曲形槽道ABLE概念在超声速翼型减阻中的应用

耿云飞,闫 超

(北京航空航天大学国家计算流体力学实验室,北京,100191)

0 引 言

超声速飞行器的阻力可以分为三部分[1]:摩擦阻力、升致阻力以及零升钝阻(也叫做厚度阻力)。摩擦阻力是由于流体的黏性产生的,是飞行器总湿面积的函数；升致阻力包括诱导阻力以及与飞行器表面相对来流倾角有关的部分波阻；零升钝阻是零升状态下由飞行器的厚度、钝的前缘等所产生的波阻。超声速和高超声速飞行器的阻力很大一部分是由“零升钝阻”造成的,这部分阻力随着来流马赫数的增大而迅速增加,并且当前缘速度为超声速时该阻力最大能达到总阻力的30%以上。然而出于气动热、制造、结构以及低速气动性能等方面的考虑,高速飞行器的前缘必须进行一定的钝化,因此,通过减小“零升钝阻”的方式来减小阻力、提升飞行器的性能将是十分有效的。

Ruffin和Gupta[2]提出采用人工钝前缘(Artificially Blunted Leading Edge,ABLE)的概念用于超声速钝头体减阻,其基本思想是在超声速/高超声速飞行器头部或翼型前缘开槽,并且该槽贯穿整个飞行器/翼型。对于来流马赫数Ma∞＞1的钝头外形,前缘不开槽时,壁面驻点附近的高压区将产生很大的压差阻力；而开槽后,承受高压的大部分壁面被移除,从而减小波阻。但是这种在飞行器内部开通槽的方式有其固有的缺陷,它大大增加了飞行器的表面湿面积,致使摩擦阻力增加较大；槽道贯穿整个飞行器,影响飞行器的容积效率以及内部设备的布置,并造成结构重量的增加。由于上述种种缺陷,导致ABLE概念难以在真实飞行器上应用。

针对上述原始ABLE概念在飞行器头部开直槽的缺陷,本文开展了曲形槽道的ABLE概念研究,并将其应用于某菱形超声速对称翼型,采用数值模拟的方法,研究了槽道主要外形参数及槽道偏置方向对翼型气动力、力矩以及前缘驻点热流的影响,初步总结了曲形槽道ABLE概念应用于翼型减阻的规律。

1 减阻原理分析

以文献[3]中的菱形超声速对称翼型为基准外形来说明曲形槽道ABLE的减阻原理,该翼型相对厚度为5%,弦长c为1m,前后缘钝化半径Rn为5mm,图1(a)给出了该翼型的外形图和前缘放大图。

为减小开槽增加的外形表面湿面积,并尽可能降低开槽对翼型内部容积和结构等的影响,本文将开槽的长度减小并在翼型前缘附近偏出；由于槽道出口喷流会对外流场造成影响,如果设计不当会形成较大的分离区,为减小槽道出口处喷流对外部流场的干扰,槽道出口设计成内壁曲线与外壁面保持相切。图1(b)为开曲槽的ABLE外形图(槽道向下偏置)以及前缘放大图。

开槽后,头部流场的结构有两种可能的形式。第一种形式是当开槽的高度足够大时,此时激波脱体距离减小并向槽道内部弯曲,上下两道弓形激波相交形成激波-激波干扰,此时气流以超声速流入槽道。这种情况类似于超声速进气道的启动状态,因此称之为“启动流”,当tc＞t*c(tc为槽道高度；t*c为产生“壅塞流”的最大槽道高度,它是关于来流马赫数以及头部钝化半径的函数)时将产生这种流态,此时前缘处的热流值远比不开槽状态的大；第二种可能的流动状态在槽道高度足够小时才出现,即tc＜t*c时,槽道内流动发生壅塞并在槽的前方产生一道弓形激波,气流以亚音速流入槽内。此时产生弓形激波的形状与不开槽时的结构很相似,即开槽的ABLE外形形成了“有效钝体”,并且前缘处的热流值要远小于“启动流”状态时的值。不论槽道内流动是“启动流”还是“壅塞流”,翼型前缘的高压区壁面均被大量移除,从而使波阻减小。

图1 基准翼型及曲槽ABLE翼型Fig.1 Schematic of baseline and channeled airfoil

开槽会增加翼型的表面湿面积,因此摩擦阻力会有所增大。但“壅塞流”状态槽道内流动的速度、马赫数、动压等参数都比外部的超声速流动要小,因此开槽所产生的摩阻增量是一个小量。对翼型外部流动和槽道内部流动所产生的摩擦力做量纲分析:

注意到(1)式右端第一项为内、外流的质量流率之比,二者基本相等；L为参考长度,本文中槽道长度均小于20%弦长,因此内外参考长度之比小于0.2；另外,摩擦系数与雷诺数的关系[3]如第三项所示,应用Sutherland公式,则上式可进一步写为:

