旋翼翼型变下垂前缘控制的数值模拟.doc

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1、旋翼翼型变下垂前缘控制的数值模拟黄勇，牟斌，陈作斌，刘刚（中国空气动力研究与发展中心计算所，四川绵阳211信箱，621000）摘要：本文用基于URANS方程的CFD方法对VR-12翼型可压缩动态失速的变下垂前缘控制概念进行了数值模拟研究。模拟结果显示，变下垂前缘控制能在最大升力下降不大的情况下，非常显著地降低最大阻力，减小俯仰力矩负峰值，明显改善动态失速的负面效应。是一种有发展前景的旋翼翼型可压缩动态失速控制手段。关键词：翼型；动态失速；流动控制；数值模拟0引言翼型动态失速指迎角或来流条件急剧变化时绕流附面层大范围分离带来的一种非定常流动现象，通常在翼型上表面伴随有在前缘产生不断向后缘

2、发展的动态失速涡，它可以显著提高翼型的最大升力（某些情况下，接近两倍定常流中的最大升力），但一旦离开翼型后缘流向下游，会伴随有升力急剧下降、阻力迅速增大、低头俯仰力矩剧烈增大的失速或抖振现象。动态失速现象通常发生在直升机旋翼的后行桨叶上，限制了直升机的飞行包线（机动、高速、沙漠/山区的飞行能力受限）；同时，动态失速也会减小涡轮机、风力机叶片的运行范围；另外，对具有高机动能力的战斗机，快速拉起（瞬时俯仰机动）产生的动态失速能增加升力。因此，研究翼型动态失速，改进高阻力、大低头俯仰力矩的劣势，充分利用其动态升力，有利于直升机旋翼、涡轮机和风力机的设计和改进，提高先进战斗机的过失速机动能力。

3、翼型动态失速的风洞试验研究需要的设备仪器比较复杂[1]，利用数值模拟技术研究翼型动态失速，相比更为经济。文献[2]对对称翼型NACA0012进行了跨声速动态失速模拟。文献[3]对NACA0012翼型低速流动中的动态失速进行了数值模拟，着重研究了k-omiga系列湍流模型的影响。与国外研究工作相比[4]，国内对翼型动态失速的流动控制研究开展得不多。在翼型动态失速控制的流动机理方面，开展试验研究代价过于昂贵。数值模拟工作比较成功地进行了参数研究，基于非定常雷诺平均纳维尔－斯托克斯（URANS）方程的数值计算能定性预测复杂流动控制的试验结果。另外在协助非定常气动力的测量，试验研究难以获得的频

4、率、雷诺数和马赫数相似性的影响两方面，数值模拟研究都是有价值的[1]。本文利用基于URANS方程求解的翼型动态失速模拟软件，对VR-12翼型的可压缩动态失速及其变下垂前缘控制概念进行了数值模拟研究。下面首先简要介绍本文采用的数值模拟方法，然后给出典型的动态失速控制模拟结果，重点讨论了变下垂前缘的控制机理、简缩频率、马赫数及前缘下垂方式对变下垂前缘控制动态失速的影响。1数值模拟方法1.1几何外形与计算网格本文考虑的BoeingVR-12翼型是一种具有代表性的直升机旋翼翼型，它具有弯度，在旋翼前行流动条件下性能优异[5][6]。动态失速主要是前缘强逆压梯度引起俯面层分离而发展成动态失速涡的

5、失速现象，所以，变下垂前缘控制概念仅对前缘25％弦长的外形进行下垂控制。为保证外形斜率和曲率的连续，本文采用3次B样条曲线描述翼型外形，表达式为其中为参数节点对应的翼型外形点矢量；为控制点，有个；是次规范B样条基函数，可用deBoor-Cox递推公式计算。通过对弦线上c/4点之前的控制点做旋转，旋转角度为前缘下垂的偏转角，能实现翼型前缘的下垂控制，如图1所示。不同时刻，前缘下垂的偏转角不同，用上述方法得到不同的前缘下垂翼型，如图2所示。计算网格通过Grid6程序解双曲方程生成C型网格。翼型弦长规范为1，后缘厚度近似为零。上下翼面各105个点，在前后缘加密。尾迹区布置65个点，也在后缘附

6、近加密。远场边界取30倍弦长，法向布置81个点，第一层格子距离为1.0E-6，按双曲正切函数分布，以保证对附面层有足够的分辨率（）。前缘下垂外形的网格使用同样的参数生成337×81的高质量网格。在不同时刻首先生成不同前缘下垂的翼型外形，再调用Grid6程序生成相应的计算网格，最后，对应当时的迎角，所有网格点绕弦线上c/4点做适当的刚性旋转，得到计算用的网格。1.2变下垂前缘控制的时间窗口通常，翼型俯仰简谐振动规律通过其迎角随时间变化规律给出，如这是带量纲的表达式（上标*表示带量纲），其中是平均迎角，为迎角振幅，是振动频率，为时间。假设方程无量纲化用的参考长度是翼型弦长，参考时间是，则有

7、其中简缩频率（reducedfrequency）图1翼型前缘下垂控制示意图2翼型前缘变下垂示意本文模拟的翼型俯仰简谐振动规律为：（1）根据文献[5]，马赫数和，以及简缩频率是UH-60ABlackHawk直升机典型后行桨叶失速的代表性的飞行条件。本文计算模拟的飞行条件由此确定。为方便与文献[5][6]比较，本文采用的前缘下垂规律（控制时间窗口），即前缘下垂偏角用以下公式描述。（2）本文用翼型10°迎角的流场做初场。前缘的变下垂在整个俯仰振动中进