CN112373673A - 一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流动控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流动控制方法。一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构，所述前缘双凸起布置方式包括基础翼型和两个前缘凸起，所述两个前缘凸起设置在基础翼型上，所述两个前缘凸起结构相同，每个所述前缘凸起的前端轮廓线均为正弦型，其周期均为弦长的25％，所述两个前缘凸起幅值均为弦长的10％。是为了改善现有前缘双凸起结构对流动进行控制中出现性能降低现象，目的在通过改变两个凸起间间距实现对性能的提升。

Description

一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流动控制 方法

技术领域

本发明属于的技术领域；具体涉及一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流 动控制方法。

背景技术

近年来翼型的增升减阻问题成为飞机、风力机等所属流体机械方向的热门问题。根据 研究发现，随着来流攻角增加翼段的性能表现为先增加到达某一临界攻角后，迅速下降阻 力系数迅速上升。该问题产生的影响不仅反映在外特性上在实际应用中还将导致翼段震 颤，长时间处于两种状态切换将会减少翼段的使用寿命。

通过调研现有研究成果发现上述问题的解决方法。飞机广泛使用襟翼来提高起降过程 飞机性能，另外两类控制方式，即主动控制和被动控制。两种控制方式的区别是是否从外 界引入能量用以改善边界层内流动情况，近年来随着仿生学兴起，大量技术成果从自然界 中仿生获得仿生前缘凸起结构改善翼型失速过程就是典型的代表。

前缘双凸起结构具有制造成本低、结构简单的特点，但是在航空、风能利用等领域的 大面积推广使用存在以下几点困难：(1)控制效果有限，前缘双凸起结构属于被动控制；(2)尚无完整理论机理，双凸起结构间距幅值综合考虑对翼面性能影响机理尚未明晰

发明内容

本发明提供了一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构及其流动控制方法，是为了 改善现有前缘双凸起结构对流动进行控制中出现性能降低现象，目的在通过改变两个凸起 间间距实现对性能的提升。

本发明通过以下技术方案实现：

一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构，所述前缘双凸起布置方式包括基础翼型 和两个前缘凸起，所述两个前缘凸起设置在基础翼型上，所述两个前缘凸起结构相同，每 个所述前缘凸起的前端轮廓线均为正弦型，其周期均为弦长的25％，凸起与基础翼型的 过渡是从翼型最大厚度点开始，保证了整体过渡光滑，所述两个前缘凸起幅值均为弦长 的10％。

进一步的，所述两个前缘凸起间间距为0、所述两个前缘凸起间间距为1倍波长、所述两个前缘凸起间间距为2倍波长或所述两个前缘凸起间间距为3倍波长。

一种前缘双凸起结构的改善双凸起翼段性能的流动控制方法，所述流动控制方法具体 包括以下步骤：

步骤1：输入各种参数及编辑各种条件；

步骤2：根据编辑条件进行几何建模，并确定用于计算的翼型模型；

步骤3：根据步骤2的翼型模型进行网格划分；

步骤4：根据步骤3的网格划分进行流体基本控制方程计算；

步骤5：对流体基本控制方程进行湍流模型的选取及修正；

步骤6：根据步骤4流体基本控制方程进行边界条件选取及离散的数值方法；

步骤7：根据单凸起改变幅值的影响，确定前缘双凸起布置方式；

步骤8：根据前缘双凸起布置方式控制工况下随机性的流动，确定附着区和分离区；

步骤9：验证前缘双凸起布置方式的可行性。

进一步的，，所述步骤2进行几何建模具体为，应用UG软件对基础翼型轮廓线进行绘制，翼段弦长为200mm，展向宽度为3.25倍弦长最大厚度为弦长21％位于弦长34％处， 前缘改型凸起采用波长为0.25倍弦长、幅值为0.1倍弦长的正弦型改型改型翼段凸峰截面 采用外扩方式生成，坐标点生成方式由式(1)决定并采用相同方式对翼型轮廓线建模。

式中，(x′_i,y′_i)为改型后凸峰截面坐标点，(x_i,y_i)为基准翼段截面坐标点，x_m为翼段 最大厚度点横坐标，A为凸起幅值，其中i＝1，2，…，k，下角标i为构成翼面二维轮廓 线的第i个点，下角标m为翼型最大厚度点对应的第m个点；；

为保证翼型前缘来流以及计算域出口处流动充分发展，在流动方向进行适当延伸，最 终计算域入口距翼型前缘3000mm，出口距翼面尾缘5000mm，展向宽度为650mm。

