中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究.doc

年 月 ，欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟欟文 章 编 号 ：（）中等后掠角三角翼前缘双涡结构的 形成机理数值研究 刘杰，刘沛清，闫指江（北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室 ，北 京 ；成都飞机设计研究所 ，四 川 成 都 ）摘要 ：采用数值计算的方法 ，对前缘后掠角为 的 三 角 翼布局在不同迎角下的绕流结构及其演化进行了研究 。在 不 同 迎 角 下 ，计算的压力分布与实验结果吻合较好 。 对数值计算的流场结 构 分 析 发 现 ：对于中等后掠角三角翼 ，在 一定的雷诺数和迎角下 ，在机翼翼面上会出现前缘双涡结构 。 其形成取决于 三角翼前缘附近三维分离产生的自 由 剪切层强度和涡轴方向的速度分量之间的大 小 关 系 。 一 般 而 言 ，当涡轴的速度大到足以将剪切层涡量带走时 ， 在机翼前缘常常会表现为单涡结构 ；反之将导致剪切层分叉 ，由此形成双涡结构 。关 键 词 ：双 涡 结 构 ；三 角 翼 ；旋 涡 流 场中 图 分 类 号 ：文 献 标 识 码 ：引言的 方 法 ，对 机 翼 前 缘 后 掠 角 为 的 中 等 后 掠 角 三 角翼 布 局 的 流 场 进 行 了 分 析 研 究 ，以 揭 示 三 角 翼 前 缘 双 涡 结 构 形 成 演 变 机 理 。在 飞 机 布 局 中 ，三 角 翼 布局是一 种非常重要的布 局 。三 角 翼 飞 行 器 机 动 、灵 活 、结 构 简 单 ，具 有 体 积 小 、重 量 轻 、安 全 可 靠 等 特 点 ，它 已 经 被 许 多 研 究 证 实 能 够 实 现 大 迎 角 、超 机 动飞行和 具有良好的过失 速 机 动 性 能 。三 角 翼上的流场十 分复杂且具有强烈 的 旋 涡 流 动 的 特 性 。现 在 许 多 研 究都 发 现 对 于 中 小 后 掠 角 三 角 翼 ，在特定的雷诺数和迎角下 ，在 机 翼 前 缘 涡 主 涡 外 侧 会 形 成 一 个 新 的 集 中 涡 ，即 形 成 双 涡结 构 ：鲁 素 芬对 后 掠 角三角翼流动 结 构 及气动 特性的 实验 研究发现了 三角翼 前 缘双涡结构的存在 ；通 过 数 值研究发现小 后 掠 角的 三 角 翼 容 易 形 成 双 涡 结 构 ，而 细 长 三 角翼不会产生双涡结 构 ，其 认 为双 涡 结构产 生 的 原因是边 界层和主涡之间 的 相 互 作 用 ； 和 计算与实验方法 计 算 模 型 及 计 算 方 法计 算 模 型 选用的是简化的三角翼布局 。 模 型 边缘 均 迎 风 面 倒 角。图给出了三角翼物 理 模型 平 面 示 意 图 。机 翼 的 前 缘 后 掠 角 为 ，根 弦 长 为，机 翼 展 长 ，机 翼 面 积 ，模 型 厚 度 为 。对后 掠 角 平 板 三 角 翼 在 迎 角 等 于时的 流 动 进 行 了 数 值 模 拟 ，结 果 表明在一定的雷诺数 下 ，由 于 粘 性 作 用 的 减 弱 ，二次涡将一次涡分 成 了 两 个 独 立 的 集 中 涡 ，从 而 导 致 了 双 涡 结 构 的 形 成 。虽 然 现 在 许 多 研 究 都 发 现 了 机 翼 前 缘 双 涡 结 构 ，但 是 双 涡 结构 的 机 理 目 前 尚 无 定 论 。因 此 本 文 利 用 数 值 计 算图 模型平面示意图 数 值 计算采用的基本方程为不 可 压 缩 流 动平 均 方 程 ： 收 稿 日 期 ：； 修 订 日 期 ：基 金 项 目 ：国家自然科学基金 （）作 者 简 介 ：刘 杰 （），男 ，湖 南 怀 化 人 ，硕 士 研 究 生 ，主要从事旋涡分离流与流动控制方面的研究 ： （）（ ）（） 湍 流 模 型 采 用 模 型 。 模 型 考虑 了 低 雷 诺 数 和 剪 切 流 ，同 时 加入了横向耗散导数 项 ，在 湍 流粘 度 的定义 中 考 虑了湍流 剪切应力的输运 过 程 ，适 于 进 行 带 逆 压 梯 度 的 流 动 计 算 、翼 型 计 算 等 。