車(chē)載氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性影響數(shù)值模擬

楊建忠,李淞浩,盧 勇

(中國(guó)民航大學(xué)天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,天津 300300)

飛機(jī)的全周期壽命周期中,早期的設(shè)計(jì)階段通常成本較少,但對(duì)全周期壽命的費(fèi)用影響較大,早期的設(shè)計(jì)會(huì)決定全周期壽命的主要成本,因此導(dǎo)致設(shè)計(jì)階段的輸出結(jié)果尤為重要[1],也致使設(shè)計(jì)要求不斷提高,隨之設(shè)計(jì)成本也不斷提高。飛機(jī)的升力系數(shù)和升阻比的增加對(duì)起降過(guò)程中的有效載荷的增加有積極作用,即有助于提高飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)性,故氣動(dòng)設(shè)計(jì)和氣動(dòng)試驗(yàn)在早期設(shè)計(jì)階段會(huì)投入較多成本。車(chē)頂空氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)可以節(jié)約使用大型風(fēng)洞的昂貴成本,規(guī)避飛行試驗(yàn)中試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛪嫐У娘L(fēng)險(xiǎn),并且實(shí)驗(yàn)流場(chǎng)來(lái)流來(lái)自外界的真實(shí)環(huán)境,流場(chǎng)最接近真實(shí)飛行情況的流場(chǎng)特性。雖然不可避免地會(huì)受到車(chē)載系統(tǒng)的氣動(dòng)干擾,但車(chē)載系統(tǒng)的經(jīng)濟(jì)性依然使得其被大量應(yīng)用。Morris等[2]使用了車(chē)載試驗(yàn)的方法,在傾斜飛翼飛行器驗(yàn)證模型的飛行測(cè)試中,發(fā)現(xiàn)并解決了穩(wěn)定性問(wèn)題,開(kāi)發(fā)并演示了一種簡(jiǎn)單的穩(wěn)定性增強(qiáng)系統(tǒng),利用實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃腿珯C(jī)模型的氣動(dòng)相似性,發(fā)現(xiàn)并解決了此傾斜翼飛行器的氣動(dòng)缺陷。Bieniawski等[3]針對(duì)微型的離散效果器,用捕獲型車(chē)頂測(cè)試分別完成了開(kāi)環(huán)和閉環(huán)的響應(yīng)測(cè)試。Lundstr?m等[4]也使用車(chē)載氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)Raven縮比模型的氣動(dòng)性能進(jìn)行測(cè)試。中外學(xué)者都使用過(guò)車(chē)載系統(tǒng)進(jìn)行過(guò)動(dòng)力裝置性能的測(cè)試[5-7]，攻角限位器、前緣渦發(fā)生器等機(jī)載裝置在設(shè)計(jì)中也被安裝在車(chē)載系統(tǒng)上預(yù)先試驗(yàn)過(guò)。但車(chē)載系統(tǒng)對(duì)模型氣動(dòng)特性的具體影響值得進(jìn)一步研究。

現(xiàn)考慮車(chē)身的干擾[8],通過(guò)改變?nèi)S機(jī)翼安裝位置,研究車(chē)頂影響區(qū)內(nèi)機(jī)翼的氣動(dòng)特性和流場(chǎng)特性,為車(chē)載試驗(yàn)系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)提供理論參考。

1 研究模型與數(shù)值方法

數(shù)值計(jì)算分析之前,給出模型的基本情況、計(jì)算方法的原理、計(jì)算環(huán)境和計(jì)算條件,以及算法的驗(yàn)證。

1.1 研究模型

研究模型和實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)樣本點(diǎn)分布位置如圖1所示,計(jì)算模型高度為距車(chē)頂平面0.2～0.8 m,每0.1 m遞增,前后距離為距車(chē)尾1～2.8 m,每0.3 m遞增。高度定義為機(jī)翼后緣到車(chē)頂平面的距離。