进一步的，，所述步骤3具体为，设置70层边界层网格、翼段表面网格首层高度为0.01mm、增长比率约为1.1以满足计算模型对y⁺值要求；最后各翼型流域网格网格质量 均高于0.6，对网格进行了更新以起到计算更快收敛、优化流场计算结果的目地，主要针 对凸起后部网格进行优化。

进一步的，，所述步骤4具体为，采用空气作为计算工质，且其入口流动速度为13.1m/s，此时流动简化为恒温不可压缩运动，它满足流体力学中的控制方程；连续性方程：

动量方程：

式中：u_i是速度(m/s)，i＝1,2,3；p是压力(Pa)；x_i是坐标(m)；f_i是质量力 (N/kg)；t是时间(s)；v是运动粘度(Pa·s)；

目前学者广泛采用雷诺提出的湍流平均运动思想，通过将瞬时值用平均值与脉动值的 和来表示，即：

其中，D'为脉动值，

为平均值，D为瞬时值；

此时上述两个方程将变为：

质量守恒：

动量守恒(雷诺方程)：

式中：

为雷诺应力。

然而，引入雷诺应力之后，方程数目不够无法进行求解；因此，需要选择合适的湍流 模型方程，将脉动项和时均项联系起来以起到求解方程的目的。

进一步的，，所述步骤5具体为，涡粘模型假设：

式中：μ_t是湍流粘度(Pa·s)；k是湍动能(m2/s2)；δ_ij是克罗内克符号；

采用考虑转捩的SST k-ω模型，模型方程如公式(8)至(11)所示；

式中：γ为间歇因子，P_γ1和E_γ1为转捩源项，P_γ2和E_γ2为层流化源项，Re_θt为转捩 动量厚度雷诺数，μ_t为湍流粘度，σ_θt为扩散系数，P_θt为源项，Γ_k为湍动能k的有效扩 散率，Γ_ω、G_ω、Y_ω、D_ω分别为ω的有效扩散率、生成项、耗散项和交叉扩散项，

为 有效间歇因子与SST k-ω模型中原始k方程的生成项之积，

为修正的间歇因子在与0.1 和1比较后与原始k方程的耗散项之积。

进一步的，，所述步骤6具体为，流体控制方程是非线性偏微分方程组很难直接求解 需要将其进行离散化；通过有限体积法进行离散，并采用SIMPLEC算法进行压力速度的求解；

变量Φ，将控制方程通过有限体积法进行离散：

式中：Γ为Φ的广义扩散系数；ρ为流体密度；u_i为流体速度；

在控制体上对上式积分得：

使用Gauss-Green公式简化得：

进一步的，，所述步骤7具体为，前缘凸起幅值这一参数不会影响阶梯型失速过程是 否会出现，但是会影响出现的临界攻角，以及临近失速时升阻系数值的大小；

随着攻角增加，分离区面积逐渐增大，翼面尾缘压力迅速下降，当流场被分隔或最终 攻角增加至两侧均进入分离状态均可看见前缘压力迅速上升现象，因此前缘压力迅速上升 与升力系数下降存在直接联系。

进一步的，所述步骤8具体为，在16°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是两凸起间存在一大分离区域，而凸起外侧相比于其它工况附着面积更大；其它工况相同的特点是，凸起后部流动汇聚，形成附着流动，同时随着间距的逐 渐加大，两个凸起间的低压区域扩大，从前缘至尾缘依次形成层流附着区、层流分离泡区 和湍流再附着区，未出现湍流分离区；

在24°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是上翼面 压力水平压。

本发明的有益效果是：

根据本发明所涉及的改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法，该改善方式来源于 对于多凸起翼段流动结构的思考，通过调整凸起之间间距，控制翼面流动结构发生变化除 凸起间间距外，均与无间距翼段保持一致。

前缘双凸起起作用是改变绕流翼面流体的流向涡量分布，现有技术中连续多凸起翼段 和单凸起翼段在小攻角下凸起结构诱导产生的涡结构不明显，前缘涡量较小；中等攻角下 双凸起翼段表现出了对称分布的流场，而单凸起翼段和连续多凸起翼段均无此现象；当攻 角处于基础翼段失速攻角附近时，无间距双凸起翼段亦呈现出涡量分布不对称现象，流场 表现出流动向一侧随机偏转；大攻角下两凸起翼段表现出优异的对称流动结构。通过对比 基础翼段、单凸起翼段以及连续凸起翼段发现失速前升力系数逐渐降低，失速后升力系数 升高。本发明在此基础上进行进一步优化设计，通过改变两凸起结构间间距提高翼段性能。

