結(jié)構(gòu)網(wǎng)格方法對(duì)高升力構(gòu)型的應(yīng)用研究

洪俊武，王運(yùn)濤，龐宇飛，孟德虹

（1．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽(yáng) 621000；2．中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)研究所，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

對(duì)于CFD研究的精細(xì)化模擬，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格相對(duì)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格來(lái)說(shuō)，具有邊界層模擬更準(zhǔn)確、計(jì)算效率更高的優(yōu)勢(shì)，因此依然在CFD計(jì)算中占據(jù)著主流地位。隨著計(jì)算外形的日益復(fù)雜化，傳統(tǒng)的多塊對(duì)接網(wǎng)格已經(jīng)很難適用于所有外形，因此結(jié)構(gòu)網(wǎng)格又發(fā)展出了兩種新的形式：重疊網(wǎng)格和拼接網(wǎng)格。這兩種網(wǎng)格形式的出現(xiàn)，使得結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)于復(fù)雜外形具有更強(qiáng)的適應(yīng)能力，很多原本難以解決的不規(guī)則外形，諸如剪刀縫等，可以迎刃而解。重疊網(wǎng)格和拼接網(wǎng)格在交接面均采用一階插值，從嚴(yán)格意義上來(lái)說(shuō)，會(huì)降低局部流場(chǎng)的計(jì)算精度；不過(guò)大量計(jì)算結(jié)果表明，合理地選擇重疊或者拼接方案，避免在流場(chǎng)變化劇烈的區(qū)域插值，會(huì)大大降低流場(chǎng)插值所帶來(lái)的精度損失，并把插值導(dǎo)致的誤差控制在工程應(yīng)用可接受的范圍之內(nèi)；而重疊和拼接技術(shù)的合理應(yīng)用，在降低網(wǎng)格生成難度和減小網(wǎng)格規(guī)模方面所帶來(lái)的收益，相對(duì)于插值帶來(lái)的較小誤差來(lái)說(shuō)，是令人滿意和振奮的。正因如此，重疊和拼接網(wǎng)格技術(shù)在復(fù)雜外形計(jì)算中得到了十分廣泛的應(yīng)用，本文也對(duì)此進(jìn)行了進(jìn)一步的綜合對(duì)比研究。為了體現(xiàn)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格精細(xì)化模擬的特點(diǎn)，本文選擇了某三段式的梯形翼高升力構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬。

多段二維翼型和三維高升力構(gòu)型的流場(chǎng)一般與流動(dòng)分離、轉(zhuǎn)捩和邊界層摻混等復(fù)雜流動(dòng)物理現(xiàn)象密切相關(guān)。隨著計(jì)算機(jī)硬件技術(shù)和CFD技術(shù)本身的發(fā)展，采用基于雷諾平均NS方程（RANS）的數(shù)值模擬軟件已經(jīng)可以模擬真實(shí)飛行器的復(fù)雜外形及全機(jī)的復(fù)雜流場(chǎng)［1］，但高升力構(gòu)型的數(shù)值模擬可信度水平依然較低，采用CFD手段尚很難準(zhǔn)確模擬高升力構(gòu)型的最大升力系數(shù)及失速迎角，特別是對(duì)于存在明顯分離區(qū)的復(fù)雜流動(dòng)，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)分離流動(dòng)的開(kāi)始和發(fā)展依然是CFD的難點(diǎn)之一。

為了研究高升力構(gòu)型的流動(dòng)機(jī)理，提高CFD軟件的數(shù)值模擬精度，空氣動(dòng)力學(xué)的試驗(yàn)工作者和CFD工作者付出了巨大的努力［2－5］，高升力構(gòu)型的數(shù)值模擬也是許多CFD可信度專題會(huì)議的主題。盡管采用RANS方程模擬高升力構(gòu)型存在諸多困難，尤其是工程湍流模型的適用范圍也眾說(shuō)紛紜，但采用RANS方程和工程湍流模型依然是模擬飛行器復(fù)雜構(gòu)型的主要手段。隨著網(wǎng)格生成技術(shù)、大規(guī)模并行計(jì)算技術(shù)和工程湍流模型研究工作的不斷深入，采用RANS方程模擬高升力構(gòu)型的可信度水平有望達(dá)到一個(gè)新的高度。

