變彎度柔性機(jī)翼與多段翼型氣動(dòng)特性對(duì)比研究

李嘉儀，黃再興，張憲政，童明波，陳吉昌

1.南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016

2.江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，江西 南昌 330096

隨著各類型飛行器的更新?lián)Q代，飛機(jī)在不同飛行環(huán)境下的性能要求逐年提升。尤其是起飛著陸過(guò)程中的氣動(dòng)性能，在極大程度上影響飛行器的環(huán)境適用性。機(jī)翼變彎度技術(shù)使得飛機(jī)能在不同飛行狀態(tài)下獲得更高的飛行效率，已逐漸成為近年來(lái)的研究熱點(diǎn)。

后緣機(jī)械增升裝置通過(guò)簡(jiǎn)單機(jī)械變形以增加機(jī)翼的最大升力系數(shù)，在諸多類別的增升裝置中，單縫襟翼的設(shè)計(jì)和使用相比于開(kāi)裂襟翼和簡(jiǎn)單襟翼，能更大程度上優(yōu)化升力特性[1]。近年來(lái)，柔性可變彎度機(jī)翼的出現(xiàn)，將傳統(tǒng)變形機(jī)翼的設(shè)計(jì)觀念從局部固定機(jī)構(gòu)的改變，提高到了內(nèi)部機(jī)構(gòu)變形與智能材料外皮相結(jié)合的設(shè)計(jì)趨勢(shì)上去。隨著后緣增升裝置的更新?lián)Q代，傳統(tǒng)后緣襟翼的優(yōu)化及柔性變形機(jī)翼的使用使得機(jī)翼變體技術(shù)成為提高飛機(jī)升阻特性的一大捷徑。相比于傳統(tǒng)主翼，簡(jiǎn)單襟翼翼型，帶柔性蒙皮的變彎度機(jī)翼具有更加靈活的傳動(dòng)結(jié)構(gòu)，外形上也更光滑連續(xù)。

自20世紀(jì)90年代起，國(guó)外已開(kāi)始進(jìn)行柔性可變彎度機(jī)翼領(lǐng)域的研究，美國(guó)與歐洲各國(guó)紛紛將變彎度機(jī)翼列為關(guān)鍵技術(shù)。機(jī)翼后緣連續(xù)變彎度技術(shù)最早于1994年被提出，2003 年Kerr-Jia 和Kota[2]提出了一種系統(tǒng)化的建模方法，通過(guò)目標(biāo)函數(shù)捕捉形狀差異，并使用遺傳算法生成了可自適應(yīng)形狀變化的后緣變形機(jī)構(gòu)。Yokozeki和Sugiura[3]采用瓦楞結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼后緣光滑偏轉(zhuǎn)，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比了后緣連續(xù)變彎度翼型與傳統(tǒng)單鉸鏈副翼翼型的氣動(dòng)特性。Lyu 和Martins[4]基于梯度優(yōu)化算法，進(jìn)行了NASACRM 構(gòu)型機(jī)翼變后緣彎度的氣動(dòng)性能分析。Kaul 和Nguyen[5]使用S-A 湍流模型，對(duì)比分析了5 種不同后緣彎度機(jī)翼與初始無(wú)偏轉(zhuǎn)機(jī)翼的氣動(dòng)特性。國(guó)內(nèi)陳錢等[6]研究了6 種外形變彎度機(jī)翼的繞流分布，分析了不同外形下連續(xù)光滑變形機(jī)翼與傳統(tǒng)偏轉(zhuǎn)翼型的氣動(dòng)特性，并研究了其不同氣動(dòng)特性的流動(dòng)機(jī)理。梁海朝等[7]研究了巡航狀態(tài)下連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣變彎度翼型的氣動(dòng)特性，得到了跨聲速巡航狀態(tài)下，偏轉(zhuǎn)方式敏感度小于低速飛行大偏角情況的結(jié)論。楊文超等[8]搭建了風(fēng)洞測(cè)力及流場(chǎng)顯示試驗(yàn)平臺(tái)，研究了機(jī)翼彎度連續(xù)準(zhǔn)定常變形下的流動(dòng)分離特性，并分析了變彎度機(jī)翼與固定彎度機(jī)翼流動(dòng)分離現(xiàn)象的區(qū)別。伏欣[9]使用FLUENT對(duì)具有柔性彎曲懸臂梁后緣的變形機(jī)翼進(jìn)行了氣動(dòng)分析，驗(yàn)證了其性能相比于傳統(tǒng)機(jī)翼的優(yōu)勢(shì)。近年來(lái)，雖在柔性變形機(jī)翼與傳統(tǒng)變形襟翼領(lǐng)域產(chǎn)生了諸多氣動(dòng)特性分析的研究成果，但對(duì)于相同飛行條件下，光滑變彎度翼型與傳統(tǒng)多段翼型在相同后緣偏轉(zhuǎn)角情況下氣動(dòng)特性仿真的對(duì)比研究還較少。