附图说明

图1是本发明基础翼型和凸峰截面轮廓线对比示意图。

图2是本发明两种翼型及其改型翼型截面轮廓线对比示意图。

图3是本发明实施例中的控制翼面附着流动的前缘组合凸起三维计算域示意图。

图4是本发明的计算网格示意图，其中(a)是整体网格示意图，(b)是多凸起翼面网格示意图，(c)是整体翼面网格示意图，(d)是边界层网格示意图。

图5是本发明改善后凸起局部网格示意图。

图6是本发明各湍流模型结算结果对比图。

图7是本发明未修正湍流模型基础翼段升力系数计算值与实验值对比图。

图8是本发明修正后基础翼段升、阻系数计算值与实验对比图，其中(a)是升力系数示意图，(b)是阻力系数示意图。

图9是本发明翼面y+值云图。

图10是本发明实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式示意图。

图11是本发明双凸起各间距升阻系数对比示意图，其中(a)是双凸起升力系数示意 图，(b)是双凸起阻力系数曲线示意图。

图12是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为0间距翼段 在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图。

图13是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为1倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图。

图14是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为2倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图。

图15是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为3倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图。

图16是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为0间距翼段 在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图。

图17是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为1倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图。

图18是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为2倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图。

图19是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方式为3倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描 述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发 明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施 例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构，所述前缘双凸起布置方式包括基础翼型 和两个前缘凸起，所述两个前缘凸起设置在基础翼型上，所述两个前缘凸起结构相同，每 个所述前缘凸起的前端轮廓线均为正弦型，其周期均为弦长的25％，凸起与基础翼型的 过渡是从翼型最大厚度点开始，保证了整体过渡光滑，所述两个前缘凸起幅值均为弦长的 10％。

进一步的，所述两个前缘凸起间间距为0、所述两个前缘凸起间间距为1倍波长、所述两个前缘凸起间间距为2倍波长或所述两个前缘凸起间间距为3倍波长。

一种前缘双凸起结构的改善双凸起翼段性能的流动控制方法，所述流动控制方法具体 包括以下步骤：

步骤1：输入各种参数及编辑各种条件；

步骤2：根据编辑条件进行几何建模，并确定用于计算的翼型模型；

步骤3：根据步骤2的翼型模型进行网格划分；

步骤4：根据步骤3的网格划分进行流体基本控制方程计算；

步骤5：对流体基本控制方程进行湍流模型的选取及修正；

步骤6：根据步骤4流体基本控制方程进行边界条件选取及离散的数值方法；

步骤7：根据单凸起改变幅值的影响，确定前缘双凸起布置方式；

步骤8：根据前缘双凸起布置方式控制工况下随机性的流动，确定附着区和分离区；

步骤9：验证前缘双凸起布置方式的可行性。

进一步的，所述步骤2进行几何建模具体为，应用UG软件对基础翼型轮廓线进行绘制，翼段弦长为200mm，展向宽度为3.25倍弦长最大厚度为弦长21％位于弦长34％处， 前缘改型凸起采用波长为0.25倍弦长、幅值为0.1倍弦长的正弦型改型改型翼段凸峰截面 采用外扩方式生成，坐标点生成方式由式1决定并采用相同方式对翼型轮廓线建模，基准 型与改型翼段凸峰截面轮廓对比如图1。两翼型及其改型翼型对比如图2。

式中，(x′_i,y′_i)为改型后凸峰截面坐标点，(x_i,y_i)为基准翼段截面坐标点，x_m为翼段 最大厚度点横坐标，A为凸起幅值，其中i＝1，2，…，k，下角标i为构成翼面二维轮廓 线的第i个点，下角标m为翼型最大厚度点对应的第m个点；；

为保证翼型前缘来流以及计算域出口处流动充分发展，在流动方向进行适当延伸，最 终计算域入口距翼型前缘3000mm，出口距翼面尾缘5000mm，展向宽度为650mm。如图3所示。

进一步的，所述步骤3具体为，结构化网格对于计算模型简单具有收敛速度快、节约 计算网格的优势。因而本文采用结构化网格划分方法对流体域进行网格划分。在划分网格 时对翼面附近网格存在一些要求，为充分对边界层流动求解以及前缘凸起的影响，主要针 对边界层和凸起处进行加密处理；设置70层边界层网格、翼段表面网格首层高度为0.01mm、增长比率约为1.1以满足计算模型对y⁺值要求；最后各翼型流域网格网格质量 均高于0.6，网格结构如图4；对网格进行了更新以起到计算更快收敛、优化流场计算结 果的目地，如图5；主要针对凸起后部网格进行优化。