本文采用的梯形翼模型是為CFD工作者廣泛采用的確認(rèn)算例之一［6－7］，最早是作為簡(jiǎn)單的后掠翼模型于80年代后期完成設(shè)計(jì)和實(shí)驗(yàn)的，最近的風(fēng)洞試驗(yàn)是在1998年在NASA Langley 14×22英尺亞聲速風(fēng)洞（FST）和NASA Ames 12英尺增壓風(fēng)洞（PWT）中完成的。FST風(fēng)洞試驗(yàn)的馬赫數(shù)為0．2，雷諾數(shù)為4．3×106；PWT風(fēng)洞試驗(yàn)的馬赫數(shù)為0．15，雷諾數(shù)范圍為3．4×106～14．7×106，試驗(yàn)的目的就是為CFD軟件的驗(yàn)證和確認(rèn)提供盡可能詳盡的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。本文的對(duì)比試驗(yàn)值綜合采用了FST和PWT風(fēng)洞的結(jié)果，其中氣動(dòng)力的結(jié)果由試驗(yàn)人員進(jìn)行了洞壁干擾修正。

計(jì)算中采用了中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（CARDC）自行研發(fā)的CFD軟件平臺(tái)TRIP（TRIsonic Platform）來(lái)數(shù)值模擬高升力構(gòu)型。TRIP軟件采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)和有限體積方法，具備了完整的對(duì)接／重疊／拼接網(wǎng)格的計(jì)算能力，同時(shí)大量的數(shù)值試驗(yàn)表明，TRIP對(duì)這三種不同形式的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，均具有良好的模擬精度和求解效率。為了比較三種結(jié)構(gòu)網(wǎng)格形式對(duì)高升力構(gòu)型精細(xì)模擬的適用性，本文利用對(duì)接／重疊／拼接網(wǎng)格技術(shù)對(duì)梯形翼高升力外形的全展長(zhǎng)和半展長(zhǎng)構(gòu)型進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算，數(shù)值模擬了高升力構(gòu)型兩種布局的三維復(fù)雜流場(chǎng)，并給出了總特性和壓力分布與試驗(yàn)值的對(duì)比，均取得了良好的應(yīng)用效果。

1 計(jì)算方法

控制方程為曲線坐標(biāo)系下的N－S方程：

上式采用LU－SGS方法進(jìn)行離散求解；無(wú)粘項(xiàng)離散采用MUSCL格式，并利用Roe格式進(jìn)行通量分裂；粘性項(xiàng)采用中心差分格式進(jìn)行計(jì)算。

計(jì)算中，湍流模型采用目前應(yīng)用較為廣泛的SA一方程模型，該模型計(jì)算量相對(duì)較小，而且具有良好的魯棒性。為了加快流場(chǎng)收斂速度，本文采用了多重網(wǎng)格技術(shù)進(jìn)行加速求解，除重疊網(wǎng)格外，文中均采用了三重網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算；重疊網(wǎng)格由于受自身性質(zhì)所限，在挖洞后得到的實(shí)際計(jì)算區(qū)域是一個(gè)不規(guī)則塊，很難應(yīng)用多重網(wǎng)格，因此計(jì)算時(shí)采用的是單重網(wǎng)格。另外為了進(jìn)一步提高流場(chǎng)收斂速度，均采用了低速預(yù)處理技術(shù)來(lái)加速。

本文在計(jì)算中采用了并行技術(shù)進(jìn)行加速求解。并行計(jì)算采用域分解法進(jìn)行數(shù)據(jù)劃分，并使用基于消息傳遞的并行編程模型，設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)并行計(jì)算模塊，采用MPI消息傳遞庫(kù)，通過(guò)顯式地發(fā)送和接收消息來(lái)完成各處理器之間的數(shù)據(jù)交換。消息傳遞方式的并行屬于粗粒度并行，具有較好的通用性和可移植性，可以獲得較高的并行效率。實(shí)際計(jì)算中采用了8～32個(gè)CPU進(jìn)行并行運(yùn)算。

2 計(jì)算構(gòu)型與外形參數(shù)