本文基于計(jì)算流體力學(xué)基本理論，求解二維不可壓Navier-Stokes（N-S）方程，對(duì)比在相同飛行速度、雷諾數(shù)的情況下，柔性連續(xù)二維機(jī)翼與帶有單襟翼的二段翼型的氣動(dòng)性能差異，分析并討論在相同后緣偏轉(zhuǎn)角的情況下，翼縫對(duì)二維機(jī)翼表面氣流流動(dòng)特性的影響，為變彎度機(jī)翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。

1 研究方法

1.1 變彎度翼型建模及計(jì)算模型

在標(biāo)準(zhǔn)NACA4418 翼型基礎(chǔ)上，本文參考相關(guān)研究進(jìn)行了柔性變后緣彎度翼型[10]及單襟翼二段翼翼型[11-12]的建模，變形前弦長(zhǎng)c均為1m。默認(rèn)前緣處為坐標(biāo)原點(diǎn)，柔性機(jī)翼轉(zhuǎn)軸位置L為后緣30%弦長(zhǎng)處。二段翼襟翼長(zhǎng)度為30%弦長(zhǎng)，轉(zhuǎn)軸位置L為后緣25%弦長(zhǎng)處，為保證襟翼正常偏轉(zhuǎn)，單襟翼后退位移m為（10%c，0）。考慮實(shí)機(jī)飛行情況下后緣偏轉(zhuǎn)角度限制，計(jì)算模型偏轉(zhuǎn)角度選擇滿足基本飛行需求的3°、6°、9°、12°。在保證基本構(gòu)型一致的前提下，調(diào)整特征尺寸以確保計(jì)算雷諾數(shù)相同。

以轉(zhuǎn)軸中心與后緣點(diǎn)連線為初始位置，不同后緣偏轉(zhuǎn)角下兩種翼型與初始翼型對(duì)比如圖1所示。

圖1 翼型示意圖Fig.1 Schematic diagram of airfoils

本文采用計(jì)算流體力學(xué)的方法對(duì)兩種翼型進(jìn)行相同參數(shù)下的氣動(dòng)仿真，其中涉及的雷諾平均Navier-Stokes 方程為

湍流模型選擇一方程模型，非守恒形式的Spalart-Allmaras（S-A）模型控制方程[13]為

其中渦黏系數(shù)定義為

1.2 方法適用性驗(yàn)證

在進(jìn)行主要計(jì)算之前，對(duì)GA（W）-1 翼型進(jìn)行氣動(dòng)分析并與試驗(yàn)結(jié)果[14]對(duì)比，驗(yàn)證方法可行性。具體計(jì)算參數(shù)為v=51m/s，Re=6.3×106。計(jì)算得到不同迎角下的升力系數(shù)及力矩系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖2 所示，計(jì)算升力系數(shù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。

圖2 算例驗(yàn)證結(jié)果圖Fig.2 Verification results of calculation examples

為確保計(jì)算過(guò)程中網(wǎng)格數(shù)量不影響計(jì)算精度，基于初始柔性翼型基本工況進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。在使用切割體網(wǎng)格的基礎(chǔ)上，對(duì)機(jī)翼周圍網(wǎng)格進(jìn)行加密，得到6種不同網(wǎng)格量的計(jì)算結(jié)果（見(jiàn)表1）。以升力系數(shù)為例，隨著網(wǎng)格量的增加，計(jì)算誤差為0.33%～1.9%，故計(jì)算結(jié)果存在網(wǎng)格無(wú)關(guān)性。為節(jié)約計(jì)算資源，選用第三套網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算。二段翼模型使用的網(wǎng)格相比于柔性翼網(wǎng)格，在翼縫附近進(jìn)行了額外加密，網(wǎng)格數(shù)量增加了50%，不再進(jìn)行無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。整體網(wǎng)格情況（以二段翼網(wǎng)格為例）與兩種翼型網(wǎng)格細(xì)節(jié)圖如圖3 所示，考慮到計(jì)算量問(wèn)題，采用壁面函數(shù)法進(jìn)行近壁面處流動(dòng)計(jì)算[15]，取y+=30，第一層網(wǎng)格厚度為1.8e-4倍弦長(zhǎng)。