进一步的，所述步骤4具体为，采用空气作为计算工质，且其入口流动速度为13.1m/s， 此时流动简化为恒温不可压缩运动，它满足流体力学中的控制方程；连续性方程：

动量方程：

式中：u_i是速度(m/s)，i＝1,2,3；p是压力(Pa)；x_i是坐标(m)；f_i是质量力 (N/kg)；t是时间(s)；v是运动粘度(Pa·s)；

目前学者广泛采用雷诺提出的湍流平均运动思想，通过将瞬时值用平均值与脉动值的 和来表示，即：

其中，D'为脉动值，

为平均值，D为瞬时值；

此时上述两个方程将变为：

质量守恒：

动量守恒(雷诺方程)：

式中：

为雷诺应力。

然而，引入雷诺应力之后，方程数目不够无法进行求解；因此，需要选择合适的湍流 模型方程，将脉动项和时均项联系起来以起到求解方程的目的。

进一步的，所述步骤5具体为，涡粘模型假设：

式中：μ_t是湍流粘度(Pa·s)；k是湍动能(m2/s2)；δ_ij是克罗内克符号；

考虑到此计算为近翼面空气动力学流动问题，采用适用于翼型绕流流场求解的S-A 模型、Transition SST和DES模型对NACA 0012原始翼型进行计算得到升力系数曲线， 结果如图6所示。调研发现该雷诺数下NACA 0012失速攻角在9°附近最大升力系数约 为0.9。通过对比计算时长以及近翼段外特性，在计算耗时方面：DES模型计算耗时最长， 使用转捩模型完成计算需要时间少于DES模型，S-A模型计算完成最快，DES模型在进 行大规模计算时耗时长不占有优势；在计算结果方面：三种计算模型在小攻角翼面处于附 着流动状态下时均有较好表现，当临近失速点时S-A模型计算值严重偏离，其他两种值 存在失速点滞后，大攻角下Transition SST计算结果失速点与最大升力系数值更为接近， 其它两种模型存在一定差异。因此从外特性来看采用Transition SST该模型作为计算模型 更为可靠。

采用考虑转捩的SST k-ω模型，模型方程如公式(8)至(11)所示；

式中：γ为间歇因子，P_γ1和E_γ1为转捩源项，P_γ2和E_γ2为层流化源项，Re_θt为转捩 动量厚度雷诺数，μ_t为湍流粘度，σ_θt为扩散系数，P_θt为源项，Γ_k为湍动能k的有效扩 散率，Γ_ω、G_ω、Y_ω、D_ω分别为ω的有效扩散率、生成项、耗散项和交叉扩散项，

为 有效间歇因子与SST k-ω模型中原始k方程的生成项之积，

为修正的间歇因子在与0.1 和1比较后与原始k方程的耗散项之积。

尽管该模型在小攻角和大攻角下计算效果良好；中等攻角下湍动能耗散预估过多，导 致分离点前移，层流分离泡尺寸稍大，升力系数偏小；大攻角下湍动能耗散预估过小，导 致升力系数偏大。在失速前调整参数α₁为0.335，在失速后调整参数

为0.11，同时改 变翼面表面粗糙高度为0.01mm，对原始翼段进行数值模拟取得较好效果，如图8。

进一步的，所述步骤6具体为，流体控制方程是非线性偏微分方程组很难直接求解需 要将其进行离散化；通过有限体积法进行离散，并采用SIMPLEC算法进行压力速度的求解；

变量Φ，将控制方程通过有限体积法进行离散：

式中：Γ为Φ的广义扩散系数；ρ为流体密度；u_i为流体速度；

在控制体上对上式积分得：

使用Gauss-Green公式简化得：

时间步长选取0.002s，每个迭代步内内迭代40次，同时判断计算收敛标准为计算残 差低于10^-4。计算域入口处设置为流速为13.1m/s、湍流强度为0.2％的速度入口；翼型两端所在平面设置为为对称条件；翼段的表面选择边界条件为无滑移壁面；计算域后部选择压力出口。

由于网格密度对数值模拟的精度影响较高，在网格密度不大时，网格密度越大，所能 获得的流场信息越准确。但随之而来的问题是，随着网格密度逐渐增大，代价是更长的计 算时间和需要更高的计算机性能，因此有必要对不同节点密度的网格首先进行初步计算， 寻找到恰当数目和密度的网格进行进一步的计算。

来流速度13.1m/s、Re＝1.8×10⁵、攻角为8°的原始翼段、单凸起翼型、双凸起翼型三 凸起翼型和十三凸起翼型，采用理查德外推法3套不同数量的网格进行了无关性验证。下 面简要介绍理查德外推法所需要用到的公式：

