特殊大氣環(huán)境下格尼襟翼的氣動特性

崔 釗, 謝 強(qiáng), 張 華, 韓 東, 李建波

(1.中國飛行試驗研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089; 2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

0 引 言

臨近空間通常指距地面20～100 km的空域，高度介于航天空間和航空空間之間。軍事需求牽引和技術(shù)發(fā)展推動，使臨近空間成為了當(dāng)今航空航天發(fā)達(dá)國家的研究熱點[1]。相比軌道衛(wèi)星或常規(guī)航空飛行器，部署在該空域的臨近空間飛行器具有優(yōu)于衛(wèi)星的對地觀測分辨率和電子對抗效果，在通信中繼距離和偵察視場范圍等方面則優(yōu)于飛機(jī)，因此具有獨特的優(yōu)勢。作為一種新型平臺，臨近空間飛行器[2-3]不僅是衛(wèi)星和飛機(jī)的補(bǔ)充，更代表了一個新技術(shù)領(lǐng)域的廣闊前景。目前各航空大國先后在臨近空間飛行器領(lǐng)域投入了大量的科研力量。

雖然臨近空間飛行器的應(yīng)用前景十分廣闊，但臨近空間大氣稀薄、大氣壓強(qiáng)很低、輻射水平高、低溫并存在持續(xù)的風(fēng)場，這些特有的環(huán)境因素增大了研制的技術(shù)難度。僅就空氣動力學(xué)特性而言，臨近空間飛行器也面臨著與常規(guī)飛行器截然不同的氣動環(huán)境。臨近空間大氣密度很低，要保持足夠的升力需要足夠大的翼面積和飛行速度；而臨近空間的聲速卻低于海平面，因此臨近空間飛行器往往處于雷諾數(shù)很低、馬赫數(shù)卻較大的氣動環(huán)境中。尤其是升力型低動態(tài)臨近空間飛行器，首先面臨低雷諾數(shù)和高馬赫數(shù)的特殊氣動問題。

與臨近空間飛行器氣動問題類似的還有火星探測飛行器[4-7]。火星探測飛行器是一種專用于火星表面探測的近地飛行器。火星表面地形復(fù)雜，地表凹凸不平且布滿沙坑和碎石，嚴(yán)重影響了火星探測車的行進(jìn)和展開，“機(jī)遇號”和“勇氣號”火星車都曾為沙坑所陷。而且火星車的探測范圍有限、速度緩慢、機(jī)動能力差，因此在可預(yù)見的未來，探測平臺的能力將會成為制約火星探測技術(shù)進(jìn)一步發(fā)展的重要因素。然而火星表面存在以二氧化碳為主要成分的稀薄大氣層，這為飛行器在火星的使用提供了基本條件，同樣為火星探測平臺的進(jìn)化提供了一個契機(jī)：火星飛行器能夠提供比火星車更大的探測范圍，比軌道衛(wèi)星更高的探測精度，是現(xiàn)有火星探測平臺的一個重要補(bǔ)充。

但無論在臨近空間還是在火星表面，升力面都面臨著極低的大氣密度，如何產(chǎn)生足夠的升力是一個最為關(guān)鍵的問題。通常可以通過增加飛行速度、增大翼面積或提高翼型升力系數(shù)來增大翼面升力。在低密度條件下由于聲速較低，馬赫數(shù)會顯著增大，阻力隨之快速增加。而增大翼面積會使結(jié)構(gòu)重量增大，升力產(chǎn)生的成本較高。本文提出通過格尼襟翼(Gurney flap，簡稱GF)來增大翼型升力系數(shù)，達(dá)到升力面性能提升的目的。

格尼襟翼是一種典型的后緣微型流動控制裝置，已有的研究表明格尼襟翼增升效果顯著。20世紀(jì)70年代Liebeck[8]率先開展了格尼襟翼氣動特性的研究，通過Newman翼型風(fēng)洞試驗證實了格尼襟翼的增升減阻作用，更重要的是他首次提出了格尼襟翼后緣流動結(jié)構(gòu)假設(shè)，即格尼襟翼使尾流向襟翼方向偏轉(zhuǎn)，并在襟翼背風(fēng)面形成了獨特的雙渦渦系結(jié)構(gòu)，從而改變了翼型的后緣庫塔條件和環(huán)量。Neuhart和Pendergraft[9]在水洞中觀察到了格尼襟翼后的渦系結(jié)構(gòu)，證實了翼型尾流的偏轉(zhuǎn)。Jang等[10]采用數(shù)值計算的方法開展了格尼襟翼氣動特性研究，表明格尼襟翼增大了翼面氣動載荷，并會影響翼型氣流分離的位置。Storms[11]研究了格尼襟翼和渦發(fā)生器對NACA4412翼型氣動特性的影響，表明格尼襟翼顯著增大了翼型升力系數(shù)和低頭力矩系數(shù)，在高升力系數(shù)下能夠減小阻力。Storms和Ross[12-13]通過風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬研究了NACA 兩段翼型加裝格尼襟翼的氣動特性，表明主翼后緣附近加裝格尼襟翼，在襟翼偏角較大時能夠顯著增升；在襟翼后緣安裝格尼襟翼，則能夠在任何襟翼偏角下增大升力系數(shù)。他們認(rèn)為格尼襟翼使流經(jīng)襟翼的氣流偏轉(zhuǎn)加劇，減小或消除襟翼上的氣流分離，這是多段翼增升的主要原因。Myose等[14-15]針對格尼襟翼采用NACA0011翼型開展了低速風(fēng)洞試驗，研究表明加裝格尼襟翼后升力系數(shù)線性段斜率基本保持不變，零升迎角減小，由此認(rèn)為格尼襟翼實際上增大了翼型的有效彎度。Papadakis[16-17]、Jeffrey[18-19]、李亞臣和王晉軍等[20-22]，對格尼襟翼的氣動特性、流動機(jī)理和增升機(jī)制相繼開展了一系列的研究，此外李亞臣和王晉軍等還開展了格尼襟翼跨聲速[23-24]和低雷諾數(shù)[25]特性的相關(guān)研究。

