迷你翼梢小翼增升減阻效應(yīng)

1、迷你翼梢小翼增升減阻效應(yīng)摘要：選取某窄體客機(jī)的翼梢小翼為研究對象，采用Spalart-Allmaras模型對無翼梢小翼、全尺寸翼 梢小翼和迷你翼梢小翼3種機(jī)翼構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬，通過流場分析和速度分解等手段，研究翼梢小 翼的增升減阻機(jī)理。結(jié)果表明：迷你翼梢小翼有恢復(fù)渦核流速、減弱渦流摻混程度和梳理翼梢氣流 的作用；增升減阻的關(guān)鍵在于迷你翼梢小翼對氣流方向的修正;翼梢小翼的局部流動差異會對整體 機(jī)翼近場造成影響。由于尺寸較小，迷你翼梢小翼能在較大攻角范圍內(nèi)改善傳統(tǒng)翼梢小翼的性能， 具有一定的實(shí)踐意義。關(guān)鍵詞：迷你翼梢小翼；翼梢渦；流場；增升減阻Lift enhancement and drag r

2、eduction effectof mini wingletAbstract: Taking the winglet of a narrow-body aircraft as the object, the numerical simulations of three types of wing configuration are carried out using Spalart-Allmaras model, including wingless, full-size winglet and mini winglet. The mechanism of lift enhancement a

3、nd drag reduction of winglet is studied by means of flow field analysis and velocity decomposition. The results show that the mini winglet can renew the turbulence core velocity, weaken the mixing degree of turbulence and straighten out the wingtip airflow. The key of lift enhancement and drag reduc

4、tion is the airflow direction correction owing to mini winglet. The local flow difference of winglet will affect the near field of whole wing. Owing to the small size, the mini winglet can improve the performance of traditional winglet in a wide range of attack angle. It has certain practical signif

5、icance.Key words: mini winglet ； wingtip turbulence ； flow field ； lift enhancement and drag reduction0引言在飛機(jī)飛行時，機(jī)翼下表面壓力高于上表面壓 力，下表面的氣流有流向上表面的趨勢，氣流繞過翼 梢流向上翼面時會形成翼梢渦。翼梢渦對翼面氣流 有下洗作用，減小有效迎角，導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力產(chǎn)生。大 型客機(jī)的誘導(dǎo)阻力可占全機(jī)總阻力的40% $由早在 1973年,NASA就用升力面替代翼梢端板提升飛機(jī) 的燃油經(jīng)濟(jì)性，正式提出翼梢小翼的概念?；丶友b 翼梢小翼允許飛機(jī)進(jìn)行更陡峭的爬升，降低巡航推 力，從而減少

6、運(yùn)營成本。馬玉敏等回研究融合式翼 梢小翼表明，固定升力因數(shù)為0. 500時，阻力因數(shù)減 小近0.001，降低約4.2% $新型翼梢小翼的研究探索從未停止。杜綿銀 等4使用共軛梯度法設(shè)計適用于中小機(jī)場的bladed wingtip $黃江濤等05將優(yōu)化搜索技術(shù)應(yīng)用于融合式 翼梢小翼的氣動性能優(yōu)化中。多片小翼、振蕩小翼、 注渦小翼和環(huán)翼（包括衍生的C形翼、螺旋形小翼） 由于技術(shù)上的困難尚難以商用。倒新的拓?fù)湓O(shè)計 和自然層流技術(shù)展現(xiàn)出良好的商用前景，如波音公 司的雙羽式翼梢小翼、API的分體式彎刀翼梢小翼 和空客A350最新的層流翼梢回等。DJAHID等訶 通過延伸翼梢前緣的三角形減小當(dāng)?shù)匾硇偷那熬?/p>

