旋涡与分离流基础

姓名：刘静学号：2009100005 旋涡与分离流动在航空飞行器设计中的应用

旋涡与分离流动是流体动力学中一类复杂的流动现象。它广泛存在于各种物体的绕流中，如航空航天飞行器、建筑物、风机、流体机械、以至体育运动中的绕流流动等。由于分离现象对物体的绕流特性和气动特性有着十分严重的影响，所以长期以来人们对分离现象及其流动特性进行了广泛、深入的研究。

早期二维分离的研究结果为气动设计提供了尽量避免分离的设计原则。然而随着三维分离的研究与深入，特别是在一定条件下的三维分离将发展成为具有有利干扰的旋涡运动，出现了多种多样的应用可控分离流概念的气动设计技术。

特别是“协和号”细长翼超声速运输机和“哥伦比亚”航天飞机的研制，进一步促使分离流从应用到基础研究的突飞猛进，出现了可控分离流的概念。从此，人们从传统的尽量避免分离的气动设计概念发展到控制并利用分离流动的新阶段，分离流研究工作也进入一个新的发展高潮，并形成了分离流研究这一新分支。航空界所称的“大迎角空气动力学”就是以旋涡分离流为研究中心的流体力学科分支。

与此同时，在航空应用上提出了许多控制和利用分离及其有利干扰的新型气动布局，例如边条翼、涡襟翼、鸭翼近距耦合、展向吹气等。

由于现代飞行器要实现大迎角飞行，超机动飞行和改善过失速机动性能，通常采用三角翼，这主要是利用分离涡产生非线性涡升力及协调亚、跨、超音速不同速度范围对机翼平面形状要求的矛盾。近二十对年来，这类机翼的空气动力学研究十分活跃，研究成果也很丰富。它之所以成为空气动力学、流体力学的研究热点之一，原因如下：（1）三角翼本身是现代高性能飞行器所普遍采用的实际机翼，为提高飞行器性能，希望深入了解其上的复杂流动；（2）三角翼几何形状简单，流场中没有历史遗留的旋涡，便于研究，而且其流场中包含有丰富分离及涡运动形态，目前，这些复杂流动的机理、规律还不很清楚，因此，也是基础研究的重点之一；（3）历史上，飞行器扰流形态从附着流型走向定常脱体涡流型，使飞行器性能向前跨了一大步，近年来，人们又发现利用弱非定常扰动对流动的激发、整流作用和旋涡的非线性效应，可以大大改善气动效果，这又向人们展示了

一个美好的前景，而这种非定常效应在三角翼上是易于实现和研究的。

三角翼上流场的一般特性是：在某一攻角下，沿前缘的分离流形成了自由剪切层，该剪切层卷起形成了前缘涡或称主涡，前缘涡诱发了沿展向的逆压梯度，导致了二次分离及二次涡，同样，二次涡又可以诱发三次分离和三次涡等等。前缘可以产生非线性升力，提高稳定性，增加垂危的操纵性。随攻角增大，这种非线性升力增强，但攻角达到一定程度后，前缘涡破裂，流场剧变，前缘涡成为不利的非定常流动，它将导致升力下降，俯仰力矩突然变化，机翼摇摆，抖振，甚至产生双垂危的疲劳破坏以致共振。对于双三角翼、边条-三角翼和近距耦合鸭翼，还存在来自不同机翼的涡流相互作用，对于跨、超音速流动，还存在着涡-激波、激波-边界层的相互作用，这都使流动更加复杂。

三角翼上前缘涡的破裂有两种基本形式，即泡型破裂和螺旋型破裂。目前，对于涡破裂的机理、变化规律还缺乏深入的认识。泡型破裂的特点是：前缘涡旋转轴上有一滞点，随后涡核突然膨胀，形成了回流型包络线；螺旋型破裂的特点是：沿前缘旋转轴流动迅速减速并突然形成一个绕结，整个螺旋结构沿旋转轴以前缘涡相反的方向周期旋转。关于涡破裂的起因亦有多种假说，如动力失稳理论、准柱模型以及边界层分离比拟方法、波动理论、拓扑结构理论，但目前还没有公认的涡破裂模型。

虽然三角翼上涡流问题的研究已有30多年的历史了，而用计算机流体动力学的方法研究三角翼绕流只有十多年的历史，但其发展很快，且较活跃，这是因为：（1）试验研究的代价较高，而计算的费用则越来越低；（2）数值模拟方法及计算机水平的提高使CFD越来越来成熟、强大，其模拟复杂流动问题的能力逐渐被大家所认可；（3）三角翼上的流动复杂，用试验的方法定量、细致描述其流动形态比较困难，如目前的试验技术较难确定附着线位置，尤其是二次附着线，如果再考虑涡破裂的非定常流动问题，则试验就更难以捕捉这种高速瞬时现象了，而CFD的优点就是可以定量、细致、清晰地描述流场，可以进行任意变量、区域、时间的流场再现、放大、诊断，这也是流动机理研究所希望的。

自80年代后期以来，美国NASA Ames Research Center, Langley Research Center，美国空军Wright Lab，德国DLR,，日本Aerospace Lab，台湾成功大学等先后开展了用CFD模拟三角翼上涡流问题的研究，发表了很多论文，本文综

述近些年来这方面的研究进展。

用CFD方法研究三角翼上流动情况的早期，大多使用Euler方程，因为Euler 方程数值模拟省时、省力，也易实现，对网格、计算机的要求低，因而也取得了一定的成功。

荷兰Naional Aeroapace Lab(NLR)的Van den Berg 等的研究认为：实验表明，一般飞行器上总的涡流特性包括前缘涡的形成，以及涡流对上表面流动的影响等只轻微地依赖Re数，这意味着可以使用Euler方程来描述这些流动。Euler方程可以描述有旋、对流、涡的拉伸及收缩等流动，也可以捕获由于激波、有固定分离点等生成的涡流。虽然从理论上讲Euler方程不能描述分离等粘性作用较强烈的流动问题，但实际上由于计算格式中的数值耗散作用以及分离点固定在翼前缘，前缘涡主要受控于对流作用，对Re数并不敏感，从而不使用Kutta条件也能捕捉到前缘分离等现象。这已为数值试验所证实，但是真实粘性所引发的其它位置上的流动情况尤其是比较细微的流动结构，Euler方程不能模拟，如位于主涡下部的二次分离对主涡的位置及强度均有影响，对表面压力分布影响较大，这些，Euler方程无能为力。

Euler方程虽然可以比较正确地模拟出三角翼上的总体流动特性和总的起动力，但对于诸如二次分离等具有重要作用的粘性现象只能用N-S方程的数值模拟来解决。

经典的飞机气动设计的基本点是保持附着流型，在飞机正常使用范围内不发生气流分离。这样，可以得到最低的阻力和最高的升阻比。机翼上的气流发生分离表示飞机达到了最大升力，是飞机使用的极限，而且机翼或机身上的分离可能引起尾翼或飞机的抖振，这也是飞机使用的一种极限。

直到60年代初期，战斗机的设计在执行主要任务的阶段还是保持着附着流型。由于对机动性的日益重视，战斗机使用的迎角不断扩大，不可避免地要出现分离。为了减轻和推迟分离，扩大战斗机的使用迎角范围，广泛采用了机翼变弯度措施，常用的是前缘襟翼和前缘缝翼。

对于现代战斗机，一般都要求在亚、跨音速有高的机动性能，同时也要求良好的超音速性能，对90年代的战斗机往往还要求具备过失速机动和超音速巡航的能力。因此，现代战斗机一般采用中等到大后掠和相对厚度很小的机翼，而且