(1)定义网格高度h，对于三维物体：

其中V为体积，N为用于计算的网格总数。

(2)选取三组粗细程度明显不同的网格进行验证，网格细化因子r＝h_coarse/h_fine应大 于1.3。

(3)取三套不同网格高度h₁＜h₂＜h₃，定义，r₂₁＝h₂/h₁，r₃₂＝h₃/h₂利用上述定义 变量计算表面阶数p。

s＝1.sign(ε₃₂/ε₂₁) (18)

式中：ε₃₂＝φ₃-φ₂，ε₂₁＝φ₂-φ₁；若0＜ε₃₂/ε₂₁＜1则网格收敛性条件为单调收敛；ε₃₂/ε₂₁＜0 为震荡收敛；1＜ε₃₂/ε₂₁为发散。

(4)计算外推值φ_ext，

(5)计算并报告下列误差估计值和表面精度p，

近似相对误差：

外推相对误差：

细网格收敛指数：

采用上述方法时，为了能得到高可信度,需要注意几点应用准则：确保每个网格的迭 代计算很好收敛,否则会带来较大的数值计算参差；粗网格的结果要与精确解接近，或至 少要确保最粗网格的结果定性上正确；如果采用低雷诺数湍流模型，要使得最粗网格能保 证湍流模型对y⁺值的要求。选用的湍流模型要求翼段壁面首层网格y⁺小于1。y⁺值的大小可以通过控制首层网格高度得到调整，其定义式为：

式中：τ_ω是壁面切应力，N/m²；ρ是流体密度，kg/m³；Δn是壁面首层网格高度，m；ν是运动粘度，m²/s。

以原始翼段为例，从数值模拟的结果中可以看出y⁺小于1，如图9，y⁺最大值为，0.859109满足湍流模型的要求。

进一步的，所述步骤7具体为，前缘凸起幅值这一参数不会影响阶梯型失速过程是否 会出现，但是会影响出现的临界攻角，以及临近失速时升阻系数值的大小；

随着攻角增加，分离区面积逐渐增大，翼面尾缘压力迅速下降，当流场被分隔或最终 攻角增加至两侧均进入分离状态均可看见前缘压力迅速上升现象，因此前缘压力迅速上升 与升力系数下降存在直接联系。

进一步的，所述步骤8具体为，使凸起间距分别为λ、2λ和3λ，针对典型工况16°和24°进行研究。按照原来凸起后网格密度对三种模型进行网格划分，对于凸起间存在间距几种模型划分方式相同，即在凸起处设置更多节点且对前缘进行加密，在此仅展示间距为2λ的双凸起翼型翼面网格，其中凸起后进行加密，凸起间布置40个网格节点，凸起外侧 各布置40个网格节点。流向网格以及翼面法向网格分布与无间距双凸起翼型保持一致。 首先针对几种工况的外特性进行分析，图11为几种不同间距双凸起翼型16°攻角和24°攻 角升阻系数值对比。在模拟过程中仅选取几个工况点进行计算，无法确定是否拟合出的线 性关系符合真实情况，此处以虚线进行连接仅代表各计算工况间变化情况。随着间距增加 从数值上看并未发现明显规律，但是发现一特殊间距值，当间距b的值刚好为凸起波长λ 时，升阻系数明显不同。

综合以上两点说明凸起间间距对于翼型外特性有直接影响。不考虑1倍波长间距工 况，对其它三种工况横向对比发现24°攻角下升阻系数均比较接近，16°攻角下含有间距工 况升力系明显低于无间距工况，此时阶梯型失速过程是否出现无法确定，需要对更多攻角 进行模拟得到准确结果。

为了解引起该外特性不同的流场原因，对翼面极限流线V 2云图进行提取，16°攻角 流场结果如图12-15，24°攻角流场结果如图16-19。

在16°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是两凸起 间存在一大分离区域，而凸起外侧相比于其它工况附着面积更大；其它工况相同的特点是， 凸起后部流动汇聚，形成附着流动，同时随着间距的逐渐加大，两个凸起间的低压区域扩 大，从前缘至尾缘依次形成层流附着区、层流分离泡区和湍流再附着区，未出现湍流分离 区。

从动能分布角度进行分析，可以发现高能流束呈现两种分布，分别是汇聚型和扩张型。 汇聚型除凸峰后部向中间凹谷截面汇聚，沿展向方向可以看见逐渐变宽的高动能分布区； 扩张型高能流束背离中间凹谷截面向翼面两端扩展，除此也可以看见凸起外侧向两端先宽 后窄的能量分布。

