某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型雷諾數(shù)效應(yīng)阻力修正研究

張輝， 李杰， 龔志斌

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型雷諾數(shù)效應(yīng)阻力修正研究

張輝， 李杰， 龔志斌

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

采用CFD方法分析了雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型阻力的影響。基于對(duì)某運(yùn)輸機(jī)的翼/身/架/艙組合體繞流進(jìn)行的計(jì)算分析,歸納總結(jié)出了一種適應(yīng)于復(fù)雜構(gòu)型的低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正方法。通過(guò)驗(yàn)證可知,該修正方法修正效果良好,為工程中的阻力預(yù)測(cè)提供了一種簡(jiǎn)潔有效的方法。

數(shù)值模擬; 雷諾數(shù)效應(yīng); 阻力修正

引言

通常風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)很難達(dá)到飛機(jī)真實(shí)飛行狀態(tài)下的雷諾數(shù),通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)真實(shí)飛行狀態(tài)下的飛機(jī)氣動(dòng)力進(jìn)行評(píng)估,考慮雷諾數(shù)效應(yīng)的影響是很有必要的。盡管關(guān)于雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)阻力修正的研究已經(jīng)開(kāi)展了很長(zhǎng)時(shí)間,并取得了一定的研究成果[1-3]，但是簡(jiǎn)潔實(shí)用的雷諾數(shù)效應(yīng)修正方法卻并不常見(jiàn),或者關(guān)于雷諾數(shù)效應(yīng)的修正方法大多是基于經(jīng)驗(yàn)的總結(jié),也很少公開(kāi)發(fā)表。因此,探索得到一種有效的且方便使用的低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正方法是很有意義的。

1 數(shù)值計(jì)算方法及算例驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文所采用的流場(chǎng)計(jì)算方法的正確性,對(duì)DLR-F6翼/身/架/艙復(fù)雜組合體模型的繞流流場(chǎng)進(jìn)行了模擬。數(shù)值計(jì)算方法詳見(jiàn)文獻(xiàn)[5]。圖1～圖4給出了該模型沿機(jī)翼各展向站位壓力分布的計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比。由圖可以看出,計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)值在各個(gè)站位都吻合良好,尤其是z=33.1%和z=37.7%兩個(gè)展向站位是在發(fā)動(dòng)機(jī)短艙掛架兩側(cè),位于短艙、掛架、機(jī)翼的結(jié)合處,流動(dòng)非常復(fù)雜,但是計(jì)算值依然與試驗(yàn)值吻合良好,這充分說(shuō)明了所采用數(shù)值計(jì)算方法的正確性。

圖1 壓力分布對(duì)比(z=33.1%)

圖2 壓力分布對(duì)比(z=37.7%)

圖3 壓力分布對(duì)比(z=51.4%)

2 雷諾數(shù)效應(yīng)影響

圖5 某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)外形圖

圖6 不同雷諾數(shù)下的升力特性曲線(xiàn)

圖7 不同雷諾數(shù)下的升阻極曲線(xiàn)

為了研究雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)飛機(jī)阻力系數(shù)的影響,針對(duì)某運(yùn)輸機(jī)的全機(jī)構(gòu)型,計(jì)算分析了馬赫數(shù)分別為0.78,0.74,0.70,0.40,雷諾數(shù)從2.0E+6～2.0E+7范圍內(nèi)的6個(gè)不同雷諾數(shù)下的氣動(dòng)特性。圖5給出了此運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型的外形。圖6和圖7分別給出了馬赫數(shù)為0.78、不同雷諾數(shù)下的升力特性曲線(xiàn)與升阻極曲線(xiàn)。其它馬赫數(shù)下升阻特性定性變化規(guī)律與馬赫數(shù)為0.78時(shí)一致。對(duì)比分析不同雷諾數(shù)下的升阻極曲線(xiàn)可以看出:在同一馬赫數(shù)、不同雷諾數(shù)下,對(duì)于給定的迎角,隨著雷諾數(shù)的增加,此運(yùn)輸機(jī)的升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)減小,并且其阻力系數(shù)減小量逐漸變小。

3 雷諾數(shù)影響阻力的修正方法

飛機(jī)升阻特性通?？捎孟率龉奖硎?

