雷諾數(shù)對(duì)渦槳飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)特性影響的計(jì)算研究

許瑞飛，錢瑞戰(zhàn)，雷武濤

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

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雷諾數(shù)對(duì)渦槳飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)特性影響的計(jì)算研究

許瑞飛，錢瑞戰(zhàn)，雷武濤

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

雷諾數(shù)是表征流體粘性對(duì)流動(dòng)影響的相似參數(shù)，對(duì)飛機(jī)部件的氣動(dòng)性能具有重要的影響。利用商業(yè)軟件CFX對(duì)某民用渦槳飛機(jī)增升裝置構(gòu)型進(jìn)行變雷諾數(shù)計(jì)算研究，詳細(xì)分析雷諾數(shù)對(duì)升力系數(shù)、失速特性以及附面層速度特性的影響。結(jié)果表明：雷諾數(shù)對(duì)最大升力系數(shù)和失速迎角都有顯著的影響；不同雷諾數(shù)下機(jī)翼分離形態(tài)變化顯著，大雷諾數(shù)下機(jī)翼分離區(qū)域較??；不同雷諾數(shù)下機(jī)翼附面層狀態(tài)不一致，雷諾數(shù)增大使得附面層速度型更飽滿，機(jī)翼的抗分離能力增強(qiáng)。

渦槳飛機(jī)；增升裝置；雷諾數(shù)；氣動(dòng)特性

0 引 言

隨著飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展，渦槳飛機(jī)的巡航速度逐漸提高，在400 nmile的航段上運(yùn)營(yíng)的經(jīng)濟(jì)性明顯高于噴氣式飛機(jī)。這一技術(shù)優(yōu)勢(shì)有助于航空公司開辟新市場(chǎng)。采用主動(dòng)噪聲和振動(dòng)抑制系統(tǒng)，渦槳飛機(jī)的客艙內(nèi)部噪聲大幅降低，乘客舒適性顯著提高。因此在高頻率、短航程及低成本市場(chǎng)上渦槳飛機(jī)有很大的發(fā)展空間。

渦槳飛機(jī)的設(shè)計(jì)過程需要掌握一些關(guān)鍵技術(shù)。其中，復(fù)雜增升裝置的設(shè)計(jì)技術(shù)[1-3]是氣動(dòng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，直接影響著飛機(jī)的起飛距離、著陸距離、起飛重量等[4]。在增升裝置氣動(dòng)性能的影響因素中，雷諾數(shù)是一個(gè)十分重要的參數(shù)，它表示為慣性力與粘性力之比，是一個(gè)表征流體粘性對(duì)流動(dòng)影響的相似參數(shù)，對(duì)增升裝置氣動(dòng)性能有顯著影響。

國(guó)外型號(hào)設(shè)計(jì)單位如波音、空客等都對(duì)雷諾數(shù)影響規(guī)律進(jìn)行了大量的研究。F.M.Payne等[5]通過NTF風(fēng)洞對(duì)B777-200飛機(jī)的起飛和著陸構(gòu)型進(jìn)行了變雷諾數(shù)試驗(yàn)，并利用MDOE方法對(duì)外襟翼縫道參數(shù)進(jìn)行了變雷諾數(shù)研究。M.M.Curtin等[6]對(duì)B777飛機(jī)進(jìn)行了不同雷諾數(shù)的測(cè)力和測(cè)壓試驗(yàn)研究，并將飛行雷諾數(shù)得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與試飛數(shù)據(jù)比較，試圖建立風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)至試飛數(shù)據(jù)的修正。R.W.Clark等[7]對(duì)MD-11飛機(jī)巡航狀態(tài)進(jìn)行了變雷諾數(shù)研究，并詳細(xì)分析了不同雷諾數(shù)下升力、阻力和力矩系數(shù)的變化。J.Quest等[8]利用ETW風(fēng)洞對(duì)空客某高升力構(gòu)型進(jìn)行了高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，以探索雷諾數(shù)影響規(guī)律。為了研究雷諾數(shù)對(duì)飛機(jī)的影響規(guī)律，歐洲EUROLIFT計(jì)劃專門針對(duì)某高升力構(gòu)型進(jìn)行雷諾數(shù)影響研究[9-10]。鄭隆乾等[11]對(duì)某民用飛機(jī)增升裝置著陸構(gòu)型進(jìn)行了半模高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了不同馬赫數(shù)下的雷諾數(shù)影響。