表1 不同網(wǎng)格數(shù)量氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比Table 1 Comparison of aerodynamic coefficients of different grid numbers

圖3 整體網(wǎng)格及細(xì)節(jié)網(wǎng)格圖Fig.3 Overall grid and detail grid

基于后緣偏轉(zhuǎn)角6°的二段翼型進(jìn)行湍流無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，使用不同湍流模型進(jìn)行計(jì)算，v=68m/s，Re=4.5×106。

湍流無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果見(jiàn)表2，不同湍流模型計(jì)算結(jié)果誤差在4.3%以內(nèi)，選擇標(biāo)準(zhǔn)S-A湍流模型進(jìn)行后續(xù)計(jì)算。

表2 不同湍流模型氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比Table 2 Comparison of aerodynamic coefficients use different turbulence models

2 研究結(jié)果

多段翼型縫道的存在會(huì)消除后緣處的主要分離，加之縫道內(nèi)復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致兩種翼型的氣動(dòng)力特性隨特定飛行參數(shù)變化規(guī)律而不同。考慮飛機(jī)起飛著陸過(guò)程中的飛行姿態(tài)變化，本文先針對(duì)固定后緣偏轉(zhuǎn)角為0°、3°及6°，固定飛行速度v=68m/s，變迎角時(shí)兩種翼型做氣動(dòng)仿真。繼而對(duì)固定迎角，改變后緣偏轉(zhuǎn)角時(shí)兩種翼型的氣動(dòng)特性做結(jié)果分析。分別就迎角、后緣偏轉(zhuǎn)角及翼縫的存在對(duì)兩種翼型氣動(dòng)特性的影響做具體討論。

2.1 后緣偏轉(zhuǎn)角對(duì)升阻力特性的影響

2.1.1 后緣偏轉(zhuǎn)角0°，迎角由-2°到16°變化

計(jì)算得到兩種翼型氣動(dòng)數(shù)據(jù)對(duì)比如圖4 所示（其中flex表示柔性，flap表示二段翼）。二者升阻力系數(shù)變化規(guī)律一致，在計(jì)算迎角小于8°時(shí)，二段翼升力系數(shù)略小于柔性翼，迎角繼續(xù)增大到10°后，二段翼升力系數(shù)超過(guò)柔性翼。阻力系數(shù)上，二段翼的阻力系數(shù)始終小于柔性翼，直到達(dá)到16°迎角，即臨界迎角附近時(shí)，阻力系數(shù)才近似相等。

圖4 后緣偏轉(zhuǎn)角為0°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨迎角變化情況Fig.4 Edge deflection angle 0°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

值得注意的是，由于翼縫的存在，二段翼的力矩系數(shù)在計(jì)算迎角由-2°到16°增加的過(guò)程中，呈現(xiàn)先減小后增加再減小的變化趨勢(shì)，與柔性翼的單調(diào)遞減不同。

2.1.2 后緣偏轉(zhuǎn)角6°，迎角由-2°到16°變化

圖5 為后緣偏轉(zhuǎn)角均為6°時(shí)，兩種翼型的氣動(dòng)力系數(shù)變化圖。兩種翼型升阻力系數(shù)變化規(guī)律一致，在計(jì)算迎角小于4°時(shí)，后緣偏轉(zhuǎn)6°的二段翼升力系數(shù)略小于柔性翼。隨著迎角的增大，二段翼升力系數(shù)超過(guò)柔性翼。達(dá)到臨界迎角之前，二段翼的阻力系數(shù)始終小于柔性翼，且隨著迎角的增大，差異逐漸明顯。迎角大于12°后，柔性翼翼周流動(dòng)分離現(xiàn)象顯著增加，升力系數(shù)大幅減小，阻力系數(shù)大幅增加，機(jī)翼失穩(wěn)，在此過(guò)程中二段翼升阻力系數(shù)值始終規(guī)律性變化，直到迎角變化至18°時(shí)，升阻比才開(kāi)始減小，但翼周流動(dòng)始終處于定常狀態(tài)。

圖5 后緣偏轉(zhuǎn)角為6°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨迎角變化情況Fig.5 Edge deflection angle 6°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