7、半 徑，實(shí)現(xiàn)與傳統(tǒng)翼梢裝置相近的升阻比。陸紅雷 等12比較融合式、雙羽式和鯊鰭式翼梢小翼，發(fā)現(xiàn) 雙羽式翼梢小翼拉出多道較弱渦系，可實(shí)現(xiàn)更大程 度的減阻$現(xiàn)代客機(jī)多采用上翹式翼梢小翼（如融合式翼 梢小翼、鯊鰭式翼梢小翼），對改善上翼面氣流內(nèi)洗 有較好的效果，但對改善機(jī)翼下表面氣流外洗的作 用較弱。增加小翼的高度可帶來更佳的氣動效率， 但額外增加的質(zhì)量會抵消氣動增益。將迷你翼梢小 翼安裝在氣流明顯翻卷的翼梢后半段，可兼顧氣動 特性和質(zhì)量約束。小翼尺寸的縮小可降低翼梢渦的 強(qiáng)度,根據(jù)黃文濤等回的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，減小翼梢渦與 主機(jī)翼的相互作用有助于降低誘導(dǎo)阻力。本文將迷你翼梢小翼的概念與上翹式翼梢小翼 結(jié)合

8、，在質(zhì)量改變不大的情況下提升上翹式翼梢小 翼的氣動效率。采用某真實(shí)客機(jī)的機(jī)翼作為研究對 象，研究迷你翼梢小翼對機(jī)翼氣動性能的影響。分 析其升阻比、壓力因數(shù)等氣動力參數(shù),并基于流場細(xì) 節(jié)和翼梢渦氣流的走向等流動現(xiàn)象分析小翼的減阻 機(jī)理,從而為翼梢小翼的設(shè)計提供思路和建議。1翼梢小翼幾何外形和網(wǎng)格研究加裝迷你翼梢小翼對機(jī)翼升阻比的影響$ 機(jī)翼外形來自某真實(shí)窄體客機(jī)，根據(jù)有無翼梢小翼 和小翼的類別將3種機(jī)翼構(gòu)型命名為：無翼梢小翼 構(gòu)型、全尺寸翼梢小翼構(gòu)型和迷你翼梢小翼構(gòu)型。3 種構(gòu)型翼梢?guī)缀瓮庑魏兔阅阋砩倚∫順?gòu)型網(wǎng)格分區(qū) 拓?fù)涫疽庖妶D1$小翼段的總展向長度為無翼梢小 翼構(gòu)型展長的12% $迷你翼梢小

9、翼的弦長為全尺 寸翼梢小翼當(dāng)?shù)叵议L的1/2，安裝角度與全尺寸翼 梢小翼一致，安裝后的高度與全尺寸翼梢小翼相同$a）無翼梢小翼b）全尺寸翼梢小翼。）迷你翼梢小翼d）迷你翼梢小翼網(wǎng)格分區(qū)拓?fù)涫疽鈭D1翼梢?guī)缀瓮庑魏兔阅阋砩倚∫砭W(wǎng)格分區(qū)拓?fù)涫疽?采用ICEM CFD進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，分區(qū)策略 為H-0型分區(qū)，圖1d）中迷你翼梢小翼的遠(yuǎn)場半徑 約為平均氣動弦長的100倍。根據(jù)CHURCHFIELD 等回的研究，當(dāng)近場中存在翼梢渦時，在粗糙網(wǎng)格 上采用高階算法的計算效率低于在加密網(wǎng)格上采用 低階算法的計算效率。為捕捉迷你翼梢小翼的流動 細(xì)節(jié)，選擇增加網(wǎng)格數(shù)量的方法，并在翼梢和后緣位 置進(jìn)行網(wǎng)格局部加密處理

10、。選取迷你翼梢小翼構(gòu) 型，生成1 500萬、2 500萬和4 500萬3套網(wǎng)格進(jìn)行 試算,計算結(jié)果見表1$由此可以發(fā)現(xiàn):3組網(wǎng)格升 力因數(shù)Cl預(yù)測一致性較好,1 500萬網(wǎng)格的阻力因 數(shù)Cd比加密網(wǎng)格略微偏大，500萬與4 500萬網(wǎng)格 的阻力因數(shù)Cd差值在1個阻力單位之內(nèi)。為兼顧準(zhǔn)確度和計算效率，選取2 500萬的網(wǎng)格量級用于 后續(xù)研究。表1不同網(wǎng)格量級下迷你翼梢小翼的氣動力因數(shù)網(wǎng)格量級ClCd1 500 萬0.490.018 22 500 萬0.490.018 04 500 萬0.490.018 02不同翼梢小翼構(gòu)型飛機(jī)巡航狀態(tài)升 阻特性DACLES羽ARIANI 等 15 對 NACA

