一种翼身组合模型气动特性研究

马震宇，侯迎欢，何中义



一种翼身组合模型气动特性研究

马震宇，侯迎欢，何中义

（郑州航空工业管理学院 航空工程学院，河南 郑州 450046）

基于一种后掠翼翼身组合体刚性模型，为研究其低速升阻力和俯仰力矩变化特性，进行低速风洞纵向测力实验，迎角α为-4°～+36°。根据模型实际实验状态，数值模拟其低速粘性绕流流场和升阻力特性，特征雷诺数为4×105。实验结果表明：在-4°～+15°迎角范围内，模型升力系数按明显线性关系增大；31°迎角时，升力系数获得最大值为1.15。36°迎角时，阻力系数值达最大为0.807。模型升阻力数值模拟结果与风洞实验值在计算攻角范围吻合良好，最大相对偏差11％，结合流场计算结果分析能够支持和综合分析风洞实验结果。

后掠翼模型；风洞实验；纵向气动力；低速流场；数值模拟

飞行器气动力载荷数据是其运动性能分析和结构设计的输入条件，通常根据相似理论通过缩比模型风洞实验而获得可靠数据。通过传统的物理风洞（简称风洞）实验只能获取有限的数据支持，且周期较长，费用较大。计算技术的高速发展使数字及虚拟风洞成为可能，可以动态、反复地模拟计算和分析飞机及高速汽车等实验模型在物理风洞中的实际情况，使得最终只需对模型进行少量风洞实验即可[1]，故风洞实验趋于与数值模拟紧密结合。

文献[2]基于RANS方程和结构化网格技术，以某梯形翼翼身组合体风洞试验模型[3]为研究对象，以风洞实验段为计算域，在0°～38°攻角范围内，数值计算了其前缘缝翼和后缘襟翼连接装置对模型纵向低速气动力特性的影响，来流马赫数为0.2，雷诺数4.3×106，采用SST湍流模型。压强分布及升力、阻力和力矩计算结果与实验值在攻角不太大范围内吻合良好，失速迎角附近气动特性数值模拟期望从网格生成技术和湍流模型研究等方面做进一步工作。为认识低速风洞阻塞效应对起落架气动噪声测量的影响，文献[4]采用基于－湍流模式的延迟分离涡模拟，对四轮基本起落架模型开展数值模拟研究，影响气动噪声效应的计算阈值与风洞测量的经验阈值相近，基于轮径的雷诺数为1×106。文献[5]基于流动相似性原理，设计适于MAF风洞的弹丸模型，用FLUENT软件进行气动力模拟并与风洞实验值做比较。文献[6]对运输机单独机身、翼身组合体等进行数值模拟，采用－湍流模型，获得飞行雷诺数和风洞实验雷诺数差异对纵向气动特性的影响规律，来流马赫数为0.15和0.77，攻角-5°～15°。

通常机翼在很大程度上决定了翼身组合体模型的总体气动力性能。高速流场中总存在壁面附近的附面层内低速流动，高速飞机在起降中的低速特性必须重视。以一种高速后掠翼翼身组合体为研究模型，通过风洞实验获得并分析其不同迎角下的低速纵向气动力特性。基于模型实际实验状态，数值模拟其粘性流场和气动力，与实验值进行比较，获得一定的变化规律和结论。

1 模型气动力实验

实验采用直流式闭口实验段低速风洞设备，实验段截面尺寸1.4 m×1.4 m、长2.8 m。实验段进口气流速度在20～40 m/s范围内可调，且气流偏角控制精度0.5°，紊流度小于0.14%。

后掠翼翼身组合体刚性研究模型如图1所示。机翼为后掠翼，其1/4弦线后掠角为32°，展长790 mm（为实验段宽度的56%，通常规定不应超过70%）。

图1 后掠翼翼身组合体模型

机翼几何特征参数值如表1所示。机翼剖面翼型均为NACA64A005薄翼型（最大相对厚度5%），翼根剖面翼弦长282.1 mm，翼尖剖面翼弦长112.8 mm。机身长1200 mm（其中头部长350 mm、尾部长120 mm），中间圆柱段直径110 mm，力矩参考点距头端面650 mm。

