迷你翼梢小翼增升减阻效应

1、迷你翼梢小翼增升减阻效应摘要：选取某窄体客机的翼梢小翼为研究对象，采用Spalart-Allmaras模型对无翼梢小翼、全尺寸翼 梢小翼和迷你翼梢小翼3种机翼构型进行数值模拟，通过流场分析和速度分解等手段，研究翼梢小 翼的增升减阻机理。结果表明：迷你翼梢小翼有恢复涡核流速、减弱涡流掺混程度和梳理翼梢气流 的作用；增升减阻的关键在于迷你翼梢小翼对气流方向的修正;翼梢小翼的局部流动差异会对整体 机翼近场造成影响。由于尺寸较小，迷你翼梢小翼能在较大攻角范围内改善传统翼梢小翼的性能， 具有一定的实践意义。关键词：迷你翼梢小翼；翼梢涡；流场；增升减阻Lift enhancement and drag r

2、eduction effectof mini wingletAbstract: Taking the winglet of a narrow-body aircraft as the object, the numerical simulations of three types of wing configuration are carried out using Spalart-Allmaras model, including wingless, full-size winglet and mini winglet. The mechanism of lift enhancement a

3、nd drag reduction of winglet is studied by means of flow field analysis and velocity decomposition. The results show that the mini winglet can renew the turbulence core velocity, weaken the mixing degree of turbulence and straighten out the wingtip airflow. The key of lift enhancement and drag reduc

4、tion is the airflow direction correction owing to mini winglet. The local flow difference of winglet will affect the near field of whole wing. Owing to the small size, the mini winglet can improve the performance of traditional winglet in a wide range of attack angle. It has certain practical signif

5、icance.Key words: mini winglet ； wingtip turbulence ； flow field ； lift enhancement and drag reduction0引言在飞机飞行时，机翼下表面压力高于上表面压 力，下表面的气流有流向上表面的趋势，气流绕过翼 梢流向上翼面时会形成翼梢涡。翼梢涡对翼面气流 有下洗作用，减小有效迎角，导致诱导阻力产生。大 型客机的诱导阻力可占全机总阻力的40% $由早在 1973年,NASA就用升力面替代翼梢端板提升飞机 的燃油经济性，正式提出翼梢小翼的概念。回加装 翼梢小翼允许飞机进行更陡峭的爬升，降低巡航推 力，从而减少

6、运营成本。马玉敏等回研究融合式翼 梢小翼表明，固定升力因数为0. 500时，阻力因数减 小近0.001，降低约4.2% $新型翼梢小翼的研究探索从未停止。杜绵银 等4使用共轭梯度法设计适用于中小机场的bladed wingtip $黄江涛等05将优化搜索技术应用于融合式 翼梢小翼的气动性能优化中。多片小翼、振荡小翼、 注涡小翼和环翼（包括衍生的C形翼、螺旋形小翼） 由于技术上的困难尚难以商用。倒新的拓扑设计 和自然层流技术展现出良好的商用前景，如波音公 司的双羽式翼梢小翼、API的分体式弯刀翼梢小翼 和空客A350最新的层流翼梢回等。DJAHID等诃 通过延伸翼梢前缘的三角形减小当地翼型的前缘

7、半 径，实现与传统翼梢装置相近的升阻比。陆红雷 等12比较融合式、双羽式和鲨鳍式翼梢小翼，发现 双羽式翼梢小翼拉出多道较弱涡系，可实现更大程 度的减阻$现代客机多采用上翘式翼梢小翼（如融合式翼 梢小翼、鲨鳍式翼梢小翼），对改善上翼面气流内洗 有较好的效果，但对改善机翼下表面气流外洗的作 用较弱。增加小翼的高度可带来更佳的气动效率， 但额外增加的质量会抵消气动增益。将迷你翼梢小 翼安装在气流明显翻卷的翼梢后半段，可兼顾气动 特性和质量约束。小翼尺寸的缩小可降低翼梢涡的 强度,根据黄文涛等回的实验结果，减小翼梢涡与 主机翼的相互作用有助于降低诱导阻力。本文将迷你翼梢小翼的概念与上翘式翼梢小翼 结合

