低雷诺数下翼型后缘变化的气动特性研究

吴书山, 周洲, 甘文彪, 许晓平

(西北工业大学 无人机特种技术重点实验室, 陕西 西安 710065)

低雷诺数下翼型后缘变化的气动特性研究

吴书山, 周洲, 甘文彪, 许晓平

(西北工业大学 无人机特种技术重点实验室, 陕西 西安 710065)

以低雷诺数下高空长航时无人机翼型为背景,研究了翼型后缘变化的气动特性。以低雷诺数流动中气动性能良好的SD7062翼型为研究对象,采用求解二维雷诺平均N-S方程的有限体积法,选用k-kl-w湍流转捩模型,给出了数值方法与实验数据的对比验证。对翼型后缘变化的流场特性进行了细致分析,总结了后缘变化对翼型气动特性影响的变化规律,为低雷诺数流动中翼型设计提供参考。

低雷诺数; 翼型后缘变化; 分离气泡; 流动转捩; 气动特性

引言

高空长航时无人机大都采用大展弦比机翼,其翼型设计是气动设计的主要问题。在超高空(>20 km)大气密度极其稀薄,故低雷诺数流动问题十分突出。在低雷诺数复杂流动中有效提升翼型的气动特性,对高空长航时无人机至关重要,采用后缘加厚和后缘转角等后缘变化的方法是一种有效手段。目前针对后缘变化对翼型气动特性影响的研究相对较少,冉景洪等[1-2]对翼型在低雷诺数流动中相对厚度和弯度的影响进行了研究;刘杰平等[3]研究了后缘加厚方式对典型风力机翼型气动性能的影响。他们的工作都只是进行气动特性的分析,没有涉及流场的分析和后缘转角的影响。

本文选取在低雷诺数流动中气动性能良好的SD7062翼型为研究对象,对翼型后缘变化的流场特性进行了细致分析,总结了后缘变化对翼型气动特性影响的变化规律,为低雷诺数流动中翼型的设计提供参考。

1 数值方法

本文计算采用求解二维雷诺平均N-S方程的有限体积方法,湍流模型采用Transitionk-kl-w[4]模型。在低雷诺数流动中时间推进方案难以收敛,因此采用预处理矩阵减轻方程的“刚性”。

1.1 湍流模型

分离气泡是低雷诺数下翼型表面流动的重要特征之一,其生成机理与气流的转捩特性有很大关系,故采用转捩模型可以较好地捕捉到这一流动特征。本文采用k-kl-w湍流转捩模型,此方程包括三个输运方程[4]:

(1)

(2)

(3)

1.2 离散格式与边界条件

控制方程中对流通量项采用二阶精度Roe迎风格式离散;粘性通量项采用中心差分格式离散;时间离散采用隐式LU-SGS方法。翼型表面满足无滑移边界条件,远场采用压力远场。

2 计算模型与计算条件

本文选取在低雷诺数流动中气动性能良好的SD7062翼型为研究对象,以提升翼型的气动特性为研究目的,采用后缘加厚和后缘转角的后缘变化方法进行翼型后缘变化的气动特性研究。具体方法为:后缘加厚采用吸力面和压力面同时变化,加厚厚度值从后缘到前缘某一位置处呈线性递减直至为零的方法;后缘转角以旋转位置处中弧线上的点为旋转中心,从后缘至旋转位置处吸力面和压力面同时绕旋转中心旋转某一角度,偏转时以角度向下为正,旋转位置处采用光滑过渡。由于修改模型较多,为了进行区分,采用以下命名方法:

(1)0.26-0.4%:表示在距离翼型前缘0.26c位置处开始加厚,后缘加厚厚度值0.4%c;

(2)0.26-0.4%-0.25-2°:表示在0.26-0.4%翼型的基础上从0.25c位置处开始后缘向下偏转2°。具体计算模型如图1所示。

图1 计算模型示意图

参考美国伊利诺伊大学(UIUC)低湍流亚声速风洞进行SD7062翼型风洞实验时的雷诺数范围[5]。为了尽可能真实地模拟飞机巡航时所处的流场环境,计算选取与实验条件一致的Re=299 500状态。计算结果与实验结果的对比如图2所示。

图2 升力系数和阻力系数随迎角的变化曲线

由图2可知,上述数值方法模拟所得的计算结果与实验值吻合得很好,说明这一数值计算方法适用于本类物理问题的求解。

3 基本流场特性分析

低雷诺数下翼型表面流动情况复杂,其典型特征是存在分离气泡和流动转捩。为了深入研究翼型后缘变化的气动特性,需要对翼型后缘变化的基本流场进行分析。选取4.17°迎角时的SD7062翼型、后缘加厚的0.26-0.4%翼型和后缘转角的0.26-0.4%-0.25-2°翼型进行综合对比研究。图3为三种翼型表面摩擦阻力系数(Cf)分布。

图3 翼型表面摩阻系数图

由图3可知，在翼型上表面0.3c位置处Cf出现一段平台区,分离气泡开始出现,由于此处粘性和速度梯度都很小,因此Cf接近于零且基本不变;由平台区向后,气泡发展迅速,产生了分离涡,逆压梯度急剧增大,出现了Cf负值区;此后流动发生转捩,粘性急剧增大,压力梯度逐渐变化直至转为顺压,流动发生了湍流再附;三种翼型中后缘加厚使得Cf的最低点提高,后缘偏转使得平台区和转捩位置提前。

