主动流动控制技术是现代飞机设计领域中研究的热点,它是提升未来飞行器性能的主要途径之一。吹气／吸气是传统的主动流动控制技术,研究与应用十分广泛。环量控制利用吹气在弯曲表面形成有利的压力梯度,达到增加升力的目的[1, 2];沿机翼翼尖展向的吹气起到类似增加展长的作用,提高机翼升力[3, 4];翼型边界层吹吸气对边界层内流动进行干预,能够抑制分离,提高翼型升阻比[5]。除此之外,直升机旋翼、发动机进气道、涡轮叶栅等也有大量利用吹气和吸气技术进行主动流动控制的研究[6]。吹吸气控制的气源来自发动机引气,会带来发动机推力和效率的损失,另外需要设计复杂的通气管路。当前活跃的主动流动控制技术有零质量合成射流和等离子体流动控制,两者具有巨大的应用前景,但存在可控速度不高等问题[7, 8, 9]。
协同射流(co-flow jet)是一种新型流动控制技术[10, 11, 12, 13, 14, 15, 16]。协同射流控制技术在翼型上表面前缘和后缘附近分别开口,前缘开口处进行吹气,同时在后缘开口处进行吸气,且保持吸气量和吹气量相等。吹吸气通过翼型内部的气泵驱动,因此可以认为协同射流技术是一种零质量射流。
通过在翼型前缘吸力峰值处吹气,同时后缘压力最高处吸气这一独特方式,协同射流技术实现了对流动低能耗、高效的控制。研究表明施加协同射流的翼型能够显著提升升力,明显减小阻力,增大失速迎角,同时具有能量利用率高的特点。在该技术的基础上,文献[17, 18]发展了一种离散型协同射流技术(discrete co-flow jet)。DCFJ在射流出口处使用若干堵片,射流喷口面积减小,并且被隔成离散的小段。为区分起见,以下也称射流出口处不加堵片的形式为连续型协同射流(continuous co-flow jet),两者统称为协同射流。
实验结果表明,DCFJ増升减阻效果优于CCFJ,并且能量利用率也高于CCFJ。DCFJ翼型在小迎角下有远高于常规翼型的升阻比,大迎角下有大升阻比、大阻力的特点。应用DCFJ技术的飞行器将具有经济的巡航性能,同时能够实现短距起降,气动性能得到大幅提升。本文对连续型和离散型协同射流进行数值模拟。利用CFD计算的详细信息,分析对比连续型和离散型协同射流翼型的升阻特性、能量消耗以及流场特点。对离散型协同射流控制机理进行分析,解释了离散型协同射流有更明显增升减阻效果的原因。
1 数值求解方法 1.1 控制方程本文数值模拟研究是基于三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程。N-S方程是通过基于格点格式的有限体积法进行离散求解的。利用格点格式求解时,流动参数都存储在网格节点上,此处采用形函数插值方法将网格节点上的值插值到网格单元的内部。
湍流模型使用k-ω SST模型,该模型为两方程湍流模型,是一种在工程上得到广泛应用的混合模型。翼型内部泵简化为入口和出口边界条件。射流喷口给定总压和总温条件,流动方向为喷口法向;吸气口给定静压边界条件。在给定的计算状态下,调整喷口总压与吸气口静压,通过若干次简单迭代以保证吹吸质量流率相等。
1.2 协同射流翼型受力分析选取如图 1所示的控制体对协同射流受力进行分析。协同射流翼型不仅受到物面上压力、黏性力的作用,同时喷口、吸气口还受到射流的反作用力。
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| 图 1 协同射流翼型控制体 |
定义下标0表示管道入口处的变量,下标1表示射流出口处的变量,下标2表示射流入口处的变量。射流出口和射流入口处的压力,速度和面积分别为p1,V1,S1和p2,V2,S2,质量流率均为
;作用在翼型物面上的气动力——压力和黏性力分别表示为Fp和Fv。射流产生的作用力等于进出口的动量差和静压力差之和。在图 1所示的坐标系下:出口喷气产生的反作用力-v1和压力-p1S1;入口吸气产生的反作用力v2和压力p2S2。因此上述力在x方向合力为:
在y方向合力为:
将Fx,Fy向升阻力方向投影就可得到协同射流翼型所受总的升力和阻力。 1.3 协同射流喷口动量系数及泵功率计算
喷口动量系数(Cμ)类似于翼型的升阻力系数。Cμ直接反映协同射流强弱,是决定其性能特性的重要参数,定义如下:
