牟 斌，江 雄，肖中云，陳作斌

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

轉(zhuǎn)捩邊界層流動研究在CFD工程應(yīng)用的許多方面非常重要，如層流翼型、風(fēng)輪機(jī)、輪船船體、渦輪機(jī)葉柵等流動特性研究方面。這些流動的雷諾數(shù)范圍確定了其層流區(qū)域和湍流區(qū)域往往具有相同量級，全湍流計(jì)算在阻力等方面帶來的偏差不可忽視，必須考慮轉(zhuǎn)捩的影響。

在過去的幾十年中，全湍流的計(jì)算取得了輝煌的成就，并發(fā)展起以并行計(jì)算、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格為代表的現(xiàn)代CFD技術(shù)；而轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬則嚴(yán)重滯后。Menter［1］將其歸結(jié)為兩方面的原因：一、轉(zhuǎn)捩機(jī)制復(fù)雜，包含了自然轉(zhuǎn)捩、bypass轉(zhuǎn)捩、分離誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩，同時湍流邊界層在順壓梯度下可能再層流化，導(dǎo)致很難用一個簡單的數(shù)學(xué)模型描述如此多的效應(yīng)。二、轉(zhuǎn)捩流動中線性和非線性效應(yīng)相關(guān)，RANS平均消除了線性擾動的增長，因此傳統(tǒng)的雷諾平均方程不能描述轉(zhuǎn)捩流動。

在工程應(yīng)用中，考慮轉(zhuǎn)捩效應(yīng)的經(jīng)典方法是經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)，就是把自由流的湍流度和當(dāng)?shù)氐膲毫μ荻鹊韧ㄟ^實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)關(guān)聯(lián)到轉(zhuǎn)捩動量厚度雷諾數(shù)，如Abu－Ghannam和Shaw的關(guān)聯(lián)等。遺憾的是以前的關(guān)聯(lián)往往是非局部變量的函數(shù)，需要作諸如邊界層厚度判定，駐點(diǎn)、分離點(diǎn)查找，沿流線積分等，這些算法受到外形、網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的制約，應(yīng)用的范圍很窄。

為了與現(xiàn)代 CFD 兼容，Menter與 Langtry［1－5］設(shè)計(jì)了γ－Reθ轉(zhuǎn)捩模型。該模型采用經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)的方法，并不模擬轉(zhuǎn)捩的物理機(jī)理。其成功之處在于用應(yīng)變率雷諾數(shù)觸發(fā)轉(zhuǎn)捩，并通過求解額外的兩個輸運(yùn)方程避免了非局部變量的采用，從而形成與現(xiàn)代CFD相容的框架。在 Menter［2－5］早期的文章中，由于商業(yè)保密的原因，兩個重要的經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)函數(shù)沒有給出，國外許多學(xué)者為了應(yīng)用，依據(jù)平板實(shí)驗(yàn)結(jié)果提出了各種in－h(huán)ouse公式［6－8］，并在各種 CFD 工程應(yīng)用中獲得成功；國內(nèi)空氣動力中心張玉倫［13－14］，西工大張曉東［15］等也提出了各自標(biāo)定的經(jīng)驗(yàn)關(guān)系式。雖然2009年Menter及Langtry［1］給出了一組關(guān)聯(lián)函數(shù)，然而，轉(zhuǎn)捩模型對不同的代碼及標(biāo)定過程中的微小差異非常敏感，因此這一組關(guān)聯(lián)函數(shù)在CFX中能夠得到很好的結(jié)果，在另一個解算器中的表現(xiàn)可能就會差一些［9］。為了較好模擬轉(zhuǎn)捩效應(yīng)，有必要在代碼中實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)捩模型并標(biāo)定關(guān)聯(lián)函數(shù)。

本文首先在內(nèi)部軟件mbns3d上實(shí)現(xiàn)了轉(zhuǎn)捩模型，依據(jù)零壓力梯度平板轉(zhuǎn)捩實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)確定了一組關(guān)聯(lián)函數(shù)，然后針對A翼型做了驗(yàn)證計(jì)算。隨后數(shù)值模擬了NLR7301兩段翼型，研究了轉(zhuǎn)捩、遠(yuǎn)場邊界條件及遠(yuǎn)場范圍對精確計(jì)算阻力的影響，獲得了有益結(jié)論。

1 γ－Reθ 轉(zhuǎn)捩模型簡介

（1）控制方程

無量綱的γ－Reθ輸運(yùn)方程的守恒形式為：

式中各項(xiàng)的詳細(xì)解釋可見文獻(xiàn)［5］。

（2）關(guān)聯(lián)函數(shù)

模型中存在三個關(guān)聯(lián)函數(shù)：

對于關(guān)聯(lián)函數(shù)Reθt，不同文獻(xiàn)中的形式略有不同，本文采用Langtry［5］建議的形式。下面的工作是確定其余兩個關(guān)聯(lián)函數(shù)。

2 γ－Reθ 關(guān)聯(lián)函數(shù)的確定

標(biāo)定工作在內(nèi)部軟件mbns3d軟件上進(jìn)行，mbns3d采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格（含拼接、對接、重疊），有限體積求解，具備多重網(wǎng)格、預(yù)處理、并行計(jì)算功能。

