一種翼身組合模型氣動(dòng)特性研究

馬震宇，侯迎歡，何中義

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一種翼身組合模型氣動(dòng)特性研究

馬震宇，侯迎歡，何中義

（鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院 航空工程學(xué)院，河南 鄭州 450046）

基于一種后掠翼翼身組合體剛性模型，為研究其低速升阻力和俯仰力矩變化特性，進(jìn)行低速風(fēng)洞縱向測(cè)力實(shí)驗(yàn)，迎角α為-4°～+36°。根據(jù)模型實(shí)際實(shí)驗(yàn)狀態(tài)，數(shù)值模擬其低速粘性繞流流場(chǎng)和升阻力特性，特征雷諾數(shù)為4×105。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明：在-4°～+15°迎角范圍內(nèi)，模型升力系數(shù)按明顯線性關(guān)系增大；31°迎角時(shí)，升力系數(shù)獲得最大值為1.15。36°迎角時(shí)，阻力系數(shù)值達(dá)最大為0.807。模型升阻力數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值在計(jì)算攻角范圍吻合良好，最大相對(duì)偏差11％，結(jié)合流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果分析能夠支持和綜合分析風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

后掠翼模型；風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；縱向氣動(dòng)力；低速流場(chǎng)；數(shù)值模擬

飛行器氣動(dòng)力載荷數(shù)據(jù)是其運(yùn)動(dòng)性能分析和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的輸入條件，通常根據(jù)相似理論通過縮比模型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)而獲得可靠數(shù)據(jù)。通過傳統(tǒng)的物理風(fēng)洞（簡稱風(fēng)洞）實(shí)驗(yàn)只能獲取有限的數(shù)據(jù)支持，且周期較長，費(fèi)用較大。計(jì)算技術(shù)的高速發(fā)展使數(shù)字及虛擬風(fēng)洞成為可能，可以動(dòng)態(tài)、反復(fù)地模擬計(jì)算和分析飛機(jī)及高速汽車等實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谖锢盹L(fēng)洞中的實(shí)際情況，使得最終只需對(duì)模型進(jìn)行少量風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)即可[1]，故風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)趨于與數(shù)值模擬緊密結(jié)合。

文獻(xiàn)[2]基于RANS方程和結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格技術(shù)，以某梯形翼翼身組合體風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚3]為研究對(duì)象，以風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段為計(jì)算域，在0°～38°攻角范圍內(nèi)，數(shù)值計(jì)算了其前緣縫翼和后緣襟翼連接裝置對(duì)模型縱向低速氣動(dòng)力特性的影響，來流馬赫數(shù)為0.2，雷諾數(shù)4.3×106，采用SST湍流模型。壓強(qiáng)分布及升力、阻力和力矩計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值在攻角不太大范圍內(nèi)吻合良好，失速迎角附近氣動(dòng)特性數(shù)值模擬期望從網(wǎng)格生成技術(shù)和湍流模型研究等方面做進(jìn)一步工作。為認(rèn)識(shí)低速風(fēng)洞阻塞效應(yīng)對(duì)起落架氣動(dòng)噪聲測(cè)量的影響，文獻(xiàn)[4]采用基于－湍流模式的延遲分離渦模擬，對(duì)四輪基本起落架模型開展數(shù)值模擬研究，影響氣動(dòng)噪聲效應(yīng)的計(jì)算閾值與風(fēng)洞測(cè)量的經(jīng)驗(yàn)閾值相近，基于輪徑的雷諾數(shù)為1×106。文獻(xiàn)[5]基于流動(dòng)相似性原理，設(shè)計(jì)適于MAF風(fēng)洞的彈丸模型，用FLUENT軟件進(jìn)行氣動(dòng)力模擬并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值做比較。文獻(xiàn)[6]對(duì)運(yùn)輸機(jī)單獨(dú)機(jī)身、翼身組合體等進(jìn)行數(shù)值模擬，采用－湍流模型，獲得飛行雷諾數(shù)和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)差異對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，來流馬赫數(shù)為0.15和0.77，攻角-5°～15°。

通常機(jī)翼在很大程度上決定了翼身組合體模型的總體氣動(dòng)力性能。高速流場(chǎng)中總存在壁面附近的附面層內(nèi)低速流動(dòng)，高速飛機(jī)在起降中的低速特性必須重視。以一種高速后掠翼翼身組合體為研究模型，通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)獲得并分析其不同迎角下的低速縱向氣動(dòng)力特性。基于模型實(shí)際實(shí)驗(yàn)狀態(tài)，數(shù)值模擬其粘性流場(chǎng)和氣動(dòng)力，與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行比較，獲得一定的變化規(guī)律和結(jié)論。

