基于壓電元件的翼型流動控制技術研究

陳鵬程 陳偉 黃玉鳳 蔡民

摘 要：飛機的增升減阻技術一直是流體力學研究的重點方向，增加飛機升阻比可以大大減小燃油的消耗，提升飛行性能。本研究提出一種基于壓電元件的主動控制技術，即通過引入主動控制改善翼型周圍流場的分離從而達到增升減阻的效果。本研究將以傳統的30P30N翼型為研究對象，根據引入控制前后的對比來驗證增升減阻的效果。除此之外，本研究將使用CFD仿真技術對翼型周圍的流場進行仿真分析，建立合適的模型，并且與實驗數據形成對比。最后本研究將討論主動控制的可行性，為翼型的設計提供指導。

關鍵詞：增升減阻；壓電控制；30P30N；CFD

1 引言

在空氣動力學伊始，減阻就是飛行器設計中的主要問題。飛機航程滿足Bregust關系式：

式中：CL/Cd為升阻比，v為飛行速度，SFC為比燃燒率，wo為飛機燃油重量，wp為飛機結構重量。

在保證航程的前提下，阻力每增加萬分之一就要減少八位乘客。以典型的大西洋航線為例，1%的阻力相當于每年所消耗的航空燃油大約如下：B737為15000gal，B747為100000gal，B757為25000gal，B767為30000gal，B777為70000gal，這些數字相當驚人[1]。因此，采用各種手段降低飛行器的阻力一直是科研人員的不懈追求。

美國在飛行器研究方面一直處于領先地位，湍流邊界層控制減阻技術已經被NASA研究中心列為21世紀航空關鍵技術之一，具有重要的經濟和軍事價值。我國在增升減阻方面也在不斷努力，結合我國大飛機項目的進行投入也在不斷加大。在飛行器減阻方面，得益于臨界機翼和新型減阻裝置等減阻技術的廣泛應用，飛行器阻力已經得到一定程度的減小。如果要進一步減小飛機阻力，就要加大在激波阻力方面的研究[2-3]。本文的一個重點內容便是對飛機的激波阻力進行研究。研究目標之一就是減小激波的強度，推遲激波在翼型上的位置。

2 壓電控制原理

某些物質，當沿著一定方向施加壓力或拉力時會發生形變，其內部就產生極化現象；同時，其外表面上產生極性相反的電荷；當外力拆掉后又恢復到不帶電的狀態；當作用力方向反向時，電荷極性也相反；電荷量與外力大小成正比。這種現象叫正壓電效應。

反之，當對某些物質在極化方向上施加一定電場時，材料將產生機械形變，當外電場撤銷時，形變也消失，這叫逆壓電效應，也叫電致伸縮。壓電效應的可逆性如圖1所示。利用這一特性可實現機—電能量的相互轉換。

壓電式傳感器大都采用壓電材料的正壓電效應制成。大多數晶體都具有壓電效應，而多數晶體的壓電效應都十分微弱。隨著對壓電材料的深入研究，發現石英晶體和人造壓電陶瓷是性能優良的壓電材料。

利用壓電材料的逆壓電性，可以在翼面實現微小的機械振動，使翼面產生微變形，并且對氣流形成微弱的擾動，這實際上就對流場進行了主動控制。本研究實驗中采用的壓電元件為片雙晶片，雙晶片尺寸為23×10×0.8mm，此雙晶片的一階固有頻率為520Hz。

3 模型及網格

麥道航空公司的30P30N增升構型是被CFD（計算流體動力學）工作者廣泛采用的構型之一。網格劃分將采取四邊形二維網格，遠場為弦長的15倍，248680個單元，250340個節點，在翼型表面周圍進行了網格細化翼型采用無滑移壁面邊界條件。壓力遠場邊界條件用來仿真無限遠處的自由來流，并且該邊界條件將放在離模型足夠遠的地方以盡量接近無限遠。計算來流的Ma=0.17，基于上述馬赫數和干凈弦長的Re=1.7 ×106。盡管這個雷諾數的值略小于雷諾數，但它對實驗的影響可以忽略不計。

4 數值方法

本研究采用基于壓力修正SIMPLC算法的有限體積法進行計算。遠場仿真采用標準的雷諾平均N-S方程進行求解。采用帶SSTk-ω湍流模型的雷諾平均方程得到遠場的穩定解，同時采用非定常流場的雷諾平均方程求解得到瞬時解。非穩態計算的時間步長為?t=0.000005s。每個時間步長內迭代11次直到每步內自動收斂。計算的時間步長和最小渦的時間尺寸有關，一般來講人們很難直接確定合適的計算時間步長，因此在計算中要根據計算結果調整時間步長。

5 結果與討論

由于激波引起的逆壓梯度越大，邊界層的分離就越嚴重，分離點就是壁面切應力消失的點，逆向流動可以通過壁面切應力的X分量是否為負值來判斷。在AoA=6°時，仿真和實驗[2]的壓力系數的比較。基于壓力遠場邊界條件的自由來流攻角最好經過修正后，再用來模擬風洞實驗的攻角。本章所采用的計算攻角與實驗值一致，雖然沒有經過修正，但是二者的差值很小，在可接受的范圍之內。因此我們的模型具有較高的正確性，可以正確的模擬翼型周圍的氣動分布。

6 主動控制模型與計算結果

由于壓電片相對于機翼表面很小，壓電片振動所產生的流場變化近似可以等效為機翼表面的振動所引起的流場變化。因此我們可以把主動控制模型簡化為如下模型。研究中的機翼是彈性體， 假設機翼上表面L1到L2區間內產生正弦振動， 此區間內任一點的位移隨時間的函數是

式中：A為振動的振幅；f為頻率。

7 主動控制機理討論

飛行器的阻力主要分為模型前后表面的壓差阻力和表面的摩擦阻力。表面摩擦阻力又分為：邊界層外側的湍流摩擦阻力和邊界層內側的層流摩擦阻力。當上表面流速增加推遲流動分離時，湍流摩擦阻力減小。

8 總結與討論

本研究研究的重點是施加主動控制之后對翼型周圍氣動特性的影響，尤其是增升減阻方面的作用。本研究以30P30N翼型為研究主體，運用模型簡化，理論分析和仿真計算探討主動控制對翼型增升減阻的作用。我們還運用優化之后的商飛模型，通過實驗測量計算，從實驗角度來驗證主動控制對翼型增升減阻的作用，取得了一定的結果。

參考文獻

[1] 馬漢東，崔爾杰.大型飛機阻力預示與減阻研究.力學與實踐.2007，29（2）：1-8.

[2] L.N.Jenkins，M.R.Khorrami，M.Choudhari.Characterization of unsteady flows tructure snear leading-edge

slat：Part I.PIV measurements.AIAA paper.2004，2801.

[3] 裘進浩，李大偉，聶瑞，季宏麗.增加翼型升力的局部振動流動控制技術.南京航空航天大學學報.2012， 44（5）：1-7.