定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

姜裕标， 王万波， 常智强， 黄勇,3

1.西北工业大学 航空学院， 西安 710072 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳 621000 3.空气动力学国家重点实验室， 绵阳 621000

定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟

姜裕标1， 王万波2,3,*， 常智强2， 黄勇2,3

1.西北工业大学 航空学院， 西安 710072 2.中国空气动力研究与发展中心， 绵阳 621000 3.空气动力学国家重点实验室， 绵阳 621000

随着对生产成本、性能和可靠性、环境要求的不断提高，未来运输类飞机的发展趋势是具有更大的载重、更短的起降距离、更低的污染排放和噪声，因此迫切需要采用更高效和简单的增升和控制技术，而采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式已经被证明是最值得研究推广的应用技术之一。而在分析飞机起降性能时，必须要考虑到地面效应的影响，因此有必要对采用吹气进行增升的翼型地面效应进行研究。通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响，研究表明，近地面在襟翼前缘施加吹气控制后，与远地面施加定常吹气控制相比，翼型升力线斜率和升力明显降低；小迎角下，动量系数为0.005时，升力随着距地高度的减小先减小后增加，动量系数增加到0.01 后，升力随着距地高度的减小而减小；无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象，能直接影响飞机的起降性能，是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。

定常吹气； 地面效应； 数值模拟； 流动控制； 增升

起降性能是运输类飞机设计必须考虑的关键指标，增升系统设计是影响起降性能的主要因素，它不仅决定着载荷大小、操纵系统设计、飞机结构设计和飞机重量，而且直接影响增升系统的气动效率。对于常见的双发喷气飞机，最大升力系数增加1%，可以增加22名乘客或者载重量增加1 996 kg；起飞中，升阻比提高1%，可以增加14名乘客或者载重量增加1 270 kg；升力系数在线性变化范围内增加0.1，可以减小1° 进场迎角，从而减小起落架的重量，使整机的空重减小635 kg[1]。

飞机设计者一直关注增升系统的优化和改进，并出现了克鲁格襟翼和多段缝翼等，气动性能获得了明显的改善，而机构却趋向于更加复杂、超重和昂贵[2]。随着当前及今后对飞机生产成本、性能和可靠性，尤其是环境要求的不断提高，在飞机设计阶段就开始研发先进的高升力系统的需求愈发凸显和迫切[3]。1999年Mclean等指出现代流动控制最适合应用于高升力系统[4]，从那时起，在世界范围内广泛开展了主动流动控制的相关研究，其中采用狭缝吹气的主动流动控制增强升力的方式受到越来越多的关注[5-8]。

当飞机接近地面飞行时，迫使被飞机扰动的气流方向朝着平行于地面的方向改变，作用在飞机上的气动力也发生改变，这种现象被称作地面效应。地面效应影响与翼型的形状有关，对于对称翼型，数值模拟结果[9]表明随着距地高度的降低，升力增加，阻力降低；对于有弯度的翼型，如NACA4412翼型，试验结果[10]表明雷诺数为3×105时在小迎角下升力随着距地高度的降低而降低，数值模拟结果[11]表明雷诺数为6×106时根据迎角的不同，升力随距地高度的变化可以分为3种情况：中小迎角下，随着距地高度减小，压力面由于阻塞效应压力增加；大迎角下，随着距地高度减小，沿翼型弦向逆压梯度增加；负迎角下，翼型与地面形成收缩-扩张通道，导致翼型下表面产生较大的吸力。对于两段翼型，如带襟翼的NACA4412翼型，数值模拟结果[12]表明迎角对地面效应的影响与单段翼型类似；对于三段翼型，如30P30N翼型，数值模拟[13]结果表明，随着飞行高度的降低，翼型的升力、阻力和低头力矩均减小。对于三维NACA0012机翼[14]，数值模拟结果表明，由于地面的阻挡，三维机翼翼尖涡的发展受到抑制，机翼的有效展长得到增加，同时由于气流下洗减弱，三维地效翼比自由空间机翼提前失速；对于三维RA16SCI三段翼型[15]，数值模拟结果表明，随着飞行高度的降低，多段机翼的升力、阻力和低头力矩均减小，迎角、展弦比越大，地面效应越明显，升力损失越大。

采用被动控制的翼型，如加装Gurney襟翼的NACA0012翼型[16]，与自由空间机翼相比，在相同迎角下地效机翼升力增加明显；对于加装Gurney襟翼的倒置Tyrrell-26翼型[17]，气流附着时，近地面下沉力增量是自由空间下沉力增量的2倍。

