控制超临界翼型边界层分离的微型涡流发生器数值模拟

控制超临界翼型边界层分离的微型涡流发生器数值模拟
石清;李桦
【摘要】本文基于任意曲线坐标系下的雷诺平均Navier-Stokes方程和Spalat-Allmaras一方程湍流模型,采用对接拼接网格技术和多重网格加速收敛技术,对安装有叶片式微型涡流发生器的超临界机翼翼身组合体进行了数值模拟,研究了微型涡流发生器的高度和弦向安装位置对超临界机翼附面层流动控制的机理以及对超临界机翼气动性能的影响规律.%In this paper, the main contents are focused on flow control mechanism of micro-vortex generators and aerodynamic performance of supercritical wing. To simulate the aerodynamic characteristics of supercritical wing using micro-vortex generators, based on the RANS equations and SA turbulent model, the numerical methods are adopted including cross-grid technology and multi-grid method. Effectiveness of micro-vortex generators heights and positions on flow control mechanism and aerodynamic performance of supercritical wing are investigated.
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2011(029)004
【总页数】4页(P508-511)
【关键词】微型涡流发生器;超临界机翼;流动控制;数值模拟
【作者】石清;李桦
【作者单位】中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073;国防科学技术大学航天与材料工程学院,湖南长沙410073
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
0 引言
广义而言，一切可产生涡流的器件都可称之为涡流发生器。

然而，常规的涡流发生器由于自身存在的型阻而难以达成预期的增升减阻效果;而微型涡流发生器的法向高度比常规涡流发生器的法向高度要小得多，可降低自身型阻的代价。

因此，微型涡流发生器是进行流动控制以实现增升减阻的便利手段［1－2］。

由于微型涡流发生器的几何尺寸小，其法向高度通常与当地附面层的厚度相当，同时又安装在粘性漩涡流动起主要作用的附面层内，如何准确模拟附面层内部区域的粘性效应，是对微型涡流发生器进行数值模拟的难点。

1 数值方法
控制方程为任意坐标系下忽略彻体力和无热源的三维非定常方程组，并采用有限体积法对控制方程进行离散，得到如下的离散方程组:
法，右端无粘通量的求解采用MUSCL型格式，其中通量分裂采用了Roe格式。

粘性项的离散采用中心格式。

湍流粘性项的计算采用SA一方程模型。

为精细模拟带涡流发生器的翼身组合体，采用了对接拼接网格。

为加速收敛，采用了多重网格的完全逼近方法。

2 计算外形
2.1 超临界机翼的翼身组合体
超临界机翼翼身组合体气动力计算的参考数据如下:参考长度 bA=0.37194m，机
翼展长l=2.88m，参考面积S=0.467262m2，力矩参考点Xm=1.755m(距机头)，Ym=0，Zm=0。

翼身组合体的对接拼接网格拓扑结构如图1所示。

2.2 微型涡流发生器
微型涡流发生器的形状如图2所示，长度为L，厚度为D，高度为H。

在本文算例中，涡流发生器命名为VG，δ为涡流发生器安装位置处的附面层厚度。

涡流发生器的高度H=0.5δ、H=1.5δ分别命名为 H1 和 H2;弦向安装位置
x/c=0.30、x/c=0.40、x/c=0.50、x/c=0.65 分别命名为 C1、C2、C3、C4。

图3为涡流发生器的计算网格。

在机翼0.65弦长处，沿展向以等间隔λ=20mm、相同偏角β=30°布置了15个微型涡流发生器。

图3 涡流发生器的计算网格Fig.3 The grid of micro-vortex generators
3 计算结果及分析
3.1 数值方法考核
用M6机翼对数值方法进行了考核。

计算状态为M=0.8395，α =3.06°。

图4给出了单重对接、多重对接、单重拼接和多重拼接四种计算方法的结果与试
验值的对比。

从某截面上压强系数分布的对比可见，单重对接和多重对接的计算结果、单重拼接和多重拼接的计算结果完全重合;对接网格和拼接网格的计算结果差
异较小。

3.2 翼身组合体中干净机翼的附面层特性
图5为M=0.2时翼身组合体升力系数随迎角的变化。

小攻角时升力系数曲线的斜率不变。

当迎角大于α≥8.5°时，升力系数曲线的斜率变化缓慢，表明机翼附面层
出现弱分离，且分离区发展缓慢。

当迎角大于α≥12°时，升力系数曲线出现拐点，表明机翼附面层出现强分离，且分离区迅速发展。

3.3 涡流发生器高度对机翼流态的影响
计算状态为 M=0.2，α =10.5°。

涡流发生器的高度分别为H1和H2，安装涡流
发生器的弦向位置为C3。

图6至图8分别为干净机翼、VG-H1-C3和VG-H2-C3的上表面流线图。

比较图6与图7，在同一马赫数和迎角下，高度为H1的微型涡流发生器使机翼上表面的分离线后移。

这表明高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用。

比较图7与图8，在相同来流条件和同一弦向安装位置下，高度为H2的微型涡流发生器使机翼上表面的分离区变大，翼面上的流动恶化。

这表明当微型涡流发生器的高度超过附面层厚度时，增强了机翼上表面的流动分离。

分离流动始于壁面，源于逆压梯度的增加。

分析涡流发生器控制流动分离的机理，高度合适的微型涡流发生器使附面层上部的高能气流得以与近壁面的低能气流混合，从而延迟分离。

如果涡流发生器的高度过高，又将扰乱翼面上的流动，引起机翼上表面的流动分离，从而恶化机翼气动力特性。

3.4 涡流发生器的弦向位置对机翼升阻特性的影响
计算状态为M=0.76，α=4°。

涡流发生器的高度为H1，弦向安装位置分别为C1、C2、C3、C4。

表1为有/无涡流发生器时机翼气动力系数差值比较。

从表中可见，在VG-H1-C1状态时，涡流发生器取得了增升且减阻的效果。

在其它状态时，涡流发生器使升力和阻力都略有增加。

这也说明，涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。

表1 有/无涡流发生器时机翼气动力系数Table 1 Aerodynamic coefficient comparison of with/without micro-vortex generators涡流发生器升力系数升力系数差值阻力系数阻力系数差值干净机翼0.7048 0.0507 VG_H1_C1 0.7229 +0.0181 0.0505 －0.0002 VG_H1_C2 0.7152 +0.0104 0.0511 +0.0004
VG_H1_C3 0.7144 +0.0096 0.0517 +0.0010 VG_H1_C4 0.7090 +0.0042
0.0519 +0.0012
4 结论
通过对微型涡流发生器的数值模拟，得到以下基本结论:
(1)对方法的考核算例表明，计算结果与实验结果符合较好，因此本文所采用的数值模拟方法和网格拓扑能够模拟微小尺度流动控制器件的气动性能。

(2)涡流发生器的高度应在附面层厚度量级。

高度合适的微型涡流发生器对机翼上表面的流动分离控制起着有利作用。

但高度过高的涡流发生器将引起机翼上表面的流动分离，使气动力特性恶化。

(3)涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。

针对超临界机翼失速前分离弱、分离区发展缓慢的附面层分离特点，涡流发生器应安装于附面层分离线前面不远处，且涡流发生器最佳气动效率的取得与其弦向安装位置有关。

参考文献:
【相关文献】
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