該高升力構(gòu)型是安裝在機(jī)身上的大弦長(zhǎng)、半展、三段構(gòu)型。機(jī)翼沒(méi)有扭轉(zhuǎn)、沒(méi)有上反角，采用大弦長(zhǎng)（MAC＝39．6″）和相對(duì)較小展弦比（AR＝4．56）構(gòu)型的目的是獲得較高的雷諾數(shù)并可以采用壓力傳感儀器測(cè)量邊界層厚度［8］。針對(duì)梯形翼，設(shè)計(jì)了兩種襟翼構(gòu)型，一種為“全展長(zhǎng)襟翼”，單縫襟翼從翼梢一直延伸到翼根，并融于機(jī)身；另一種為“半展長(zhǎng)襟翼”，襟翼的展長(zhǎng)大約占模型展長(zhǎng)的1／2，并置于機(jī)翼的中間位置。以上兩種襟翼構(gòu)型具有相同的前緣縫翼，縫翼從翼梢一直延伸到翼根，并融于機(jī)身。

圖1 梯形高升力模型在PWT風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig．1 The install picture of trap wing high－lift configuration in PWT tunnel

3 對(duì)接網(wǎng)格計(jì)算全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型

全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型的前緣縫翼與后緣襟翼的偏角分別為30°和25°。本文采用商業(yè)軟件生成多塊對(duì)接網(wǎng)格，網(wǎng)格規(guī)模達(dá)到了1094萬(wàn)，共分為136個(gè)網(wǎng)格塊，壁面第一層網(wǎng)格距離為0．02mm。計(jì)算外形與典型截面網(wǎng)格示意圖見(jiàn)圖2。

圖2 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力計(jì)算構(gòu)型網(wǎng)格圖Fig．2 Computational grid of full span configuration

圖3給出了全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)與相應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果的比較，其中試驗(yàn)結(jié)果經(jīng)過(guò)了洞壁干擾修正（本文所有附圖中試驗(yàn)值均為離散點(diǎn)，計(jì)算值為連線）?？梢钥闯觯诒疚牡挠?jì)算范圍內(nèi)，升力、阻力系數(shù)均與修正后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。在20°迎角前，升力和阻力與試驗(yàn)值幾乎重合，大迎角時(shí)計(jì)算值均略小，這可能和大迎角時(shí)湍流模型的局限性有關(guān)。

圖3 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力構(gòu)型氣動(dòng)力系數(shù)與試驗(yàn)的比較Fig．3 The aerodynamic coefficient of computation vs．experimental results

圖4 ～圖5給出了M＝0．15，Re＝1．5×107，α＝20．02°時(shí)，展向50%站位和85%站位上的壓力分布與PWT風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的比較，20．02°時(shí)已經(jīng)接近失速迎角。從圖中可以看到在前緣縫翼的50%站位上，計(jì)算與試驗(yàn)在定性上吻合，而前緣縫翼定量上有一定差別；85%站位無(wú)論是主翼，還是前緣縫翼或后緣襟翼上的壓力分布在定性與定量?jī)蓚€(gè)方面均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

圖4 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力典型站位Cp分布（α＝20．02°，y／b＝0．50）Fig．4 The Cpdistribution on typical section（α＝20．02°，y／b＝0．50）

圖5 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力典型站位Cp分布（α＝20．02°，y／b＝0．85）Fig．5 The Cpdistribution on typical section（α＝20．02°，y／b＝0．85）

需要說(shuō)明的是，由于高升力構(gòu)型在縫翼和襟翼打開(kāi)并偏轉(zhuǎn)后，試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臏y(cè)壓點(diǎn)弦向位置會(huì)發(fā)生變化；而PWT風(fēng)洞給出的測(cè)壓數(shù)據(jù)是按縫翼和襟翼收回位置給出的，與計(jì)算結(jié)果實(shí)際截取位置存在一定差異；同時(shí)其測(cè)壓數(shù)據(jù)未做修正，中間有若干明顯跳點(diǎn)。而FST風(fēng)洞也提供了一組全展長(zhǎng)構(gòu)型的測(cè)壓試驗(yàn)值，該結(jié)果按照縫翼、襟翼打開(kāi)／收回的狀態(tài)均給出對(duì)應(yīng)坐標(biāo)，并嚴(yán)格說(shuō)明了試驗(yàn)測(cè)壓點(diǎn)的截面位置，同時(shí)剔除了部分跳點(diǎn)，具有更高的準(zhǔn)確度。于是，本文按照FST的試驗(yàn)狀態(tài)也進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算，圖6～圖7給出了M＝0．2，Re＝4．3×106，α＝19．19°時(shí)，計(jì)算結(jié)果展向50%站位和85%站位上的壓力分布與FST試驗(yàn)結(jié)果的比較?？梢钥吹?，本文計(jì)算結(jié)果與FST的吻合度更高，無(wú)論在50%還是85%截面位置，兩者都接近重合。由于在其它迎角下，計(jì)算值與兩個(gè)風(fēng)洞的對(duì)比規(guī)律都比較類似，即：本文結(jié)果與FST相比吻合度很高，而與PWT相比50%站位前襟上翼面Cp均略小，因此本文認(rèn)為前襟上的差異可能是PWT結(jié)果中不同的弦向取值位置造成的。

