一種翼身組合模型氣動特性研究

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，進行低速風(fēng)洞縱向測力實驗，迎角α為-4°～+36°。根據(jù)模型實際實驗狀態(tài)，數(shù)值模擬其低速粘性繞流流場和升阻力特性，特征雷諾數(shù)為4×105。實驗結(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，升力系數(shù)獲得最大值為1.15。36°迎角時，阻力系數(shù)值達最大為0.807。模型升阻力數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實驗值在計算攻角范圍吻合良好，最大相對偏差11％，結(jié)合流場計算結(jié)果分析能夠支持和綜合分析風(fēng)洞實驗結(jié)果。

后掠翼模型；風(fēng)洞實驗；縱向氣動力；低速流場；數(shù)值模擬

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

文獻[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?zāi)Ｐ蚚3]為研究對象，以風(fēng)洞實驗段為計算域，在0°～38°攻角范圍內(nèi)，數(shù)值計算了其前緣縫翼和后緣襟翼連接裝置對模型縱向低速氣動力特性的影響，來流馬赫數(shù)為0.2，雷諾數(shù)4.3×106，采用SST湍流模型。壓強分布及升力、阻力和力矩計算結(jié)果與實驗值在攻角不太大范圍內(nèi)吻合良好，失速迎角附近氣動特性數(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一步工作。為認識低速風(fēng)洞阻塞效應(yīng)對起落架氣動噪聲測量的影響，文獻[4]采用基于－湍流模式的延遲分離渦模擬，對四輪基本起落架模型開展數(shù)值模擬研究，影響氣動噪聲效應(yīng)的計算閾值與風(fēng)洞測量的經(jīng)驗閾值相近，基于輪徑的雷諾數(shù)為1×106。文獻[5]基于流動相似性原理，設(shè)計適于MAF風(fēng)洞的彈丸模型，用FLUENT軟件進行氣動力模擬并與風(fēng)洞實驗值做比較。文獻[6]對運輸機單獨機身、翼身組合體等進行數(shù)值模擬，采用－湍流模型，獲得飛行雷諾數(shù)和風(fēng)洞實驗雷諾數(shù)差異對縱向氣動特性的影響規(guī)律，來流馬赫數(shù)為0.15和0.77，攻角-5°～15°。

通常機翼在很大程度上決定了翼身組合體模型的總體氣動力性能。高速流場中總存在壁面附近的附面層內(nèi)低速流動，高速飛機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)洞實驗獲得并分析其不同迎角下的低速縱向氣動力特性?；谀Ｐ蛯嶋H實驗狀態(tài)，數(shù)值模擬其粘性流場和氣動力，與實驗值進行比較，獲得一定的變化規(guī)律和結(jié)論。

1 模型氣動力實驗

實驗采用直流式閉口實驗段低速風(fēng)洞設(shè)備，實驗段截面尺寸1.4 m×1.4 m、長2.8 m。實驗段進口氣流速度在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。機翼為后掠翼，其1/4弦線后掠角為32°，展長790 mm（為實驗段寬度的56%，通常規(guī)定不應(yīng)超過70%）。

圖1 后掠翼翼身組合體模型

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

表1 機翼的特征幾何參數(shù)

模型通過腹支撐和外式六分量機械天平安裝在實驗段內(nèi)，沿上下左右居中，頭端距實驗段進口截面600 mm，基于實驗風(fēng)速（∞＝29 m/s）和機翼平均氣動弦長（b＝0.21 m）的流動粘性效應(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°（測量間隔2°），側(cè)滑角為0°。測量數(shù)據(jù)由外式六分量機械天平獲得并按風(fēng)軸系給出，參考面積取機翼面積。模型水平放置即＝0°時，模型對實驗段的堵塞度為0.97%。

模型無量綱氣動升力系數(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力分量，N；為氣流對模型的阻力，即與前方來流方向相平行的氣動力分量，N；∞為前方來流速壓，Pa；M為模型受到的氣動俯仰力矩，N·m；b為機翼平均氣動弦長，m；為機翼面積，m2。

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

圖2 模型升力系數(shù)實驗曲線

圖3 模型阻力系數(shù)實驗曲線

圖4 模型氣動力矩系數(shù)實驗曲線

可見，實驗結(jié)果符合機翼低速氣動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，機翼表面為粘著附體流動；在達到中等迎角15°后，增長趨勢變緩且呈現(xiàn)出非線性變化特點，機翼上表面附面層粘性流動出現(xiàn)一定分離和旋渦；在31°較大迎角時，升力系數(shù)獲得最大值為1.15，此時模型達到最大升力狀態(tài)，對應(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，機翼上表面粘性流動出現(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，阻力系數(shù)達到最大值為0.807，此時壓差阻力劇增。模型氣動俯仰力矩主要由機翼升力對機翼1/4b參考點所致，迎角增大到19°后，力矩系數(shù)增加開始變快，壓心移動量加大，這源于機翼表面粘性附面層流動分離并不斷擴展。

