉正；中部主翼下翼面不再出現氣流分離,層流分離泡消失；當迎角超過一定角度后,中部主翼上翼面開始發生氣流分離。迎角=8°時,上翼面為典型層流分離泡結構,覆蓋整個上翼面表面；迎角=12°時,分離泡結構發生畸變,內部出現三個旋心,并且整體結構變大；迎角繼續增大后,上翼面氣流分離現象加劇,流動已變得雜亂無章,此時升力不再增大,開始出現翼型失速現象。尾部襟翼升力系數隨迎角變化波動較大,這主要是由其后部雙渦環結構的不規則變化造成的。雙渦環結構的不規則變化主要由中部主翼上翼面分離泡結構,與中部主翼和尾部襟翼之間的縫隙射流的相互作用引起。

圖8 30P30N 多段翼型不同迎角流場圖(h/c=0.1,Re=4×104)

4 結論

本文采用RANS方程結合Realizable湍流模型的CFD 方法,對30P30N 多段翼型進行低雷諾數地面效應數值研究,得到以下結論:

a)迎角=0°時,受地面效應影響,總體上,30P30N 多段翼型離地高度越低,升力系數及升阻比越大,且最大升力由尾段襟翼提供；

b)小迎角狀態時,30P30N 多段翼型的中部主翼下翼面發生氣流分離,產生層流分離泡,且隨著離地高度的增加而出現非典型“啞鈴”形分離泡結構,增大迎角后下翼面氣流分離現象消失而上翼面開始出現氣流分離；

c)受地面效應影響,隨著離地高度增加,30P30N 多段翼型失速迎角呈現先降后升再降的趨勢,總體上離地高度越低其失速迎角越大。