圖6 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力典型站位Cp分布（α＝19．19°，y／b＝0．50）Fig．6 The Cpdistribution on typical section（α＝19．19°，y／b＝0．50）

圖7 全展長(zhǎng)襟翼梯形高升力典型站位Cp分布（α＝19．19°，y／b＝0．85）Fig．7 The Cpdistribution on typical section（α＝19．19°，y／b＝0．85）

4 重疊網(wǎng)格計(jì)算全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型

為了比較重疊網(wǎng)格和對(duì)接網(wǎng)格的差異，本文采用重疊網(wǎng)格技術(shù)對(duì)全展長(zhǎng)構(gòu)型重新進(jìn)行了對(duì)比計(jì)算。同時(shí)，為了研究不同重疊方案帶來(lái)的計(jì)算差異，本文采用了兩種不同的重疊方案來(lái)對(duì)比。

對(duì)此類三段式機(jī)翼，最常見(jiàn)的重疊思路是將前緣縫翼、主翼和后緣襟翼分為三套網(wǎng)格，這樣不僅網(wǎng)格結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單明了，而且當(dāng)前翼和后翼偏角改變后也無(wú)需重新生成網(wǎng)格，只需將前后兩套網(wǎng)格旋轉(zhuǎn)一個(gè)角度即可。本文首先按照這種方案生成了一套重疊網(wǎng)格，共三個(gè)部件，其中機(jī)身和主翼生成一套主網(wǎng)格，前翼和后翼各為一套子網(wǎng)格，分別從主網(wǎng)格中挖洞。計(jì)算單元為1200萬(wàn)，壁面第一層網(wǎng)格距離為0．02mm，與對(duì)接網(wǎng)格相同。圖8給出了該重疊方案下的表面網(wǎng)格和局部示意圖。

圖8 全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型重疊方案1網(wǎng)格圖Fig．8 Computational grid of full span high－lift configuration in overlap scheme 1

圖9 給出了利用該重疊方案計(jì)算得到的升力系數(shù)和阻力系數(shù)與對(duì)接計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的比較，圖中patch為對(duì)接網(wǎng)格，overlap為重疊網(wǎng)格。從圖中明顯看到，該方案下的計(jì)算結(jié)果是令人失望的，與對(duì)接網(wǎng)格相比，該結(jié)果和試驗(yàn)值的吻合程度大幅降低，尤其在大迎角情況下，差異非常大，到了無(wú)法接受的地步。

本文認(rèn)為，造成這種誤差的結(jié)果在于重疊方案的不合理。圖10給出了前后襟翼挖洞后的洞內(nèi)點(diǎn)集合，可以看到，前后翼的洞內(nèi)點(diǎn)集合與主翼前后緣非常接近，實(shí)際計(jì)算中，作為插值的洞邊界還要向外延伸兩排點(diǎn)，這就使得前后翼的洞邊界在插值的時(shí)候，不可避免地要從主翼前后緣的附近，也就是主翼和前緣縫翼、后緣襟翼之間的縫隙中去插值。眾所周知，對(duì)于多段機(jī)翼來(lái)說(shuō)，前后緣的縫隙流動(dòng)能否模擬準(zhǔn)確是非常關(guān)鍵的，這兩個(gè)區(qū)域的縫隙流動(dòng)模擬不好，對(duì)緊隨其后的主翼和后緣襟翼存在著巨大影響。采用這種重疊網(wǎng)格方案，由于無(wú)法避免在縫隙中插值，而且縫隙中的插值網(wǎng)格與被取值的物面附近單元往往體積差異很大造成插值精度降低，因此引入的誤差在主翼和襟翼上被充分體現(xiàn)，從而導(dǎo)致了計(jì)算結(jié)果的較大誤差。當(dāng)計(jì)算迎角不太大時(shí)（小于15°），縫隙內(nèi)流場(chǎng)相對(duì)來(lái)說(shuō)變化不太劇烈，因此其計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值差量還不算大；但是隨著迎角的進(jìn)一步增大，流場(chǎng)變化加劇，結(jié)果差異就無(wú)法令人接受了。上述計(jì)算結(jié)果表明，對(duì)于此類高升力構(gòu)型來(lái)說(shuō)，簡(jiǎn)單地將前后翼剝離出來(lái)重疊的方案是不夠合理的，尤其大迎角情況下，其計(jì)算精度很難讓人滿意。