以Ma∞=3.0为例,将流动参数代人(2)式得fint/fext≈0.11。因此,槽道内壁产生的摩擦阻力要远小于外壁面的摩擦阻力值。

综上所述,开曲槽后的翼型的波阻将大为减小,而由开槽增加了翼型表面湿面积所导致的摩擦阻力的增量却很小,从而达到降低翼型总体阻力的目的。

2 计算结果及分析

对图1(a)所示的基准外形进行ABLE处理,图2给出了ABLE外形参数的定义。由于本文研究条件下槽道内不会出现大的分离区,槽道长度对结果的影响很小[4],只要保证内流场充分扩张即可,本文选为弦长的10%。来流条件为Ma∞=2.4,H=12km。计算采用求解层流NS方程,等温壁条件的壁面温度Tw=300K。

图2 ABLE参数定义Fig.2 Definition of the ABLE parameters

由于热流计算对计算格式以及网格有很强的依赖性[5],尤其是法向第一层网格的选取对热流计算结果有很大影响[6]。根据文献[5]的建议,本文求解NS方程时空间格式采用Roe的FDS方法,限制器采用minmod limiter,法向第一层网格高度取为1×10-5m量级时热流的计算结果已基本达到网格无关。表1给出了本文对基准翼型驻点热流计算结果同精度较高的Kemp-Riddell修正公式[7]预测结果对比,可见本文采用的计算方法以及网格选取是合理的。

表1 本文驻点热流计算结果同K-R修正公式结果对比(单位:105 W/m2)Table 1 Stagnation heat transfer comparison between results from CFDand K-R modified formula

2.1 零攻角状态

表2给出了基准外形和不同ABLE构型的参数以及各外形在零攻角状态的计算结果。其中tc为槽道高度,Rn,l为唇口钝化半径,Rn为头部钝化半径,C l、C d分别为升力系数和阻力系数,Qs为驻点热流值。NC(No-Channel)代表基准外形,SN(Sharp-Nose)系列中SN-1、SN-2、SN-3以及 SN-4分别代表唇口没有钝化处理的不同槽道高度的外形,RN(Round-Nose)代表唇口钝化的外形,图3显示了SN与RN外形的区别。

图3 ABLE唇口不钝化(左)及钝化(右)外形Fig.3 Sharp-Noseand Round-nose configuration

表2 不同参数的ABLE构型及其计算结果Table 2 Results for different ABLE configurations

图4给出了基准外形流场的等马赫线图,可以看到翼型前缘的弓形激波、翼型中部的膨胀波及尾缘的膨胀-压缩波系都捕捉的比较好。图5给出了SN系列不同槽道高度情况头部流场的等压力云图,结合表2的计算结果可知,随着开槽高度的增加,头部激波形状逐渐由局部正激波向弓形激波转变,阻力系数随开槽高度增大而逐渐减小,但由于激波脱体距离的逐渐变小,热流也逐渐增大。在tc=0.006m时,激波开始向槽内弯曲,流动向“启动流”转变,此时驻点热流显著增加,达到基准外形热流值的2倍,槽道内也开始出现激波-激波干扰以及激波-边界层干扰等复杂的流动现象。

从表2的计算结果可以看出,槽道高度tc大于0.005m时热流峰值过高,而高度较小时减阻效果不理想,因此本文在SN-2外形基础上进行优化,对其唇口进行钝化得到RN外形,企图在减小阻力的同时不致使驻点热流值过于增多。从表2的计算结果可以看出,相对未进行唇口钝化的SN-2外形而言,唇口钝化后并未使阻力系数增大,而热流值却显著减小,达到了预期的目的。可见,曲形槽道的ABLE能以较小的热流增加为代价,能使翼型的阻力系数减小25%以上。图6给出了基准外形与RN外形头部的流场压力云图比较,可以看出两种外形的头部激波形状很相似,达到了在开槽外形前缘形成人工钝前缘的目的,并且前缘壁面高压区域显著减少。

图4 零攻角时基准外型的等马赫线图Fig.4 Mach contours for baseline airfoil

图5 不同槽道高度时头部激波位置变化图Fig.5 Shock wave shapes with different channel heights

2.2 有攻角状态

由于槽道出口处的喷流将产生喷流力,而喷流会对外界流场造成影响,显然槽道向上偏出和向下偏出将对翼型的气动性能产生不同的影响。本文对ABLE槽道的不同偏置方向对翼型气动性能的影响进行了研究,分别对RN外形槽道向上偏转(RN-up)和向下偏转(RN-down)两种情况做了研究,并将计算结果同基准外形NC的值进行了比较,计算攻角分别为 α=0°,2°,4°,8°,10°。