3.1 零升阻力的修正

零升阻力CD0的修正利用如下公式:

CD02=CD01(Re1/Re2)λ

式中,下標(biāo)1代表低雷諾數(shù);下標(biāo)2代表高雷諾數(shù);指數(shù)λ取0.18,此值的選取基于本研究對(duì)該運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型所完成的計(jì)算分析結(jié)果的歸納總結(jié)。

3.2 升致阻力的修正

圖8 相關(guān)變量的定義

3.3 低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)阻力修正

低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)阻力修正步驟如下:

(4) 去掉小升力系數(shù)區(qū)域的一些點(diǎn),這可能有助于改善曲線(xiàn)擬合的質(zhì)量;

CDB+i=CDB+(CDA+i-CDA)

(10) 考慮CD0的影響,調(diào)節(jié)CL～CD曲線(xiàn)。所有的CD都減去(CD01-CD02)。

圖9～圖11給出了低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)下的阻力系數(shù)修正步驟示意圖,圖12給出了基準(zhǔn)數(shù)據(jù)與最終修正結(jié)果的對(duì)比。

圖9 步驟(1)

圖10 步驟(3)

圖11 步驟(5)、步驟(7)和步驟(8)

圖12 基準(zhǔn)數(shù)據(jù)與最終修正結(jié)果的對(duì)比

4 修正方法的應(yīng)用與驗(yàn)證

以全機(jī)構(gòu)型雷諾數(shù)2.0E+6的計(jì)算結(jié)果為基準(zhǔn),根據(jù)3.1節(jié)～3.3節(jié)所述的修正方法,進(jìn)行了由低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正,得到雷諾數(shù)2.0E+7的升阻特性,并將其與全機(jī)構(gòu)型的CFD計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。圖13～圖16給出了不同馬赫數(shù)下計(jì)算結(jié)果與修正結(jié)果的對(duì)比。由圖可以看出,修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合良好。

圖13 修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比(Ma=0.78)

圖14 修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比(Ma=0.74)

圖15 修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比(Ma=0.70)

圖16 修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果的對(duì)比(Ma=0.40)

5 結(jié)束語(yǔ)

基于某運(yùn)輸機(jī)全機(jī)構(gòu)型的CFD計(jì)算分析結(jié)果,歸納總結(jié)出了一種雷諾數(shù)影響阻力的修正方法。應(yīng)用該方法對(duì)某運(yùn)輸機(jī)從低雷諾數(shù) (Re=2.0E+6)下極曲線(xiàn)的基準(zhǔn)上推得高雷諾數(shù)下的極曲線(xiàn)。通過(guò)比較可知,修正結(jié)果與計(jì)算結(jié)果吻合較好。

雖然該修正方法是通過(guò)基于CFD計(jì)算結(jié)果歸納總結(jié)得到的,但是如果可以得到低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)狀態(tài)下的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù),那么就可以結(jié)合不同雷諾數(shù)下的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)本研究中所采用的雷諾數(shù)修正方法進(jìn)行進(jìn)一步的完善,實(shí)際飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)就可以由風(fēng)洞試驗(yàn)條件下的數(shù)據(jù)進(jìn)行修正得到,從而進(jìn)一步發(fā)揮本研究中修正方法的潛力。

[1] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers.A review of flight-to-wind tunnel drag correlation [R].AIAA-81-2475,1981.

[2] Jacobs E N,Sherman A.Airfoil section characteristics as affected by variations of the Reynolds number [R].NACA 586,1936.

[3] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers. Review of flight-to-wind-tunnel drag correlation [J].Journal of Aircraft,1982,19(10):801-811.

[4] Lance W Traub.Drag extrapolation to higher Reynolds number [J].Journal of Aircraft,2010,47 (1):1458-1461.

[5] 郭民,王豪杰,李杰,等.民機(jī)翼身整流影響分析與設(shè)計(jì)研究[J].航空計(jì)算技術(shù),2010,40(3):9-12.

[6] Gault D E.A correlation of low-speed,airfoil-section stalling characteristics with Reynolds number and airfoil geometry [R].NACA TN 3963,1957.

DragcorrectiontohigherReynoldsnumberforatransportaircraft

ZHANG Hui, LI Jie, GONG Zhi-bin

(College of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China)

In this paper, the CFD tools are used to investigate the drag characteristics of full configuration of a transport aircraft in different Reynolds number. Through the analysis of computational results, a simple and effective method for drag correction from the lower Reynolds number to the higher Reynolds number is obtained, in which both the zero lift drag and the drag due to lift need to be modified, providing a brief and effective method for an estimate of drag at a higher Reynolds.

numerical simulation; Reynolds number effects; drag correction

2011-05-03;

2011-10-08

國(guó)家自然科學(xué)基金資助(10772148；90816027；11172240)

張輝(1986-),男,陜西富平人,碩士研究生,研究方向?yàn)槔碚撆c計(jì)算流體力學(xué)。

V211.3

A

1002-0853(2012)01-0020-05

(編輯：姚妙慧)