基于環(huán)量控制的超臨界翼型氣動特性研究

雷玉昌 張艷華 張登成 蘇光旭

摘要：環(huán)量控制技術(shù)用于飛行器上可以顯著提高升力，改善飛行性能。為了研究環(huán)量控制對超臨界翼型氣動特性的影響規(guī)律，特別是大迎角下的氣動特性，采用雷諾平均N-S方程的數(shù)值模擬方法進(jìn)行了數(shù)值計算和分析。分別模擬了動量系數(shù)、迎角、射流比例對于升阻特性的影響規(guī)律。結(jié)果表明，大迎角下環(huán)量控制射流對翼型升力的提升極其有限，高動量系數(shù)會導(dǎo)致翼型失速迎角提前，分析了射流和迎角與前緣流場的相互關(guān)系，總結(jié)了失速迎角提前的作用機(jī)理；通過調(diào)節(jié)雙射流比例，能夠在大迎角下進(jìn)一步改善升阻特性。

關(guān)鍵詞：環(huán)量控制；超臨界翼型；數(shù)值模擬；氣動特性；迎角

中圖分類號：V211.41+2文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.006

自萊特兄弟試飛“飛行者”1號以來，飛行器經(jīng)歷了百年發(fā)展，飛行器上陸續(xù)出現(xiàn)了襟翼、副翼等高升力裝置，在飛行器發(fā)展前期獲得了良好的氣動性能。而美國國家航空航天局（NASA）提出的新一代飛行器概念設(shè)計中[1]，將短距起降、隱身性能等作為重要指標(biāo)，僅靠傳統(tǒng)的機(jī)械式增升系統(tǒng)難以實(shí)現(xiàn)。科恩達(dá)（Coanda）效應(yīng)是科恩達(dá)在1936年[2]偶然發(fā)現(xiàn)的，指流體由改變原來的流動方向，改為沿著凸出的曲面流動的傾向。環(huán)量控制技術(shù)就是基于Coanda效應(yīng)，在翼型后緣產(chǎn)生切向射流，使射流與外流混合后沿著后緣曲面流動，增大繞翼型的環(huán)量，進(jìn)而增大翼型升力。

自環(huán)量控制技術(shù)問世以來，國內(nèi)外進(jìn)行了大量關(guān)于該技術(shù)對飛行器氣動性能的影響研究。Englar[3-5]證明了環(huán)量控制可以獲得與傳統(tǒng)舵面相當(dāng)甚至更高的升力，并指出環(huán)量控制也可以產(chǎn)生有效的控制力和力矩。Jones[6]概括了美國NASA在環(huán)量控制方面應(yīng)用計算流體力學(xué)（CFD）仿真的系統(tǒng)方法，強(qiáng)調(diào)了數(shù)值仿真在環(huán)量控制技術(shù)研究中的重要性。2010年，英國成功試飛Demon無人技術(shù)驗(yàn)證機(jī)[7]，證明了環(huán)量控制技術(shù)射流系統(tǒng)具有替代傳統(tǒng)副翼進(jìn)行增升以及飛行控制的可能性。NASA蘭利研究中心也進(jìn)行了一系列整機(jī)模型的半翼展試驗(yàn)[8-9]，證明了該技術(shù)在低速情況下提高升力，高速情況下延遲分離的特性。朱自強(qiáng)[10]總結(jié)了當(dāng)前環(huán)量控制技術(shù)的最新進(jìn)展，指出了當(dāng)前國內(nèi)對于環(huán)量控制技術(shù)研究的不足。蔡琰[11]分析了目前國外對環(huán)量控制技術(shù)的研究進(jìn)展，并號召國內(nèi)相關(guān)機(jī)構(gòu)進(jìn)行研究。李林、張艷華等[12]研究了環(huán)量控制技術(shù)的作用機(jī)理，在等離子體環(huán)量控制影響氣動特性上進(jìn)行了深入研究。上述對環(huán)量控制的研究大多集中于環(huán)量控制技術(shù)對提高飛行器升力的巨大效益，對環(huán)量控制在大迎角下的氣動特性表述不詳。為此，本文將重點(diǎn)研究大迎角下環(huán)量控制的氣動特性，揭示其流場的作用機(jī)理。

隨著計算流體力學(xué)的發(fā)展，CFD計算在分析環(huán)量控制技術(shù)對氣動特性的影響正占據(jù)著越來越重要的地位[13]。本文采用數(shù)值模擬的方法，分析環(huán)量控制翼型在不同迎角下的氣動特性。

