上翼面擾流板偏轉(zhuǎn)對(duì)沖壓翼傘流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響

邵 博，張 強(qiáng)

（中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089）

上翼面擾流裝置是一類(lèi)新型的沖壓翼傘縱向和橫向操縱裝置，目前國(guó)外沖壓翼傘上翼面擾流裝置主要有兩種形式。第一種是在翼傘部分氣室的上翼面?zhèn)阋律涎卣瓜蜷_(kāi)縫，通過(guò)操縱繩下拉縫前面的傘衣使開(kāi)縫處產(chǎn)生氣流出口，氣室內(nèi)氣流沖出對(duì)上翼面形成擾動(dòng)[1]；第二種擾流裝置通過(guò)形狀記憶合金來(lái)改變翼傘上翼面氣流出口處的織物補(bǔ)丁的彎曲程度，從而實(shí)現(xiàn)翼傘上翼面氣流出口的開(kāi)閉[2]。兩種擾流裝置均通過(guò)控制氣室內(nèi)部的氣體從上翼面流出來(lái)實(shí)現(xiàn)翼傘操縱但結(jié)構(gòu)又有所差異，為區(qū)分上述兩種擾流裝置，本文稱(chēng)前者為擾流縫，后者為擾流板。文獻(xiàn)[3]對(duì)帶擾流縫的翼傘進(jìn)行了二維流場(chǎng)仿真研究，指出相比干凈翼型，擾流縫的存在會(huì)使計(jì)算過(guò)程在一開(kāi)始存在大幅度震蕩且收斂時(shí)間較長(zhǎng)；文獻(xiàn)[4]通過(guò)二維流場(chǎng)仿真研究了擾流縫的開(kāi)縫方向和弦向位置對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響，指出計(jì)算此類(lèi)帶空腔的流動(dòng)時(shí)需要精細(xì)的網(wǎng)格生成；文獻(xiàn)[5]首次對(duì)帶擾流縫的翼傘進(jìn)行了三維流場(chǎng)數(shù)值模擬，結(jié)果表明和后緣下偏相比，擾流縫是更有效的縱向操縱方式；文獻(xiàn)[6]對(duì)使用上翼面擾流縫的翼傘進(jìn)行了一系列自主空投試驗(yàn)，結(jié)果表明擾流縫是一種可有效改變滑翔比和控制翼傘橫向運(yùn)動(dòng)的裝置，從而大幅提高了自主空投的著陸精度；文獻(xiàn)[7]總結(jié)了國(guó)外團(tuán)隊(duì)開(kāi)展的擾流縫研究工作所取得的進(jìn)展。文獻(xiàn)[2]通過(guò)空投試驗(yàn)研究了第二種擾流裝置——擾流板在翼傘操縱上的應(yīng)用，結(jié)果表明擾流板同樣可對(duì)翼傘進(jìn)行良好的縱向橫向控制。國(guó)內(nèi)對(duì)沖壓翼傘上翼面擾流裝置的研究目前還處于起步階段[7]。

可以看出，國(guó)外通過(guò)大量的流場(chǎng)仿真和空投試驗(yàn)，研究了擾流縫的弦向位置，開(kāi)縫方向和下拉距離等結(jié)構(gòu)參數(shù)對(duì)翼傘氣動(dòng)性能的影響，但未見(jiàn)針對(duì)第二種相似的擾流裝置——擾流板的流場(chǎng)仿真研究。此外，目前僅有擾流縫下拉距離對(duì)翼傘氣動(dòng)特性影響的試驗(yàn)研究，而未見(jiàn)相應(yīng)的仿真研究，這可能是由于不同的擾流縫下拉距離會(huì)造成翼傘上翼面氣流出口尺寸、下拉傘衣尺寸以及下拉傘衣形狀產(chǎn)生較大變化，而上述變化的精確確定需要復(fù)雜的流固耦合計(jì)算或在試驗(yàn)中測(cè)量。與擾流縫相比，擾流板工作在不同下偏量時(shí)，翼傘上翼面氣流出口尺寸和擾流板（織物補(bǔ)丁）尺寸保持不變，擾流板剛性更強(qiáng)故其形狀受氣流影響較小，因此可以事先確定不同下偏量時(shí)的擾流板形狀而忽略其因氣流作用產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)變形，從而為流場(chǎng)仿真前的建模帶來(lái)方便。綜上，基于已有研究成果，本文首先建立了帶上翼面擾流板的沖壓翼傘剖面模型，通過(guò)改變擾流板下偏角度，得到四種翼傘氣室剖面并對(duì)其進(jìn)行二維定常流場(chǎng)仿真來(lái)研究擾流板下偏量對(duì)翼傘流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。

