微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理实验与数值分析

张 进，刘景源，张彬乾

微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理实验与数值分析

张 进1，＊，刘景源1，张彬乾2

（1.南昌航空大学飞行器工程学院，南昌 330036；2.西北工业大学航空学院，西安 710072）

针对安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻问题，先用风洞实验测出微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性的影响，然后采用RANS方程和κ－ε湍流模型进行数值模拟，分析安装在超临界翼型后部的微型涡流发生器减阻原因。研究发现：微型涡流发生器使下游近壁面处低能气体向上卷起与外层高能气体掺混，近壁面平均湍动能增加、翼型后部脉动压强增大，压差阻力减小；湍流应力由速度梯度、湍流粘性系数和脉动压强共同决定，虽然气流掺混，弦向速度法向梯度减小、湍流粘性系数减小，但展向速度法向梯度和脉动压强增大，湍流应力增大，摩擦阻力增大；微型涡流发生器尺寸很小，完全浸没于附面层内，仅掺混与它高度相当的附面层内流体，对附面层厚度影响小，对翼型升力影响小。

微型涡流发生器；超临界翼型；平均湍动能；脉动压强；湍流应力

0 引 言

飞机设计或改型时，如能采用低速增升减阻技术，使飞机在同样的动力下，速度提升很快，就能提高飞机短距离起降性能。超临界翼型自NASA工程师Whitcomb提出以来［1］，其在跨声速方面的气动特性得到国内外广泛研究［2－5］。在低速超临界翼型增升减阻技术研究方面，近年，张攀峰、陈迎春等采用在超临界翼型上安装Gurney襟翼来实现增升减阻［6］，何雨薇、刘沛清等采用在翼面开孔吸气推迟转捩，减小阻力［］。

涡流发生器是一种可以用于飞机后期精细设计中进一步改善飞机气动性能的被动控制技术，可分为常规尺寸涡流发生器和微型涡流发生器（又称亚附面层涡流发生器）。常规尺寸涡流发生器是高度h与附面层厚度δ相当（h／δ～1）的小平板或机翼，在气流作用下产生尾涡，使下游附面层外高能气体与附面层内低能气体掺混，抑制附面层分离［8］，使附面层变薄［9］，提高机翼升力［10］。微型涡流发生器尺寸小（h／δ＜50%），如果安装位置合适同样具有常规尺寸涡流发生器的优点，而且产生的废阻相对要小［11－12］。

研究微型涡流发生器对超临界翼型升阻特性影响的实验［13－14］发现：位于超临界翼型上表面后部的微型涡流发生器能有效地减小阻力，但对翼型升力影响不大。这与常规尺寸涡流发生器提高机翼升力结论不同。风洞实验中，常采用热线测量方法研究附面层，但热线及其支架本身也会对附面层产生干扰；采用数值模拟不但可以避免干扰，而且还可以降低成本。

在微型涡流发生器数值模拟研究方面，国外Tai通过数值模拟研究了微型涡流发生器安装位置和安装偏角对V－22飞机气动力的影响［11］；国内褚胡冰、张彬乾等采用数值模拟研究了在后缘襟翼上安装微型涡流发生器的超临界翼型增升减阻情况［15］，刘刚、刘伟等针对涡流发生器的数值计算专门进行了研究［16］，提出为避免网格节点不同带来数值误差，采用同一套网格不同边界条件处理方法。

尽管国内外对微型涡流发生器的风洞实验或数值模拟研究取得了很大发展，并得到实际应用，但结合数值模拟从湍动能、脉动压强和速度梯度等方面对微型涡流发生器的减阻机理研究至今可见参考文献少。本文采用风洞实验和数值模拟相结合的方法，从湍动能、脉动压强和速度梯度等方面研究了微型涡流发生器对超临界翼型的减阻机理，为微型涡流发生器在超临界机翼上的应用提供有益的参考。

1 研究方法

1.1风洞实验

1.1.1风洞及测量仪器

实验在西北工业大学NF－3低速直流风洞中进行，其实验段尺寸（长×高×宽）为8m×1.6m× 3.0m，风速10～130m／s。气动力测量采用中国空气动力研究与发展中心设备设计与测试技术研究所研制加工的三分量（阻力、升力和俯仰力矩）小量程盒式应变天平：升力设计载荷600N，绝对误差1.8N，静校准度0.3%，极限误差0.9%；阻力设计载荷100N，绝对误差0.3N，静校准度0.3%，极限误差0.9%。该实验直接测力的重复性试验结果得CL、CD精度分别为δCL＝0.005，δCD＝0.0006［17］。

