2. 中国商飞上海飞机设计研究院, 上海 201210
机翼结冰是影响大型客机飞行安全的重要因素[1]。前缘角冰不规则几何特征显著、流向不连续影响强烈, 导致翼型气动特性及失速特性遭到严重破坏[2-3], 角冰几何参数例如冰形高度/角度等与翼型气动性能及失速特性息息相关, 也是适航验证确定临界冰形的重要依据[4]。但是, 由于结冰状态的随机性和复杂性, 不同几何参数冰角诱导产生的分离泡特征存在一定差异; 角冰几何参数与翼型失速分离流场结构之间的关联性还不清晰, 对翼型气动特性特别是失速特性的影响机制还需要进一步研究。
针对上述问题, Bragg等[3, 5]研究的先驱率先总结了翼型气动特性关于冰形几何参数敏感性的一般性规律。Busch等[6]进一步探讨了冰角细节参数改变对翼型宏观气动特性的影响量。Manshadi等[7]梳理了冰形张角对时均统计量和流场脉动特性的影响。Raj等[8]进一步建立了气动特性-冰形几何特性-物理/模型参数之间的关联。近年来国内袁坤刚等[9-10]分析了前缘冰形高度、位置及半径对翼型气动性能的影响, 表明冰角位置/高度权重较大, 前缘半径权重较小。周莉等[11]分析了不同冰脊形状/位置/冰脊高度对翼型宏观气动特性的作用特点。黄冉冉等[12]证明前缘冰角形状参数而非粗糙度是导致气动力损失的主要因素。郑诚毅等[13]针对冰形高度/宽度/端部形状及连接情况等参数, 分析了角冰对不同翼型升阻特性的影响。上述结冰研究虽然对角冰翼型的气动性能及失速特性进行了系统和详细的敏感性分析, 但未能建立翼型失速阶段分离流场结构变化与角冰几何参数之间的联系, 冰形几何参数-分离流场结构-翼型气动特性的关系链路仍然有待于进一步梳理和剖析。
本文基于数值模拟方法研究前缘角冰影响大型客机翼型气动特性的关键因素, 对失速过程中的大尺度分离泡发展变化规律进行详细分析, 以期厘清冰形张角/高度对翼型气动特性的影响本质, 明确分离流场形态与失速特性之间的联系, 为大型客机结冰适航验证工作提供更为充足完备的理论依据。
1 数值模拟方法及验证 1.1 控制方程及其离散基于RANS方法开展结冰翼型分离流场分析研究, 虽然该方法将湍流信息做完全模化处理, 忽略了部分流场细节, 但是仍然可用于翼型分离流动宏观气动特性的预测[14-15]。在有限体积法基础上, 对三维可压缩非定常Navier-Stokes方程进行离散。无黏通量项离散采用Roe-MUSCL三阶迎风通量差分分裂格式, 黏性通量项采用二阶中心差分格式, 时间推进采用二阶隐式近似因子分解方法。Marongiu等[14]比较了不同湍流模型在前缘结冰算例计算中的精度, 表明S-A模型计算相对准确, 相对SST模型能够更好地反映失速点附近的升力特性变化趋势, 故本文基于该模型开展计算分析研究。
1.2 算例验证及网格无关性分析针对某大型客机外翼二维升力段典型超临界翼型开展数值模拟分析研究。图 1给出了Bragg等[3]约定的角冰冰形参数示意图, 按照该定义方式, 此时冰形高度/张角是决定角冰几何特征的独立变量; 在上述参数一致的前提下, 其余参数变化对角冰诱导宏观流场及气动特性的效应可以忽略, 从而实现几何影响因素的解耦。
本算例翼型长度为1 524 mm, 参照上述约定, 前缘冰形冰形高度为25.4 mm(1.67%), 张角为37°, 图 2给出了翼型/冰形几何形状示意图。考虑到失速阶段前缘分离泡的典型三维特征, 构造展向长度为1.0c、半径为20c的计算域, 以尽量避免远场反射效应及两侧端面效应的影响。基于O型多块结构化网格开展计算分析研究, 选用总网格量为500万、1 000万、1 500万3种不同密度网格进行收敛性分析, 网格节点分布情况如表 1所示。针对冰角附近及翼型前缘网格进行加密, 使得数值模拟方法能够更加准确地捕捉冰角后方分离流动细节。首层网格壁面距离为1×10-5c, 增长率取1.1, 保证近壁面y+ < 1。计算边界条件壁面设置无滑移边界条件, 物面法向压力梯度为零, 远场应用无反射边界条件, 展向设置周期性边界条件。图 3给出了不同密度前缘冰角部分网格细节特征。
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| 图 2 某大型客机外翼段结冰翼型几何形状 |
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| 图 3 冰角附近不同密度网格对比 |
结冰翼型气动力数据基于某大型客机低速风洞测力试验获取。试验自由来流速度135 m/s, 马赫数为0.414, 当地密度为0.849 kg/m3, 动压为7 739.14 Pa, 失速形态类似于Pouryoussefi等[16]开展的结冰翼型风洞测力试验。图 4给出了不同网格密度结冰翼型气动力计算结果与试验数据对比。
