带扰流片的二维翼型非定常计算及分析

周　涛,李晓勇
(中航第一飞机研究院上海分院第一研究室上海200232
)
摘　要:通过求解二维非定常可压N-S方程,研究了带扰流片的NAC A0012翼型绕流问题。

首先计算了扰流片固定在三个不同张开角度时的流动,气动力系数变化规律和已有实验数据对比,结论一致。

并着重描述了扰流片张开时,背风区涡形成、发展和脱落过程,分析了非定常气动力产生的机理。

为了进一步探讨振动扰流片对主翼的影响,采用Chi m era重叠网格技术处理多体相对移动问题,分析了振动频率和振动幅度两个因素对时均气动力的影响。

关键词:扰流片;非定常;N-S方程
中图分类号:V211 文献标识码:A 文章编号:1671Ο654X(2006)02Ο0090Ο05
引言
众所周知,扰流片的主要作用是,飞行器着陆时气动刹车或产生负升力的控制装置。

另外,扰流片和副翼结合操纵也可有效控制飞行器的飞行姿态。

近年来,国内外发展的主动控制技术研究表明,在控制非定常气动载荷方面,比如抑制飞行器的摇摆,缓和阵风的冲击,扰流片同样发挥巨大作用。

目前关于扰流片的非定常流动大概分为三类。

第一类是固定扰流片。

早期主要是通过实验研究固定扰流片的几何外形参数对流场的影响[1,2],尤其是诱发的非定常气动力现象。

由于尺度效应,洞壁干扰以及流场的复杂性,实验得出的数据需要经过适当处理。

第二类是周期振动扰流片。

Costes[3]和Cosigny[4]曾用实验研究了振动扰流片跨音速流动。

但是,他们的实验仅限于小幅度低频振荡。

第三类是快速张开扰流片。

快速张开扰流片类似于翼型快速上仰,在扰流片背风区会形成强烈的动态失速涡,以至瞬间产生巨大的升力增量,这与扰流片本应起到的气动刹车作用相违背,应当采取措施减小这种负面作用。

然而,Con2 signy[4]和Mabey[5]认为,这种大的非定常气动载荷反而可以用于超机动飞行器的主动控制技术。

第一类问题看似简单,但由于扰流片的张开造成物面在扰流片附近剧烈变化,在扰流片背风区会形成强烈的非定常分离涡。

实验手段虽然能定量测出非定常气动力,却不能细致刻画流场中涡的形成发展过程。

而数值模拟弥补了这个缺点,能描述任何时刻流场的变化,因此可解释非定常气动力产生的机理。

关于固定扰流片的非定常计算,目前国内还未曾开展此方面的研究,而本文尝试给出非定常气动力的机理性解释。

后两类涉及多体相对移动问题网格如何处理, Chi m era重叠网格自动生成法宜于处理多体相对移动的流动问题。

Chi m era的原理是,每个物体单独生成结构网格,通过挖洞、寻点技术建立多套网格之间的联系。

挖洞技术即是挖掉一套网格落入其它各套网格物面内部的部分,形成洞边界。

寻点技术则是指寻找网格之间进行流场信息传递的插值边界点,视插值精度不同,分一层插值、两层插值、多层插值。

每套网格分别进行流场求解,通过插值边界传递流场信息,洞内点不参与流场计算。

复杂外形的网格生成技术,目前除了采用分区结构网格、非结构网格、混合网格外,另外一种技术就是Chi m era重叠网格方法。

本文另一个任务便是应用Chi m era重叠网格方法,初步探讨小幅度高频振动扰流片非定常绕流。

1　模型和控制方程
本文计算模型是NACA0012翼型,在上表面布置一个扰流片。

扰流片根部落在距前缘0.3c处,长度0. 1c。

如果扰流片根部和主翼无缝连接,两套网格的洞边界分别落入自己的物面内部,但由于传递信息的需要,Chi m era方法挖洞边界不允许落入任何一个物面内部。

因此,本文的处理方法是,在扰流片根部和主翼留有很小的缝隙,约0.005c,如图1。

对于多体相对移动的非定常计算,需要在每一个物理时间步完成挖洞、寻点操作,更新网格重叠区域。

图2为某时刻计算网格, (a)为挖洞前网格,(b)为挖洞后网格。

主翼网格,其中翼型表面布置389个点,上翼面和扰流片重叠区域
,扰流片网格,表面布置49个点。

图1　NAC A0012
翼型和扰流片外形
(a )
挖洞前
(b )挖洞后
图2　计算网格
本文采用运动坐标系下,积分形式的二维非定常
可压N -S 方程:
99t
κΩQ d V +∫9ΩF (Q )·^n d S =∫9ΩG (Q )·^n d S 其中,Ω为任意网格单元,9
Ω为该单元边界,V 为单元体积,Q 为守恒变量,F (Q )为无粘通量,G (Q )为粘性通量。