8、，在质量改变不大的情况下提升上翘式翼梢小 翼的气动效率。采用某真实客机的机翼作为研究对 象，研究迷你翼梢小翼对机翼气动性能的影响。分 析其升阻比、压力因数等气动力参数,并基于流场细 节和翼梢涡气流的走向等流动现象分析小翼的减阻 机理,从而为翼梢小翼的设计提供思路和建议。1翼梢小翼几何外形和网格研究加装迷你翼梢小翼对机翼升阻比的影响$ 机翼外形来自某真实窄体客机，根据有无翼梢小翼 和小翼的类别将3种机翼构型命名为：无翼梢小翼 构型、全尺寸翼梢小翼构型和迷你翼梢小翼构型。3 种构型翼梢几何外形和迷你翼梢小翼构型网格分区 拓扑示意见图1$小翼段的总展向长度为无翼梢小 翼构型展长的12% $迷你翼梢小

9、翼的弦长为全尺 寸翼梢小翼当地弦长的1/2，安装角度与全尺寸翼 梢小翼一致，安装后的高度与全尺寸翼梢小翼相同$a）无翼梢小翼b）全尺寸翼梢小翼。）迷你翼梢小翼d）迷你翼梢小翼网格分区拓扑示意图1翼梢几何外形和迷你翼梢小翼网格分区拓扑示意 采用ICEM CFD进行结构网格划分，分区策略 为H-0型分区，图1d）中迷你翼梢小翼的远场半径 约为平均气动弦长的100倍。根据CHURCHFIELD 等回的研究，当近场中存在翼梢涡时，在粗糙网格 上采用高阶算法的计算效率低于在加密网格上采用 低阶算法的计算效率。为捕捉迷你翼梢小翼的流动 细节，选择增加网格数量的方法，并在翼梢和后缘位 置进行网格局部加密处理

10、。选取迷你翼梢小翼构 型，生成1 500万、2 500万和4 500万3套网格进行 试算,计算结果见表1$由此可以发现:3组网格升 力因数Cl预测一致性较好,1 500万网格的阻力因 数Cd比加密网格略微偏大，500万与4 500万网格 的阻力因数Cd差值在1个阻力单位之内。为兼顾准确度和计算效率，选取2 500万的网格量级用于 后续研究。表1不同网格量级下迷你翼梢小翼的气动力因数网格量级ClCd1 500 万0.490.018 22 500 万0.490.018 04 500 万0.490.018 02不同翼梢小翼构型飞机巡航状态升 阻特性DACLES羽ARIANI 等 15 对 NACA

11、0012 翼梢涡 的近场进行的数值和实验研究表明，基于涡黏度的 改进Baldwin-Barth模型无法再现翼梢涡的刚体旋 转效应。RHEE等眺 选取Spalart-Allmaras模型、 An!模型、SSTMentor k-s模型和雷诺应力模型4个 湍流模型用于翼梢涡的计算。雷诺应力模型和 Spalart-Allmaras 模型表现较优，而 k-s 和 SSTMentor k-s模型预测的涡核负压峰值偏低、流向速度偏大。 选取Spalart-Allmaras模型用于后续计算。来流条件 为：马赫数Ma =0.785,雷诺数Re =5.943 x 106，到 达角# =2.5。$平均气动弦长c =

12、4.254 8 m，参考 面积S = 126. 67 m2$不同翼梢小翼构型飞机巡航 状态下的气动力参数计算结果见表2。总体来说， 安装翼梢小翼可以增大升力因数&、减小阻力因数 Cd，从而增加升阻比。C7从升阻比提升情况来看，迷 你翼梢小翼构型增升减阻的效果最佳。表2不同翼梢小翼构型飞机巡航状态下的气动力参数构型ClCd以Cd无翼梢小翼0.4570.019 323.68全尺寸翼梢小翼0.4630.017 127.08迷你翼梢小翼0.4900.018 027.222.1近翼面流线和涡分量云图为直观对比加装翼梢小翼前、后翼面和尾迹气 流的流动情况，选取升阻比提升最明显的迷你翼梢 小翼构型和无翼梢小