采用主动控制增加升力的翼型地面效应与常规翼型又有所不同，Patterson等用试验[18]和数值模拟[19]研究了NACA0018环量控制翼型地面效应的影响，试验研究表明，在小的动量系数下，环量控制和地面效应相互消弱；数值模拟结果表明，动量系数为0.151 9时，环量控制和地面效应相互增强。而采用在襟翼上施加吹气控制的高升力翼型地面效应则很少有研究结果。本文通过数值模拟方法研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响，探寻吹气效应和地面效应耦合后翼型气动性能的变化规律。

1 计算方法与模型

1.1 控制方程

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程，对流场进行非定常数值模拟。积分形式控制方程为

(1)

守恒变量Q、速度矢量V、无黏通量F和黏性通量G的表达式分别为

(2)

式中：t为时间；Ω为控制体体积；n为控制体面S的单位法向矢量；ρ和p分别为流体密度和压强；u，v，w为速度分量；e为单位质量的总内能；τ(·)和q(·)分别为应力项和热传导项；i,j，k为x,y,z方向的单位矢量。

采用有限体积法对控制方程进行离散，空间离散格式为二阶精度的迎风格式，时间推进方式采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel (LU-SGS)隐式时间推进算法，采用全湍假设，两方程k-ωShear-Stress-Transport (SST)湍流模型。

1.2 计算模型及边界条件

翼型为某型飞机翼根剖面翼型，弦长c为1 m，最大厚度为18%，襟翼弦长为0.257c，襟翼偏角为50°，吹气缝位于主翼和襟翼连接处，吹气缝高hj为0.001c，根据文献[20]吹气角度选为30°。襟翼后缘最低点到地面的距离h为距地高度，如图1所示，图中α为翼型迎角，V∞为自由来流速度，Vj为吹气速度。计算区域入口，出口和上边界距离翼型40倍弦长，网格如图2所示。

图1 地面效应示意图Fig.1 Sketch of ground effect

图2 翼型计算网格Fig.2 Computation mesh of airfoil

(3)

式中：mj为吹气质量流量；ρ∞为自由来流密度；ρj为吹气气流密度。

来流风速为40 m/s，基于弦长的雷诺数为2.7×106，无量纲时间步长Δt*=Δt(V∞/c=0.02。文中流场和气动力都是基于时间平均的结果。

1.3 计算方法验证

为了分析网格数量的影响，以保证计算结果的网格无关性，对迎角0°、h/c=0.01状态划分了3种网格(如表1所示)，并进行了计算。表中，y+为第1层网格高度；CL为升力系数；CD为阻力系数。计算结果表明，中等网格可以较好地预测升阻力，因此本文所用的计算网格都为中等网格。

算例验证模型为NACA4412翼型，弦长为1 m，雷诺数为6×106，模型迎角为4°，距地高度h/c=0.1,0.2,0.4,0.6,0.8,1.0,2.0。图3给出了不同高度的升力系数与文献[11]对比曲线，由图可知，计算结果和文献吻合较好，说明本文所用计算方法是可行的。

表1 网格无关性验证Table 1 Assessment of grid independence

图3 计算结果与文献[11]结果对比Fig.3 Comparison of calculation results and Ref.[11]

2 结果与分析

2.1 地面效应对翼型气动特性的影响

对于本文翼型，在地面效应的影响下翼型最大升力系数和升力线斜率减小，如图4所示。

小迎角下(α≤4°)，升力随着距地高度的降低先降低后增加，在h/c=0.2时达到1个最低值；大迎角下(α≥6°)，升力随着距地高度的降低而降低，如图5所示。

图6给出了迎角0° 和8° 时不同距地高度压力系数Cp分布，由图可知，远地面时(h/c=∞)，翼型压力面压力系数有个先下降再回升的“凹形”变化，而这个变化当迎角变大(α=8°)时不再明显；近地面时，由于阻塞作用，翼型压力面压力增大，同时随着距地高度的降低，主翼压力面压力分布变化趋于平缓；迎角0° 时，不同距地高度压力面压力变化较大，随着迎角增加，压力面变化幅度减小。

图4 地面效应下不同迎角升力系数Fig.4 Lift coefficient with different angles of attack in ground effect

图5 地面效应下不同距地高度升力系数Fig.5 Lift coefficient with different ride heights in ground effect