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| 图 4 不同网格密度翼型升力系数计算结果与试验对比 |
由图可知, 计算结果与试验数据相比, 小迎角时不同密度网格获得的数值结果均与试验数据吻合较好; 但粗网格在大迎角时获得了相对较小的失速迎角/最大升力系数, 中网格/密网格计算结果差距很小, 在失速临界迎角附近与试验数据具备较好的一致性, 符合冰角影响下结冰翼型可能的失速形态。兼顾计算精度和效率起见, 在后续计算中采用中密度网格拓扑及布置策略。同时, 数值结果表明当前的分离流场计算分析方法不仅能够较好地预测结冰翼型的线性段气动力系数, 也能准确地预测失速形态的变化情况, 这与Stebbins等[15]关于结冰翼型气动特性分析方法的评述结论一致。
2 宏观气动特性冰角参数敏感性分析本节结合第1节所验证方法及基础翼型, 基于大型客机典型结冰环境及代表性文献[3], 构造了一族具备不同高度/张角的前缘冰形, 针对结冰翼型宏观气动特性及分离流场结构进行计算分析。
在民机结冰适航研究领域, 临界冰形分析常用的冰角高度通常选取为25.4及50.8 mm, 37°, 55°, 71°是某大型客机冰形计算分析阶段常见的几种张角。因此本文对上述冰高/张角组合开展研究。图 5给出了不同张角/高度冰角的几何形状示意图。考虑到结冰状态可能的失速迎角变化范围, 计算迎角取0°~10°, 升力线性段间隔2°、临界失速迎角附近间隔1°计算。来流条件与第1节算例保持一致。
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| 图 5 不同高度/张角冰形几何形状示意图 |
图 6反映了冰形几何参数对升力特性的影响。相较于干净翼型升力线性度/失速形态良好的基本特征, 各带冰翼型的最大升力系数/失速迎角均存在不同程度的损失, 同时体现了显著的失速形态变异现象。随着冰形张角及高度增加, 气动力变化特征也随之逐渐显著。不同于干净翼型失速点清晰明确的特点, 此时失速过程反而体现出一定程度的升力蠕增, 这与Lee等[17]基于风洞试验获得的结冰翼型失速特性变化情况类似。
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| 图 6 不同高度/张角冰形翼型升力系数曲线 |
表 2及表 3分别统计了冰形高度/张角对失速特性的影响量, 由于翼型结冰后具备特殊的升力变化特征, 结合临界迎角附近升力非线性原则及分离泡再附点推进至后缘位置进行失速点判定。表明冰形高度为25.4 mm时, 张角增加并不影响结冰翼型失速迎角量值, 最大升力系数改变相对有限; 而当冰形高度增长到50.8 mm时, 71°/25.4 mm冰形与37°/50.8 mm冰形的升力特性基本等效; 进一步增加张角不仅将使线性段升力系数降低, 还会导致失速特性急剧恶化、形态特征明显变异、产生显著的最大升力系数及失速迎角损失现象。
图 7反映了冰形几何参数变化对结冰翼型失速点附近压力分布形态的影响。总体而言, 由于冰角后方存在大尺度分离泡, 结冰翼型上表面前缘吸力峰消失, 呈现局部压力平台, 随着流动再附过程的完成, 压力量值缓慢恢复; 下表面前缘存在局部流动分离, 导致当地压力损失, 后缘压力系数在不同迎角下基本相同。临界失速状态下, 翼型前缘压力平台高度基本不随迎角变化, 迎角效应主要影响平台后方的压力恢复过程; 表明此时升力增量并不由前缘吸力的持续增加贡献, 而是源于翼型中部负压区的生长, 导致升力非线性蠕增现象产生。过失速状态则主要体现前缘压力平台的减缩现象, 同时后缘附近吸力逐渐增长, 上表面压力梯度趋于消失; 由于此时后缘仍然能够持续贡献升力增量, 因此仍然存在升力线的缓慢攀升。
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| 图 7 不同角度/高度冰角翼型失速点附近压力分布变化特征 |
冰形高度固定为25.4 mm时, 冰形张角从37°增加至71°对压力分布形态的影响表现为增加平台长度的同时, 使得平台高度逐渐降低, 但此时翼型前缘上下表面仍然能够维持一定程度的前缘吸力特征, 各构型失速点前后压力分布形态的变化规律也基本一致。但是, 当冰形高度增长到50.8 mm时, 即使在冰形张角相对较小的前提下, 前缘压力平台特征就已经较为明显, 随着张角的进一步增加, 不仅上表面吸力峰由于上冰角影响基本停止生长, 同时下冰角对前缘吸力也体现了强烈的破坏作用, 两者的综合效应使得来流迎角较小时, 升力增长即体现出强烈的非线性特征。当冰形高度为50.8 mm, 张角为71°时, 压力分布形态关于来流迎角变化的响应已经相对微弱, 与升力特性的全面恶化相对应。上述结果表明, 相对于冰形张角而言, 高度对于翼型失速特性以及压力分布形态的影响更为显著。