同樣，由于翼縫的存在，二段翼的力矩系數(shù)在計(jì)算迎角增加的過(guò)程中，呈先減小后增加再減小的變化趨勢(shì)，與柔性翼的單調(diào)遞減不同。

2.1.3 后緣偏轉(zhuǎn)角12°，迎角由-2°到16°變化

圖6為后緣偏轉(zhuǎn)角均為12°時(shí)，兩種翼型的氣動(dòng)力系數(shù)變化圖。兩種翼型阻力系數(shù)變化規(guī)律與后緣偏轉(zhuǎn)角為0°與6°時(shí)基本相同。二段翼升力系數(shù)在迎角為0°時(shí)已然略高于柔性翼，柔性翼翼周流動(dòng)在迎角增大至6°后開(kāi)始發(fā)生大規(guī)模流動(dòng)分離，而二段翼始終計(jì)算穩(wěn)定，直到迎角增大至18°，升阻比才開(kāi)始減小，翼周流動(dòng)仍處于定常狀態(tài)。

圖6 后緣偏轉(zhuǎn)角為12°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨迎角變化情況Fig.6 Edge deflection angle 12°，variation of force coefficient and moment coefficient with angle of attack

綜上所述，兩種翼型在升阻力系數(shù)上變化趨勢(shì)基本一致，但隨著后緣偏轉(zhuǎn)角的增大，對(duì)柔性翼轉(zhuǎn)軸附近的外形要求逐漸增高，二段翼的力矩系數(shù)變化規(guī)律則逐漸弱化，向單調(diào)遞減靠攏，在后緣偏轉(zhuǎn)角相同情況下，二段翼的氣動(dòng)特性更加穩(wěn)定。

2.2 迎角固定時(shí)后緣偏轉(zhuǎn)角變化對(duì)升阻力特性的影響

計(jì)算迎角固定為0°時(shí)，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角逐漸增大，兩種翼型升阻力系數(shù)及壓力系數(shù)均呈單調(diào)遞增的變化規(guī)律，其中柔性翼升力系數(shù)始終略大于二段翼，阻力系數(shù)在后緣偏轉(zhuǎn)角增大至9°之前也始終小于二段翼。力矩系數(shù)反之，二段翼力矩系數(shù)在后緣偏轉(zhuǎn)角增大至9°之前始終小于柔性翼，如圖7所示。

圖7 迎角為0°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨后緣偏轉(zhuǎn)角變化情況Fig.7 Variation of force and moment coefficients with 0°angle of attack at subsequent edge deflection angles

計(jì)算迎角固定為6°時(shí)，二種翼型升阻力系數(shù)及壓力系數(shù)均呈單調(diào)遞增的變化規(guī)律，二段翼升力系數(shù)在后緣偏轉(zhuǎn)角小于6°時(shí)略小于柔性翼，偏轉(zhuǎn)角大于6°后二段翼升力系數(shù)穩(wěn)定增加，差距在9°后逐漸明顯，如圖8 所示。

圖8 迎角為6°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨后緣偏轉(zhuǎn)角變化情況Fig.8 Variation of force and moment coefficients with 6°angle of attack at subsequent edge deflection angles

計(jì)算迎角固定為12°時(shí)，二種翼型升阻力系數(shù)及壓力系數(shù)均呈單調(diào)遞增的變化規(guī)律，二段翼升力系數(shù)始終高于柔性翼且增長(zhǎng)幅度更大，二段翼阻力系數(shù)也更低，整體升阻比在各種偏轉(zhuǎn)角下都優(yōu)于柔性機(jī)翼，如圖9所示。

圖9 迎角為12°時(shí)，力系數(shù)及力矩系數(shù)隨后緣偏轉(zhuǎn)角變化情況Fig.9 Variation of force and moment coefficients with 12°angle of attack at subsequent edge deflection angles

隨著迎角的增大，兩種翼型改變后緣偏轉(zhuǎn)角帶來(lái)的增升減阻效果差異也逐漸明顯，整體上看，二段翼的氣動(dòng)性能提升得更快，且更加穩(wěn)定。