图6 不同距地高度翼型压力系数分布Fig.6 Airfoil pressure coefficient distributions at various ride heights

图7 不同距地高度驻点处流线速度矢量角度分布Fig.7 Distribution of velocity vector angle on stagnation streamline at various ride heights

翼型绕流有2条特殊的流线[11]，一条止于驻点，称之为驻点处流线；一条始于尾缘，称之为尾缘处流线；这2条流线将绕翼型气流分为上下两部分。图7给出了迎角0° 和8° 时不同距地高度翼型驻点处流线上速度矢量角度β(速度矢量与x轴夹角)分布，由图可知，随着距地高度的减小，与远地面相比，驻点处流线上速度矢量角减小，从而导致有效迎角减小，因此吸力面吸力减小。

压力面压力增大幅度和吸力面吸力减小幅度的相对大小决定了升力是增加还是减小。近地面时压力面压力增大幅度明显小于吸力面吸力减小幅度，因此相对于远地面，升力减小。

图8给出了不同距地高度下升力系数的功率谱PSD。α=0°，h/c≤0.2时，涡脱落频率f为40 Hz；0.4≤h/c≤1.0时，涡脱落频率为44 Hz；h/c≥2.0 时，涡脱落频率为48 Hz。α=8°，h/c=0.05时，由于离地面太近，阻止了脱落涡发展，因此没有明显的涡脱落；0.1≤h/c≤0.8时，涡脱落频率为36 Hz；1.0≤h/c≤3.0时，涡脱落频率为40 Hz；h/c=∞时，涡脱落频率为 44 Hz。整体来看，随着距地高度的降低，涡脱落频率降低。

图8 不同距地高度升力系数功率谱Fig.8 Power spectrum of lift coefficient at various ride heights

2.2 定常吹气对翼型气动特性的影响

图9给出了远地面时施加吹气控制后不同迎角升力和升力增量(相同迎角下施加吹气与未施加吹气控制升力系数之差)，由图可知，h/c=∞时，在襟翼前缘施加定常吹气后，失速迎角有所提前，升力增量随迎角增加先增加后减小。

图10给出了远地面时施加吹气控制前后速度流线图，未吹气时，襟翼表面出现大面积的分离，迎角越大，分离越严重；cμ=0.005时，分离点明显后移，但是由于吹气射流动量不足以克服襟翼上较大的逆压梯度，分离没有明显减小；cμ=0.01时，α=0°，分离明显减小，随着迎角增加，翼型前缘吸力峰值增加，边界层动量损失厚度增加，射流与外流之间的附着效应减弱，射流附着在襟翼表面(如图10(f)所示)，而动量较小的尾迹无法克服逆压梯度，因此分离依然存在。

图9 施加吹气控制后不同迎角升力和升力增量Fig.9 Lift and lift increments with different angles of attack with blowing control

图10 施加吹气控制前后翼型速度流线图Fig.10 Streamlines of airfoil with and without blowing control

2.3 定常吹气对翼型地面效应的影响

图11 地面效应下吹气控制效率Fig.11 Blowing control efficiency in ground effect

图11给出了地面效应下吹气控制效率ΔCL/cμ(ΔCL为相同迎角和距地高度下施加吹气与未施加吹气控制升力系数之差)，由图可知，控制效率与迎角、距地高度和动量系数都有关系。cμ=0.005 时，α=8°、h/c≥0.8区域附近，控制效率最高；cμ=0.01时，α≤6°、h/c≥0.6区域附近，控制效率最高。cμ增加，最佳控制效率所对应的迎角有减小的趋势。

图12给出了不同迎角下施加控制前后距地高度对升力特性的影响，cμ=0.005时，升力随距地高度的变化规律与未施加控制时一致。而当cμ=0.01时，与cμ=0.005时情况不同，升力随着距地高度的减小而减小，未出现增加的情况。

图13给出了迎角0° 和8° 时翼型尾缘处流线分布，h/c=0.05时，施加吹气控制前后尾缘处流线偏转变化不大；h/c=0.6时，施加吹气控制后，尾缘处流线明显向下偏转，下洗增加。

图12 不同迎角下距地高度对升力特性的影响Fig.12 Lift characteristic with different angles of attack at different ride heights