3 分离流场冰角参数敏感性分析图 8及图 9共同给出了冰形几何参数变化对结冰翼型失速点附近分离流场特征的影响。前缘冰角的几何间断特征以及逆压梯度的共同作用, 导致冰角顶端触发流动分离, 在壁面附近形成特征性的大尺度回流区域; 同时外部流动由前缘驻点绕过冰角顶端加速, 分离流动通过与高能外流之间的掺混作用重新获得能量, 使得流动发生再附, 产生压力恢复, 生成封闭的湍流分离泡。随着迎角增加, 再附位置逐渐向后移动, 同时伴随显著的分离泡拉伸和膨胀效应, 直至流动无法再附于翼型表面, 导致失速现象产生[18-19]。冰形高度固定为25.4 mm时, 张角从37°增加至71°, 小迎角下分离泡高度基本与冰角高度等同, 此时张角增加的影响主要体现于使再附位置有所推后, 产生流向拉伸效应。迎角大于4°时, 张角增加不仅促进了分离泡拉伸, 并且进一步加剧了分离泡的法向膨胀过程, 因此升力损失量值的差异在临界迎角附近更为明显。但是, 由于再附点推进到翼型后缘的迎角状态不存在定性差别, 三类冰形失速迎角彼此相同, 对冰形张角改变的敏感度相对较低。
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| 图 8 高度25.4 mm、不同张角冰形影响下的翼型分离流场速度分布 |
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| 图 9 高度50.8 mm、不同张角冰形影响下的翼型分离流场速度分布 |
冰形高度固定为50.8 mm时, 此时冰形张角为37°的分离流场结构及其随迎角的发展变化过程与71°/25.4 mm冰形基本等同, 因而宏观气动力/压力分布形态变化特征也具备较好的一致性。由于此时2种冰形在垂直翼型弦线方向上的投影长度大致相同, 对自由来流的扰动强度相当, 生成几何特征类似的前缘分离泡, 冰角高度增加仅影响扰动触发的流向位置, 并不影响再附过程。但是, 随着冰形张角进一步增加, 冰角顶端与弦线间距离迅速增长; 随着分离起始位置远离壁面, 再附所需的空间距离大幅提升, 外部绕流加速效应更强, 使得前缘分离泡产生较强的膨胀效应, 在小迎角下即由再附位置位于半弦长前方的局部结构演化为覆盖整个上翼面的大尺度回流结构, 因而导致气动力非线性较早产生、弦向压力梯度趋于消失、失速特性迅速恶化。
图 10统计了上述不同高度/张角冰形分离泡再附位置随来流迎角的变化情况, 其中纵坐标为无量纲化的再附位置。大体而言, 各曲线均呈现出一定程度的二次分布特征, 即随着迎角增加, 再附位置的后移速度逐渐加快。当冰形高度固定为25.4 mm时, 再附位置随冰形张角的变化情况大致是均匀、连续、可预期的; 即随着张角增加, 小迎角下的起始再附位置等比例推后, 随迎角的增长速率逐渐增加。但是, 当冰形高度固定为50.8 mm时, 由37°增加冰形张角至55°将使得分离泡起始再附位置大幅推后, 但再附位置的增长速率没有显著增加; 进一步增加张角并不会使得起始再附位置继续推后。
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| 图 10 前缘分离泡再附位置随迎角变化曲线 |
上述现象表明, 冰形高度/张角对翼型分离流场造成的扰动事实上存在等价关系, 即通过影响分离流动起始位置的壁面距离, 进而影响分离泡形态特征及其关于迎角的发展变化速率。同时, 冰形顶端与壁面之间的距离存在关于再附点的临界值, 当壁面距离处于临界值以下时, 分离泡几何特征与冰形高度/张角的变化成比例关系; 当壁面距离超过临界值时, 由于分离泡起始高度相对冰形而言已经与之相当, 几何特征关于冰形参数的敏感性迅速降低。
4 结论本文基于一族几何参数彼此关联的角冰冰形, 开展了翼型气动特性/分离特性对冰形高度与张角的影响分析研究。结论如下:
1) 冰形高度/张角对翼型分离流场造成的扰动事实上存在等价关系, 即通过影响分离流动起始位置的壁面距离, 进而影响分离泡形态特征及其关于迎角的发展变化速率。
2) 冰形高度变化直接影响分离起始位置、增加了外部高速流动与近壁面回流区域之间流动混合区域的大小, 因而相对张角而言, 翼型气动特性及分离流场特征关于该参数更为敏感。
3) 冰形顶端与翼型壁面之间的距离存在关于再附点的临界值, 当壁面距离处于临界值以下时, 分离泡几何特征与冰形高度/张角的变化呈比例关系; 当壁面距离超过临界值时, 几何特征关于冰形参数的敏感性迅速降低。
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