2.3 后緣偏轉(zhuǎn)角對(duì)翼型表面壓力系數(shù)及翼周速度的影響

二段翼翼縫的存在使得翼型表面流動(dòng)情況在翼縫周圍與連續(xù)翼型有較大的區(qū)別，氣流流過(guò)時(shí)將在翼縫內(nèi)短暫停留后分別沿襟翼上下表面向后移動(dòng)，并在后緣點(diǎn)匯聚成一股。圖10所示為固定迎角為6°時(shí)不同后緣偏轉(zhuǎn)角下兩種翼型表面的壓力系數(shù)分布情況。隨著后緣偏轉(zhuǎn)角的增大，兩種翼型前緣上表面壓力系數(shù)差距逐漸增大，這一點(diǎn)從云圖中也可看出，6°后緣偏轉(zhuǎn)角、12°迎角時(shí)兩種翼型前緣駐點(diǎn)位置基本相同，但翼型上表面已有明顯速度差異，此時(shí)柔性翼前緣上表面最大速度為122m/s，而二段翼前緣處則達(dá)到了135m/s。

圖10 不同后緣偏轉(zhuǎn)角翼型表面壓力系數(shù)分布情況Fig.10 Surface pressure coefficient distribution of airfoils with different trailing edge deflection angles

結(jié)合圖10與圖11可知，兩種翼型翼周速度在后緣處差異同樣明顯，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角的增大，柔性翼上表面偏轉(zhuǎn)軸附近的流動(dòng)分離現(xiàn)象逐漸加劇，尾跡湍流區(qū)相比于二段翼更寬，此時(shí)流場(chǎng)已為非定常，流動(dòng)不穩(wěn)定直接導(dǎo)致了柔性翼升阻比的下降。

圖11 迎角為6°時(shí)不同后緣偏轉(zhuǎn)角的速度云圖Fig.11 Contours of velocity with different trailing adge deflection angles at 6°angle of attack

二段翼翼縫處流動(dòng)湍亂產(chǎn)生小渦，從圖10 中也可看出，翼縫附近壓力系數(shù)浮動(dòng)明顯，且隨著偏轉(zhuǎn)角的增大，流過(guò)翼縫的氣流逐漸規(guī)律化，襟翼翼周壓差趨于穩(wěn)定，襟翼表面壓力系數(shù)分布情況與普通單個(gè)翼型接近。

綜上所述，在后緣偏轉(zhuǎn)角較小時(shí)，柔性翼的氣動(dòng)特性優(yōu)于單襟翼翼型，隨著偏轉(zhuǎn)角的增大，柔性翼后緣轉(zhuǎn)軸處的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)將直接決定其在增升上的優(yōu)勢(shì)，轉(zhuǎn)軸處銜接面弧度影響著柔性翼翼型尾跡大小，而單襟翼翼型翼縫的存在雖在一定程度上影響了機(jī)翼表面流動(dòng)，但在大后緣偏轉(zhuǎn)角的情況下，氣動(dòng)特性表現(xiàn)更好。

3 結(jié)論

本文通過(guò)求解二維不可壓N-S 方程，研究了在亞聲速飛行中，不同迎角及不同后緣偏轉(zhuǎn)角情況下二維柔性機(jī)翼翼型及二段翼翼型的氣動(dòng)特性，可以得到以下結(jié)論：

（1）柔性翼與二段翼的升阻力特性在后緣偏轉(zhuǎn)角度小時(shí)，變化趨勢(shì)基本相同，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角度的增大，二段翼升力系數(shù)曲線在更小的迎角下反超柔性機(jī)翼，阻力系數(shù)變化趨勢(shì)也緩慢于柔性翼。

（2）柔性翼與二段翼的升阻力特性在飛行迎角小時(shí)，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角的改變，其趨勢(shì)基本相同。二段翼升阻力系數(shù)均穩(wěn)定增加，而柔性翼在迎角增大后，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角的增大，更容易產(chǎn)生大規(guī)模流動(dòng)分離。

（3）柔性翼在不同迎角下后緣附近的流動(dòng)分離發(fā)生在后緣轉(zhuǎn)軸附近，隨著后緣偏轉(zhuǎn)角和迎角的增大，流動(dòng)分離現(xiàn)象逐漸明顯。二段翼翼縫內(nèi)部渦流的產(chǎn)生導(dǎo)致整體壓力系數(shù)在翼縫附近浮動(dòng)，此為兩種翼型升阻比存在差異的主要原因。

（4）后緣偏轉(zhuǎn)角小時(shí)，柔性翼氣動(dòng)特性優(yōu)于單襟翼翼型，后緣偏轉(zhuǎn)角大時(shí)則反之，此現(xiàn)象取決于柔性翼后緣轉(zhuǎn)軸處結(jié)構(gòu)外形及單襟翼翼型翼縫形狀。