1 模型氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)

實(shí)驗(yàn)采用直流式閉口實(shí)驗(yàn)段低速風(fēng)洞設(shè)備，實(shí)驗(yàn)段截面尺寸1.4 m×1.4 m、長2.8 m。實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口氣流速度在20～40 m/s范圍內(nèi)可調(diào)，且氣流偏角控制精度0.5°，紊流度小于0.14%。

后掠翼翼身組合體剛性研究模型如圖1所示。機(jī)翼為后掠翼，其1/4弦線后掠角為32°，展長790 mm（為實(shí)驗(yàn)段寬度的56%，通常規(guī)定不應(yīng)超過70%）。

圖1 后掠翼翼身組合體模型

機(jī)翼幾何特征參數(shù)值如表1所示。機(jī)翼剖面翼型均為NACA64A005薄翼型（最大相對(duì)厚度5%），翼根剖面翼弦長282.1 mm，翼尖剖面翼弦長112.8 mm。機(jī)身長1200 mm（其中頭部長350 mm、尾部長120 mm），中間圓柱段直徑110 mm，力矩參考點(diǎn)距頭端面650 mm。

表1 機(jī)翼的特征幾何參數(shù)

模型通過腹支撐和外式六分量機(jī)械天平安裝在實(shí)驗(yàn)段內(nèi)，沿上下左右居中，頭端距實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口截面600 mm，基于實(shí)驗(yàn)風(fēng)速（∞＝29 m/s）和機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長（b＝0.21 m）的流動(dòng)粘性效應(yīng)表征雷諾數(shù)為4×105，模型迎角或攻角a的名義變化范圍為-4°～36°（測(cè)量間隔2°），側(cè)滑角為0°。測(cè)量數(shù)據(jù)由外式六分量機(jī)械天平獲得并按風(fēng)軸系給出，參考面積取機(jī)翼面積。模型水平放置即＝0°時(shí)，模型對(duì)實(shí)驗(yàn)段的堵塞度為0.97%。

模型無量綱氣動(dòng)升力系數(shù)定義為：

相應(yīng)無量綱阻力系數(shù)定義為：

無量綱俯仰力矩系數(shù)定義為：

式中：為氣流給予模型的升力，即與前方來流方向相垂直的氣動(dòng)力分量，N；為氣流對(duì)模型的阻力，即與前方來流方向相平行的氣動(dòng)力分量，N；∞為前方來流速壓，Pa；M為模型受到的氣動(dòng)俯仰力矩，N·m；b為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長，m；為機(jī)翼面積，m2。

模型升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖2～圖4所示。

圖2 模型升力系數(shù)實(shí)驗(yàn)曲線

圖3 模型阻力系數(shù)實(shí)驗(yàn)曲線

圖4 模型氣動(dòng)力矩系數(shù)實(shí)驗(yàn)曲線

可見，實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合機(jī)翼低速氣動(dòng)力特性的一般變化規(guī)律[6-7]。隨著迎角從-4°不斷增大，在較小迎角范圍內(nèi)，模型升力系數(shù)呈明顯線性關(guān)系持續(xù)增大，機(jī)翼表面為粘著附體流動(dòng)；在達(dá)到中等迎角15°后，增長趨勢(shì)變緩且呈現(xiàn)出非線性變化特點(diǎn)，機(jī)翼上表面附面層粘性流動(dòng)出現(xiàn)一定分離和旋渦；在31°較大迎角時(shí)，升力系數(shù)獲得最大值為1.15，此時(shí)模型達(dá)到最大升力狀態(tài)，對(duì)應(yīng)的迎角又稱臨界迎角或失速迎角；之后，升力系數(shù)走向下降，機(jī)翼上表面粘性流動(dòng)出現(xiàn)大面積分離。阻力系數(shù)值在迎角從-4°～+6°度范圍內(nèi)變化很小，主要表現(xiàn)為粘性摩擦阻力；之后，隨著迎角增大阻力一直增大，且粘性壓差阻力的成分不斷增大；在36°較大迎角時(shí)，阻力系數(shù)達(dá)到最大值為0.807，此時(shí)壓差阻力劇增。模型氣動(dòng)俯仰力矩主要由機(jī)翼升力對(duì)機(jī)翼1/4b參考點(diǎn)所致，迎角增大到19°后，力矩系數(shù)增加開始變快，壓心移動(dòng)量加大，這源于機(jī)翼表面粘性附面層流動(dòng)分離并不斷擴(kuò)展。