雷諾數(shù)對(duì)增升裝置氣動(dòng)特性有顯著影響。升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比等氣動(dòng)參數(shù)在飛機(jī)設(shè)計(jì)中極為重要，直接關(guān)系到型號(hào)設(shè)計(jì)的成敗。因此，研究雷諾數(shù)對(duì)增升裝置的影響具有現(xiàn)實(shí)意義，研究成果可直接應(yīng)用于型號(hào)設(shè)計(jì)。

本文利用CFD技術(shù)對(duì)某渦槳飛機(jī)著陸翼身組合體構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬。首先將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，然后研究雷諾數(shù)對(duì)某渦槳飛機(jī)升力系數(shù)、失速特性以及附面層速度特性的影響，詳細(xì)分析雷諾數(shù)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，以期為渦槳飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性修正提供參考。

1 計(jì)算方法

國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開展了有關(guān)增升裝置的數(shù)值計(jì)算方法研究[12-15]。本文采用商業(yè)軟件CFX進(jìn)行飛機(jī)增升裝置的數(shù)值模擬計(jì)算。CFX軟件是基于有限元的有限體積法，用于求解雷諾平均N-S方程。基于有限元的有限體積法兼具有限體積法的守恒特性和有限元法的數(shù)值精確性。求解控制方程為

2 計(jì)算模型與網(wǎng)格

計(jì)算模型采用某民用渦槳飛機(jī)著陸翼身組合體構(gòu)型。該飛機(jī)增升裝置只有后緣襟翼，無前緣縫翼，如圖1所示。

圖1 某民用渦槳飛機(jī)著陸翼身組合體模型

計(jì)算網(wǎng)格采用H-O拓?fù)湫问?，在物面附近生成O型網(wǎng)格，遠(yuǎn)場(chǎng)采用H型網(wǎng)格。整個(gè)流場(chǎng)域網(wǎng)格變化率合適，疏密分布合理，過渡均勻，滿足計(jì)算要求，表面網(wǎng)格如圖2所示，網(wǎng)格量為2 000萬左右。

圖2 某民用渦槳飛機(jī)著陸翼身組合體構(gòu)型表面網(wǎng)格

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 計(jì)算與試驗(yàn)驗(yàn)證

測(cè)試算例采用某民用渦槳飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。試?yàn)?zāi)Ｐ椭皇窃趫D1模型(即本文計(jì)算模型)的基礎(chǔ)上對(duì)短艙進(jìn)行了下移，其他部件數(shù)模無變化。計(jì)算網(wǎng)格生成與第2節(jié)類似。計(jì)算馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=7.4×106，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的比較如圖3所示。

(a) 升力曲線

(b) 阻力曲線

從圖3可以看出：計(jì)算得到的升力系數(shù)曲線與試驗(yàn)在小迎角吻合較好，失速迎角和最大升力系數(shù)值略有不同，失速發(fā)展趨勢(shì)基本一致，表明本文計(jì)算方法能夠很好地模擬增升裝置的氣動(dòng)特性和流動(dòng)特性。

3.2 不同雷諾數(shù)下力系數(shù)和壓力分布比較

為了研究雷諾數(shù)對(duì)某民用渦槳飛機(jī)增升裝置的影響，基于不同雷諾數(shù)(1.9×106，3.0×106，4.0×106，6.0×106，8.0×106，1.17×107)對(duì)著陸翼身組合體構(gòu)型進(jìn)行計(jì)算研究。計(jì)算馬赫數(shù)Ma=0.2，不同雷諾數(shù)下某民用渦槳飛機(jī)著陸翼身組合體構(gòu)型的升力系數(shù)和升阻極曲線如圖4所示。