圖1 車(chē)載系統(tǒng)參考坐標(biāo)系Fig.1 Reference coordinate system of vehicle-mounted system

1.2 計(jì)算模型及邊界條件

采用有限體積法對(duì)不可壓N-S(Navier-Stokes)方程進(jìn)行離散,定常不可壓?jiǎn)栴}的運(yùn)動(dòng)控制方程為

(1)

采用基于有限體積法在網(wǎng)格單元上對(duì)控制方程進(jìn)行空間離散,求解器采用隱式近似因式分解方法的對(duì)角線(xiàn)形式,采用三階MUSCL格式和Roe通量差分裂和Koren限制器計(jì)算無(wú)黏項(xiàng)[9],黏性項(xiàng)采用二階中心差分。算法對(duì)比后[10-11]選取兩方程切應(yīng)力輸運(yùn)(shear stress transport,SST)k-ω模型為湍流模型,對(duì)于穩(wěn)態(tài)模擬,采用二階隱式雙時(shí)間推進(jìn)格式。翼型與車(chē)體表面邊界取無(wú)滑移邊界條件,遠(yuǎn)場(chǎng)取基于Riemann不變量的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。

1.3 網(wǎng)格劃分

由于實(shí)際的汽車(chē)外形復(fù)雜,其細(xì)部特征較多,為了降低網(wǎng)格劃分的難度,同時(shí)提高計(jì)算效率,對(duì)汽車(chē)進(jìn)行了適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化。忽略汽車(chē)表面雨刷、車(chē)輪及后視鏡等突出物,僅考慮其主要外形輪廓；對(duì)于三維網(wǎng)格,由于非結(jié)構(gòu)貼體網(wǎng)格可用于描述各種復(fù)雜外形,空間網(wǎng)格結(jié)構(gòu)具有良好的正交性,網(wǎng)格質(zhì)量高,自適應(yīng)能力強(qiáng),因此采用非結(jié)構(gòu)貼體直角網(wǎng)格(圖2),總網(wǎng)格量約為370萬(wàn),計(jì)算域長(zhǎng)寬高分別為15倍車(chē)長(zhǎng)、10倍車(chē)寬和10倍車(chē)高。圖2(a)給出了半域網(wǎng)格示意圖。近壁面網(wǎng)格第1層高度設(shè)為弦長(zhǎng)的1×10-5倍。機(jī)翼安裝角α=6°。

圖2 網(wǎng)格示意圖Fig.2 Grid diagram

機(jī)翼/車(chē)體壁面滿(mǎn)足無(wú)滑移邊界條件,采用運(yùn)動(dòng)地面模擬地面與車(chē)載系統(tǒng)的相對(duì)運(yùn)動(dòng)。流場(chǎng)邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。來(lái)流速度為23 m/s,機(jī)翼弦長(zhǎng)c=0.15 m,展長(zhǎng)b=0.6 m,根梢比為1。

1.4 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證

對(duì)于穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬,需要確定網(wǎng)格數(shù)與結(jié)果之間的無(wú)關(guān)聯(lián)性,即網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,現(xiàn)主要針對(duì)計(jì)算結(jié)果中升力系數(shù)進(jìn)行無(wú)關(guān)性驗(yàn)證。通過(guò)與標(biāo)準(zhǔn)模型NACA0012的3°迎角的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,對(duì)于A、B、C 3種網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行無(wú)關(guān)性驗(yàn)證,得出的結(jié)果如表1所示。

從表1中可以看出,網(wǎng)格數(shù)對(duì)模擬結(jié)果具有較大影響,網(wǎng)格數(shù)低于49.5萬(wàn)時(shí),計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值誤差較大,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)超過(guò)69.2萬(wàn)時(shí),數(shù)值模擬結(jié)果變化差異不大,所以使用370萬(wàn)的網(wǎng)格，滿(mǎn)足計(jì)算精度要求。

表1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證結(jié)果Table 1 Grid independence validation results