圖9 全展長(zhǎng)高升力構(gòu)型重疊方案1氣動(dòng)力系數(shù)與試驗(yàn)的比較Fig．9 The aerodynamic coefficient of overlap scheme 1vs．experimental results

圖10 全展長(zhǎng)高升力構(gòu)型重疊方案1的洞內(nèi)點(diǎn)顯示Fig．10 Collection of hole point in full span high－lift configuration

為此，本文重新制定了一種重疊網(wǎng)格方案。全機(jī)只分為兩個(gè)部件，機(jī)身和機(jī)翼（包括縫翼和襟翼），主翼和前后翼之間是完全對(duì)接的。網(wǎng)格規(guī)模與對(duì)接網(wǎng)格十分接近，計(jì)算單元為1053萬(wàn)，不過(guò)由于采用了重疊網(wǎng)格技術(shù)，拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單很多，只有66個(gè)網(wǎng)格塊；壁面距離和邊界層內(nèi)網(wǎng)格伸展率與對(duì)接網(wǎng)格也完全相同。計(jì)算外形與重疊示意圖見(jiàn)圖11。

圖11 全展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型重疊方案2網(wǎng)格圖Fig．11 Computational grid of full span high－lift configuration in overlap scheme 2

圖12 給出了利用該重疊方案計(jì)算的全展長(zhǎng)構(gòu)型的氣動(dòng)特性與對(duì)接計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果的比較。圖中可以看到，該方案結(jié)果與前述方案有著很大好轉(zhuǎn)，在計(jì)算范圍內(nèi)，升力系數(shù)、阻力系數(shù)均與對(duì)接網(wǎng)格結(jié)果非常接近，其中升力和阻力在大部分迎角下與對(duì)接網(wǎng)格幾乎重合，在大迎角下重疊網(wǎng)格得到的升力和阻力與對(duì)接網(wǎng)格相比均略小，與試驗(yàn)值的差距稍大，但是這個(gè)差距是十分細(xì)微的?？傮w來(lái)說(shuō)，該重疊方案下的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值也吻合的相當(dāng)好。對(duì)比兩種不同重疊方案的較大差異，本文認(rèn)為，對(duì)于重疊網(wǎng)格技術(shù)來(lái)說(shuō)，其使用起來(lái)具有很大的靈活性，這是它的優(yōu)點(diǎn)之一；但從另一方面來(lái)看，這同時(shí)意味著用戶使用的隨意性也會(huì)增大。如何合理地選擇分塊策略，既能保證流場(chǎng)計(jì)算精度，又不喪失重疊網(wǎng)格技術(shù)帶來(lái)的便利，需要使用者積累更多的經(jīng)驗(yàn)。

圖13給出了M＝0．2，Re＝4．3×106，α＝19．19°時(shí)，該重疊方案結(jié)果（三角形連線）展向50%站位上的壓力分布與對(duì)接網(wǎng)格和FST風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的比較?？梢钥吹皆趦蓚€(gè)站位上，重疊網(wǎng)格得到的Cp分布和對(duì)接網(wǎng)格基本完全相同，幾乎沒(méi)有可見(jiàn)的差異。從圖中也可以清晰地看到，兩種計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值均吻合的很好，在所有特征點(diǎn)上的量值都是一致的。這也充分證明了本文第二種重疊方案的合理性，雖然該方案與第一種相比，在網(wǎng)格生成的工作量方面有所增加，但是由于這種方案避開(kāi)了在流場(chǎng)變化劇烈區(qū)域插值，因此獲得了和對(duì)接網(wǎng)格幾乎相同的計(jì)算精度。

圖12 全展長(zhǎng)高升力構(gòu)型氣重疊方案2氣動(dòng)力系數(shù)與試驗(yàn)的比較Fig．12 The aerodynamic coefficient of overlap scheme 2vs．experimental results

圖13 全展長(zhǎng)高升力構(gòu)型重疊方案2典型站位Cp分布（α＝19．19°，y／b＝0．50）Fig．13 The Cpdistribution on typical section（α＝19．19°，y／b＝0．50）