由 于 在 机 翼 前 缘 附 近 存 在 前 缘 涡 、二 次 分 离 等 复 杂 的 流 动 分 离 现 象 ，因 此 对 该 区域的网格进行了加 密 ；在 流 场 空 间 ，由于模 型近壁 面 的速度梯度比较大 ，所 以 在 模 型 近 壁 面 附 近 对 网 格 进 行 了 加 密 。 图 给 出 了 三 角 翼 模 型 计 算 网 格 示 意 图 。图 机翼上表面压力分布的对比曲线 （） （）计 算 值 和 实验值相符得很好 ，而 当 迎 角 进 一 步 增 大 时 ，计 算 结 果 较 实 验 值 偏 高 。计 算 结 果图 是 计 算 得 到 的 在 不 同 迎 角 时 模 型 根 弦 位 置 垂 直 流 向 截 面 的 轴 向 涡 量 分 布 图 ，图 是 不 同 迎 角 时 模 型 空 间 流 线 分 布 情 况 。 我 们可以看到在迎角 较 小 时 ，在 机 翼 上 表面只是形成了一个集中涡 ；而 随 着 迎 角 的 增 加 ，在 机 翼前缘涡主涡外侧会形 成 一个 新 的 集 中 涡 ，此 时 翼 面 上 出 现 了 两 个 集 中 涡 （以 后 称 靠 近 机 翼 翼 根 的 集 中 涡 为 机 翼 前 缘 内 涡 ，称 靠 近 机 翼 前 缘 的 集 中 涡 为 机 翼 前 缘 外 涡 ），即 出现机翼前缘双涡 结 构 ，相比内 涡 机 翼 前缘外涡的强度以及影 响 范围 都 要 小 一 些 ；迎 角 进 一 步 增 大 ，前缘 内涡的强度以及影 响 范 围 变 得 越 来 越 大 ，外 涡 逐 渐 被 “挤”到 更 加 靠 近 外 侧 的 位 置 逐渐向机翼前缘靠近 ，前 缘 附 近 三 维 分 离 产生 的 自 由 剪 切 层 更 多 的 被 卷 入 内 涡 ；最 后 当 迎 角 达图 模 型 计 算 网 格 计 算 设 定 的 自 由 来 流 速 度 为 ，基 于 机 翼 根 弦 长 的 雷 诺 数 为 。 压 力 与 速 度 耦 合 方 式 采 用 算 法 ，对 流 项 离 散 格 式 采 用 二 阶 迎 风 格式 ，模 型 表 面 采 用 固 壁 边 界 条 件 。计 算 结 果 与 风 洞 实 验 结 果 的 比 较为 了 验 证 数 值 计 算 结 果 的 准 确 性 ，将 计 算 结 果 与 风 洞 测 力 测 压 实验 结果 进行了对比分析 。 所 用 的 验 证 实 验 数 据 均 来 自 温 瑞 英 的 博 士 论 文，测 力 和 测 压实 验 是 在 北 京 航 空 航 天 大 学 的 低 速 风 洞 中 完 成 的 。 图给 出 了三 角 翼 升力系数 随迎角变化特性 的 对 比 曲 线 ，图 给 出 了 迎 角 等 于 时 机 翼 上 表 面压 力 分 布 的 对 比 曲 线 。可 以 看 到 ，在 失 速 迎 角 以 前 ，（）（）图 升力系数随迎角变化特性的对比曲线 （）第 期刘 杰 等 ：中等后掠角三角翼前缘双涡结构的形成机理数值研究 到 时 外 涡 消 失 ，此 时翼面上只剩下 一 个 集 中 涡 ，双 涡 结 构 消 失 。图为 迎 角 等 于的 情 况 下 垂 直 流向 截面的激光片 光 实 验 结 果，我 们 能 观 察 到 此 时 在 机 翼 翼 面 上 出 现 了 双 涡 结 构 。（）垂直流向截面的激光片光实验结果 （）图 （）不同迎角时垂直流向截面的轴向 涡 量 分 布 图 （） 图 中等后掠角三角翼双涡结构形成机理 （）对 于 具 有 尖 前 缘 的 细 长 三 角 翼 在 不 大 的 迎 角 下 ，其 迎 风 面 上 的 层 流 流 动 已 经 不 能 绕 过 机 翼 的 尖 前 缘 ，背 风 面 上 的 边 界 层 也 流 向 前 缘 ，结 果 在 前 缘 处 会 形 成自 由 涡 层 型 三 维 分 离 ，该自由涡层很薄且在 主 流中 不断 卷 起 ，进 而 在 翼 面上方形成稳定的螺旋型集中涡 ，即 前 缘 涡 。由 目 前 的 研 究 看 来 ，前 缘 集 中 涡 的 形 成 条件 ，一 是 要 在 前 缘 能形成自由涡层型三维分离 ，二 是 主 流 沿 涡 轴 方 向 应 该 具 有 一 定 大 小 的 速 度 分 量 ，使 自由 涡 层 能 沿 涡 轴 方 向 不 断 发 展 、卷 起 ，最 后 形 成 集 中涡。