三種典型翼型邊界層穩定性對比分析

王 菲，額日其太，王 強，蘇沛然

(北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京 100191)

0 引言

摩擦阻力可占亞音速運輸機總阻力的50%，而層流的阻力比相同雷諾數湍流的阻力要小90%［1］，因此減小表面摩擦阻力可以有效地降低飛行器的總阻力［2］。為了計算機翼的摩擦阻力從而進一步更合理地預測機翼飛行特性，轉捩位置的預測成為了重要前提工作。對于高空飛行外界擾動較小的特點，線性穩定性方法的eN方法仍然是目前工程應用中最常用的轉捩預測方法。L.J.Runyan和 D.George-Falvy通過修正 Mack的穩定性方法計算了翼型在不同工況下的轉捩位置并與實驗對照，得到相應的最大增長率的值［3］，為之后的相關研究提供了豐富的數據。朱萬琳等人在二維不可壓流動的穩定性數值分析基礎上進行了轉捩的判定［4］。為了便于工程上翼型的選取及優化，針對多個典型翼型邊界層穩定性的對比分析具有重要的參考意義。首先本文采用萘升華實驗方法驗證對稱翼型SD8020數值模擬的準確性，并擬定穩定性計算的幅值放大因子的值，然后針對常規翼型(NACA0012)，自然層流翼型(NACA64-204)和超臨界翼型(RAE2822)這三種典型翼型采用線性理論方法計算在不同弦長雷諾數情況下轉捩位置的變化，研究流向壓力梯度對轉捩點雷諾數、轉捩點弦長百分數和其相應的擾動頻率的影響，并分析影響這三種翼型穩定性增長的原因。

1 數值模擬方法

1.1 邊界層平均流求解

采用無粘流和邊界層方法求解基本流，利用F-S法變換基本流方程［5］，取，這里 ue表示自由流速度。……