图13 尾缘处流线分布Fig.13 Distribution of trailing edge streamlines

图14给出了迎角8° 时施加控制前后压力系数分布，施加吹气控制后，翼型前缘吸力峰值增加，襟翼前缘出现另外一个吸力峰，峰值随着吹气动量系数的增加而增加。施加吹气控制后，向尾迹区注入了能量，使得尾流向下偏转；吹气动量系数越大，气流下洗角越大，翼型压力面气流阻塞作用越强，压力增加越多，使得不同距地高度下压力面压力差减小，这也是施加不同吹气控制后升力随距地高度变化规律不同的原因之一。

图14 迎角8°时施加吹气控制前后压力系数分布 Fig.14 Pressure coefficient distributions with and without blowing control at α=8°

图15给出了施加控制前后不同距地高度的涡脱落频率，由图可知，施加吹气控制后，向尾迹中注入能量，当能量较小，不足以消除分离时，吹气注入的能量有助于脱落涡的产生和发展，加速涡的脱落，因此涡脱落频率增加；迎角0°，近地面时，当吹气动量系数增加到0.01后，消除了分离，因此没有涡脱落。

图15 施加吹气控制前后不同距地高度涡脱落频率Fig.15 Vortex shedding frequency at various ride heights with and without blowing control

3 结 论

本文通过数值模拟研究了定常吹气对某无缝襟翼翼型地面效应的影响，可以得到以下结论：

1) 近地面时，与远地面相比，翼型最大升力和升力线斜率减小；小迎角下，升力随着距地高度的降低先降低后增加；大迎角下，升力随着距地高度的降低而降低。

2) 远地面时，在襟翼前缘施加定常吹气后，分离点后移，分离减小，失速迎角有所提前，升力增量随着迎角的增加先增加后减小。

3) 近地面在襟翼前缘施加吹气控制后，动量系数为0.005时，升力随着距地高度的减小先减小后增加，动量系数增加到0.01后，升力随着距地高度的减小而减小；随着动量系数增加，最佳控制效率所对应的迎角有减小的趋势。

基于以上定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的研究结果，无缝襟翼翼型在不同动量系数和不同距地高度时出现的不同程度升力减小的现象，能直接影响飞机的起降性能，是采用吹气控制进行增升设计时必须考虑的因素。

[1] GARNER P L, MEREDITH P T, STONER R C. Areas for future CFD development as illustrated by transport aircraft applications: AIAA-1991-1527[R]. Reston: AIAA, 1991.

[2] BURNET V, DANDOIS J, VERBEKE C. Recent Onera flow control research on high-lift configuration[J]. Journal Aerospace Lab, 2013(6): 1-12.

[3] HANSEN H, THIEDE P, MOENS F, et al. Overview about the European high lift research programme EUROLIFT: AIAA-2004-0767[R]. Reston: AIAA, 2004.

[4] MCLEAN J D, CROUCH J D, STONER R C, et al. Study of the application of separation control by unsteady excitation to civil transport aircraft: CR-1999-209338[R]. Washington, D.C.: NASA, 1999.

[5] RUDNIK R, GEYR H V. The European high lift project EUROLIFT II-objectives, approach, and structure: AIAA-2007-4296[R]. Reston: AIAA, 2007.

[6] SMITH D M, DICKEY E, VONKLEIN T. The ADVINT program: AIAA-2006-2854[R]. Reston: AIAA, 2006.

[7] PETZ R, NITSCHE W. Active separation control on the flap of a two-dimensional generic high-lift configuration[J]. Journal of Aircraft, 2007, 44(3): 865-874.

[8] HAUCKE F, NITCHE W. Active separation control on a 2D high-lift wing section towards high Reynolds number application: AIAA-2013-2514[R]. Reston: AIAA, 2013.

[9] 米百刚, 詹浩, 朱军. 二维干净翼型、 增升构型地面效应的数值模拟研究[J]. 应用力学学报, 2013, 30(6): 822-827.

MI B G, ZHAN H, ZHU J. Numerical simulation on aerodynamic characteristic of clean and multi-element airfoils in ground effect[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2013, 30(6): 822-827 (in Chinese).

[10] AHMED M R, TAKASAKI T, KOHAMA Y. Aerodynamics of a NACA4412 airfoil in ground effect[J]. AIAA Journal, 2007, 45(1): 37-47.

[11] QU Q L, WANG W, LIU P Q, et al. Airfoil aerodynamics in ground effect for wide range of angles of attack[J]. AIAA Journal, 2015, 53(4): 1048-1061.

[12] QU Q L, WANG W, LIU P Q, et al. Aerodynamics and flow mechanics of a two-element airfoil in ground effect: AIAA-2015-0550[R]. Reston: AIAA, 2015.