1.1.2超临界翼型和涡流发生器

风洞实验速度为60m／s，雷诺数Re＝3.23×106（基于翼型弦长）。研究所用涡流发生器为钢质材料，厚1mm，埋入翼型深度为2mm。如图1（a）所示，对应参数为：L＝15mm，H＝2.5mm，β＝20°。由文献［13－14］得：雷诺数Re＝3.23×106，迎角为8°时，干净超临界翼型在相对位置x／c＝0.82处，附面层厚度δ为12.596mm，本实验中的涡流发生器相对这一附面层厚度H／δ≈0.2，该涡流发生器为微型涡流发生器。如图1（b）所示，涡流发生器在超临界翼型上表面为同向安装，距后缘109mm，安装间隔为20mm，安装角相对来流方向偏转30°。

图1 涡流发生器参数及安装示意图Fig.1 Parameters of VG and the model installation

如图2所示。整个模型沿展向采用3段布局，中段为钢质测力部分，展长为200mm，弦长为800mm；两侧为木质模型保障整个模型表面流动的二维性。两侧木模和中间模型间的缝采用软材料填充使其缝隙小于1mm［17］，使3段模型相互间既不传力又无气流从缝中流过，确保实验的准确可靠。

图2 超临界翼型及安装图Fig.2 Supercritical airfoil and model installation in wind tunnel

在风洞实验中，其他实验条件不变，仅仅因为涡流发生器的安装引起阻力改变，而且该改变量大于天平测量精度，这表明天平能捕捉到涡流发生器的作用，安装与未安装涡流发生器的阻力差就是扣除风洞振动等各种干扰后涡流发生器引起的阻力增量。

1.2数值模拟

采用数值模拟进一步探索微型涡流发生器对附面层内湍动能、速度剖面和湍流粘性系数的影响。

使用ICEM CFD软件生成绕超临界翼型的粘性结构网格。考虑到计算中的涡流发生器高度只有2.5mm，其上边缘在附面层内，而附面层网格非常密，如果在有无微型涡流发生器的2种构型上分别生成网格，则难保证2套网格的节点数、节点位置以及网格密度一致，从而引入数值误差。为了排除网格因素引入的数值误差，参考文献［15－16］，本文在同一套网格上使用了2种边界条件。具体做法为：对安装有微型涡流发生器的状态，涡流发生器表面网格使用物面边界。网格如图3所示，计算条件同实验。

图3 绕翼型网格及局部放大图Fig.3 The grid around the airfoil（The inset shows enlarged images）

2 结果及分析

干净翼型和安装微型涡流发生器翼型实验与计算的升力系数比较如图4所示，在迎角α＜10°时，升力系数的计算结果与实验结果吻合较好，微型涡流发生器对翼型升力影响很小。

图4 干净翼型和安装涡流发生器的翼型实验与计算升力曲线比较Fig.4 Comparison of lift coefficients of the airfoil between experiment and calculation with and without MVG

如表1所示，安装微型涡流发生器产生的阻力系数增量随迎角的变化趋势实验与计算结果一致。这说明可以采用该计算方法对微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理做进一步分析。此外，表1中计算结果显示：安装涡流发生器使翼型压差阻力减小，摩擦阻力增大，总阻力是减小。

表1 安装微型涡流发生器产生的阻力系数增量实验与计算结果比较（!Cx＿p为压差阻力增量，!Cx＿v为摩擦阻力增量）Table 1 Comparation of drag coefficient increments caused by MVG between experiment and calculation

取涡流发生器上游壁面处（660mm，29.1378mm）为上游研究点，取涡流发生器下游壁面处（720mm，16.8711mm）为下游研究点。

图5 未安装和安装MVG时，机翼压力分布Fig.5 Pressure distribution with and without MVG

图5 为各迎角的压力分布，除涡流发生器安装位置附近压强系数增大外，微型涡流发生器对压强系数分布影响很小。流线如图6（a）所示，近壁面气流流过微型涡流发生器时，向上翻卷与外层流体掺混，但从图6（b）中距离微型涡流发生器顶部2mm处流体受到扰动小看出：流体掺混强度小，对附面层厚度影响小。由附面层法向动量方程数量级分析结果［18］＝0可知，绕翼型壁面的压力分布与绕翼型附面层外边界的压力分布相同，因此，微型涡流发生器对整个翼面压强分布影响小，对翼型升力影响小。