2 實驗?zāi)Ｐ蛿?shù)值計算建模

2.1 粘性繞流場控制方程

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

方程組按雷諾時均法處理得到粘性湍流場的雷諾方程組（RANS），選擇湍流補充或封閉模型為S－A方程模型[6]。S－A模型是一個表征湍流渦粘性的輸運方程式，能夠用于有固壁約束的外部繞流場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 計算狀態(tài)和邊界條件

實驗?zāi)Ｐ蛿?shù)值模擬的狀態(tài)與其風(fēng)洞實驗的實際狀態(tài)相一致，空間流場控制體外邊界選取按風(fēng)洞實驗段實際尺寸而定。根據(jù)模擬流動實際情況，將流場內(nèi)外邊界計算條件設(shè)置為：實驗段進口截面按時均均勻速度入口類型，出口截面為自由流出類型；模型左右對稱，實驗中只有攻角發(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力特性，縱向?qū)ΨQ剖面設(shè)置為對稱面類型；其余表面均設(shè)為流動不可穿透的絕熱剛性固體壁面類型。

2.3 計算流域創(chuàng)建和網(wǎng)格劃分

在Profili中生成機翼翼梢和翼根翼型剖面圖，用AutoCAD進行處理，使翼根和翼梢剖面的弦線在同一水平線上，且翼梢前緣點距翼根后緣點的距離為289 mm。處理后的翼根和翼梢平面圖導(dǎo)入UG。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實體機翼。隱藏機翼，進行機頭、機身中段和機尾的平面繪制，旋轉(zhuǎn)成形得到機身實體。顯示隱藏的機翼并將半個機翼做平面鏡像，得到完整機翼。之后通過與機身進行布爾求和，即得到翼身組合體模型幾何實體。將模型沿對稱面剖開，即得到半模型幾何實體。

將幾何模型輸入于GAMBIT軟件。創(chuàng)建風(fēng)洞計算區(qū)域的八個角點即控制點。連接八個頂點構(gòu)造出風(fēng)洞計算域的邊線，接著創(chuàng)建流域的六個控制面，進而將各面縫合為一個封閉的面，得到一個計算域初始的實體。通過布爾運算將此體減去飛機模型實體，便得到所需要的模型繞流流場的空間計算域幾何體模型。

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)計出模型計算區(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，可生成細密的邊界層網(wǎng)格以提高捕捉粘性效應(yīng)效果。對所建立的不同迎角下實驗?zāi)Ｐ屠@流場的計算域幾何模型，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，獲得計算域流場有限單元網(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 計算結(jié)果與比較

針對所建流場網(wǎng)格模型，應(yīng)用FLUENT流動分析軟件[8]，選擇基于壓力的隱式和定常三維求解器，進行實驗?zāi)Ｐ屯牧髁鲌龊推淇v向氣動力的數(shù)值模擬，計算攻角a為-4°、5°、10°、15°。參考面積取為半機翼面積/2，迭代收斂殘差精度均按默認值10-3，操作壓強值設(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)值計算結(jié)果如表2所示，其中括號內(nèi)為相應(yīng)的風(fēng)洞實驗值。＝-4°時迭代收斂步數(shù)為162，＝15°時迭代收斂步數(shù)為229。模型表面氣流壓強分布模擬云圖如圖5所示（＝15°），可見機翼下表面氣流靜壓強比上表面靜壓強普遍高，由此產(chǎn)生模型氣動升力。

（a）模型上表面

（b）模型下表面

圖5 模型表面流場壓強分布典型云圖

從表2可見，模型升阻力特性數(shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實驗值在計算攻角范圍內(nèi)吻合良好，最大相對偏差為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，計算邊界條件施加和粘性湍流封閉模型選擇適當。

表2 數(shù)值模擬計算結(jié)果及與實驗值比較

4 結(jié)束語

（1）針對一種高速型后掠翼翼身組合體模型，通過低速風(fēng)洞縱向測力實驗研究，獲得了不同迎角下模型的氣動升力、阻力和俯仰力矩。

（2）在-4°～+15°迎角范圍內(nèi)，實驗?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，達到最大升力和臨界迎角狀態(tài)。實驗阻力系數(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)達到最大值為0.807，此時粘性壓差阻力劇增。

（3）實驗?zāi)Ｐ蜕枇μ匦詳?shù)值模擬結(jié)果與風(fēng)洞實驗值在中等迎角范圍內(nèi)吻合良好，最大相對偏差11%。結(jié)合流場分布和氣動力進一步計算，有助于充實風(fēng)洞實驗結(jié)果和氣動力性能綜合分析。

[1]胡會結(jié). 物理風(fēng)洞與虛擬風(fēng)洞的多源數(shù)據(jù)融合與管理[D]. 上海：上海交通大學(xué)，2008.

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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)校重點科研項目計劃（16A590001）

馬震宇（1964－），男，河南杞縣人，工學(xué)碩士，研究員，主要研究方向為飛航器動力性能分析設(shè)計。