1 計(jì)算模型與數(shù)值方法

1.1 模型建立和網(wǎng)格生成

選取Clark-Y翼型為翼傘剖面的基礎(chǔ)翼型并在前緣切口，如圖1所示，切口長(zhǎng)度l為5%干凈翼型弦長(zhǎng)，前緣切口角度為45°。上翼面擾流板下偏時(shí)的翼傘氣室剖面如圖2所示，擾流板長(zhǎng)度b=0.03c（c為翼型弦長(zhǎng)），其折點(diǎn)距干凈翼型前緣（圖中坐標(biāo)軸原點(diǎn)）的水平距離為0.25c，上翼面氣流出口長(zhǎng)度a=0.01c。擾流板下偏角度e定義為擾流板與翼弦的夾角，分別取未下偏、下偏15°、下偏30°和下偏45°四種翼傘氣室剖面。

圖1 沖壓翼傘基礎(chǔ)剖面（擾流板未下偏）示意圖

圖2 沖壓翼傘上翼面擾流板下偏示意圖

采用相同的分塊方式和節(jié)點(diǎn)分布對(duì)上述4種翼傘氣室剖面和Clark-Y翼型生成二維結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，全流場(chǎng)網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 全流場(chǎng)網(wǎng)格

1.2 計(jì)算條件和數(shù)值方法

對(duì)上述4種翼傘剖面模型和Clark-Y翼型進(jìn)行不同攻角下的定常流場(chǎng)計(jì)算，攻角范圍取0°~20°，間隔為2.5°。流場(chǎng)右側(cè)邊界的邊界條件為壓力出口，其余流場(chǎng)邊界設(shè)為速度入口，如圖3所示，速度入口的邊界條件見(jiàn)表1。

表1 速度入口邊界條件

流動(dòng)滿足的空氣動(dòng)力學(xué)基本控制方程為：

其中，φ為通用求解變量，u為速度矢量，Γ為廣義擴(kuò)散系數(shù)。

求解控制方程的數(shù)值方法為SIMPLE(semi-implicit method for pressure-linked equations)算法。變量梯度使用基于單元體的最小二乘法（least squares cell based）計(jì)算，其余空間離散使用二階迎風(fēng)格式，雖然該離散格式會(huì)使收斂變慢，但在離散過(guò)程中截?cái)嗾`差較小因而有較高的計(jì)算精度，可獲得更準(zhǔn)確的結(jié)果。

1.3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

文獻(xiàn)[4]指出進(jìn)行上翼面擾流數(shù)值計(jì)算時(shí)需要精細(xì)的網(wǎng)格生成，因此有必要對(duì)擾流板下偏模型的網(wǎng)格進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。以擾流板下偏45°模型為例，對(duì)原網(wǎng)格進(jìn)行局部加密，將網(wǎng)格量由24萬(wàn)增至36萬(wàn)，并對(duì)上述2種網(wǎng)格在4個(gè)迎角下的仿真計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 擾流板下偏45°模型的2種網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果對(duì)比