2 數(shù)值驗(yàn)證

由于車(chē)載實(shí)驗(yàn)數(shù)值模型由汽車(chē)和機(jī)翼兩部分組成,為了充分驗(yàn)證數(shù)值方法的有效性,根據(jù)文獻(xiàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和實(shí)驗(yàn)室低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)量計(jì)算得到的數(shù)據(jù)與本文數(shù)值實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù),分別針對(duì)其他汽車(chē)模型和機(jī)翼模型進(jìn)行了驗(yàn)證性計(jì)算。其中升阻力系數(shù)定義為

(2)

式(2)中：L為升力；D為阻力；v為來(lái)流速度；S為機(jī)翼弦截面面積；ρ為來(lái)流氣體密度；pi為每個(gè)測(cè)壓點(diǎn)壓強(qiáng)；p為無(wú)窮遠(yuǎn)處壓強(qiáng),pi-p=ρgΔh,ρ為測(cè)氧裝置中液體的密度,h為測(cè)壓裝置中液柱的高度。

2.1 算例1

文獻(xiàn)[12]中使用的DrivAer模型,幾何尺寸模型采用的是1∶1.25小比例模型。監(jiān)測(cè)點(diǎn)取得位置為z=60 mm平面,來(lái)流速度為30 m/s,對(duì)應(yīng)的湍流強(qiáng)度為2.6%,圖3所示為監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力系數(shù)的計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比,從圖3中可以看出計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合。

圖3 DrivAer模型監(jiān)測(cè)點(diǎn)壓力系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.3 DrivAer model monitoring point pressure coefficient calculation and test comparison chart

2.2 算例2

采用標(biāo)準(zhǔn)模型NACA0012翼型的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)測(cè)量計(jì)算得到的數(shù)據(jù),對(duì)本文計(jì)算方法進(jìn)行算例驗(yàn)證,計(jì)算條件為:安裝角α≤15°,V∞=23 m/s,參考弦長(zhǎng)為0.15 m,雷諾數(shù)為236 184。從圖4(a)、圖4(b)中對(duì)比可以看出,在α≤15°范圍內(nèi),縱向氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。計(jì)算得到機(jī)翼對(duì)稱(chēng)截面的表面壓力分布對(duì)比結(jié)果如圖4(c)所示?？梢钥闯?計(jì)算值和試驗(yàn)值大體一致。以上計(jì)算結(jié)果表明本文數(shù)值計(jì)算方法具有較高的可信度,可以用于機(jī)翼車(chē)載狀態(tài)氣動(dòng)性能的計(jì)算。

圖4 NACA0012計(jì)算結(jié)果對(duì)比圖Fig.4 Comparison of NACA0012 calculation results

3 氣動(dòng)干擾分析

計(jì)算得出不同站位的氣動(dòng)特性結(jié)果,通過(guò)流場(chǎng)流線(xiàn)圖分析氣動(dòng)特性結(jié)果產(chǎn)生的原因。

3.1 氣動(dòng)干擾特性

圖5給出了不同橫縱向站位氣動(dòng)響應(yīng)面計(jì)算結(jié)果,圖5中橫縱坐標(biāo)為上述站位編號(hào)。可以看出,氣動(dòng)特性隨縱向距離位置變化較大,隨著距離的增加氣動(dòng)系數(shù)不斷減小,來(lái)自車(chē)頭氣流偏轉(zhuǎn)影響使得翼型模型越靠近車(chē)頭,其氣動(dòng)系數(shù)越大。如圖5(a)所示,在不同橫向位置處,氣動(dòng)特性隨高度的變化趨勢(shì)也有所改變,在車(chē)頭處,翼型升力系數(shù)隨高度的增加而減小,在靠近車(chē)尾的地方,翼型的升力系數(shù)隨高度的增加而逐漸增加,具體原因會(huì)在下一節(jié)給出。從圖5(b)中可以看出,不同位置處的氣動(dòng)阻力變化劇烈,且在緊貼車(chē)頂?shù)牡谝恍姓疚淮嬖谧枇O值。這說(shuō)明實(shí)際近車(chē)頂流場(chǎng)環(huán)境并不是理想的均勻流場(chǎng),不同縱向區(qū)域,速度矢量的變化造成了翼型實(shí)際氣動(dòng)迎角的變化,所以各個(gè)位置的升力與阻力并不相同,這是氣動(dòng)響應(yīng)面存在峰值的原因,而且車(chē)寬方向的流場(chǎng)變化而產(chǎn)生的三維效應(yīng),也是各個(gè)位置氣動(dòng)系數(shù)不等的原因。圖5(c)中力矩系數(shù)的趨勢(shì)符合本節(jié)的概述。