扩张型将分离区束缚在凸起内侧，汇聚型将外侧流场与内侧流场分隔，同时高能流束 为前部流体补充能量用于抵抗逆压梯度。从此处4种工况对比，可以得出相比于紧密排布 两个凸起，凸起间存在一倍波长距离的间隔会使流场形成扩张型结构，扩张型高动能区可 以束缚分离流不沿展向扩展，因而保证部分靠近前缘翼面处于附着流状态，进而改善了翼 型外特性性能。独立型特点是，凸峰后部流动相翼型两端偏离，此时随着凸起间距增加， 绕流流场无明显变化。根据分类标准可以看到0间距和1倍波长间距工况属于耦合型，即 前缘凸起表现出耦合作用影响流场，2倍波长间距以及3倍波长间距工况属于独立型，即前缘凸起对流场影响相互独立互不干扰。

从动能分布角度进行分析，可以发现高能流束同样呈现两种分布，分别是汇聚型和扩 张型。根据分类标准可以看到0间距和1倍波长间距工况属于汇聚型，高能流体汇聚为前 部流体补充能量用于抵抗逆压梯度，保证流动能保持附着流。2倍波长间距以及3倍波长间距工况属于扩张型，由于此时攻角过大翼面处于深度失速状态未能起到分隔流场作用，表现出与单凸起在24°攻角下相似的动能分布规律。

单凸起形成偏转的附着流引发了流场出现不对称现象可能不符合设计要求。因此，此 时对于双凸起可形成对称流场成为了解决问题的必要手段。此外双凸起翼型另一个优点在 于在大攻角下，一定间距条件下可以保证附着流位于两凸起间，通过改变间距大小可以改 变分离区大小，此时翼型的升阻特性曲线也将随之改变。

实施例2

本发明专利在基础翼段中部对称布置两个相同的前缘凸起结构。通过增加凸起间间距 在失速前发现由于凸峰诱导产生的偏转附着流由汇聚型转变为发散型在转变为汇聚型，发 散型状态；失速后发现由于凸峰诱导产生的偏转附着流由汇聚型逐渐转变为互不干扰的单 凸起形式。在外特性上同样有明显的变化过程，间距为单倍波长升力系数明显高于其它几 种间距，使翼段性能得到优化。

以下通过仿真算例说明本发明的实施过程。仿真参数如下：基础翼型选用NACA63₄-021翼型，翼展宽度为0.65m，翼段弦长为0.2m。计算域如图1所示。为保证流动充 分发展，建模时使进口距翼段前缘为15倍弦长，出口距翼段尾缘为20倍弦长。设置入口 为速度入口，其中速度大小为13.1m/s，方向沿x轴正方向。设置出口为压力出口，其中 压力为大气压。设置翼型两侧面为对称面。翼型表面及计算域上下两个面为无滑移壁面边 界条件。

图2是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法示意图。如图2 所示，在本例实施过程中，重点关注两个凸起结构之间的间距。几种布置方式中均选择凸 起幅值为弦长的10％，凸起波长为弦长的25％，从弦长34％处即为翼型最大厚度点计算得到翼型凸峰截面轮廓线，最大厚度点以后轮廓线与NACA 63₄-021基础翼型一致。

图3是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为0间距翼段在 Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图；图4是本发明的实施例中改善双凸起翼段性 能的前缘双凸起布置方法为1倍波长间距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流 线图；图5是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为2倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸力面极限流线图；图6是本发明的实施例中改善双 凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为3倍波长间距翼段在Re＝1.8×10⁵和16°攻角下吸 力面极限流线图。

本发明通过利用数值模拟对上述问题进行优化。16°攻角不同间距双凸起翼型升阻系 数详细数值见表1。随着间距增加从数值上看并未发现明显规律，但是发现一特殊间距值， 当间距b的值刚好为凸起波长λ时，升阻系数明显不同。16°攻角升力系数约为0.8423明 显高于无间距或间距更大工况升力系数增长5.51％，此时阻力系数值约为0.1406也低于 其他工况阻力系数减小10.67％。