可以看出，不同迎角下網(wǎng)格加密后氣動(dòng)力系數(shù)有增有減而未呈現(xiàn)單調(diào)變化的趨勢(shì)，總的來(lái)說(shuō)網(wǎng)格加密對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果影響不大，誤差不超過(guò)1.3%，說(shuō)明該量級(jí)的網(wǎng)格量可得出較小容差下的與網(wǎng)格無(wú)關(guān)的解。因加密后的網(wǎng)格可更好地捕捉流場(chǎng)特征，計(jì)算擾流板下偏模型時(shí)的網(wǎng)格量均取36萬(wàn)。

2 流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析

擾流板未下偏時(shí)翼傘剖面的壓力系數(shù)云圖和流線圖隨迎角的變化情況如圖4所示。可以看出，來(lái)流流至前緣切口附近時(shí)分成2股流向上下翼面，氣室內(nèi)部幾乎無(wú)流動(dòng)。0°和2.5°迎角時(shí)，流動(dòng)均為下翼面前緣分離再附著（前緣分離泡），上翼面貼體，但2.5°時(shí)下翼面前緣分離泡更小，此時(shí)阻力系數(shù)達(dá)到最小值，如圖5所示。5°迎角時(shí)上下翼面前緣均出現(xiàn)分離泡，此時(shí)阻力開(kāi)始增大。在10°迎角時(shí)開(kāi)始出現(xiàn)上翼面后緣分離，此時(shí)升力系數(shù)達(dá)到最大值，如圖6所示。迎角進(jìn)一步增大時(shí)，流動(dòng)分離點(diǎn)向前緣移動(dòng)，17.5°迎角時(shí)，上翼面完全流動(dòng)分離。

圖4 擾流板未下偏時(shí)流場(chǎng)壓力云圖和流線圖

圖6 升力系數(shù)曲線

擾流板下偏時(shí)的流場(chǎng)壓力云圖和流線圖如圖7所示。圖8展示了部分工況下上翼面氣流出口處的氣體流出方向。擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動(dòng)，使同樣迎角下的流動(dòng)分離提前或更加劇烈，導(dǎo)致了升力減小，阻力增加的總體趨勢(shì)；擾流板下偏15°時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界在相對(duì)較小迎角（15°迎角）時(shí)就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動(dòng)分離區(qū)域進(jìn)一步變大，如圖8(b)所示，而下偏45°時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動(dòng)分離區(qū)域未能進(jìn)一步增大，如圖7和圖8(c)所示。上述流場(chǎng)特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律：圖5中，17.5°迎角時(shí)擾流板下偏和未下偏剖面的阻力系數(shù)差別不大，均在0.24附近，由相關(guān)流線圖可知這是由于該迎角下各剖面具有相近的上翼面流動(dòng)分離區(qū)域；20°迎角時(shí)，擾流板下偏反而使翼傘剖面的阻力系數(shù)減小，由圖7可以看出，20°迎角時(shí)，擾流板下偏45°的上翼面流動(dòng)分離區(qū)域反而被限制在上翼面氣流出口的右側(cè)，較小的流動(dòng)分離區(qū)域使阻力系數(shù)變小。

圖5 阻力系數(shù)曲線

圖7 擾流板下偏時(shí)流場(chǎng)壓力云圖和流線圖

圖8 上翼面氣流出口處的氣體流出方向

3 結(jié)論

前緣分離氣泡在小迎角時(shí)對(duì)擾流板未下偏剖面的阻力系數(shù)影響較大；擾流板下偏最顯著的影響是破壞了上翼面的光滑流動(dòng)，使同樣迎角下的流動(dòng)分離提前或更加劇烈，導(dǎo)致了升力減小，阻力增加的總體趨勢(shì)；上翼面擾流板小角度下偏時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界在相對(duì)較小迎角時(shí)就前移至氣流出口左側(cè)，使上翼面流動(dòng)分離區(qū)域進(jìn)一步變大，而擾流板下偏角度增大時(shí)，上翼面分離大渦的左邊界始終未能前移至氣流出口左側(cè)，上翼面流動(dòng)分離區(qū)域未能進(jìn)一步增大，上述流場(chǎng)特征可合理解釋大迎角下擾流板下偏剖面的阻力系數(shù)變化規(guī)律。