三角翼大攻角流場數(shù)值模擬研究

艾宇

摘 要：采用SA-DDES模型對帶支架的后掠60度三角翼在30度，50度，70度以及90度攻角狀態(tài)下的流場進行計算。研究了機翼的飛行攻角對氣動參數(shù)的影響，將計算結(jié)果與實驗相對比，發(fā)現(xiàn)計算得到的機翼氣動力參數(shù)，與實驗結(jié)果符合較好。

關鍵詞：三角翼；大攻角；SA-DDES

1 概述

三角翼布局可以很好的協(xié)調(diào)亞、跨、超等不同速度范圍內(nèi)飛行器機翼平面形狀的不同需求，不但使飛行器在低速飛行時具有良好的機動性能，又使得飛行器具備了高速巡航的能力[1]。本文以OpenFOAM為平臺，采用SA-DDES模型對有/無支架后掠60度三角翼在30度、50度、70度以及90度攻角狀態(tài)下的流場進行計算，分析氣動參數(shù)隨攻角的變化。

2 數(shù)學模型

本文采用SA-DDES模型對流場進行計算。SA-DDES模型是就是以SA模型為基礎發(fā)展起來。在SA模型中，用d表示空間節(jié)點與壁面的最小距離。Spalart[2]所提出SA-DDES方法是將d重新表示，即

式（1）中，fd是與當?shù)卣承韵禂?shù)以及速度梯度相關的函數(shù)。

3 三角翼大攻角流場的計算

3.1 帶支架三角翼模型

本文以后掠60°三角翼為對象，如圖1所示，其前緣后緣角為60°，展長為0.69m，模型前后緣上下翼面切角為25°。在三角翼模型的根弦處有一空圓柱與直徑為28mm桿天平聯(lián)接。

在本文中采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對整個流域進行網(wǎng)格劃分，在三角翼翼面上附加邊界層網(wǎng)格，其他全部采用四面體網(wǎng)格，邊界層的第一層網(wǎng)格為0.01mm。

3.2 計算結(jié)果分析

采用SA-DDES模型對攻角為30度、50度、70度、90度的三角翼繞流流場進行計算，其中來流速度為30m/s。

圖2到圖5給出了不同攻角下SA-DDES模型計算得到的三角翼背風面流場的流線圖，從圖中可以看出，不同攻角下，三角翼背風面流場的變化是不一樣。在攻角為30度時，機翼的背風面就產(chǎn)生了剪切層分離，形成旋轉(zhuǎn)方向相反的前緣脫體分離渦，并向尾部發(fā)展，渦核逐漸增大，如圖2所示。隨著攻角的繼續(xù)增加，分離現(xiàn)象也越來越劇烈，分離渦與翼面間的距離逐漸增大，在攻角增大到50o時，三角翼背風區(qū)域已經(jīng)處于完全的渦破裂狀態(tài)，因此可以看出渦破裂現(xiàn)象在攻角大于30度小于50度的時候出現(xiàn)。在70o攻角以后，機翼背風面處在渦完全破裂的流動狀態(tài)，出現(xiàn)了大尺度的渦脫落現(xiàn)象。

表1和表2分別列出了在30度、50度、70度、90度下，由OpenFOAM計算得到的和實驗得到的法向力系數(shù)Cn和力矩系數(shù)Cm。從表中可以看出SA-DDES模型計算所得到結(jié)果的合理性。在攻角50度時，法向力系數(shù)降至最小，這是由于在30度與50度之間發(fā)生了渦破裂現(xiàn)象，并且隨著攻角的增大，渦破裂點向機翼頂部移動，到50度時，處于渦完全破裂狀態(tài)。

4 結(jié)束語

本文首先以OpenFOAM為平臺，采用SA-DDES模型對帶支架三角翼在不同攻角下的流場特性進行計算，分析不同攻角下，機翼背風區(qū)域流場的變化，壓力系數(shù)的分布，以及氣動參數(shù)的變化，將計算得到的結(jié)果與風洞實驗結(jié)果進行對比，發(fā)現(xiàn)計算得到的結(jié)果與實驗結(jié)果一致性較好。

參考文獻

[1]陳亮中. 雙三角翼非定常分離流動的數(shù)值模擬研究[D]. 綿陽：中國動力學研究與發(fā)展中心研究生部，2009.

[2]P. Spalart and S. Allmaras. “A one-equation turbulence model for aerodynamic flows”. Technical Report AIAA-92-0439. American Institute of Aeronautics and Astronautics. 1992.