表1 16°攻角不同间距双凸起翼型升阻系数

在16°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是两凸起 间存在一大分离区域，而凸起外侧相比于其它工况附着面积更大；其它工况相同的特点是， 凸起后部流动汇聚，形成附着流动。同时随着间距的逐渐加大，两个凸起间的低压区域扩 大，从前缘至尾缘依次形成层流附着区、层流分离泡区和湍流再附着区，未出现湍流分离 区。从动能分布角度进行分析，可以发现高能流束呈现两种分布，分别是汇聚型和扩张型。 汇聚型除凸峰后部向中间凹谷截面汇聚，沿展向方向可以看见逐渐变宽的高动能分布区； 扩张型高能流束背离中间凹谷截面向翼面两端扩展，除此也可以看见凸起外侧向两端先宽 后窄的能量分布。依据现有技术对两种高动能区域理解，即扩张型将分离区束缚在凸起内 侧，汇聚型将外侧流场与内侧流场分隔，同时高能流束为前部流体补充能量用于抵抗逆压 梯度。从此处4种工况对比，可以得出相比于紧密排布两个凸起，凸起间存在一倍波长距 离的间隔会使流场形成扩张型结构，扩张型高动能区可以束缚分离流不沿展向扩展，因而 保证部分靠近前缘翼面处于附着流状态，进而改善了翼型外特性性能。

图6是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为0间距翼段在 Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图；图8是本发明的实施例中改善双凸起翼段性 能的前缘双凸起布置方法为1倍波长间距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流 线图；图9是本发明的实施例中改善双凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为2倍波长间 距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸力面极限流线图；图10是本发明的实施例中改善双 凸起翼段性能的前缘双凸起布置方法为3倍波长间距翼段在Re＝1.8×10⁵和24°攻角下吸 力面极限流线图。

对于1倍波长间距工况24°攻角下升阻系数值进行分析如表2，同样观察到升力系数 值为0.7054明显大于其它工况升力系数增长12.59％，此时阻力系数值为0.3696也高于其 它工况。

表2 24°攻角不同间距双凸起翼型升阻系数

在24°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是上翼面 压力水平压。与其它工况对比可以将此时流场分为两种：独立型和耦合型。耦合型特点是， 凸起后部流动汇聚，形成附着流动。同时随着间距的逐渐加大，两个凸起间的低压区域扩 大，从凸峰至尾缘形成汇聚状附着区，凸峰附着流汇聚点为高压点。独立型特点是，凸峰后部流动相翼型两端偏离，此时随着凸起间距增加，绕流流场无明显变化。根据分类标准可以看到0间距和1倍波长间距工况属于耦合型，即前缘凸起表现出耦合作用影响流场， 2倍波长间距以及3倍波长间距工况属于独立型，即前缘凸起对流场影响相互独立互不干扰。

综合以上两种攻角说明凸起间间距对于翼型外特性有直接影响。不考虑1倍波长间距 工况，对其它三种工况横向对比发现24°攻角下升阻系数均比较接近，16°攻角下含有间距 工况升力系明显低于无间距工况。

本发明还对控制翼面附着流动的前缘组合凸起结构的流动控制方法进行阐述。

从动能分布角度进行分析，可以发现高能流束同样呈现两种分布，分别是汇聚型和扩 张型。根据分类标准可以看到0间距和1倍波长间距工况属于汇聚型，高能流体汇聚为前 部流体补充能量用于抵抗逆压梯度，保证流动能保持附着流。2倍波长间距以及3倍波长间距工况属于扩张型，由于此时攻角过大翼面处于深度失速状态未能起到分隔流场作用，表现出与现有技术中单凸起在24°攻角下相似的动能分布规律。

Claims (10)

1.一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构，其特征在于，所述前缘双凸起布置方式包括基础翼型和两个前缘凸起，所述两个前缘凸起设置在基础翼型上，所述两个前缘凸起结构相同，每个所述前缘凸起的前端轮廓线均为正弦型，其周期均为弦长的25％，所述两个前缘凸起幅值均为弦长的10％。

2.根据权利要求1所述一种改善双凸起翼段性能的前缘双凸起结构，其特征在于，所述两个前缘凸起间间距为0、所述两个前缘凸起间间距为1倍波长、所述两个前缘凸起间间距为2倍波长或所述两个前缘凸起间间距为3倍波长。

3.根据权利要求1所述一种前缘双凸起结构的改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述流动控制方法具体包括以下步骤：

步骤1：输入各种参数及编辑各种条件；

步骤2：根据编辑条件进行几何建模，并确定用于计算的翼型模型；

步骤3：根据步骤2的翼型模型进行网格划分；

步骤4：根据步骤3的网格划分进行流体基本控制方程计算；

步骤5：对流体基本控制方程进行湍流模型的选取及修正；

步骤6：根据步骤4流体基本控制方程进行边界条件选取及离散的数值方法；

步骤7：根据单凸起改变幅值的影响，确定前缘双凸起布置方式；

步骤8：根据前缘双凸起布置方式控制工况下随机性的流动，确定附着区和分离区；

步骤9：验证前缘双凸起布置方式的可行性。

4.根据步骤3所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤2进行几何建模具体为，应用UG软件对基础翼型轮廓线进行绘制，翼段弦长为200mm，展向宽度为3.25倍弦长最大厚度为弦长21％位于弦长34％处，前缘改型凸起采用波长为0.25倍弦长、幅值为0.1倍弦长的正弦型改型改型翼段凸峰截面采用外扩方式生成，坐标点生成方式由式(1)决定并采用相同方式对翼型轮廓线建模。