表1 机翼的特征几何参数

模型通过腹支撑和外式六分量机械天平安装在实验段内，沿上下左右居中，头端距实验段进口截面600 mm，基于实验风速（∞＝29 m/s）和机翼平均气动弦长（b＝0.21 m）的流动粘性效应表征雷诺数为4×105，模型迎角或攻角a的名义变化范围为-4°～36°（测量间隔2°），侧滑角为0°。测量数据由外式六分量机械天平获得并按风轴系给出，参考面积取机翼面积。模型水平放置即＝0°时，模型对实验段的堵塞度为0.97%。

模型无量纲气动升力系数定义为：

相应无量纲阻力系数定义为：

无量纲俯仰力矩系数定义为：

式中：为气流给予模型的升力，即与前方来流方向相垂直的气动力分量，N；为气流对模型的阻力，即与前方来流方向相平行的气动力分量，N；∞为前方来流速压，Pa；M为模型受到的气动俯仰力矩，N·m；b为机翼平均气动弦长，m；为机翼面积，m2。

模型升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的风洞实验结果如图2～图4所示。

图2 模型升力系数实验曲线

图3 模型阻力系数实验曲线

图4 模型气动力矩系数实验曲线

可见，实验结果符合机翼低速气动力特性的一般变化规律[6-7]。随着迎角从-4°不断增大，在较小迎角范围内，模型升力系数呈明显线性关系持续增大，机翼表面为粘着附体流动；在达到中等迎角15°后，增长趋势变缓且呈现出非线性变化特点，机翼上表面附面层粘性流动出现一定分离和旋涡；在31°较大迎角时，升力系数获得最大值为1.15，此时模型达到最大升力状态，对应的迎角又称临界迎角或失速迎角；之后，升力系数走向下降，机翼上表面粘性流动出现大面积分离。阻力系数值在迎角从-4°～+6°度范围内变化很小，主要表现为粘性摩擦阻力；之后，随着迎角增大阻力一直增大，且粘性压差阻力的成分不断增大；在36°较大迎角时，阻力系数达到最大值为0.807，此时压差阻力剧增。模型气动俯仰力矩主要由机翼升力对机翼1/4b参考点所致，迎角增大到19°后，力矩系数增加开始变快，压心移动量加大，这源于机翼表面粘性附面层流动分离并不断扩展。

2 实验模型数值计算建模

2.1 粘性绕流场控制方程

在笛卡尔直角坐标下，对于定常不可压粘性绝热三维空气绕流场而言，忽略质量力，偏微分形式的连续方程和－动量方程为：

方程组按雷诺时均法处理得到粘性湍流场的雷诺方程组（RANS），选择湍流补充或封闭模型为S－A方程模型[6]。S－A模型是一个表征湍流涡粘性的输运方程式，能够用于有固壁约束的外部绕流场和有逆压梯度的边界层湍流问题，且一般能获得较好的收敛结果，又比较节省计算资源。在CFD FLUENT软件中，控制方程组的离散采用的是有限体积法[8]。

2.2 计算状态和边界条件

实验模型数值模拟的状态与其风洞实验的实际状态相一致，空间流场控制体外边界选取按风洞实验段实际尺寸而定。根据模拟流动实际情况，将流场内外边界计算条件设置为：实验段进口截面按时均均匀速度入口类型，出口截面为自由流出类型；模型左右对称，实验中只有攻角发生变化，侧滑角为零，故按半模型流域考虑，只研究模型纵向气动力特性，纵向对称剖面设置为对称面类型；其余表面均设为流动不可穿透的绝热刚性固体壁面类型。

2.3 计算流域创建和网格划分

在Profili中生成机翼翼梢和翼根翼型剖面图，用AutoCAD进行处理，使翼根和翼梢剖面的弦线在同一水平线上，且翼梢前缘点距翼根后缘点的距离为289 mm。处理后的翼根和翼梢平面图导入UG。通过曲线组的操作界面，选择翼根剖面投影曲线和翼梢剖面投影曲线而得到半个实体机翼。隐藏机翼，进行机头、机身中段和机尾的平面绘制，旋转成形得到机身实体。显示隐藏的机翼并将半个机翼做平面镜像，得到完整机翼。之后通过与机身进行布尔求和，即得到翼身组合体模型几何实体。将模型沿对称面剖开，即得到半模型几何实体。