2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值計(jì)算建模

2.1 粘性繞流場(chǎng)控制方程

在笛卡爾直角坐標(biāo)下，對(duì)于定常不可壓粘性絕熱三維空氣繞流場(chǎng)而言，忽略質(zhì)量力，偏微分形式的連續(xù)方程和－動(dòng)量方程為：

方程組按雷諾時(shí)均法處理得到粘性湍流場(chǎng)的雷諾方程組（RANS），選擇湍流補(bǔ)充或封閉模型為S－A方程模型[6]。S－A模型是一個(gè)表征湍流渦粘性的輸運(yùn)方程式，能夠用于有固壁約束的外部繞流場(chǎng)和有逆壓梯度的邊界層湍流問題，且一般能獲得較好的收斂結(jié)果，又比較節(jié)省計(jì)算資源。在CFD FLUENT軟件中，控制方程組的離散采用的是有限體積法[8]。

2.2 計(jì)算狀態(tài)和邊界條件

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛿?shù)值模擬的狀態(tài)與其風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的實(shí)際狀態(tài)相一致，空間流場(chǎng)控制體外邊界選取按風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段實(shí)際尺寸而定。根據(jù)模擬流動(dòng)實(shí)際情況，將流場(chǎng)內(nèi)外邊界計(jì)算條件設(shè)置為：實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口截面按時(shí)均均勻速度入口類型，出口截面為自由流出類型；模型左右對(duì)稱，實(shí)驗(yàn)中只有攻角發(fā)生變化，側(cè)滑角為零，故按半模型流域考慮，只研究模型縱向氣動(dòng)力特性，縱向?qū)ΨQ剖面設(shè)置為對(duì)稱面類型；其余表面均設(shè)為流動(dòng)不可穿透的絕熱剛性固體壁面類型。

2.3 計(jì)算流域創(chuàng)建和網(wǎng)格劃分

在Profili中生成機(jī)翼翼梢和翼根翼型剖面圖，用AutoCAD進(jìn)行處理，使翼根和翼梢剖面的弦線在同一水平線上，且翼梢前緣點(diǎn)距翼根后緣點(diǎn)的距離為289 mm。處理后的翼根和翼梢平面圖導(dǎo)入U(xiǎn)G。通過曲線組的操作界面，選擇翼根剖面投影曲線和翼梢剖面投影曲線而得到半個(gè)實(shí)體機(jī)翼。隱藏機(jī)翼，進(jìn)行機(jī)頭、機(jī)身中段和機(jī)尾的平面繪制，旋轉(zhuǎn)成形得到機(jī)身實(shí)體。顯示隱藏的機(jī)翼并將半個(gè)機(jī)翼做平面鏡像，得到完整機(jī)翼。之后通過與機(jī)身進(jìn)行布爾求和，即得到翼身組合體模型幾何實(shí)體。將模型沿對(duì)稱面剖開，即得到半模型幾何實(shí)體。

將幾何模型輸入于GAMBIT軟件。創(chuàng)建風(fēng)洞計(jì)算區(qū)域的八個(gè)角點(diǎn)即控制點(diǎn)。連接八個(gè)頂點(diǎn)構(gòu)造出風(fēng)洞計(jì)算域的邊線，接著創(chuàng)建流域的六個(gè)控制面，進(jìn)而將各面縫合為一個(gè)封閉的面，得到一個(gè)計(jì)算域初始的實(shí)體。通過布爾運(yùn)算將此體減去飛機(jī)模型實(shí)體，便得到所需要的模型繞流流場(chǎng)的空間計(jì)算域幾何體模型。

GAMBIT是專業(yè)的CFD前處理軟件，方便生成非結(jié)構(gòu)化和結(jié)構(gòu)化有限單元網(wǎng)格[8]；能夠容易地設(shè)計(jì)出模型計(jì)算區(qū)域、分區(qū)分域劃分不同需求的網(wǎng)格。通過在模型附近建立小的區(qū)域做網(wǎng)格加密處理，可生成細(xì)密的邊界層網(wǎng)格以提高捕捉粘性效應(yīng)效果。對(duì)所建立的不同迎角下實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屠@流場(chǎng)的計(jì)算域幾何模型，采用GAMBIT中非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成方法，利用混合體網(wǎng)格劃分方式，獲得計(jì)算域流場(chǎng)有限單元網(wǎng)格劃分模型。通過檢查網(wǎng)格質(zhì)量，網(wǎng)格單元數(shù)量為181萬，選擇二階迎風(fēng)格式提高精度。