许 多 研 究 表 明 ，三角翼的流场结 构 与 前 缘 后 掠 角 、雷 诺 数 、来 流 几 何 迎 角 、旋 涡 的 强 度 、旋 涡 的 轴 向 速 度 等 有 关，即 ：（）（）， ，）（，（） 其 中 ， 为 三 角 翼 前 缘 后 掠 角 ， 为 来 流 几 何 迎 角 ，为 实 验 雷 诺 数 ， 为 旋 涡 的 强 度 ， 为 旋 涡 的 轴 向 速度 ， 为 来 流 速 度 ，为 模 型 的 根 弦 长 。图 是 来 流 速 度 分 解 示 意 图 。其 中 （）（）（） 迎 角 越 大 ，自由来流速度沿法向 （垂 直 机 翼 翼面 方 向 ）上 的 速 度 分 量 就 越 大 ，这 也 就 促 进 了 机 翼 前 缘 处 的 流 动 分 离 ，相 应 地 会 产 生 更 多 的 自 由 剪 切层 ；机 翼 前 缘 后 掠 角 越 大 ，主 流 沿 涡 轴 方 向 的 速 度 分 量 越 大 ，旋涡的轴向速度 就 也 越 大 ，前 缘 附 近 流 动 分 离 所 生 成 的 自由剪切层 就更容易发生卷绕 （）不同迎角时模型空间流线分布情况 图 形 成 集 中 涡 。综 上 可 得 对 于 中 等 后 掠 角 的 三 角 翼 ，只 是 在 一 定的 迎 角 范 围 内 才 会 形 成 前 缘 双 涡 结 构 ，中 等 后 掠 角 三 角 翼 前 缘 双 涡 结 构 的 形成主要取 决于三角翼前缘附 近 三 维 分 离 产 生 的 自 由剪切层强 度和涡轴方向的速 度 分 量 之 间 的 大 小 关 系 。 当涡轴方向的速度分量足 以 使 前 缘 附 近 分 离 产 生的所有自 由剪切层卷绕而形 成 一 个 集 中 涡 时 ，此 时在机翼翼面上形成机 翼 前缘 单 涡 结 构 ；涡轴 方 向 的 速度分量不足以带走所 有 的自 由剪 切 层 时 ，多 余 的 自 由剪切层就会在前缘涡 主 涡外 侧 形 成 另 一 个 的 集 中 涡 ，此时在机翼翼面上出 现 前缘 双涡 结 构 。图 来流速度分解示意图 在 一 定 的 雷 诺 数 条 件 下 ，对 于 中 等 后 掠 角 三 角 翼 ，迎 角 较 小 时 ，机翼翼 面上只 会 形成一个集中涡 ，前缘 涡 单 涡 结 构 平 面 示 意 图 如 图 所 示 。 这 是 因 为 迎 角 较 小 时 自 由 来 流 速 度 沿垂直机翼翼面 方 向 上的速 度 分 量 并 不 是 很 大 ，机 翼 前 缘附近流动分 离 产 生 的 自 由 剪 切 层 不 是 很 强 ，那 么涡轴方 向的速度分量足 以 使 所 有 在 机 翼 前 缘 附 近产生的自由剪 切 层 发生卷 绕 而 形 成 一 个 集 中 涡 ，即形成机翼前缘单涡结构 ；随 着 迎 角 的 增 加 ， 变 大 ，这 就 加 剧 了 机 翼 前 缘 处 的 流 动 分 离 ，相 应 地 也 就增强了自由剪切层 ，此 时 涡 轴 方 向 的 速 度 分 量 不 足 以 带 走 所 有 的 自 由 剪 切 层 ，那 么 剩 余 的 自 由 剪 切 层 就 在 前 缘主涡的外侧形 成 了 一个新 的 旋 向 相 同 的 集 中 涡 ，即 在 机翼翼面 上形成前缘双涡 结 构 ，双 涡 结 构 平 面 示 意 图 如 图 所 示 ；随 着 迎 角 的 继 续 增 大 ，前 缘 附近分 离 产 生的自由 剪切层更多地被 前 缘 内 涡 卷 走 ，内 涡 的强度以及影响范围 越 来越大 ， 同 时 前 缘 外 涡 在 内 涡 以 及 其 下 二 次 涡 的 影 响 下 ，逐 渐 被“挤”到 更 加 靠 近 外 侧 的 位 置 ，前缘 外涡的强度越来 越 小 ，当 到 达 某 一 迎 角 时 ，前 缘 外 涡 消 失 ，机 翼 翼 面 上 将 不 再 出 现 双 涡 结 构 。结论通 过 数 值 计 算 对 机 翼 前 缘 后 掠 角 为 的 中 等后 掠 角 三 角 翼 布 局 的 流 场 进 行 了 分 析 ，并 得 到 以 下 结 论 ：）对 于 中 等 后 掠 角 三 角 翼 ，在一定的雷诺数和 迎 角 下 ，机翼 翼 面 上 会出现前缘双涡结构 。）前 缘双涡结构的形成 主 要 取 决 于 三 角 翼 前 缘 附 近 三 维 分 离 产 生 的 自由剪切层 强度和涡轴方向的 速 度 分 量 之 间 的 大 小 关 系 。）迎 角 较 小 时 ，在 机 翼 上 表 面 只 是 形 成 了 一 个 集 中 涡 ；