(a) 升力曲線

(b) 升阻極曲線

從圖4可以看出：①隨著雷諾數(shù)的增加，失速迎角和最大升力系數(shù)均顯著增加；在小雷諾數(shù)下，升力系數(shù)的增長(zhǎng)幅度比較大；隨著雷諾數(shù)增加，粘性效應(yīng)降低，最大升力系數(shù)的增長(zhǎng)放緩，在小迎角下，升力系數(shù)獲得提升，這主要是由于雷諾數(shù)的增加使得附面層厚度降低，飛機(jī)上的流動(dòng)分離減輕，從而使得升力系數(shù)獲得一定程度的增加，飛機(jī)失速迎角也推遲；②從圖4(b)可以看出，在相同升力條件下，阻力降低，可以提高飛機(jī)的升阻比。

通過計(jì)算得到的某民用渦槳飛機(jī)最大升力系數(shù)和失速迎角隨雷諾數(shù)的變化曲線如圖5所示。

(a) 最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)變化曲線

(b) 失速迎角隨雷諾數(shù)變化曲線

從圖5可以看出：隨著雷諾數(shù)的增加，最大升力系數(shù)和失速迎角逐漸增加；在雷諾數(shù)為1.17×107時(shí)，最大升力系數(shù)達(dá)到最大值。

為了深入研究雷諾數(shù)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響，截取機(jī)翼展向18.0%、43.0%、64.5%、82.0%站位的壓力分布進(jìn)行比較。迎角4°下不同雷諾數(shù)機(jī)翼展向站位壓力分布比較如圖6所示。

(a) 18.0%站位

(b) 43.0%站位

(c) 64.5%站位

(d) 82.0%站位

從圖6可以看出：隨著雷諾數(shù)的增加，主翼和后緣襟翼的吸力峰值逐漸增大；主翼后緣壓力恢復(fù)提升，襟翼上的流動(dòng)分離區(qū)域逐漸減小，由此可對(duì)大雷諾數(shù)下升力系數(shù)較大的主要原因作出解釋。

3.3 不同雷諾數(shù)下失速特性比較

迎角16°時(shí)著陸翼身組合體構(gòu)型不同雷諾數(shù)下的表面壓力云圖和流譜如圖7所示。

(a) Re=1.9×106

(b) Re=3.0×106

(c) Re=6.0×106

(d) Re=1.17×107

從圖7可以看出：在小雷諾數(shù)1.9×106下機(jī)翼的中內(nèi)側(cè)出現(xiàn)了大面積的流動(dòng)分離；當(dāng)雷諾數(shù)增大到3.0×106，機(jī)翼上表面出現(xiàn)較小的流動(dòng)分離，同時(shí)在短艙后面存在向機(jī)翼兩側(cè)擴(kuò)展的橫向流動(dòng)；當(dāng)雷諾數(shù)達(dá)到6.0×106以后，機(jī)翼上表面未出現(xiàn)明顯的嚴(yán)重分離。

為了進(jìn)一步理清機(jī)理，選擇機(jī)翼后緣某點(diǎn)，截取當(dāng)?shù)厮俣刃瓦M(jìn)行分析。迎角16°下不同雷諾數(shù)機(jī)翼后緣某點(diǎn)附面層速度型分布的比較如圖8所示。

(a) Re=1.9×106(b) Re=3.0×106

(c) Re=6.0×106(d) Re=1.17×107

圖8 迎角16°下不同雷諾數(shù)機(jī)翼后緣某點(diǎn)附面層速度型比較

Fig.8ThecomparisonofvelocitydistributionfortrailingedgeofwingunderdifferentReynoldsnumberatangleofattack16°