大量的研究已表明了格尼襟翼顯著的增升效果，同時該增升裝置結(jié)構(gòu)簡單、附加重量很小、無需特殊維護(hù)，便于在臨近空間或火星大氣條件下使用。本文針對在低雷諾數(shù)、跨聲速的特殊使用條件下，翼型加裝格尼襟翼的氣動特性開展研究。基于數(shù)值計算方法對不同雷諾數(shù)和馬赫數(shù)下，翼型加裝不同高度格尼襟翼的氣動系數(shù)、壓力分布和流場特征進(jìn)行了對比，為臨近空間或火星飛行器的增升減阻設(shè)計提供技術(shù)支持。

1 數(shù)值計算方法

以二維可壓N-S方程作為控制方程，采用有限體積法進(jìn)行離散。空間離散采用通量差分分裂格式Roe-FDS (Flux Difference Splitting)，該格式計算跨聲速可壓流時具有較高的模擬精度。采用耦合隱式算法聯(lián)立求解動量方程、能量方程和湍流黏度。控制方程由S-A (Spalart-Allmaras)湍流模型進(jìn)行封閉，湍流模型給出湍流黏性系數(shù)，Sutherland定律計算層流黏性。雖然轉(zhuǎn)捩模型能夠更好地模擬低雷諾數(shù)層流分離泡，但S-A模型仍然能夠正確反映低雷諾數(shù)翼型氣動力的變化趨勢。另外采用多方程轉(zhuǎn)捩模型，計算耗費的資源要遠(yuǎn)大于S-A模型。而本文主要計算格尼襟翼對翼型特性的相對影響，因此采用S-A湍流模型。

采用理想氣體模型，外邊界半徑約為25倍翼型弦長，邊界條件為遠(yuǎn)場壓力，指定遠(yuǎn)場來流的馬赫數(shù)。翼型壁面為無滑移、無穿透邊界。計算狀態(tài)下雷諾數(shù)為0.5×105～2.0×105，馬赫數(shù)為0.5～0.8，襟翼高度分別為弦長的0.5%、1.0%和2.0%。計算網(wǎng)格如圖1、圖2所示。

圖1 C-H型流場網(wǎng)格

2 算例驗證

由于臨近空間和火星飛行器的相關(guān)研究尚處于起步階段，目前還鮮見類似條件下的試驗開展，因此缺少可用的公開試驗數(shù)據(jù)作為算例驗證。以文獻(xiàn)[26]中ADPAC(Advanced Ducted Propfan Analysis Code)代碼的計算結(jié)果作為本文計算方法的驗證數(shù)據(jù)。

文獻(xiàn)中采用ADPAC數(shù)值分析代碼計算了Eppler387翼型在低雷諾數(shù)、跨聲速下的氣動系數(shù)。圖3和4分別為翼型在雷諾數(shù)為1.0×105、馬赫數(shù)為0.55和0.65時翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。在中小迎角下，本文計算的翼型升力系數(shù)與ADPAC代碼的計算結(jié)果基本一致，大迎角時最大升力系數(shù)和失速迎角低于ADPAC的結(jié)果。在全迎角范圍內(nèi)二者的阻力系數(shù)計算結(jié)果基本吻合。目前翼型數(shù)值計算通常能夠較好地模擬翼型表面壓力分布，難點在于阻力系數(shù)的精確計算。與國外計算結(jié)果的對比表明，本文計算方法可用于低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)條件下翼型氣動特性的分析。

圖3 Eppler387翼型的升力系數(shù)驗證

圖4 Eppler387翼型的阻力系數(shù)驗證

3 計算結(jié)果與分析

圖5為雷諾數(shù)1.0×105、馬赫數(shù)0.6下翼型加裝格尼襟翼的表面壓力分布。此時翼型表面激波較弱，加裝襟翼后翼型上下表面壓差增強(qiáng)，這表明格尼襟翼增大了翼型的環(huán)量。隨襟翼高度增大翼型環(huán)量增大。在4°迎角時格尼襟翼顯著增大了翼型的前緣吸力，形成了局部吸力峰。