3 計(jì)算結(jié)果與比較

針對(duì)所建流場(chǎng)網(wǎng)格模型，應(yīng)用FLUENT流動(dòng)分析軟件[8]，選擇基于壓力的隱式和定常三維求解器，進(jìn)行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ屯牧髁鲌?chǎng)和其縱向氣動(dòng)力的數(shù)值模擬，計(jì)算攻角a為-4°、5°、10°、15°。參考面積取為半機(jī)翼面積/2，迭代收斂殘差精度均按默認(rèn)值10-3，操作壓強(qiáng)值設(shè)為外界環(huán)境大氣壓。

不同迎角下模型的升阻力系數(shù)數(shù)值計(jì)算結(jié)果如表2所示，其中括號(hào)內(nèi)為相應(yīng)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值。＝-4°時(shí)迭代收斂步數(shù)為162，＝15°時(shí)迭代收斂步數(shù)為229。模型表面氣流壓強(qiáng)分布模擬云圖如圖5所示（＝15°），可見機(jī)翼下表面氣流靜壓強(qiáng)比上表面靜壓強(qiáng)普遍高，由此產(chǎn)生模型氣動(dòng)升力。

（a）模型上表面

（b）模型下表面

圖5 模型表面流場(chǎng)壓強(qiáng)分布典型云圖

從表2可見，模型升阻力特性數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值在計(jì)算攻角范圍內(nèi)吻合良好，最大相對(duì)偏差為11%，均在工程上一般可接受的15%以內(nèi)[5]。中等迎角范圍模型幾何構(gòu)建和流域網(wǎng)格劃分合適，計(jì)算邊界條件施加和粘性湍流封閉模型選擇適當(dāng)。

表2 數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果及與實(shí)驗(yàn)值比較

4 結(jié)束語

（1）針對(duì)一種高速型后掠翼翼身組合體模型，通過低速風(fēng)洞縱向測(cè)力實(shí)驗(yàn)研究，獲得了不同迎角下模型的氣動(dòng)升力、阻力和俯仰力矩。

（2）在-4°～+15°迎角范圍內(nèi)，實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕ο禂?shù)呈明顯線性關(guān)系持續(xù)增大；在31°迎角，升力系數(shù)獲得最大值為1.15，達(dá)到最大升力和臨界迎角狀態(tài)。實(shí)驗(yàn)阻力系數(shù)在迎角-4°～+6°范圍內(nèi)變化很小，主要表現(xiàn)為粘性摩擦阻力；在36°迎角，阻力系數(shù)達(dá)到最大值為0.807，此時(shí)粘性壓差阻力劇增。

（3）實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕枇μ匦詳?shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)值在中等迎角范圍內(nèi)吻合良好，最大相對(duì)偏差11%。結(jié)合流場(chǎng)分布和氣動(dòng)力進(jìn)一步計(jì)算，有助于充實(shí)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果和氣動(dòng)力性能綜合分析。

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Aerodynamic Experiment and Numerical Simulation of a Backward Swept Wing Model

MA Zhenyu，HOU Yinghuan，HE Zhongyi

( School of Aeronautical Engineering, Zhengzhou University of Aeronautics, Zhengzhou 450046, China )

Based on a wing-body combination rigid model of backward swept wing, the longitudinal aerodynamic experiment was performed in a low speed wind tunnel to research the changing characteristics of the lift and drag and the pitching moment with the angle of attack α=-4°~+36°. According to experimental states of the model, numerical simulation of the flow field, lift and drag characteristics was implemented with the characteristic Reynolds number 4×105. The experimental results show that the lift coefficient of the test model changes linearly within α=-4°~+15°, the maximum of the lift coefficient is 1.15 at α=31°. The maximum of the drag coefficient is 0.807 at α=36°. The numerical simulation results are in good agreement with the wind tunnel test values within the calculation range of attack angle with maximum relative deviation 11%. The results, combining with calculation and analysis of the low speed flow field parameters, are helpful to enrich and comprehensively analyze wind tunnel experiment results of the model.

backward swept wing model；wind tunnel experiment；longitudinal aerodynamic forces；low speed flow field；numerical simulation

V211.7；V211.3

A

10.3969/j.issn.1006-0316.2018.05.006

1006－0316 (2018) 05－0022－05

2017－11－02

河南省高等學(xué)校重點(diǎn)科研項(xiàng)目計(jì)劃（16A590001）

馬震宇（1964－），男，河南杞縣人，工學(xué)碩士，研究員，主要研究方向?yàn)轱w航器動(dòng)力性能分析設(shè)計(jì)。