将几何模型输入于GAMBIT软件。创建风洞计算区域的八个角点即控制点。连接八个顶点构造出风洞计算域的边线，接着创建流域的六个控制面，进而将各面缝合为一个封闭的面，得到一个计算域初始的实体。通过布尔运算将此体减去飞机模型实体，便得到所需要的模型绕流流场的空间计算域几何体模型。

GAMBIT是专业的CFD前处理软件，方便生成非结构化和结构化有限单元网格[8]；能够容易地设计出模型计算区域、分区分域划分不同需求的网格。通过在模型附近建立小的区域做网格加密处理，可生成细密的边界层网格以提高捕捉粘性效应效果。对所建立的不同迎角下实验模型绕流场的计算域几何模型，采用GAMBIT中非结构化网格生成方法，利用混合体网格划分方式，获得计算域流场有限单元网格划分模型。通过检查网格质量，网格单元数量为181万，选择二阶迎风格式提高精度。

3 计算结果与比较

针对所建流场网格模型，应用FLUENT流动分析软件[8]，选择基于压力的隐式和定常三维求解器，进行实验模型湍流流场和其纵向气动力的数值模拟，计算攻角a为-4°、5°、10°、15°。参考面积取为半机翼面积/2，迭代收敛残差精度均按默认值10-3，操作压强值设为外界环境大气压。

不同迎角下模型的升阻力系数数值计算结果如表2所示，其中括号内为相应的风洞实验值。＝-4°时迭代收敛步数为162，＝15°时迭代收敛步数为229。模型表面气流压强分布模拟云图如图5所示（＝15°），可见机翼下表面气流静压强比上表面静压强普遍高，由此产生模型气动升力。

（a）模型上表面

（b）模型下表面

图5 模型表面流场压强分布典型云图

从表2可见，模型升阻力特性数值模拟结果与风洞实验值在计算攻角范围内吻合良好，最大相对偏差为11%，均在工程上一般可接受的15%以内[5]。中等迎角范围模型几何构建和流域网格划分合适，计算边界条件施加和粘性湍流封闭模型选择适当。

表2 数值模拟计算结果及与实验值比较

4 结束语

（1）针对一种高速型后掠翼翼身组合体模型，通过低速风洞纵向测力实验研究，获得了不同迎角下模型的气动升力、阻力和俯仰力矩。

（2）在-4°～+15°迎角范围内，实验模型升力系数呈明显线性关系持续增大；在31°迎角，升力系数获得最大值为1.15，达到最大升力和临界迎角状态。实验阻力系数在迎角-4°～+6°范围内变化很小，主要表现为粘性摩擦阻力；在36°迎角，阻力系数达到最大值为0.807，此时粘性压差阻力剧增。

（3）实验模型升阻力特性数值模拟结果与风洞实验值在中等迎角范围内吻合良好，最大相对偏差11%。结合流场分布和气动力进一步计算，有助于充实风洞实验结果和气动力性能综合分析。

[1]胡会结. 物理风洞与虚拟风洞的多源数据融合与管理[D]. 上海：上海交通大学，2008.

[2]王运涛，李伟，李松，等. 梯形翼风洞试验模型数值模拟技术[J]. 航空学报，2016，37（4）：1159-1165.

[3]SLOTNICK J P，HANNON J A，CHAFFIN M. Overview of the first AIAA CFD high lift prediction workshop (invited)[R]. AIAA-2011-0862，2011.

[4]胡宁，郝璇，苏诚，等. 风洞阻塞度对起落架气动噪声测量影响的数值模拟研究[J]. 空气动力学学报，2015，33（2）：225-232.

[5]王新颖. 基于Fluent的MAF风洞标准实验模型研究[J]. 装备制造技术，2012（8）：36-37.

[6]马明生，张耀冰，邓有奇，等. 运输机机翼、机身和翼身组合体气动特性雷诺数效应的数值模拟研究[J]. 空气动力学学报，2011，29（2）：194-198.

[7]陆志良，等. 空气动力学[M]. 北京：北京航空航天大学出版社，2009.

[8]于勇. FLUENT入门与进阶教程[M]. 北京：北京理工大学出版社，2008.

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

河南省高等学校重点科研项目计划（16A590001）

马震宇（1964－），男，河南杞县人，工学硕士，研究员，主要研究方向为飞航器动力性能分析设计。