图4为翼型上表面速度矢量图和湍动能图。速度矢量图表征了上表面流动速度和压力梯度的变化,清晰地反映了流动速度由层流型变化到分离回流型并最终过渡到湍流形态的过程。湍动能图反映了上表面由层流转捩到湍流的流动发展特征,在回流速度型出现之后,湍动能变化逐渐变得迅速。综合来看,分离的基本要素是粘性和压力梯度,速度型深刻地反映了压力梯度的变化;转捩的一种重要形式是分离流转捩,湍动能的变化恰好体现了这种转捩形式的发展情况。

图4 翼型上表面速度矢量图和湍动能图

总体来说,通过数值模拟,翼型表面的分离气泡和分离流转捩特性得到了捕捉和细致分析。

4 后缘变化后的气动特性分析

由上面的流场特性分析可知,后缘加厚和后缘转角对低雷诺数下翼型表面流动的分离、转捩等特性产生了非常明显的变化,这种变化在翼型气动力方面必然会引起很大的不同,所以有必要对后缘变化后的翼型气动特性进行分析。

4.1 后缘加厚对翼型气动特性的影响分析

分离气泡随着迎角的增大逐渐向前缘移动,为了使后缘加厚对分离气泡产生直接的影响,同时又不引起原翼型气动力特性的较大变化,选取靠近前缘的0.26c处改变厚度,厚度值取0.4%c和1.0%c,其气动力特性如图5所示。

图5 后缘不同加厚厚度的气动特性

从图中可以看出,随着厚度的增加升力线斜率和阻力系数都逐步提高,其中1.0%c厚度升力和阻力提高最多。在极曲线中,最大升阻比和最大升阻比所对应的升力系数略微有些下降。总体而言,变化不是特别明显。由此可以看出,后缘小幅度加厚时不会带来翼型气动特性的明显变化,这样既可以保证飞机在制造过程中所需要的后缘厚度,同时又不会使得其气动性能损失太多。

4.2 后缘转角对翼型气动特性的影响分析

4.2.1原翼型的基础上偏转不同角度

为使后缘转角时对翼型表面的分离气泡产生直接影响又小幅度改变翼型弯度,偏转位置选取0.25c位置处,角度范围为-4°～6°,以SD7062翼型为研究对象进行偏转,不同偏转角时气动力的差别如图6所示。

图6 SD7062翼型偏转不同角度的气动特性

从图中可以看出，随着转角的增大,升力系数曲线整体向上平移,阻力系数在负迎角时下降正迎角时增加;最大升阻比和最大升阻比所对应的升力系数都随转角的增大而逐步提高。

4.2.2后缘加厚的基础上偏转不同角度

以0.26-0.4%翼型为研究对象,参照前面的方法,偏转位置选取0.25c位置处,角度范围为-4°～6°,气动力差别如图7所示。

从图中可以看出，在加厚的基础上进行偏转时,随着转角的增大,升力系数曲线整体向上平移,阻力系数在负迎角时下降、正迎角时增加;最大升阻比和最大升阻比所对应的升力系数都随转角的增大而逐步提高。

图7 0.26-0.4%翼型偏转不同角度的气动特性

5 结论

通过本文研究得到以下结论:

(1)低雷诺数流动中,后缘加厚可以提高翼型升力线斜率,增大阻力系数;小幅度加厚时既可以保证飞机在制造过程中所需要的后缘厚度,同时又不会使气动性能损失太多。

(2)后缘向下转角时,升力系数曲线整体向上平移,阻力系数在负迎角时下降、正迎角时增加;最大升阻比和最大升阻比所对应的升力系数随转角的增大而逐步提高。

(3)合理的后缘变化方式可以使翼型在设计点处的气动特性得到有效提升。

[1] 冉景洪,刘子强,白鹏.相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响[J].空气动力学学报,2008,26(2):178-185.

[2] 冉景洪,刘子强,白鹏.相对弯度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响[J].计算力学学报,2010,27(1):88-94.

[3] 刘杰平,陈培,张卫平.后缘加厚方式对典型风力机翼型气动性能的影响[J].太阳能学报,2009,30(8):1092-1096.

[4] Walters D K,Cokljat D.A three-equation eddy-viscosity model for Reynolds-averaged Navier-Stokes simulations of transitional flows [J].Journal of Fluids Engineering,2008,130(1):1-14.

[5] Lyon C A,Broeren A P,Giguere P,et al.Summary of low-speed airfoil data [M].SoarTech Publication,Virginia Beach,Virginia,USA,1997.

(编辑：崔立峰)

FlowcharacteristicsofchangingthetrailingedgeatlowReynoldsnumber

WU Shu-shan, ZHOU Zhou, GAN Wen-biao, XU Xiao-ping

(National Key Laboratory of Science and Technology on UAV, NWPU, Xi’an 710065, China)

Based on high altitude and long endurance (HALE) UAVs applications, numerical computations of airfoil were conduced to analyze the aerodynamic characteristics of changing the trailing edge at low Reynolds number. The SD7062 airfoil, with good aerodynamic performance at the low Reynolds number, was selected. Finite volume method and transitionk-kl-wturbulence model were used to solve the 2D Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. Verification was done between the numerical results and experimental results. This paper conducted a detailed analysis of flow characteristics of the trailing edge changes, and summarized the variations of the aerodynamic characteristics to provide useful references for low Reynolds number airfoil design.

low Reynolds number; airfoil trailing edge change; separation bubble; transition; aerodynamic characteristics

V211.3

A

1002-0853(2012)06-0494-04

2012-03-15;

2012-07-17; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间:2012-11-23 14∶03

吴书山(1986-)，男，山东临沂人，硕士研究生，主要研究方向为飞行器设计、计算流体力学；

周洲(1966-)，女，湖南长沙人，教授，博士生导师，主要研究方向为无人机总体、气动布局设计。