时间离散采用二阶全隐格式。

空间采用Roe 的
F DS 迎风格式,二阶精度。

Choi [6]
模拟了快速张开扰
流片背风区复杂的非定常分离涡,比较了几种湍流模型的性能,结果认为SST k -ω湍流模型计算结果和实验吻合最好。

因此,本文采用SST k -ω湍流模型。

2　结果分析
2.1　NACA0012翼型俯仰振荡
为了验证本文所用Chi m era 重叠网格方法和计算格式的可行性,先试算NACA0012二维机翼俯仰振荡
的跨音速绕流。

翼型运动形式如下:
α(τ)=α0+αm sin (2k τ)其中,平衡攻角α0=0°,振动幅值αm =3°
,减缩频率k =
ωc
2U ∞=0.12,无量纲时间τ=t U ∞c
,来流M ∞=0.75。

采用本文的重叠网格技术和湍流模型,计算升力迟滞曲线如图3,计算结果和实验结果基本一致。

图3　俯仰翼型升力迟滞曲线和实验比
2.2　固定扰流片
计算模型是前面介绍的NACA0012翼型,上翼面
布置的扰流片固定不动,定义扰流片和起始位置所呈角度为。

这里计算三个状态,δ分别等于15°、30°、
60°。

自由来流条件,M ∞=0.3,P ∞=1.0×105
Pa ,T ∞=300K ,α=0°。

图4为三个偏转状态对应的时均压力系数分布规律。

随扰流片偏转角δ增大,主翼下表
面前缘吸力峰增强。

上表面压力分布从扰流片根部突变,迎风面,随δ增大,上表面压力增加;背风面时均压力随δ变化表现不明显。

所以,压力曲线前一部分所围面积大小反映升力大小,面积越大,升力越小,反之,面积越小,升力越大。

如表所示,随δ增大,时均升力
系数减小,阻力系数增大,结论与Lee 和Bodapati [2]
实验结果一致。

显然,为降低升力,起到气动刹车作用,扰流片张开角度尽量最大为宜,这与实际应用相符。

图4　
主翼表面时均压力系数分布
主翼时均气动力系数随δ变化趋势表
扰流片偏转角δ
15°30°60°时均升力系数CL -0.1538-0.2558-0.5848时均阻力系数Cd
0.0271
0.0339
0.0609
为了进一步分析扰流片背风区非定常涡发展过程以及导致的气动力变化规律,本文详细描述了δ=60°时的流动,给出了一个周期内,升力时间历程曲线C L ～U t/c (图5)和不同时刻流线谱(图6)。

图5中,U t/c 为无量纲时间,U 自由来流速度,c 主翼弦长。

曲线上编号分别对应图6各图流线谱。

从流线谱可看出,扰流片背风区形成两个反向旋转的涡:扰流片尖部自由剪切层卷起而形成的主涡及其诱导的反向旋转的二次涡。

图6(a )可看出,该时刻上翼面受主涡控制,升力
不断发展壮大,抵消主涡部分作用,升力呈下降趋势。

直至图6(d ),尾涡发展到最强,这时升力达到最小。

然后,尾涡开始脱落,升力又恢复回升的趋势,在6点达到最大升力,完成尾涡形成、发展和脱落的一个周期。

观察图5,不难发现,升力变化范围为,幅度很小,原因是由扰流片尖端脱落的主涡稳定在主翼上表面,而只有尾涡在向下游周期脱落。

主涡是产生升力的主要来源,尾涡的作用相对较小,因此导致升力变化幅度不大。

另外,在主翼上翼面形成的主涡是否稳定,初步预测跟扰流片布置的弦向位置以及张开角度有关,限于篇幅,本文未能进一步探讨。

图5　升力随时间变化历程δ=60
°
(a
)
(b
)
(c )
(d
)
(e
)
(f )
图6　涡非定常发展过程
2.3　
振动扰流片
之前,我们讨论了固定扰流片的情况,气动力周期振荡主要是由尾涡周期性脱落所致,并且气动力变化
频率和涡脱落频率相等。