11、0012 翼梢渦 的近場進(jìn)行的數(shù)值和實(shí)驗(yàn)研究表明，基于渦黏度的 改進(jìn)Baldwin-Barth模型無法再現(xiàn)翼梢渦的剛體旋 轉(zhuǎn)效應(yīng)。RHEE等眺 選取Spalart-Allmaras模型、 An!模型、SSTMentor k-s模型和雷諾應(yīng)力模型4個 湍流模型用于翼梢渦的計算。雷諾應(yīng)力模型和 Spalart-Allmaras 模型表現(xiàn)較優(yōu)，而 k-s 和 SSTMentor k-s模型預(yù)測的渦核負(fù)壓峰值偏低、流向速度偏大。 選取Spalart-Allmaras模型用于后續(xù)計算。來流條件 為：馬赫數(shù)Ma =0.785,雷諾數(shù)Re =5.943 x 106，到 達(dá)角# =2.5。$平均氣動弦長c =

12、4.254 8 m，參考 面積S = 126. 67 m2$不同翼梢小翼構(gòu)型飛機(jī)巡航 狀態(tài)下的氣動力參數(shù)計算結(jié)果見表2?？傮w來說， 安裝翼梢小翼可以增大升力因數(shù)&、減小阻力因數(shù) Cd，從而增加升阻比。C7從升阻比提升情況來看，迷 你翼梢小翼構(gòu)型增升減阻的效果最佳。表2不同翼梢小翼構(gòu)型飛機(jī)巡航狀態(tài)下的氣動力參數(shù)構(gòu)型ClCd以Cd無翼梢小翼0.4570.019 323.68全尺寸翼梢小翼0.4630.017 127.08迷你翼梢小翼0.4900.018 027.222.1近翼面流線和渦分量云圖為直觀對比加裝翼梢小翼前、后翼面和尾跡氣 流的流動情況，選取升阻比提升最明顯的迷你翼梢 小翼構(gòu)型和無翼梢小

13、翼構(gòu)型，對比附面層的流線，見 圖2a）和2b） $對于無翼梢小翼構(gòu)型，翼梢渦附近 氣流在其下游距離約c的位置出現(xiàn)明顯摻混，氣流 方向整體的偏折程度較??；無翼梢小翼構(gòu)型的翼梢 渦在尾緣位置已充分發(fā)展，翼梢渦附近氣流的摻混 程度也更強(qiáng)，氣流方向的整體偏折程度更大。下游 04 c流向渦分量（無量綱化）的分布情況見圖 2c）,由此可知:迷你翼梢小翼構(gòu)型卷起的渦核隨氣 流向翼根方向移動，其影響范圍較小;無翼梢小翼構(gòu) 型的渦核向翼根方向的收縮速度更快，其影響范圍 明顯大于迷你翼梢小翼構(gòu)型$可見，加裝翼梢小翼 對近翼面氣流有明顯的梳理作用，可延遲氣流的相 互摻混，縮小翼梢渦的影響范圍，從而起到減小誘導(dǎo) 阻力

14、的效果$a）上翼面壓力因數(shù)和尾跡流線b）下翼面壓力因數(shù)和尾跡流線c） 04c流向渦分量云圖圖2迷你翼梢小翼和無翼梢小翼構(gòu)型的壓力因數(shù)、尾跡流線和流向渦分量對比2.2不同位置截面的壓力因數(shù)分布為保持截面位置一致，統(tǒng)一以無翼梢小翼構(gòu)型 為基準(zhǔn)，用表示截面與飛機(jī)對稱面的相對位置, 分別選取為15% ,50%和95%，截取3種構(gòu)型截 面的壓力因數(shù)C分布，見圖3 $在=15%位置，全 尺寸翼梢小翼構(gòu)型的激波位置比無翼梢小翼構(gòu)型前 移，下翼面后緣的壓力因數(shù)減小，而迷你翼梢小翼構(gòu) 型的壓力因數(shù)與無翼梢小翼構(gòu)型基本一致。在= 50%位置，全尺寸翼梢小翼構(gòu)型的激波位置比無翼 梢小翼構(gòu)型靠前，比迷你翼梢小翼構(gòu)型后