1數(shù)值計算方法與驗(yàn)證

1.1超臨界翼型的修形

本文采用修形過的超臨界翼型進(jìn)行相關(guān)研究。該翼型有著鈍前緣、大厚弦比的特點(diǎn)，能夠容納環(huán)量控制射流系統(tǒng)需要的供氣裝置或管道系統(tǒng)，同時該翼型在跨聲速階段有良好的氣動性能。Jones和Englar等都對超臨界翼型進(jìn)行過環(huán)量控制相關(guān)研究。為了提供環(huán)量控制射流需要的后緣曲面形狀，本文對相對厚度為17%，弦長c=240mm超臨界翼型后緣作修形處理，去掉翼型尖后緣，按照半徑r/c=2%繪制Coanda后緣曲面，與翼型平滑過渡，在后緣分別設(shè)置上下兩個射流出口，射流口高度均為0.001c。具體構(gòu)型如圖1所示。

1.2數(shù)值計算方法與驗(yàn)證

本文采用基于雷諾平均N-S方程進(jìn)行求解，選用k-ωSST湍流模型，Swanson[14]在研究中曾指出該模型對邊界層流動、分離預(yù)測結(jié)果較好，適合用于計算射流產(chǎn)生后的后緣分離流動。設(shè)置來流速度為30m/s，雷諾數(shù)為5×105。貼近翼型表面第一層的網(wǎng)格高度為1×10-5m。射流口附近第一層網(wǎng)格高度2×10-6m。網(wǎng)格總數(shù)約為58萬。圖2展示了翼型網(wǎng)格情況。

式中：m？為射流出口處的質(zhì)量流量；Vj為射流速度；ρ∞為來流密度；V∞為來流速度；S為二維翼型單位展長的面積，即弦長c。

為了驗(yàn)證本文數(shù)值方法的準(zhǔn)確性，首先對無射流情況下氣動力參數(shù)進(jìn)行數(shù)值模擬，并與參考文獻(xiàn)[5]中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比（見圖3）。

結(jié)果表明，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本符合，對于失速迎角的預(yù)測也相對準(zhǔn)確，證明本文采用的數(shù)值計算方法是滿足精度要求的。

2結(jié)果分析與討論

2.1動量系數(shù)和迎角對氣動特性的影響

本文對迎角從-5°到18°范圍內(nèi)超臨界翼型的流動特性進(jìn)行數(shù)值模擬，并分別從上下射流口產(chǎn)生單獨(dú)的射流。圖4給出了在不同射流動量系數(shù)下升阻系數(shù)隨迎角的變化曲線。其中實(shí)線表示上射流口單獨(dú)吹氣，虛線表示下射流口單獨(dú)吹氣。

從圖4（a）可以看出，隨著上射流口動量系數(shù)Cμupper的增大，翼型升力系數(shù)呈非線性增長。在0°迎角下，Cμupper<0.02時，翼型升力系數(shù)隨動量系數(shù)增加而增加較快，當(dāng)Cμupper>0.02時，翼型升力增加明顯降低。當(dāng)Cμupper從0.01增長至0.02時，升力系數(shù)增加0.519，而Cμupper從0.02增長至0.03時，升力系數(shù)只增加0.352。同時隨著迎角的增大，射流所帶來的升力效益逐漸降低，0°迎角下，Cμupper=0.03時，環(huán)量控制的效費(fèi)比△CL△Cμ=40.6，而在18°迎角下，效費(fèi)比僅為5.72。在大迎角下，環(huán)量控制射流所能帶來的升力效益極其有限。而且隨著Cμupper的增加，翼型失速迎角提前，在無射流的情況下，翼型失速迎角在15°附近，當(dāng)Cμupper=0.03時，翼型失速迎角提前至7.5°附近。從下射流口動量系數(shù)Cμlower對應(yīng)的升力系數(shù)數(shù)據(jù)來看，Cμlower對升力系數(shù)的影響較低，當(dāng)Cμlower=0.02時，0°迎角下升力系數(shù)僅下降了16.5%，而18°迎角下升力系數(shù)幾乎沒有下降。

從圖4（b）可以看出，隨著Cμupper的增大，翼型阻力系數(shù)逐漸增大，而且當(dāng)Cμupper>0.02時，翼型阻力增加明顯。值得一提的是，當(dāng)下射流口吹氣時，在低迎角下翼型阻力稍有提高，高迎角下翼型阻力下降明顯。合適的下射流吹氣量在高動量系數(shù)、高迎角下具有調(diào)節(jié)氣動性能、改善升阻比的可能性。

綜上所述，上射流吹氣動量系數(shù)較大時，一方面帶來的升力效益較低，反而會導(dǎo)致較大的阻力增長，整體性能低于低動量系數(shù)；另一方面會大幅度導(dǎo)致翼型失速迎角前移。這表明了環(huán)量控制技術(shù)在高動量系數(shù)、大迎角下氣動效益欠佳。下射流吹氣對升阻特性的影響較弱，但是具有進(jìn)一步調(diào)節(jié)氣動性能的潛力。