5 拼接網(wǎng)格計(jì)算半展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型

為了進(jìn)一步研究結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)高升力構(gòu)型的應(yīng)用，本文采用拼接網(wǎng)格技術(shù)模擬了半展長(zhǎng)襟翼高升力構(gòu)型。半展長(zhǎng)高升力構(gòu)型的前緣縫翼與后緣襟翼的偏角也分別為30°和25°，與全展長(zhǎng)完全相同；后緣襟翼的展向長(zhǎng)度大約是機(jī)翼展長(zhǎng)的一半。本文采用商業(yè)軟件生成多塊拼接網(wǎng)格，在后緣襟翼的剪刀縫處采用拼接技術(shù)處理，有助于準(zhǔn)確模擬剪刀縫，提高網(wǎng)格質(zhì)量并有效降低網(wǎng)格規(guī)模和網(wǎng)格生成難度。模擬該構(gòu)型的網(wǎng)格規(guī)模達(dá)到了1081萬(wàn)，共分為158個(gè)網(wǎng)格塊，壁面距離和邊界層內(nèi)網(wǎng)格伸展率與對(duì)接網(wǎng)格也完全相同。該套網(wǎng)格是在全展長(zhǎng)構(gòu)型網(wǎng)格基礎(chǔ)上，采用拼接技術(shù)修改生成的。計(jì)算外形與典型截面網(wǎng)格示意圖見(jiàn)圖14。

圖14 半展長(zhǎng)襟翼梯形高升力計(jì)算構(gòu)型網(wǎng)格圖Fig．14 Computational grid of part span configuration

值得提出的是，對(duì)于半展長(zhǎng)構(gòu)型，由于拼接技術(shù)的成功運(yùn)用，同等密度網(wǎng)格的規(guī)模比全展長(zhǎng)構(gòu)型的對(duì)接網(wǎng)格還要略少；這是因?yàn)殡m然剪刀縫處增加了不少網(wǎng)格單元，但是由于襟翼偏轉(zhuǎn)部分的縫隙中網(wǎng)格密度很高，而半展長(zhǎng)構(gòu)型偏轉(zhuǎn)部分的長(zhǎng)度只有全展長(zhǎng)的一半，所以相對(duì)全展長(zhǎng)構(gòu)型來(lái)說(shuō)反而整體網(wǎng)格規(guī)模有所降低。

另外，對(duì)于拼接網(wǎng)格來(lái)說(shuō)，同樣存在著與重疊網(wǎng)格類似的流場(chǎng)插值問(wèn)題。本文的重疊網(wǎng)格采用了被廣泛應(yīng)用的三線性插值，而拼接網(wǎng)格采用的是面積加權(quán)的線性插值。雖然兩者的精度都是一階，但是由于拼接網(wǎng)格中存在著公共面，因此能夠?qū)崿F(xiàn)公共面的通量守恒。對(duì)于拼接網(wǎng)格技術(shù)來(lái)說(shuō)，同樣也需要避開(kāi)流場(chǎng)劇烈變化區(qū)域的插值，然而對(duì)剪刀縫問(wèn)題，在襟翼兩側(cè)插值是無(wú)法避免的，不過(guò)由于襟翼兩側(cè)的拼接插值不在主流方向，因此產(chǎn)生的誤差并不會(huì)對(duì)全機(jī)流場(chǎng)產(chǎn)生明顯影響。對(duì)比重疊網(wǎng)格來(lái)說(shuō)，拼接網(wǎng)格由于在拼接塊之間存在公共面，雖然在網(wǎng)格生成過(guò)程中會(huì)增加工作量，但是同時(shí)也使得相鄰拼接單元尺寸容易控制，有利于保證插值精度。

圖15給出了利用拼接網(wǎng)格計(jì)算的半展長(zhǎng)襟翼構(gòu)型的氣動(dòng)特性與相應(yīng)試驗(yàn)結(jié)果的比較。其中試驗(yàn)結(jié)果也經(jīng)過(guò)了洞壁干擾修正。同樣可以看出，在本文的計(jì)算范圍內(nèi)，拼接網(wǎng)格得到的升力系數(shù)、阻力系數(shù)仍然與修正后試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。