15、移。在=95%位置:迷你翼梢小翼構(gòu)型壓力峰值較小，上 翼面前部的逆壓梯度較大；全尺寸翼梢小翼構(gòu)型在 上翼面維持較高的負(fù)壓；迷你翼梢小翼構(gòu)型在上翼 面距前緣約1/4弦長位置后維持較高的負(fù)壓，下翼 面的壓力因數(shù)也更大。迷你翼梢小翼的增升效果體 現(xiàn)為促使激波位置后移和改變翼梢的壓力分布。 處的負(fù)壓值有所增加，小翼段的氣動效率明顯提升。 對比3種構(gòu)型翼梢渦的走向和分布可以發(fā)現(xiàn):迷你 翼梢小翼與主翼前、后緣連接處分別起引導(dǎo)氣流方 向和聚攏氣流的作用，相當(dāng)于把原本擰成一股的氣 流梳理成兩股摻混程度較弱的氣流;另外，前緣連接 處修正來流方向，為下游引入足夠的動能，從而減小連接處的壓力因數(shù)-0.30-0.33

16、-0.35-0.38-0.41-0.44-0.46-0.49-0.52-0.55-0.57-0.60a）無翼梢小翼構(gòu)型b）全尺寸翼梢小翼構(gòu)型。）迷你翼梢小翼構(gòu)型圖4不同翼梢小翼構(gòu)型翼梢位置的流場圖3不同位置截面的壓力因數(shù)分布2.3翼梢處的流動細(xì)節(jié)不同翼梢小翼構(gòu)型翼梢位置的可視化流場見圖 4$對比壓力因數(shù)云圖可以發(fā)現(xiàn)，氣流從前緣流向后 緣的過程中，無翼梢小翼構(gòu)型機(jī)翼氣流向上翼面翻 轉(zhuǎn)，導(dǎo)致上翼面負(fù)壓值變小，翼梢處的升力性能變 差。加裝翼梢小翼后，原翼梢處氣流的三維效應(yīng)明 顯改善，相當(dāng)于增加機(jī)翼的有效展長。全尺寸翼梢 小翼構(gòu)型上翹并收縮弦長，減小翼梢渦的影響范圍， 但是氣流在小翼翼梢的偏折程度較大

17、，小翼部分的 氣動效率還有提升空間。迷你翼梢小翼與主翼連接2.4渦核流向速度CHIGIER等面研究矩形NACA 0015機(jī)翼后面 的迎角變化和流向距離發(fā)現(xiàn)，9.0。時流向速度不 足，而#9.0。時流向速度過大。他們認(rèn)為：機(jī)翼邊 界層引起的動量不足有增加渦核壓力的作用，導(dǎo)致 翼梢渦核的流向速度降低;橫流速度的流向發(fā)展有 利于促進(jìn)渦核流向速度恢復(fù)。本文計算結(jié)果顯示， 迷你翼梢小翼有促進(jìn)渦核流向速度恢復(fù)的效果。記無翼梢小翼構(gòu)型翼梢的弦長為ctip，來流速度 為7研究近場（0）翼梢渦的匯聚、發(fā)展和再層流化現(xiàn)象凹$取流向速度與來流速度的比值對流向速度無量綱化處理，得到不同翼梢小翼構(gòu)型近 場翼梢渦核流向速

18、度分布，見圖5$在沒有翼梢小 翼的情況下，翼梢渦核流向速度明顯不足，在6 = 0.2ctip位置低至0. 73，在6 = 2ctip處逐漸增加至 0. 88,直到6 =牝垣位置達(dá)到0.96$全尺寸翼梢小翼 構(gòu)型渦核流向速度不足的情況明顯比無翼梢小翼構(gòu) 型好。在6 =0.2ctip位置渦核流向速度約為0. 88,在 6 = 1.4Ctip位置達(dá)到0.96,到6 =4.0Ctip位置已恢復(fù)至 0.98$迷你翼梢小翼構(gòu)型的兩股渦流渦核流向速度 不足的區(qū)域局限在較小的范圍內(nèi)，迷你翼梢小翼翼 梢與翼根的渦核流向速度在6 =0. 2勺位置分別為 0.83和0.86,并在6 =2. 0eg位置匯聚，流向速度