圖5 翼型氣動(dòng)響應(yīng)面計(jì)算結(jié)果Fig.5 Airfoil aerodynamic response surface calculation results

安裝迎角α=6°時(shí),機(jī)翼升力系數(shù)隨相對(duì)高度的變化如圖6(a)所示。可以看出,第1列的機(jī)翼模型升力值隨縱向站位變大單調(diào)遞減,隨著站位的向后變化,趨勢(shì)變?yōu)閱握{(diào)遞增。而在圖6(b)中可以看出,所有行的計(jì)算結(jié)果中,機(jī)翼升力隨橫向站位的變化趨勢(shì)均為單調(diào)遞減。第6列的站位點(diǎn)的計(jì)算結(jié)果較為接近單獨(dú)機(jī)翼計(jì)算結(jié)果,而橫向站位的結(jié)果則隨著行數(shù)的升高逐漸逼近單獨(dú)機(jī)翼的仿真結(jié)果。

圖6 不同站位處的翼型升力圖Fig.6 Airfoil lift diagram at different stations

圖7給出了流場(chǎng)計(jì)算區(qū)域內(nèi)對(duì)稱(chēng)截面處的來(lái)流迎角圖。由圖7可知,不同安裝位置處的來(lái)流迎角θ有較大改變,這些變化規(guī)律與圖5(a)氣動(dòng)響應(yīng)面存在峰值的結(jié)果相對(duì)應(yīng)?？梢钥闯?來(lái)流迎角在1-1號(hào)站位點(diǎn)處達(dá)到最大值11.5°,來(lái)流迎角在7-1號(hào)站位點(diǎn)存在最小值,來(lái)流迎角響應(yīng)面趨勢(shì)也與升力系數(shù)響應(yīng)面保持一致。

圖7 流場(chǎng)速度矢量迎角響應(yīng)面圖Fig.7 Flow field velocity vector angle of attack response surface

3.2 氣動(dòng)干擾流場(chǎng)分析

圖8所示為翼型處于不同安裝位置的對(duì)稱(chēng)截面流線(xiàn)圖,主要觀(guān)察速度矢量方向,可以看出,車(chē)頂速度矢量方向與車(chē)頂外形相關(guān),在靠近車(chē)頭的部分,速度矢量有垂直向上的分量,在靠近車(chē)尾的部分,速度矢量有垂直向下的分量,這造成了機(jī)翼實(shí)際迎角的變化,與圖5(a)的結(jié)論保持一致。車(chē)頂?shù)牧鲌?chǎng)偏轉(zhuǎn)效應(yīng)與車(chē)頂外形有較大的相關(guān)性,靠近擋風(fēng)玻璃處氣流向上偏轉(zhuǎn)較大角度,靠近車(chē)尾處的氣流受尾部繞流影響逐漸向下偏轉(zhuǎn),可以車(chē)尾處升力系數(shù)隨站位高度的增加而增加,與3.1節(jié)結(jié)果一致,這也說(shuō)明車(chē)載試驗(yàn)系統(tǒng)在實(shí)際設(shè)計(jì)過(guò)程中,機(jī)翼安裝位置不能過(guò)于靠前也不宜偏后,在本文計(jì)算結(jié)果中,縱向站位的5號(hào)點(diǎn)氣流偏轉(zhuǎn)較小。