圖16和圖17給出了M＝0．15，Re＝1．5×107，α＝22．33°時(shí)，展向50%站位和85%站位上的壓力分布與PWT風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的比較，其中50%站位位于后緣襟翼偏轉(zhuǎn)部分。該迎角與失速迎角更加接近，計(jì)算更具挑戰(zhàn)性?？梢钥吹皆?5%的站位上，縫翼和主翼上的壓力分布在定性與定量?jī)蓚€(gè)方面均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，包括上表面的壓力峰值；而在50%站位上的模擬結(jié)果與前述的全展長(zhǎng)對(duì)比結(jié)果類似，也是主翼和后襟吻合，前襟上翼面的計(jì)算值略偏小，本文認(rèn)為這可能與試驗(yàn)值給出的位置差異有關(guān)；由于FST風(fēng)洞并未提供該構(gòu)型的測(cè)壓結(jié)果，因此本文無(wú)法對(duì)該構(gòu)型做進(jìn)一步比較。不過(guò)現(xiàn)有的結(jié)果也表明，對(duì)高升力構(gòu)型，利用拼接網(wǎng)格技術(shù)得到的無(wú)論氣動(dòng)力系數(shù)還是Cp分布，都與試驗(yàn)值高度吻合；這也充分說(shuō)明，本軟件的拼接網(wǎng)格技術(shù)是成熟可靠的，對(duì)此類外形完全可以適用。同時(shí)，由于本文的拼接方案，在流向上避開(kāi)了縫隙內(nèi)插值，因此后緣襟翼雖然采用拼接技術(shù)處理，但是其Cp分布幾乎沒(méi)有引入明顯的插值誤差：如果忽略試驗(yàn)數(shù)據(jù)中較為明顯的跳點(diǎn)，可以認(rèn)為后襟Cp分布的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值是非常吻合的。

6 結(jié) 論

本文采用TRIP軟件和對(duì)接／重疊／拼接網(wǎng)格技術(shù)，通過(guò)求解任意坐標(biāo)系下的RANS方程，數(shù)值模擬了梯形翼高升力構(gòu)型全展長(zhǎng)襟翼與半展長(zhǎng)襟翼的三維復(fù)雜流場(chǎng)。通過(guò)與試驗(yàn)結(jié)果相比較，得到以下結(jié)論：

（1）目前的CFD結(jié)構(gòu)網(wǎng)格方法對(duì)于典型高升力構(gòu)型具有良好的適用性，在失速迎角前具有令人滿意的計(jì)算精度；與修正后的試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比，本文數(shù)值模擬得到的失速迎角前的氣動(dòng)力系數(shù)和典型剖面的壓力分布均與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好；

（2）合理地應(yīng)用重疊／拼接網(wǎng)格技術(shù)，可以在大大降低網(wǎng)格生成工作量的同時(shí)，獲得與對(duì)接網(wǎng)格非常接近的計(jì)算精度，本文研究表明，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格技術(shù)在類高升力構(gòu)型精細(xì)化模擬方面的應(yīng)用前景是非常廣闊的。

［1］ TINOCO E N，BOGUE D R．Progress toward CFD for full flight envelope［J］．Aeronautical Jounal，2005，109：451－460．

［2］ PAUL L．JOHNSON，KENNETH M．JONES，MICHAEL D．MADSON．Experimental investigation of a simplified 3Dhigh lift configuration in support of CFD validation［R］．AIAA 2000－4217．

［3］ STUART E．ROGERS，KARLIN ROTH，STEVEN M．NASH．CFD validation of high－lift flows with significant wind－tunnel effects［R］．AIAA 2000－4218．

［4］ CHRISTOPHER L．RUMSEY，THOMAS B．GATSKI，SUSAN X．YING，et al．Prediction of high－lift flows using turbulent closure models［R］．AIAA－97－2260．

［5］ 朱自強(qiáng)，陳迎春，吳宗成，等．高升力系統(tǒng)外形的數(shù)值模擬計(jì)算［J］．航空學(xué)報(bào)，2005，26（3）：257－262．

［6］ CHRISTOPHER L．RUMSEY，SUSAN X．YING．Prediction of high lift：review of present CFD capability［J］．Progress in Aerospace Sciences，2002，38：145－180．

［7］ CHRISTOPHER L．RUMSEY，THOMAS B．GATSKI，SUSAN X．YING et al．Prediction of high－lift flows using turbulent closure models［R］．AIAA－97－2260．

［8］ STUART E．ROGERS，KARLIN ROTH，CFD validation of high－lift flows with significant wind－tunnel effects［R］．AIAA－2000－4218．