式中，
为质量流率,Vj为喷口处的射流速度,ρ∞为自由来流密度,V∞为自由来流速度,S为翼型参考面积。
射流由翼型内部的气泵驱动,泵的功率消耗由质量流率和总焓的变化量决定:
Ht0、Ht2分别为管道入口处、吸气口处的总焓,泵消耗的功率可以进一步表示为: 式中:
,Cp为定压比热容,T0为总温,γ=1.4,p00,p02分别为管道入口,吸气口处总压。ηP为泵的效率,取为1.0。定义功率的无量纲参数为功率系数:
2 CCFJ数值模拟
选取NACA6415为CCFJ翼型的基准翼型。计算模型弦长304.8 mm,吹气口高度2 mm(弦长0.65％),位置在弦线7.5％处;吸气口高度4 mm(弦长1.42％),位置在弦线88.5％处[11]。吹吸气口平面均垂直于翼型表面,位于吹吸口之间的翼型形状保持与原翼型一致。
计算网格采取多块搭接形式,内部管道及吹吸口之间,网格选用H型网格(网格量131×45),其余部分选用O型网格(网格量322×97),二者之间通过点点对应搭接。其中翼型上表面分布了205条网格线,在吹吸气口位置都进行了局部的网格加密,以提高数值模拟的精度。远场边界距离翼型均为弦长的25倍。
计算条件参考实验状态[11],自由来流速度为10 m／s,远场压力101 325 Pa,温度288.15 K;射流质量流率定为0.06 kg／s。通过迭代管道入口处总压及吸气口的静压,保证特定迎角下吹吸气的质量流率均为设定值。
图 2、图 3为CCFJ翼型及基准翼型的升阻力特性对比图,从图中对比可以看出,升阻力系数计算值与实验值[11]在小迎角下吻合良好,而在大攻角下偏差较大。可能的原因是大迎角下湍流模型不能有效模拟CCFJ的流动分离。
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| 图 2 CCFJ翼型CFD计算与实验结果升力特性对比 |
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| 图 3 CCFJ翼型CFD计算与实验结果阻力特性对比 |
CCFJ翼型升力系数、最大升力系数、升力线斜率以及失速迎角均有显著提升。其中最大升力系数提高约150％,失速迎角增加约66％。同时,其零升迎角,阻力系数均有显著降低,在部分小迎角范围内甚至可以是负阻力状态。
3 DCFJ数值模拟 3.1 模型参数DCFJ模型基于无限展长的CCFJ翼型,模型示意图如图 4所示。参考文献[17]中的模型参数,本文使用堵片长度为14.8 mm,间隔均匀,离散的喷口长度为15.5 mm。弦长仍取为304.8 mm。计算时截取有2个喷口的一段,2个端面使用对称边界条件。计算条件与上节CCFJ翼型相同。
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| 图 4 离散型协同射流模型 |
如图 5、图 6所示,与CCFJ翼型相比,DCFJ翼型的最大升力系数提高9.2％;失速迎角减小了约5°,但仍比未加控制时的翼型大;阻力也极大地减小,在0°迎角下表现为负值,其绝对值达到对应升力系数的约1／3,表明DCFJ不仅有显著的増升效果,而且能够产生可观的推力。
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| 图 5 DCFJ模型与CCFJ模型升力特性 |
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| 图 6 DCFJ模型与CCFJ模型阻力特性 |
将翼型升力分为3部分,分别为翼型上下表面压力差作用(Cl-p)、射流作用力(Cl-jet)、黏性力的作用(Cl-v)。2种翼型的升力组成如图 7所示。DCFJ翼型升力的增加主要来自于压力作用。这是由于DCFJ翼型射流出口面积是CCFJ翼型的一半,在给定相同的质量流率下,射流出口处的平均速度大于CCFJ翼型,绕翼型的环量也随之增加。
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| 图 7 CCFJ 与DCFJ升力组成 |