图6 迎角8°时，绕涡流发生器的流线Fig.6 The streamlines around MVGs whenα＝8°

涡流发生器对上下游湍动能影响如图7所示，涡流发生器对上游流体湍动能影响很小；而在下游近壁面处，湍动能增加，脉动速度所造成的压强（pt＝ρκ）增大，因此，在微型涡流发生器下游（上翼面尾部），脉动压强增大，翼型压差阻力减小。

图7 干净翼型和安装MVG时，上下游研究点湍动能随高度变化Fig.7 Dependence of the turbulence kinetic energy at the upstream and downstream location on the height with and without MVG

仿层流本构方程构造湍流脉动所造成应力：

所研究的流动为低速流，密度变化很小，方程（1）右式中第3项为0。安装微型涡流发生器使下游近壁面弦向速度法向梯度减小，展向速度法向梯度增大（见图8），使下游湍流粘性系数有减小趋势（见图9（b）），但脉动造成的压强增量更大，摩擦阻力增大。

图8 干净翼型和安装MVG时，下游弦向和展向速度剖面Fig.8 Dependence of the chord and span velocity at the downstream location on the height with and without MVG

图9 干净翼型和安装MVG时，上下游研究点湍流粘性系数随高度变化Fig.9 Dependence of the turbulent viscosity at the upstream and downstream location on the height with and without MVG

3 结 论

2.5 mm（0.2δ）高的微型涡流发生器同向安装在超临界翼型上翼面后部，安装角相对来流方向偏转30°。实验和数值计算结果表明：

（1）微型涡流发生器仅可掺混下游与它高度相当的附面层内流体，对附面层厚度影响很小，对翼型升力系数影响小；

（2）附面层内流体掺混，近壁面处湍动能增加，翼型上翼面尾部脉动压强增大，压差阻力减小；

（3）附面层内流体掺混，使近壁面弦向速度法向梯度减小，展向速度法向梯度增大，湍流粘性系数有所减小，但脉动压强的增量更大，摩擦阻力增大。

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Experimental and CFD study on the mechanism of supercritical airfoil drag reduction with micro vortex generators

Zhang Jin1，＊，Liu Jingyuan1，Zhang Binqian2
（1.School of Aircraft Engineering，Nanchang Hangkong University，Nanchang 330063，China；2.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China）

Wind tunnel and CFD methods are used to investigate the mechanism of the airfoil drag reduction with Micro Vortex Generators（MVGs）.RANS andκ－εturbulence model are used in CFD calculation.The results indicate that with MVGs，the bottom flow is directed to upper domains and thus the boundary layer flow is mixed.Therefore the averaged turbulence kinetic energy near the wall as well as the fluctuating pressure at the rear increases，so the pressure drag decreases.The gradient of the chord velocity and the turbulent viscosity decrease，but the gradient of the span velocity and fluctuating pressure increase more notably，so the turbulence stress increases and the frictional drag increases.MVGs are too small enough to be submerged in the boundary layer flow，and only mix the boundary layer flow.They have little influence on the height of boundary layer and the lift coefficient.

Micro Vortex Generator；supercritical airfoil；averaged turbulence kinetic energy；fluctuating pressure；turbulence stress

（编辑：杨 娟）

1672－9897（2016）04－0037－05

10.11729／syltlx20150157

2015－12－25；

2016－04－28

＊通信作者E－mail：zhangjin＿nchu＠163.com

Zhang J，Liu J Y，Zhang B Q.Experimental and CFD study on the mechanism of supercritical airfoil drag reduction with micro vortex generators.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（4）：37－41.张 进，刘景源，张彬乾.微型涡流发生器对超临界翼型减阻机理实验与数值分析.实验流体力学，2016，30（4）：37－41.

：V224＋.5

：A

张进（1976－），男，贵州德江人，讲师。研究方向：流动控制和飞行器气动布局设计。通信地址：江西省南昌市丰和南大道696号（330063）。Email：zhangjin＿nchu＠163.com