对于扰流片周期振动,则存在两个时间尺度,一个是涡脱落频率f 0,另一个是扰流片强迫振动频率f 。

如果f νf 0,流动可看作准定常;若
f µf 0,情况大不相同,必须考虑时间效应。

对后者,实
验手段研究存在两大困难,一是高频振动,尤其是大幅度高频振动不容易实现;二是在极其短的时间尺度范围内,难以观察记载流动现象。

因此,高频振动扰流片的研究手段就首推CF D 模拟。

本文扰流片强迫振动频率f 在f 0附近变化,着重研究了f f 0=0.5,f f 0=1.0,f f 0=2.0三种频率。

振动形式:
δ(t )=δ0+δm sin (
ωt )其中,扰流片起始张开角度δ=60°,振动幅度δm =
60°、5°、2°,振动圆频率ω=2πf 。

观察图5,不难发现,对固定扰流片δ=60°情况,涡脱落频率f 0=90Hz 。

这里计算来流条件和前面相同,f 0的值可作为基准频率。

图7给出了不同振动幅度下,时均升力系数和阻力系数随振动频率变化曲线。

当f <f 0时,C L 随f 增大而增大,f >f 0,C L 随f 增大而减小,在f =f 0,C L 达到极
大值,并且,振动幅度越大,极大值偏离固定扰流片对
应的平均值越远。

阻力系数的变化趋势和升力系数变化趋势相同。

这种现象类似于广为人知的共振现象,当强迫频率等于固有频率时,响应最剧烈,无论增大还是减小强迫频率,响应均会减弱。

图7　振动频率和幅度对时均升力和阻力的影响
3　结论
本文采用Chi m era 重叠网格方法,通过数值求解非定常N -S 方程,研究了二维翼型上固定扰流片和周期振动扰流片对主翼周围流场和气动特性的影响。

固定扰流片:
1)随δ增大,升力降低,阻力增加。

因此,调整δ的大小,可适应飞行器着陆时气动刹车。

2)扰流片固定在距前缘0.3c 时,由于尾涡的周期脱落,导致主翼气动力周期变化,但主涡是产生升力的主要来源,尾涡的作用不显著,因此,瞬时升力系数变化幅度较小。

振动扰流片:
1)扰流片振动频率和振动幅度,都对时均气动力
有影响,强迫振动频率等于固定扰流片涡脱落的固有频率时,时均升力和阻力较固定扰流片时有不同程度的增加,并且,扰流片强迫振动幅度越大,时均气动力增量越大。

2)适当调整强迫振动频率和幅度,可实现对涡脱落规律的主动控制。

3)本文的研究仅限于小攻角来流,对于大攻角下流动分离如何控制,振动扰流片能否发挥作用,作用是否显著,等一系列问题本文未能涉及,有待进一步探讨。

参考文献:
[1]　W entz W H,O st owari C,Seethara m H C,Effects of Design
Variables on Spoiler Contr ol Effectivenss,H inge Moments
and W ake Turbulence[R].A I A A Paper81-0072,Jan.
1981.[2]　Lee C S,Bodapati S.Experi m ental I nvestigati ons of the
Fl owfield of an A irf oilwith Spoiler[J].A I A A Journal,Vol.
25,No.11,1987,pp.1411-1416.
[3]　Costes M,Gravelle A,Phili ppe J J.I nvestigati on of Un2
steady Subs onic Spoiler and Flap Aer odyna m ics[J].Journal
of A ircraft,Vol.24,No.9,1987,pp.629-637.
[4]　Consigny H,Gravelle A,Molinar o R.Aer odyna m ic Charac2
teristics of a T wo-D i m ensi onal Moving S poiler in Subs onic
and Trans onic Fl ow[J].Journal of A ircraft,Vol.21,No.
9,1984,pp.687-693.
[5]　Mabey D G.On the Pr os pects f or I ncreasing Dyna m ic L ift
[J].Aer onautical Journal,Vol.92,March1988,pp.95
-106.
[6]　Choi SW,Chang K D,Ok H.Parametric Study of Transient
Spoiler Aer odynam ics with T wo-Equati on Turbulence Mod2 els[J].Journal of A ircraft,Vol.38,No.5,Sep te mber-
Oct ober2001.
Nu meri cal I nvesti gati on of Unsteady Flow on A i rfoil with a Spoiler
ZHO U Tao,L I X i a oΟyong
(The F irst A ircraft Institute,Shanghai200232,China)
Abstract:Fl ow ar ound NACA0012airf oil with a stati onary or oscillating s poiler has been si m ulated by s olving the unsteady turbulent comp ressible t w o-di m ensi onal Navier-St okes equati ons.For the stati onary s poiler,computati ons were carried out at three s poiler deflecti on angles.The results were consistent with the experi m ental data.To analyze the comp lex unsteady fl ow induced by the relative moti on of several bodies,Chi m era dyna m ic grid method has been app lied t o the oscillating s poiler p r oble m.The frequency and the a mp litude of the oscillating s poiler have been studied,and a conclusi on has been dra wn that the frequency and the a mp litude can contr ol the ti m e-averaged lift and drag coefficients on main airf oil.
Key words:s poiler;unsteady;NavierΟSt okes equati ons。