向正平, 戴玉婷,*, 黃廣靖

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院, 北京 100191;2.北京航空航天大學 航空器先進設計技術工業(yè)和信息化部重點實驗室, 北京 100191)

0 引 言

飛機在飛行過程中，經常會受陣風的影響而發(fā)生顛簸，嚴重時會導致飛機損壞甚至發(fā)生較為嚴重的事故[1]。因此，飛機必須通過陣風響應檢驗才能交付使用，而合理確定陣風載荷并減緩陣風影響對于確保飛機飛行安全具有重大意義[2-4]。近年來，楊俊斌、吳志剛[5]等利用能產生連續(xù)正弦陣風的葉柵型陣風發(fā)生器，設計風洞試驗，對大展弦比飛翼布局的飛機開展了陣風減緩主動控制試驗研究。宗寧[6]開展了陣風載荷減緩風洞驗證試驗，驗證載荷減緩方案設計的有效性。DAI Y T[7]等對飛機模型陣風減緩方法的魯棒性進行了試驗和理論研究。

以上研究表明陣風發(fā)生器是研究陣風響應和陣風減緩的必備裝置，其作用是在風洞里模擬陣風，并作為飛機防陣風設計的試驗裝備，在國內外得到了有效發(fā)展[8-10]。傳統陣風發(fā)生器有葉柵型陣風發(fā)生器[11]、級聯式震蕩翼型[12]、帶擺動襟翼的固定翼型[13-14]、帶震蕩噴射襟翼的固定翼型、帶有循環(huán)控制的翼型[15]等，目前應用比較廣泛的為葉柵型陣風發(fā)生器。這些傳統的陣風發(fā)生器存在高頻振動明顯、機械控制復雜、所需電機功率較大等缺點。因此需要機械控制簡單、可靠性高的新式陣風發(fā)生器。而旋轉開槽圓筒式陣風發(fā)生器在很大程度上彌補了傳統陣風發(fā)生器的不足，具有獨特的優(yōu)點。目前該型陣風發(fā)生器主要用于低速風洞試驗。

旋轉開槽圓筒機構最早用于顫振激勵，而后用于陣風發(fā)生器機構。在顫振激勵方面國內研究較多，許和勇[16]等對這種新型顫振激勵系統的特點提出了一種高效、簡便的動網格方法，計算了該激勵系統工作時的非定常氣動力特性。王濤[17]等研究了該激勵系統的工作原理和激勵力特性。楊智春[18]等研究了該系統的靜態(tài)和動態(tài)氣動特性。劉志榮[19]等研究了開縫圓柱縫隙傾斜角對脫落渦的影響。D.M.Tang[8]等對該型陣風發(fā)生器做了理論和試驗研究，分析了陣風產生的機理及陣風與圓槽旋轉頻率之間的關系。

以上研究工作主要集中在開縫圓柱機構附近的流場特性。且作為陣風發(fā)生裝置，盡管理論研究和試驗研究取得了巨大進步，但該裝置若要成功應用于風洞試驗，還有許多問題有待研究。本文研究的主要目的是分析該裝置在下游產生的流場幅值和頻率特性，研究結果對于該型陣風發(fā)生器試驗裝置的合理設計具有一定意義。

1 旋轉開槽圓筒式陣風發(fā)生器

旋轉開槽式陣風發(fā)生器裝置的幾何結構如圖1所示。為滿足陣風幅值要求，該陣風發(fā)生器由四片相同的葉片組合而成[20]。每片葉片由一個可旋轉的開槽圓筒和固定直機翼組成。當流體流過機翼并經過旋轉的開槽圓筒時，在圓筒后緣會產生類似正弦變化的陣風。機翼的升、阻力系數與圓筒旋轉的角度、圓筒到機翼尾部的距離及圓筒的開槽角度有關[21]。忽略兩葉片之間的干擾,選取一片葉片建模，進行流場分析。由于葉片的截面相同且機翼和圓筒較長,故可用二維模型來模擬。二維模型圖如圖2所示。翼型為NACA0012對稱翼型，弦長c=305 mm，翼型尾部到圓筒左端距離e=24.4 mm，圓筒外徑76.2 mm，厚度9.6 mm，開縫角度90°。

圖1 陣風發(fā)生器裝置

圖2 單片葉片的二維模型圖

2 計算網格和方法

2.1 網格劃分

采用OpenFOAM開源CFD軟件來建模和數值分析。OpenFOAM是一個在Linux系統下運行的CFD類庫。它是一個完全由C++編寫的面向對象的CFD類庫，支持多面體網格，可以處理復雜的幾何外形。研究人員可根據需要編寫自己的求解器。這里采用了OpenFOAM中的AMI (Arbitrary Mesh Interface)技術實現網格旋轉時的數據交換，旋轉角速度可設定，從而實現動態(tài)旋轉的模擬過程。網格劃分采用OpenFOAM中的blockMeshDict字典程序控制，劃分結構網格。劃分的整體結構化網格如圖3所示，圖4為翼型附近局部加密網格，圖5為旋轉圓筒部分網格。

2.2 數值計算方法

在慣性坐標系下，非定常積分形式的Navier-Stokes表達式為：

(1)

圖3 整體結構網格

圖4 翼型附近網格

圖5 旋轉圓筒處網格

其中U表示單位體積質量、能量和動量表示的通量，F和FV分別表示無黏流通矢量和有黏流通矢量，Ω(t)為運動控制體積，S(t)為運動控制體積的表面積。

采用有限體積法進行空間離散，二階迎風格式，時間推進采用隱式方法，湍流模型為k-wSST湍流模型，該模型能很好地處理流動分離[22]。

在圓筒旋轉的過程中，機翼和圓筒上會產生非定常氣動力。旋轉開槽圓筒陣風發(fā)生器的等效升力系數[5]計算方法為：

(2)