同样将翼型阻力分为3部分:粘性阻力(Cd-v),压差阻力(Cd-p),射流作用力(Cd-jet)。如图 8所示,射流作用力对减阻贡献十分显著。由于DCFJ翼型射流出口处速度更高,在迎角较小时翼型前缘低压区产生的吸力对阻力的贡献为负值。同时射流在出口产生的反作用力更大,产生有利于减阻的效果。
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| 图 8 DCFJ与CCFJ翼型阻力组成 |
CCFJ与DCFJ的増升减阻效果是以能量的消耗为代价,能量利用率是评价其控制作用的重要参数。定义减阻效率参数:
| α/(°) | CCFJ | DCFJ |
| 0 | 0.39 | 0.75 |
| 5 | 0.38 | 0.79 |
| 10 | 0.41 | 0.83 |
| 15 | 0.55 | 0.89 |
| 20 | 0.82 | 0.99 |
图 9为DCFJ翼型相对与弦长30％,50％,80％位置处截面上的流线,流动有明显的三维结构。喷气口附近的气流受到强的剪切作用,产生流动分离,随着射流喷出卷起,形成了旋转方向相反的漩涡对。涡对在向下游迁移的过程中不断耗散,相干结构逐渐消失。
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| 图 9 翼型上表面垂直与流动方向不同位置流线图 |
由于相干涡结构的存在,射流在引射的同时,对周围环境有卷吸的作用,DCFJ相比CCFJ卷起了更多的气流,射流作用范围更大,能量更多地注入到主流。相干涡结构使射流沿展向扩展,堵片下游的气流并不因为其堵塞而有明显的速度损失。因而翼型的整个上表面都能维持较大的低压区,使得翼型升力明显提高。离散的射流有效地加速了翼型前缘附近的流动。同时射流不断以高动量沿物面方向注入边界层,改变翼型上表面的流动状态。
4 CCFJ与DCFJ效能比较DCFJ翼型在出口处的堵塞使射流具有三维的涡结构,产生了更为显著的增升减阻效果,但同时也要为此付出更多的功率。计算表明CCFJ与DCFJ所需功率基本不随迎角改变。在射流质量流率相同的情况下,本文使用的DCFJ计算模型各个迎角下所需功率为40±1 W,约是相同尺寸CCFJ翼型的8倍。为比较2种控制方式能量利用效率,使用第2节计算模型,改变CCFJ翼型的质量流率,使其功率系数与DCFJ翼型相当。通过迭代计算,当质量流率为0.123 kg／s时,两者功率系数几乎相同。此时2种控制方式下的升阻力特性如图 10所示。
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| 图 10 CCFJ与DCFJ在相同功率下极曲线比较 |
相同功率下,DCFJ减阻效果明显高于CCFJ,零度迎角时DCFJ阻力比CCFJ小35％。相同升力系数下,DCFJ与CCFJ升阻比均为负值,且DCFJ升阻比绝对值远大于CCFJ。以上特性表明,DCFJ是一种具有明显増升作用、高效减阻效果的流动控制方式。
5 结 论本文对连续型协同射流和离散型协同射流进行数值模拟,分析了两种协同射流对翼型升阻特性的影响,以及功率需求和能量利用效能,并详细分析流场细节,得出以下结论:
1) 两种控制方式都能显著增加升力、失速迎角,并且能极大减小阻力。在本文给定的模型参数、计算状态下,相比连续型协同射流,离散型提高翼型最大升力系数9.2％,同时减阻效果更加明显;
2) 相同质量流率下,离散型协同射流具有更高的喷气速度,高速度的射流加速翼型上表面流动,使得绕翼型环量更大,因此具有更明显的增升效果;同样由于喷气速度高,翼型前缘在小迎角时产生大的吸力,另外射流对于翼型的直接作用力也更大。由于这两方面原因,离散型协同射流极大减小了翼型阻力;
3) 离散型协同射流具有三维的涡结构,使得高速射流与主流及边界层能充分混合,射流75％以上的动量都转化为减阻的效果,这是离散型射流比连续型能够更高效增升减阻的原因;
4) 在付出相同功率的情况下,离散型协同射流有更好的减阻效果,翼型升阻特性提高更加明显,因此是一种能量利用效率更高的流动控制方式。
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