圖8 不同安裝位置對(duì)稱(chēng)截面流線(xiàn)圖Fig.8 Symmetrical cross-section flow diagram for different installation locations

當(dāng)α=6°時(shí),不同安裝位置處,機(jī)翼表面流線(xiàn)圖如圖9所示。計(jì)算過(guò)程中,略過(guò)了相對(duì)高度較小(h/c≤1),h為翼型到車(chē)頂?shù)母叨?c為機(jī)翼弦長(zhǎng),可能造成地面效應(yīng)影響計(jì)算結(jié)果的情況[13-15]。在相對(duì)高度較大(h/c≥1)時(shí),車(chē)頂?shù)钠D(zhuǎn)效應(yīng)影響依舊很強(qiáng),不能與自由流的機(jī)翼情況相比。

圖9 不同安裝位置處機(jī)翼表面流線(xiàn)圖Fig.9 Flow chart of the wing surface at different installation locations

從圖9中可以看出,在7-1安裝位置處展向流動(dòng)不明顯,當(dāng)安裝位置靠近車(chē)頭時(shí),機(jī)翼上表面氣流從弦向流動(dòng)逐漸變化為向?qū)ΨQ(chēng)面內(nèi)流動(dòng),顯然1-1安裝位置的機(jī)翼上表面氣流展向流動(dòng)會(huì)最明顯,然而1-7安裝位置的機(jī)翼上表面氣流展向流動(dòng)程度也大于7-1安裝位置,所以機(jī)翼上表面氣流展向流動(dòng)隨著安裝逐漸靠近車(chē)頭呈現(xiàn)增強(qiáng)的趨勢(shì),并且在研究區(qū)域內(nèi),橫向安裝位置的影響效果大于縱向安裝位置的影響效果。如圖7所示,在1-7安裝位置處翼型實(shí)際迎角也較大,這與圖5(b)翼型阻力系數(shù)較大的結(jié)果相對(duì)應(yīng)。

4 結(jié)論

(1)驗(yàn)證了用來(lái)預(yù)測(cè)計(jì)算車(chē)載實(shí)驗(yàn)位置三維CFD數(shù)值計(jì)算方法的有效性與可靠性。

(2)對(duì)于試驗(yàn)?zāi)Ｐ投?縱向安裝位置不同受到的氣動(dòng)干擾隨著離車(chē)頂?shù)木嚯x增加而減小,橫向位置氣動(dòng)干擾在車(chē)頭位置影響最大,在橫向6號(hào)站位的影響最小,實(shí)際位置為距離車(chē)尾0.6 m,為推薦實(shí)驗(yàn)位置,安裝高度應(yīng)為在合理情況下盡量增加。

(3)在車(chē)載系統(tǒng)翼型縱向安裝位置對(duì)氣動(dòng)性能的干擾較為明顯,在距離車(chē)后方縱向20%位置處的翼型氣動(dòng)性能與單獨(dú)機(jī)翼的氣動(dòng)性能接近。

(4)車(chē)載系統(tǒng)對(duì)流場(chǎng)中來(lái)流的影響包括速度大小和矢量方向,而影響結(jié)果與速度矢量方向密切相關(guān),速度矢量方向的影響與車(chē)頂外形密切相關(guān),故可調(diào)整車(chē)頂外形對(duì)流場(chǎng)速度矢量方向進(jìn)行修正。

綜上所述,在進(jìn)行車(chē)載試驗(yàn)系統(tǒng)的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí),需綜合考慮橫縱向距離對(duì)其氣動(dòng)力產(chǎn)生的影響,從任務(wù)需求、結(jié)構(gòu)緊湊性等多方面進(jìn)行考慮,選取合適的布局形式。在之后的研究中,將進(jìn)一步開(kāi)展車(chē)載系統(tǒng)的驗(yàn)證性試驗(yàn)。