式中dLa、dLrsc分別為翼型和開槽圓筒上的升力，c為翼型弦長，d為圓筒外徑，ρu2為動壓。

3 計算結果及分析

3.1 等效升力系數計算

為準確模擬陣風發(fā)生器的下游流場特性，需首先數值模擬旋轉開槽圓筒式陣風發(fā)生器的等效升力系數，與試驗數據對比。圖6、圖7分別為圓筒旋轉20°(以圖2位置為起點，逆時針旋轉)時的壓力、速度云圖。中心線位置在圖6中劃出，來流方向沿x軸正方向。中心線上下兩側為側向位置，以圓筒中心為起點，沿x軸正向為下游流場。

圖6 旋轉角20°時的壓力云圖

圖7 旋轉角20°時的速度云圖

在旋轉角度0°～180°范圍內，數值計算獲得等效升力系數與試驗數據對比結果如圖8所示。圖中試驗數據和理論數據從文獻[8]中獲得，OpenFOAM仿真數據為本文CFD數值模擬結果。由圖可見,等效升力系數隨著旋轉角度的變化類似正弦變化，分別在20°左右和70°左右達到峰值，最大幅值約為0.4。結果表明CFD計算的等效升力系數與試驗數據吻合較好，驗證了求解器的正確性。

圖8 等效升力系數CFD模擬值與試驗數據對比

3.2 下游流場分析

3.2.1 旋轉圓筒對流場的影響

首先，開槽圓筒的旋轉方向對下游流場特性有明顯影響。當逆時針方向旋轉時，在陣風發(fā)生器下游離圓筒中心距離0.6 m處，中心線兩側等距位置處產生的陣風(y方向的擾動速度)有明顯差別。以旋轉頻率5 Hz、來流速度20 m/s、中心線兩側0.25 m處為例，計算結果如圖9、圖10所示。由圖可知，上側產生的陣風比較紊亂，下側產生的陣風正弦特性較好,陣風響應不對稱是由擾動速度的初值引起的。當改變圓筒旋轉方向為順時針時，結果正好相反，中心線上側陣風正弦特性較好，下側比較紊亂，計算結果如圖11所示。圓筒旋轉方向不同導致上下產生的擾動陣風不對稱，當逆時針旋轉時，對上側擾動陣風的干擾較大，陣風的正弦特性變差。當圓筒順時針旋轉時，情況正好相反。

圖9 逆時針旋轉時中心線上側陣風隨時間響應

圖10 逆時針旋轉時中心線下側陣風隨時間響應

其次，旋轉圓筒對中性線附近流場干擾明顯。在中心線兩側較近的位置，離中心線側向距離約0.2 m以內的范圍，產生的陣風比較紊亂，隨著遠離中心線位置，陣風的正弦特性越來越好。同樣以旋轉頻率5 Hz、來流速度20 m/s為例，在陣風發(fā)生器下游離圓筒中心距離0.6 m、中心線下側位置0.15 m和0.35 m處，陣風隨時間的響應分別為圖12、圖13所示。

圖11 順時針旋轉時中心線上側陣風響應

圖12 中心線下側0.15 m處陣風隨時間的響應

圖13 中心線下側0.35 m處陣風隨時間的響應

對比圖12和圖13可知，雖然離中心線越近，最大陣風幅值越大，但是陣風正弦特性很差，這主要是由于開槽圓筒旋轉過程中，對中心線附近的干擾比較大所致。

3.2.2 下游流場位置對陣風幅值的影響

首先，在不同旋轉頻率下，比較了陣風幅值隨側向距離的變化規(guī)律，比較結果如圖14所示。圖中分別計算了旋轉頻率1～8 Hz的狀態(tài)，獲得一致的規(guī)律，即側向位置離中心線越遠，陣風幅值逐漸遞減。

其次，在不同頻率下，比較了陣風幅值隨下游距離的變化規(guī)律，比較結果如圖15所示。圖中畫出了旋轉頻率5 Hz和6 Hz下的變化。由圖可知，距離圓筒中心越遠，陣風幅值逐漸遞減。

以上結果表明，中心線側向位置和流場下游位置離旋轉圓筒越遠，陣風幅值越小。

圖14 陣風幅值隨側向位移的響應

圖15 陣風幅值隨下游位移的響應

3.2.3 減縮頻率對陣風幅值的影響

計算了在低速不同狀態(tài)下的減縮頻率，都獲得了一致規(guī)律，但在0.2～0.25減縮頻率范圍內出現突變的內在機理有待進一步研究。

圖16 陣風幅值隨減縮頻率的響應

圖17 頻率7 Hz時陣風隨時間的響應

4 結 論

通過對旋轉開槽圓筒式陣風發(fā)生器進行數值模擬和流場分析，得以下結論：

1)開槽圓筒的旋轉方向對中心線上下兩側流場產生不同影響，且對中心線附近的流場干擾較大。

2)側向位置離中心線越遠，陣風幅值越小，下游離圓筒中心越遠位置，陣風幅值越小。

3)陣風幅值的變化與減縮頻率有關，在減縮頻率0.2～0.25時陣風正弦特性最佳。但對于出現突變的內在機理還有待深入研究。

從前景來看，這種陣風發(fā)生器具有耗能少、激勵頻率寬、幅值可控、安裝方便等優(yōu)點。對該型陣風發(fā)生器進行數值模擬研究，對試驗裝置的設計有一定的指導意義。