為了分析高動量系數(shù)提前失速迎角的作用機(jī)理，圖5給出了在不同射流動量系數(shù)、迎角下的翼型流場圖。在無射流情況下，隨著迎角增大，翼型前緣駐點(diǎn)后移，上表面前緣區(qū)負(fù)壓增大，而后緣逐漸分離，此時翼型升力增加較為緩慢，當(dāng)超過失速迎角后，分離區(qū)迅速擴(kuò)大，此時雖然前緣區(qū)負(fù)壓有所增大，但是上表面整體負(fù)壓降低，導(dǎo)致翼型升力降低。在固定迎角下，逐漸提高射流動量系數(shù)，翼型前緣駐點(diǎn)后移，上表面前緣區(qū)負(fù)壓增大，這與迎角增大時的流場特性是一致的；同時由于后緣射流速度增大，壓力降低，促使上表面分離區(qū)后移，而這與迎角增大時的流場特性是相反的。從圖5中可以看出，當(dāng)動量系數(shù)較小時（Cμupper=0.01），迎角增大，上表面前緣高負(fù)壓區(qū)擴(kuò)大，而當(dāng)動量系數(shù)較大時（Cμupper= 0.03），迎角增大，上表面前緣負(fù)壓區(qū)縮小，導(dǎo)致翼型提前失速。

動量系數(shù)與迎角都會影響翼型前緣流場特性，而前緣流場特性與翼型失速密切相關(guān)。當(dāng)后緣動量系數(shù)較大時，翼型上表面前緣區(qū)負(fù)壓迅速增大，而此時增大迎角很難繼續(xù)提高前緣負(fù)壓，反而會導(dǎo)致分離區(qū)擴(kuò)大，進(jìn)而導(dǎo)致翼型失速。反觀低動量系數(shù)下，增大迎角會繼續(xù)促使前緣負(fù)壓繼續(xù)增大，不會導(dǎo)致翼型失速。

綜上所述，迎角通過增大翼型上表面前緣負(fù)壓提高翼型升力，而導(dǎo)致翼型失速的原因主要是促使上表面后緣分離，從而降低了上表面整體負(fù)壓；而動量系數(shù)導(dǎo)致翼型分離的原因主要是促使前緣負(fù)壓過大，降低了迎角對前緣負(fù)壓的影響，從而減弱了迎角提升升力的能力，導(dǎo)致翼型在較低迎角下失速。

2.2射流比例對氣動特性的影響

3結(jié)論

本文對基于環(huán)量控制技術(shù)的超臨界翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬，特別是對于大迎角下的繞流流場進(jìn)行了機(jī)理分析，并提出了雙射流能夠帶來更好的氣動效益，結(jié)果表明：

（1）環(huán)量控制技術(shù)在高動量系數(shù)、大迎角下的氣動性能表現(xiàn)欠佳。高動量系數(shù)會導(dǎo)致翼型失速迎角提前，當(dāng)Cμupper= 0.03時，翼型失速迎角提前至7.5°。同時在大迎角下射流對升力系數(shù)的提高極其有限。

（2）高動量系數(shù)下翼型失速迎角提前，與上表面前緣負(fù)壓密切相關(guān)，是環(huán)量控制射流與迎角對前緣負(fù)壓的相互影響導(dǎo)致的。

（3）適當(dāng)?shù)碾p射流比例能夠提高升阻比，改善升阻特性，特別是在大迎角下，下射流有較好的阻力效益。

環(huán)量控制技術(shù)發(fā)展至今，其提升升力的性能毋庸置疑，但是至今仍沒有工程應(yīng)用。結(jié)合本文的研究內(nèi)容，環(huán)量控制技術(shù)的發(fā)展應(yīng)注重以下幾點(diǎn)：（1）解決高動量系數(shù)下迎角失速問題，擴(kuò)寬射流對迎角的適用范圍；（2）解決環(huán)量控制技術(shù)的耗能問題，權(quán)衡耗能和升力效益之間的關(guān)系；（3）利用環(huán)量控制技術(shù)解決飛行控制的相關(guān)問題[15]，環(huán)量控制射流系統(tǒng)取代傳統(tǒng)的機(jī)械操作系統(tǒng)，需要解決如何利用射流研究飛行控制的問題。

參考文獻(xiàn)

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Aerodynamic Mechanism of Supercritical Airfoil Based on Circulation Control

Lei Yuchang*，Zhang Yanhua，Zhang Dengcheng，Su Guangxu Air Force Engineering University，Xian 710038，China

Abstract： The application of circulation control technology in aircraft can significantly improve lift and flight performances. In order to study the influence of circulation control on the aerodynamic characteristics of supercritical airfoils， especially at high angle of attack， the numerical simulation method of Reynolds average N-S equation is used for numerical calculation and analysis. The effects of momentum coefficient， angle of attack and jet ratio on lift-drag characteristics are simulated respectively. The results show that the lift coefficient is extremely limited at high angle of attack， and the high momentum coefficient will lead to the stall angle of attack in advance. The relationship between jet， angle of attack and leading edge flow field is analyzed， and the mechanism of stall angle of attack reduction is summarized.By adjusting the ratio of double jets， the lift-drag characteristics can be further improved at high angle of attack.

Key Words： circulation control； supercritical airfoil； numerical simulation； aerodynamic characteristics； angle of attack