式中，(x′_i,y′_i)为改型后凸峰截面坐标点，(x_i,y_i)为基准翼段截面坐标点，x_m为翼段最大厚度点横坐标，A为凸起幅值，其中i＝1，2，…，k，下角标i为构成翼面二维轮廓线的第i个点，下角标m为翼型最大厚度点对应的第m个点；

为保证翼型前缘来流以及计算域出口处流动充分发展，在流动方向进行适当延伸，最终计算域入口距翼型前缘3000mm，出口距翼面尾缘5000mm，展向宽度为650mm。

5.根据步骤3所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤3具体为，设置70层边界层网格、翼段表面网格首层高度为0.01mm、增长比率约为1.1以满足计算模型对y⁺值要求；最后各翼型流域网格网格质量均高于0.6，对网格进行了更新以起到计算更快收敛、优化流场计算结果的目地，主要针对凸起后部网格进行优化。

6.根据步骤3所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤4具体为，采用空气作为计算工质，且其入口流动速度为13.1m/s，此时流动简化为恒温不可压缩运动，它满足流体力学中的控制方程；连续性方程：

动量方程：

式中：u_i是速度(m/s)，i＝1,2,3；p是压力(Pa)；x_i是坐标(m)；f_i是质量力(N/kg)；t是时间(s)；v是运动粘度(Pa·s)；

目前学者广泛采用雷诺提出的湍流平均运动思想，通过将瞬时值用平均值与脉动值的和来表示，即：

其中，D'为脉动值，

为平均值，D为瞬时值；

此时上述两个方程将变为：

质量守恒：

动量守恒(雷诺方程)：

式中：

为雷诺应力。

然而，引入雷诺应力之后，方程数目不够无法进行求解；因此，需要选择合适的湍流模型方程，将脉动项和时均项联系起来以起到求解方程的目的。

7.根据步骤3所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤5具体为，涡粘模型假设：

式中：μ_t是湍流粘度(Pa·s)；k是湍动能(m2/s2)；δ_ij是克罗内克符号；

采用考虑转捩的SST k-ω模型，模型方程如公式(8)至(11)所示；

式中：γ为间歇因子，P_γ1和E_γ1为转捩源项，P_γ2和E_γ2为层流化源项，Re_θt为转捩动量厚度雷诺数，μ_t为湍流粘度，σ_θt为扩散系数，P_θt为源项，Γ_k为湍动能k的有效扩散率，Γ_ω、G_ω、Y_ω、D_ω分别为ω的有效扩散率、生成项、耗散项和交叉扩散项，

为有效间歇因子与SST k-ω模型中原始k方程的生成项之积，

为修正的间歇因子在与0.1和1比较后与原始k方程的耗散项之积。

8.根据步骤3所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤6具体为，流体控制方程是非线性偏微分方程组很难直接求解需要将其进行离散化；通过有限体积法进行离散，并采用SIMPLEC算法进行压力速度的求解；

变量Φ，将控制方程通过有限体积法进行离散：

式中：Γ为Φ的广义扩散系数；ρ为流体密度；u_i为流体速度；

在控制体上对上式积分得：

使用Gauss-Green公式简化得：

9.根据权利要求4所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤7具体为，前缘凸起幅值这一参数不会影响阶梯型失速过程是否会出现，但是会影响出现的临界攻角，以及临近失速时升阻系数值的大小；

随着攻角增加，分离区面积逐渐增大，翼面尾缘压力迅速下降，当流场被分隔或最终攻角增加至两侧均进入分离状态均可看见前缘压力迅速上升现象，因此前缘压力迅速上升与升力系数下降存在直接联系。

10.根据权利要求4所述改善双凸起翼段性能的流动控制方法，其特征在于，所述步骤8具体为，在16°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是两凸起间存在一大分离区域，而凸起外侧相比于其它工况附着面积更大；其它工况相同的特点是，凸起后部流动汇聚，形成附着流动，同时随着间距的逐渐加大，两个凸起间的低压区域扩大，从前缘至尾缘依次形成层流附着区、层流分离泡区和湍流再附着区，未出现湍流分离区；

在24°攻角下，对比几种工况极限流线分布，1倍波长间距翼型显著的特点是上翼面压力水平压。

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