13、翼构型，对比附面层的流线，见 图2a）和2b） $对于无翼梢小翼构型，翼梢涡附近 气流在其下游距离约c的位置出现明显掺混，气流 方向整体的偏折程度较小；无翼梢小翼构型的翼梢 涡在尾缘位置已充分发展，翼梢涡附近气流的掺混 程度也更强，气流方向的整体偏折程度更大。下游 04 c流向涡分量（无量纲化）的分布情况见图 2c）,由此可知:迷你翼梢小翼构型卷起的涡核随气 流向翼根方向移动，其影响范围较小;无翼梢小翼构 型的涡核向翼根方向的收缩速度更快，其影响范围 明显大于迷你翼梢小翼构型$可见，加装翼梢小翼 对近翼面气流有明显的梳理作用，可延迟气流的相 互掺混，缩小翼梢涡的影响范围，从而起到减小诱导 阻力

14、的效果$a）上翼面压力因数和尾迹流线b）下翼面压力因数和尾迹流线c） 04c流向涡分量云图图2迷你翼梢小翼和无翼梢小翼构型的压力因数、尾迹流线和流向涡分量对比2.2不同位置截面的压力因数分布为保持截面位置一致，统一以无翼梢小翼构型 为基准，用表示截面与飞机对称面的相对位置, 分别选取为15% ,50%和95%，截取3种构型截 面的压力因数C分布，见图3 $在=15%位置，全 尺寸翼梢小翼构型的激波位置比无翼梢小翼构型前 移，下翼面后缘的压力因数减小，而迷你翼梢小翼构 型的压力因数与无翼梢小翼构型基本一致。在= 50%位置，全尺寸翼梢小翼构型的激波位置比无翼 梢小翼构型靠前，比迷你翼梢小翼构型后

15、移。在=95%位置:迷你翼梢小翼构型压力峰值较小，上 翼面前部的逆压梯度较大；全尺寸翼梢小翼构型在 上翼面维持较高的负压；迷你翼梢小翼构型在上翼 面距前缘约1/4弦长位置后维持较高的负压，下翼 面的压力因数也更大。迷你翼梢小翼的增升效果体 现为促使激波位置后移和改变翼梢的压力分布。 处的负压值有所增加，小翼段的气动效率明显提升。 对比3种构型翼梢涡的走向和分布可以发现:迷你 翼梢小翼与主翼前、后缘连接处分别起引导气流方 向和聚拢气流的作用，相当于把原本拧成一股的气 流梳理成两股掺混程度较弱的气流;另外，前缘连接 处修正来流方向，为下游引入足够的动能，从而减小连接处的压力因数-0.30-0.33

16、-0.35-0.38-0.41-0.44-0.46-0.49-0.52-0.55-0.57-0.60a）无翼梢小翼构型b）全尺寸翼梢小翼构型。）迷你翼梢小翼构型图4不同翼梢小翼构型翼梢位置的流场图3不同位置截面的压力因数分布2.3翼梢处的流动细节不同翼梢小翼构型翼梢位置的可视化流场见图 4$对比压力因数云图可以发现，气流从前缘流向后 缘的过程中，无翼梢小翼构型机翼气流向上翼面翻 转，导致上翼面负压值变小，翼梢处的升力性能变 差。加装翼梢小翼后，原翼梢处气流的三维效应明 显改善，相当于增加机翼的有效展长。全尺寸翼梢 小翼构型上翘并收缩弦长，减小翼梢涡的影响范围， 但是气流在小翼翼梢的偏折程度较大

17、，小翼部分的 气动效率还有提升空间。迷你翼梢小翼与主翼连接2.4涡核流向速度CHIGIER等面研究矩形NACA 0015机翼后面 的迎角变化和流向距离发现，9.0。时流向速度不 足，而#9.0。时流向速度过大。他们认为：机翼边 界层引起的动量不足有增加涡核压力的作用，导致 翼梢涡核的流向速度降低;横流速度的流向发展有 利于促进涡核流向速度恢复。本文计算结果显示， 迷你翼梢小翼有促进涡核流向速度恢复的效果。记无翼梢小翼构型翼梢的弦长为ctip，来流速度 为7研究近场（0）翼梢涡的汇聚、发展和再层流化现象凹$取流向速度与来流速度的比值对流向速度无量纲化处理，得到不同翼梢小翼构型近 场翼梢涡核流向速