(a)α =0°

(b)α =4°

圖6為馬赫數(shù)0.8時翼型加裝格尼襟翼的表面壓力分布，格尼襟翼同樣增大了翼型環(huán)量。馬赫數(shù)0.8時翼型形成了明顯的激波，圖6(a)中在0°迎角時，加裝格尼襟翼后，翼型上表面激波位置向后緣推遲，襟翼高度越大激波位置越靠后。圖6(b)中在4°迎角時，0.5%c和1%c格尼襟翼對翼型上表面壓力分布的影響很小，但增大了下表面壓力，2%c格尼襟翼能夠推遲翼型上表面激波，同時增大激波后的負(fù)壓。圖7為馬赫數(shù)0.8時的翼型壓力分布云圖。可以明顯看到1%c格尼襟翼增大了翼型上表面的低壓區(qū)范圍，同時削弱了前緣下表面的低壓區(qū)域，由此翼型的升力增大。

(a)α =0°

(b)α =4°

(a)Eppler387 (b)1%c GF

圖8和9為馬赫數(shù)0.8時，原翼型和加裝格尼襟翼后翼型的速度流線云圖。相比原翼型，1%c格尼襟翼使翼型上表面氣流速度增大。這是由于加裝襟翼后，后緣分離渦覆蓋的范圍明顯擴(kuò)大，加劇了上表面繞流在后緣附近的彎曲和偏折，從而起到了引流的作用。

(b)1%c GF

(a)Eppler387

(b)1%c GF

圖10～圖13為翼型升力系數(shù)和升阻比曲線。在低雷諾數(shù)、跨聲速條件下，加裝格尼襟翼后，翼型升力系數(shù)明顯增大，隨襟翼高度增加升力系數(shù)增加。圖10(a)中加裝格尼襟翼后，翼型的失速迎角減小，0.5%c和1%c襟翼的失速迎角由8°減小到6°，而2%c格尼襟翼的最大升力系數(shù)位于4°迎角附近。在失速后，格尼襟翼的增升幅度有所減小。而在馬赫數(shù)0.8時，從升力系數(shù)曲線上看,翼型失速特性不再明顯，在-2°～8°迎角內(nèi)保持了較大的增升幅度。

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

圖11中加裝格尼襟翼后，在迎角小于6°時翼型阻力系數(shù)略微增大，超過失速迎角后翼型阻力快速增加，2%c襟翼的阻力增加最多。在馬赫數(shù)0.8時，翼型阻力明顯表現(xiàn)出了隨襟翼高度增加而增大的趨勢。

圖12(a)中在馬赫數(shù)0.6下，當(dāng)迎角小于4°時格尼襟翼能夠增大翼型的升阻比，在中高迎角下格尼襟翼使翼型升阻比減小，其中0.5%c和1%c格尼襟翼明顯提高了翼型的最大升阻比。圖12(b)表明在馬赫數(shù)0.8下，0.5%c和1.0%c格尼襟翼在-2°～12°迎角范圍內(nèi)均能增大翼型的升阻比。

圖13為相同升力系數(shù)下翼型的升阻極曲線。0.5%c和1%c格尼襟翼在小升力系數(shù)下能夠保持與原翼型相當(dāng)?shù)纳璞龋谥懈呱ο禂?shù)下能夠顯著增大翼型的升阻比。馬赫數(shù)越大格尼襟翼的增升效率越高。圖14～圖16是雷諾數(shù)為0.5×105時，不同馬赫數(shù)下翼型加裝格尼襟翼的計算結(jié)果。計算表明,在更小的雷諾數(shù)下，翼型的最大升阻比減小，格尼襟翼所體現(xiàn)出的增升減阻效果略有下降，但氣動性能總的變化趨勢，與雷諾數(shù)為1.0×105時類似。

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

(a)Ma=0.6

(b)Ma=0.8

4 結(jié) 論

1)在低雷諾數(shù)、跨聲速的特殊氣動條件下，Eppler387翼型加裝格尼襟翼后，前緣吸力和翼型上下表面的壓差增大，即增大了翼型環(huán)量。這是加裝格尼襟翼后翼型增升的主要原因。

2)低雷諾數(shù)、跨聲速條件下，格尼襟翼使上表面激波位置略有推遲，同時削弱了下表面激波，有利于低雷諾數(shù)翼型的增升減阻。

3)高馬赫數(shù)時格尼襟翼不但顯著增大了翼型的升力系數(shù)，還能提高翼型的最大升阻比。馬赫數(shù)0.8時加裝格尼襟翼后，幾乎在全迎角范圍內(nèi)翼型的升阻比增大。

4)臨近空間和火星表面為典型的低密度大氣條件，飛行器主要面臨低雷諾數(shù)、跨聲速的氣動環(huán)境。常規(guī)低雷諾數(shù)翼型也許并非是該條件下最優(yōu)的設(shè)計方案，高效增升減阻技術(shù)有利于改善常規(guī)翼型在此條件下的氣動性能。目前主要基于數(shù)值計算技術(shù)開展相關(guān)研究，如何構(gòu)建雷諾數(shù)、馬赫數(shù)相似的地面試驗條件，將是該氣動領(lǐng)域研究進(jìn)一步研究與發(fā)展方向。