19、恢 復(fù)至0.96，到6 =4. 0e位置恢復(fù)至0. 98 $a）無翼梢小翼構(gòu)型b）全尺寸翼梢小翼構(gòu)型。）a）無翼梢小翼構(gòu)型b）全尺寸翼梢小翼構(gòu)型圖5不同翼梢小翼構(gòu)型近場翼梢渦核流向速度分布可見，安裝翼梢小翼可有效緩解翼梢渦引起的 渦核流向速度不足現(xiàn)象，翼梢尺寸的減小有利于提 高翼梢渦核的流向速度。全尺寸翼梢小翼和迷你翼 梢小翼對來流的阻礙作用較小，因此渦核流向速度 的損失較少。迷你翼梢小翼構(gòu)型兩股渦流的渦核流 向速度略低于全尺寸翼梢小翼構(gòu)型，但是由于兩渦 核之間橫流速度的方向相反，相當(dāng)于促進(jìn)兩渦核附 近橫流速度的注入，因此迷你翼梢小翼構(gòu)型的渦核 流向速度恢復(fù)得更快。2.5近翼面馬赫數(shù)分布根據(jù)第

20、2. 2節(jié)的內(nèi)容，迷你翼梢小翼的增升效 果主要體現(xiàn)為翼梢附近流場改善和激波位置后移, 這意味著迷你翼梢小翼對機(jī)翼繞流的影響并不局限 于翼梢渦附近。截取不同翼梢小翼構(gòu)型翼梢附近 （=96% -108%）的馬赫數(shù)分布，見圖6$051627384950100998877666111ooo oo oooO0516273004950100998877666 ILO.O.O.O.O.O.O.O.O.051627384950100998877666 LLLO.O.O.O.O.O.O.O.O.。）迷你翼梢小翼構(gòu)型圖6不同翼梢小翼構(gòu)型翼梢附近的馬赫數(shù)分布加裝翼梢小翼可改善無翼梢小翼構(gòu)型機(jī)翼翼梢 附近繞流速度不足

21、現(xiàn)象。全尺寸翼梢小翼構(gòu)型在促 進(jìn)翼梢渦核流向速度恢復(fù)的情況下具有延長機(jī)翼展 長的效果，其升阻比高于無翼梢小翼構(gòu)型；同時，隨 著小翼的上翹和當(dāng)?shù)叵议L的減小，小翼對上翼面附近氣流的加速作用減弱。迷你翼梢小翼構(gòu)型有2個 特點(diǎn)：051627384950100998877666111ooo oo oooO0516273004950100998877666 ILO.O.O.O.O.O.O.O.O.051627384950100998877666 LLLO.O.O.O.O.O.O.O.O.。）迷你翼梢小翼構(gòu)型圖6不同翼梢小翼構(gòu)型翼梢附近的馬赫數(shù)分布不同翼梢構(gòu)型差別較小，僅從渦量和流線結(jié)果 難以直觀解釋翼梢渦

22、對氣動力參數(shù)的影響，因此通 過近場速度的流向分解和近翼面馬赫數(shù)分布情況分 析，進(jìn)行阻力因數(shù)與渦核流向速度、升力因數(shù)與翼梢 附近馬赫數(shù)分布的相關(guān)性研究，為翼梢渦的近場分 析提供新思路。流場分析結(jié)果表明，翼梢渦核的流 向速度不足是減阻效果的重要表現(xiàn)，翼梢附近繞流 的加速和尾跡區(qū)域繞流的速度恢復(fù)有利于提升翼型 的升力性能。迷你翼梢小翼兼顧恢復(fù)翼梢渦核流向 速度和加速翼梢區(qū)域局部流動的作用，故其增升減 阻效果最佳。3不同攻角下的氣動力特性為驗(yàn)證迷你翼梢小翼在非設(shè)計狀態(tài)下的有效 性，計算不同攻角下3種機(jī)翼構(gòu)型的升力因數(shù)、阻力 因數(shù)和極曲線，見圖7 $由此可知：在小攻角（# # 2.5）下，全尺寸翼梢小翼構(gòu)型在升力