18、度分布，见图5$在没有翼梢小 翼的情况下，翼梢涡核流向速度明显不足，在6 = 0.2ctip位置低至0. 73，在6 = 2ctip处逐渐增加至 0. 88,直到6 =牝垣位置达到0.96$全尺寸翼梢小翼 构型涡核流向速度不足的情况明显比无翼梢小翼构 型好。在6 =0.2ctip位置涡核流向速度约为0. 88,在 6 = 1.4Ctip位置达到0.96,到6 =4.0Ctip位置已恢复至 0.98$迷你翼梢小翼构型的两股涡流涡核流向速度 不足的区域局限在较小的范围内，迷你翼梢小翼翼 梢与翼根的涡核流向速度在6 =0. 2勺位置分别为 0.83和0.86,并在6 =2. 0eg位置汇聚，流向速度

19、恢 复至0.96，到6 =4. 0e位置恢复至0. 98 $a）无翼梢小翼构型b）全尺寸翼梢小翼构型。）a）无翼梢小翼构型b）全尺寸翼梢小翼构型图5不同翼梢小翼构型近场翼梢涡核流向速度分布可见，安装翼梢小翼可有效缓解翼梢涡引起的 涡核流向速度不足现象，翼梢尺寸的减小有利于提 高翼梢涡核的流向速度。全尺寸翼梢小翼和迷你翼 梢小翼对来流的阻碍作用较小，因此涡核流向速度 的损失较少。迷你翼梢小翼构型两股涡流的涡核流 向速度略低于全尺寸翼梢小翼构型，但是由于两涡 核之间横流速度的方向相反，相当于促进两涡核附 近横流速度的注入，因此迷你翼梢小翼构型的涡核 流向速度恢复得更快。2.5近翼面马赫数分布根据第

20、2. 2节的内容，迷你翼梢小翼的增升效 果主要体现为翼梢附近流场改善和激波位置后移, 这意味着迷你翼梢小翼对机翼绕流的影响并不局限 于翼梢涡附近。截取不同翼梢小翼构型翼梢附近 （=96% -108%）的马赫数分布，见图6$051627384950100998877666111ooo oo oooO0516273004950100998877666 ILO.O.O.O.O.O.O.O.O.051627384950100998877666 LLLO.O.O.O.O.O.O.O.O.。）迷你翼梢小翼构型图6不同翼梢小翼构型翼梢附近的马赫数分布加装翼梢小翼可改善无翼梢小翼构型机翼翼梢 附近绕流速度不足

21、现象。全尺寸翼梢小翼构型在促 进翼梢涡核流向速度恢复的情况下具有延长机翼展 长的效果，其升阻比高于无翼梢小翼构型；同时，随 着小翼的上翘和当地弦长的减小，小翼对上翼面附近气流的加速作用减弱。迷你翼梢小翼构型有2个 特点：051627384950100998877666111ooo oo oooO0516273004950100998877666 ILO.O.O.O.O.O.O.O.O.051627384950100998877666 LLLO.O.O.O.O.O.O.O.O.。）迷你翼梢小翼构型图6不同翼梢小翼构型翼梢附近的马赫数分布不同翼梢构型差别较小，仅从涡量和流线结果 难以直观解释翼梢涡

22、对气动力参数的影响，因此通 过近场速度的流向分解和近翼面马赫数分布情况分 析，进行阻力因数与涡核流向速度、升力因数与翼梢 附近马赫数分布的相关性研究，为翼梢涡的近场分 析提供新思路。流场分析结果表明，翼梢涡核的流 向速度不足是减阻效果的重要表现，翼梢附近绕流 的加速和尾迹区域绕流的速度恢复有利于提升翼型 的升力性能。迷你翼梢小翼兼顾恢复翼梢涡核流向 速度和加速翼梢区域局部流动的作用，故其增升减 阻效果最佳。3不同攻角下的气动力特性为验证迷你翼梢小翼在非设计状态下的有效 性，计算不同攻角下3种机翼构型的升力因数、阻力 因数和极曲线，见图7 $由此可知：在小攻角（# # 2.5）下，全尺寸翼梢小翼构型在升力