[13] 秦绪国, 刘沛清, 屈秋林, 等. 多段翼型地面效应数值模拟与分析[J]. 航空动力学报, 2011, 26(4): 890-896.

QIN X G, LIU P Q, QU Q L, et al. Numerical simulation and analysis on aerodynamics of three-element airfoil in ground effect[J]. Journal of Aerospace Power, 2011, 26(4): 890-896 (in Chinese).

[14] 应成炯, 杨韡, 杨志刚. 地面效应下的机翼失速数值模拟[J]. 飞行力学, 2010, 28(5): 9-12.

YING C J, YANG W, YANG Z G. Numerical simulation on stall of wing in ground effect[J]. Flight Dynamics， 2010, 28(5): 9-12 (in Chinese).

[15] 秦绪国, 刘沛清, 屈秋林, 等. 三维多段机翼地面效应数值模拟[J]. 航空学报， 2011, 32(2): 257-264.

QIN X G, LIU P Q, QU Q L, et al. Numerical simulation on 3D multi-element wings in ground effect[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2011, 32(2): 257-264 (in Chinese).

[16] 肖涛, 代钦. Gurney襟翼对机翼地面效应气动特性和流动结构的影响实验研究[J]. 空气动力学学报， 2013, 31(5): 572-578.

XIAO T, DAI Q. The experimental study of aerodynamics and flow structures of a wing with Gurney flaps in ground effect[J]. Acta Aerodynamica Sinca， 2013, 31(5): 572-578 (in Chinese).

[17] ZERIHAN J, ZHANG X. Aerodynamics of Gurney flaps on a wing in ground effect[J]. AIAA Journal， 2001, 39(5): 772-780.

[18] PATTERSON B W, ANGLE G M, SMITH J E. Lift enhancement of circulation control as influenced by ground effect: AIAA-2011-3652[R]. Reston: AIAA, 2011.

[19] PATTERSON B W, ANGLE G M, SMITH J E. Circulation control lifting surface argument by ground effect: AIAA-2012-0860[R]. Reston: AIAA, 2012.

[20] GALBRAITH M C. Numerical simulations of a high-lift airfoil employing active flow control: AIAA-2006-0147[R]. Reston: AIAA, 2006.

(责任编辑： 鲍亚平， 张晗)

Numerical simulation of effect of steady blowing slot-less flap airfoil in ground effect

JIANGYubiao1,WANGWanbo2,3,*,CHANGZhiqiang2,HUANGYong2,3

1.SchoolofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China3.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,China

With growing requirements for the manufacturing cost, performance and reliability, and environment, the transport aircraft with bigger payload, shorter taking off and landing distance, and lower fuel consumption and aerodynamic noise is the development object of the future transport aircraft. Therefore, simple and efficient lift enhancement method is urgently needed. The method using blowing to enhance the lift is proved to be one of the most promising technologies. In the analysis of the performance of taking off and landing, ground effect must be considered, and it is thus essential to investigate the ground effect of the airfoil using blowing to enhance lift. The aerodynamic characteristics of slot-less flap airfoil with steady blowing in ground effect are investigated by numerical simulation. The results show that the lift and lift slope of the airfoil decrease obviously with steady blowing at small ride height compared with that far from the ground. The results also indicate that at small angles of attack, the lift increases firstly and then decreases with the decrease of ride height when blowing momentum coefficient is 0.005, but the lift monotonously decreases with the decrease of ride height when blowing momentum coefficient is 0.01. The phenomenon that the lift of the slot-less flap airfoil varies with the moment coefficients and the ride heights can directly affect the performance of taking off and landing, so it must be taken into consideration when applying blowing to increase the lift.

steady blowing; ground effect; numerical simulation; flow control; lift enhancement

2016-09-05；Revised2016-10-11；Accepted2016-12-09；Publishedonline2017-01-041433

2016-09-05；退修日期2016-10-11；录用日期2016-12-09； < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：2017-01-041433

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170104.1433.002.html

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.E-mailbowanw@163.com

姜裕标， 王万波， 常智强， 等． 定常吹气对无缝襟翼翼型地面效应影响的数值模拟J． 航空学报,2017,38(6):120751.JIANGYB,WANGWB,CHANGZQ,etal.Numericalsimulationofeffectofsteadyblowingonslot-lessflapairfoilingroundeffectJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(6):120751.

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10.7527/S1000-6893.2016.120751

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A

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URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170104.1433.002.html

*Correspondingauthor.E-mailbowanw@163.com