图6 RN外形与基准外形的无量纲的压力云图比较Fig.6 Pressurecontour comparison between Round-Nose airfoil and baselineairfoil

图7给出了RN-up和RN-down外形的阻力系数、升力系数、力矩系数以及升阻比随攻角变化曲线同基准外形相应值的比较图。从阻力系数曲线来看,同等攻角下两种槽道偏置方式的阻力系数均比不开槽时要小,这主要是ABLE开槽的减阻效应产生的作用。但随着攻角的逐渐增大,RN-down外形的阻力系数逐渐接近基准外形的阻力值,到10°攻角左右已基本与基准外形的阻力系数值相同,而RN-up外形的阻力系数一直保持比基准外形小一个水平。这主要是由于槽道向下偏置时下壁面流场受槽道出口的喷流干扰,翼型下壁面的压力要比槽道向上偏置时的值大,从而导致在较大攻角时,翼型压差阻力随攻角增大时的上升速率变大,反映到阻力系数曲线上便是曲线斜率的增加。

从图7(b)不同外形的升力系数比较图可以看出,同等攻角下,RN-down外形的升力系数比NC外形要大,而RN-up外形的升力系数却小于NC外形的值。这是由于受槽道喷流力的影响,在槽道向下偏置时产生正的法向力,槽道向上偏置时产生负的法向力。而且受槽道喷流的干扰,RN-down外形的下壁面压力以及RN-up外形的上壁面压力增大,这也使得RN-down外形的法向力增大而RN-up外形的法向力减小。

图7 不同攻角、不同槽道偏置方向ABLE翼型同基准翼型的气动参数比较(Ma=2.4,H=12km)Fig.7 Comparison of aerodynamic parameters between ABLE airfoil and baseline airf oil(Ma=2.4,H=12km)

从图7(c)的升阻比曲线可以看出,在所研究的全部攻角范围内,RN-down外形的升阻比均比NC外形大,最大升阻比增加了近20%；对于RN-up外形,由于槽道喷流产生负的法向力,使得在0°攻角附近升阻比为负值,在2°攻角以上,升阻比特性也优于基准外形的结果,但其总体升阻比特性不如 RN-down外形。图7(d)给出了不同外形俯仰力矩系数曲线的比较,可以看出不同槽道偏置方向对力矩系数曲线的斜率基本没有影响,即不改变翼型的静稳定性。但由于不同槽道偏置方向产生的法向力正负的不同,使RN-down外形的压力中心相对NC外形略有前移,而RN-up外形的压力中心相对NC外形略有后移。

图8比较了RN外形与基准外形前缘的热流分布。可以看出RN外形的最大热流出现在槽道的槽道唇口附近,并且由于开槽使得驻点壁面曲率减小,驻点热流值相对基准外形略有增大。另外,在槽道内壁唇口附近热流有一个跃升,这是因为经过头部正激波的高温亚声速气流在该区域膨胀加速,增大了壁面附近的速度和温度梯度,从而引起局部的热流跃升。图9给出了该区域的压力云图,在有攻角情况下该低压区形成一个吸力峰值,这对增升是有积极作用的。

图8 基准外形与RN-down外形前缘附近热流分布(Ma=2.4,α=0°)Fig.8 Heat transfer around the nose of RN-down airfoil and the baseline airfoil(Ma=2.4,α=0°)

图9 下槽道前缘附近压力云图Fig.9 Pressure contour at the nose of lower channel

3 结 论

针对原始ABLE概念在实际应用中存在的问题,本文提出了曲形槽道的ABLE概念并阐述了其减阻原理,将曲形槽道的ABLE概念应用于菱形超声速翼型减阻研究,在本文研究条件下得到如下结论:

(1)曲形槽道的ABLE概念应用于本文菱形超声速翼型具有良好的减阻效果,优化后外形最大升阻比提高20%左右,并且克服了原始ABLE概念在实际应用中存在的摩阻增量大、对翼型内部容积影响大等缺点。

(2)随槽道高度的增大,减阻效果也逐渐增大,但同时翼型头部激波逐渐靠近壁面导致最大热流随之增大。

(3)在相同槽道高度和来流条件下,相比尖唇口外形,唇口钝化的ABLE外形的阻力系数基本不变,但热流峰值要比非钝化外形的值小,但仍略高于不开槽外形的驻点热流值。

(4)在有攻角状态,受槽道喷流影响,不同槽道偏置方向时减阻效果有明显不同,从升阻比曲线来看,槽道向下偏置的减阻效果要优于向上偏置时的结果；另外有攻角状态将在槽道下唇口附近产生一个吸力区,该吸力区对增加外形升力有积极作用。

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