第25卷第4期
2007年l2月
直排溜冰鞋教程空气动力学
ACTAAERODYNAMICASINICA
V o1.25.No.4
Dee..2007
文章编号:0258—1825(2007)04—0495—05
固定转捩在改善振荡来流下低雷诺数
裂隙水翼型气动性能中的应用
何飞，宋文萍
(西北工业大学航空学院翼型叶栅空气动力学国防科技重点实验室，陕西西安710072)
摘要：低雷诺数下，翼型表面易于出现的分离转捩现象会降低翼型的气动性能，采用数值计算方法探讨了固定转 捩在改善低雷诺数下翼型气动性能中的应用.定常来流下，雷诺数为4×1o~时，在翼型E387上表面自由转捩位置
之前的一定位置处使翼型固定转捩，计算结果表明分离区减小了，升力系数和升阻比明显提高.振荡来流下，雷诺
数在8×lo4的50%范围内变化时，分别计算了NACA4412在oo迎角和E387在3.迎角时自由转捩及在6o%弦长处
固定转捩的升阻特性，结果显示自由转捩的翼型当雷诺数减小时，性能急剧恶化，而采用固定转捩的翼型受其影响
要小得多，具有更加稳定的气动性能.
关键词：低雷诺数；分离；转捩；振荡来流；固定转捩
中图分类号:V231.2文献标识码:A
0引言
近年来，微型飞行器MA V(MicroAirV ehicle)的研
究与应用越来越引起人们的重视.因其具有体积小,
隐蔽性好，重量轻，成本低，功能强，携带方便，操作简
单，能工作于包括低雷诺数环境在内的独特的气动领
域等突出特点，故MA V能够应用于如监视，生物化学
药剂探测，战场勘测，交通监测及城市信息收集等方
面，因此无论在军用还是民用领域微型飞行器都具有
十分诱人的前景.
微型飞行器的特征尺度远小于传统的飞行器,
其尺寸一般在15era以下，飞行速度在15m/s以下,
飞行雷诺数在104.105范围内，这使得其空气动力学
特性与传统飞行器有很大不同，低速和低雷诺数是微
型飞行器绕流的重要特征.在低雷诺数下，绕翼型前
缘附近一般为层流，但附面层动量不足以克服翼型后
面的逆压梯度，于是层流出现分离，进而转捩为湍流, 湍流增加了附面层的能量，使得流动重新附体，形成分离泡.如果雷诺数很低，翼型上表面直到后缘都会是分离区，低雷诺数下流动的典型结构见图1.层流分离的范围由雷诺数的大小决定，雷诺数降低，分离范围增大，气动性能恶化.然而微型飞行器的飞行速度很低，来流很小的扰动都会造成飞行雷诺数较大的改变，这些特点使得设计合适的微型飞行器翼型变得很困难.
自由来流
层
图1低雷诺数下翼型流动的典型结构
Fig.1TypicalflowstructureoflowReynoldsnumberairfoils 对于此问题,WeiShyy等人提出了一种柔性翼的
概念¨J，即把翼型上表面局部替换为某种膜结构，随着自由来流的变化，膜结构的形状可以自适应作出变化，从而改善了翼型在雷诺数降低时气动特性急剧降低的现象，使得翼型在振荡来流下仍能保持较好的特性.
煤矿井下定位设备本文探讨了另一种方法，期望从另一个角度出发
解决此问题，即引人翼型固定转捩的概念.翼型固定转捩可以通过在特定位置加粗糙带等方法实现.翼
型在低雷诺数下附面层不可避免会出现分离，降低了
翼型的气动特性，而固定转捩的引人可以使翼型的分
离区大大减小，有效改善了前述现象，达到在低雷诺
t
采光天窗收稿日期:2006-01—22；修订日期:2006-04—28.
作者简介：何飞(1971一)，男，硕士，主要从事理论与计算流体力学研究
496空气动力学
数下改善翼型气动特性的目的.以RichardEp—
pler1960年设计的一种低速翼型E387以及NACA4412
为实例，计算结果显示了本文方法的有效性.
1数值计算方法
1.1计算方法
由于本文计算条件均在低雷诺数下，翼型在这一
范围内易于出现分离转捩等现象，这些现象对翼型气
动特性有很大影响，这就要求所用的数值计算方法能
够有效地捕捉这些现象并计算其产生的气动效应.
目前基于雷诺平均的N—S方程加湍流模型的数值
模拟方法虽然取得了广泛的应用，且能够细致地刻画
流场的细节，但还不能较准确地预测边界层的转捩.
故在本文中选用的流场求解程序是XFOIL[Drela
(1989)][引.
XFOIL适应于在亚声速条件下，对翼型进行无
粘或无粘加附面层修正计算.对于层流和湍流采用
的都是边界层的两方程积分方法.在层流公式中包
含了基于空间增大理论的e”转捩预测式，在湍流中
使用滞后方程以计入湍流应力对流动条件改变的滞
后响应.无粘流场采用线性涡分布面源法.有粘/无
凝胶珠
粘的耦合通过表面散逸模型来实现，全牛顿迭代用于
边界层公式的非线性方程组-3.
第25卷
图2E387在Re=1.0×to5下的极曲线
Fig.2PolarcurveofE387airfoilatRe=1.0×105隧道定位
图3E387在Re=1.0×to5，迎角为oo时的压力分布
Fig.3PressuredistributionofE387airfoil
atRe=1.0×to5and口=oo
1?2计算方法的验证2低雷诺数下翼型自由转捩和固定转为了方便与试验数据作比较，本文选用E387作
为基本翼型来验证XFOIL在低雷诺数下的计算结
果.
为了验证XFOIL计算不可压流分离转捩等现象
的效果，选取的计算条件是雷诺数为1.0X105.由图
2试验数据-5J可以明显看出，极曲线在升力达到0.28
后出现拐点，即流动开始有分离，这一现象直到失速
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