從圖8可以看出：當(dāng)雷諾數(shù)為1.9×106時(shí)，此時(shí)當(dāng)?shù)馗矫鎸颖容^厚，接近壁面的速度值比較低；這種速度形態(tài)使得當(dāng)?shù)睾缶壓茈y抵抗較強(qiáng)的逆壓梯度，容易造成流動(dòng)分離；隨著雷諾數(shù)的增加，當(dāng)?shù)厮俣刃驮絹碓斤枬M，接近壁面的速度也逐漸提高，使得壁面的抗分離能力增強(qiáng)；在大雷諾數(shù)下機(jī)翼能夠抵抗較大的逆壓梯度，分離較小，這也是在大雷諾數(shù)下機(jī)翼分離區(qū)域比較小的主要原因。

4 結(jié) 論

(1) 隨著雷諾數(shù)的增加，失速迎角和最大升力系數(shù)均顯著增加；飛機(jī)阻力降低，升阻比提高，氣動(dòng)性能顯著增強(qiáng)。在大雷諾數(shù)下，升力系數(shù)的增長(zhǎng)幅度明顯放緩。

(2) 隨著雷諾數(shù)的增加，主翼和后緣襟翼的吸力峰值逐漸增大；主翼后緣壓力恢復(fù)提升，襟翼上的流動(dòng)分離區(qū)域逐漸減小。負(fù)壓峰值的提升和流動(dòng)分離的減小是大雷諾數(shù)下升力系數(shù)較大的主要原因。

(3) 低雷諾數(shù)下，由于機(jī)翼后緣附面層較厚，附面層速度型不飽滿，造成機(jī)翼后緣抗分離能力較弱，易于形成流動(dòng)分離；隨著雷諾數(shù)的增加，速度型更加飽滿，抵抗逆壓梯度能力增強(qiáng)，從而降低了流動(dòng)分離區(qū)域。

(4) 不同雷諾數(shù)下某民用渦槳飛機(jī)分離形態(tài)不一致；大雷諾數(shù)下分離較小，但是總體來說，各雷諾數(shù)下分離位置基本一致，均在機(jī)翼短艙內(nèi)側(cè)開始分離。

綜上所述，雷諾數(shù)對(duì)民用渦槳飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)特性有著顯著影響。常規(guī)風(fēng)洞的試驗(yàn)雷諾數(shù)很難達(dá)到飛行雷諾數(shù)，給氣動(dòng)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確確定帶來了一定的困難。因此建議在型號(hào)設(shè)計(jì)中，盡可能開展高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)，提高氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。

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(編輯：趙毓梅)

Numerical Investigation of Reynolds Number Effects on Aerodynamics Characteristics of High Lift System for Turboprop Aircraft

Xu Ruifei, Qian Ruizhan, Lei Wutao

(The First Aircraft Design and Research Institute, Aviation Industry Corporation of China， Xi’an 710089, China)

Reynolds number is one of the most useful similarity parameters in fluid dynamics which denotes the effect of the viscosity on the fluid flow. It has an important effect on the aerodynamic characteristic of the aircraft. The variable Reynolds number research of the high lift for one of the civil turboprop aircraft is completed by the commercial software CFX. The effect of Reynolds number on the lift coefficient, stall characteristic, and the velocity characteristic of the boundary layer are also analyzed in detail. The research indicates that the Reynolds number has the notable effect on the maximum lift coefficient and the stall angle. The state of the flow separation on the wing is changed obviously under the different Reynolds number. The area of the separation becomes smaller when the Reynolds number is increased. The state of the boundary layer is different under the different Reynolds number. When the Reynolds number increases, the velocity profile is fuller, and the trend of separation is limited.

turboprop aircraft; high lift; Reynolds number; aerodynamic characteristic

2016-07-11；

2016-10-09

航空科學(xué)基金(20143203002)

許瑞飛,xrf803@163.com

1674-8190(2016)04-420-06

V211

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.04.004

許瑞飛(1985-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)與計(jì)算。

錢瑞戰(zhàn)(1966-)，男，博士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

雷武濤(1975-)，男，碩士，研究員。主要研究方向：飛機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)。