標(biāo)定計(jì)算中，對流項(xiàng)離散選用三階精度的Roe's FDS格式，粘性項(xiàng)二階中心格式離散，AFADI方法求解離散方程。為了適應(yīng)低速情況和加速收斂，采用了預(yù)處理技術(shù)和多重網(wǎng)格技術(shù)。

標(biāo)定依據(jù)文獻(xiàn)［5］提供的 T3A，T3B，T3A－和Schubauer＆Klebanof等平板試驗(yàn)數(shù)據(jù)，試驗(yàn)條件見表1。

表1 平板轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)的進(jìn)口條件Table 1 Inlet condition for the flat plate test cases

平板長度選為2．0，來流遠(yuǎn)場邊界距平板前緣0．22，法向遠(yuǎn)場邊界距壁面0．22，網(wǎng)格為H型，壁面第一層網(wǎng)格法向距離1．0×10－5，平板前緣第一網(wǎng)格的x向距離1．5×10－3。網(wǎng)格規(guī)模為273×97，其中壁面上有241網(wǎng)格點(diǎn)，滿足四重多重網(wǎng)格計(jì)算要求。

表1中的FSTI為是平板前緣的湍流強(qiáng)度，由于網(wǎng)格外邊界距平板前緣0．22m，因此外邊界的湍流強(qiáng)度實(shí)際上是依據(jù)下式估計(jì)［5］：

其中β＝0．09，β＊＝0．0828，x是下游距進(jìn)口的流向距離，V是平均速度。

關(guān)聯(lián)函數(shù)中Reθc和Flength是耦合性很強(qiáng)的函數(shù)，一個確定，另一個也隨之確定。為了簡便，這里先選定Reθc函數(shù)。其選取有一定的原則，保證轉(zhuǎn)捩能夠發(fā)生；在低雷諾數(shù)轉(zhuǎn)捩區(qū)盡量大，在高雷諾數(shù)轉(zhuǎn)捩區(qū)適當(dāng)小。這里采用以下形式：

下面的主要任務(wù)是確定Flength函數(shù)，先選取一個平板算例，按以下幾個步驟進(jìn)行迭代：

（1）以常數(shù)Flength進(jìn)行計(jì)算，并與試驗(yàn)結(jié)果比較，記下與試驗(yàn)吻合較好的Flength值；

（2）Flength值不變，代入常數(shù)Reθc進(jìn)行計(jì)算，當(dāng)獲得與（1）相同結(jié)果時記錄此時Reθc值；

（3）對比Reθc的表達(dá)式獲得此時的eθt值；

最后以擬合公式對四個算例進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算，如有必要，可對Reθc表達(dá)式進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整。平板算例中，F(xiàn)length函數(shù)只有在當(dāng)?shù)刂迪虏艑D(zhuǎn)捩進(jìn)行作用，因此，擬合公式幾乎不需要調(diào)整。

表2 平板算例關(guān)聯(lián)函數(shù)值Table 2 Correlations for Reθcand Flengthas function ofeθt

表2 平板算例關(guān)聯(lián)函數(shù)值Table 2 Correlations for Reθcand Flengthas function ofeθt

Case ~Reθt ~Reθc Flength T3B 107．136 102．2 37．01 T3A 205．816 178 31．74 T3A － 714．516 508．6 0．46 S＆K 927．066 685．1 0．40

圖1 壁面摩擦阻力系數(shù)與試驗(yàn)的比較Fig．1 Comparisons of skin friction coefficient distribution between CFD calculations and wind tunnel tests

3 驗(yàn)證算例與討論

3．1 A－aerofoil

A－aerofoil是驗(yàn)證轉(zhuǎn)捩模型的標(biāo)準(zhǔn)算例之一。目前存在兩套試驗(yàn)數(shù)據(jù)，ONERA F1風(fēng)洞迎角13．1°和F2風(fēng)洞迎角13．3°的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，這里采取了與文獻(xiàn)［5］相同的比較方式。計(jì)算參數(shù)：M＝0．15，Re＝2．07×106，α＝13．1°，13．3°。湍流度 FSTI＝0．2%，粘性比RT＝10。計(jì)算網(wǎng)格（圖4）481×97（流向×法向），遠(yuǎn)場延伸100倍弦長，網(wǎng)格第一層1．0×10－5C，滿足y＋≤1的要求。

數(shù)值模擬顯示，翼型上表面在0．12C處出現(xiàn)層流分離，且導(dǎo)致分離誘導(dǎo)轉(zhuǎn)捩，向下游發(fā)展為湍流，并在翼型后緣出現(xiàn)湍流分離。轉(zhuǎn)捩模型計(jì)算得到升力為1．5741，阻力 0．0180，試驗(yàn)值分別 為 1．562、0．0208。全湍流1．4470、0．0282，升力偏小，阻力偏大。與文獻(xiàn)［5］中全湍流阻力差別較大。全湍流結(jié)果在后緣與試驗(yàn)結(jié)果吻合更好些。

湍流項(xiàng)和轉(zhuǎn)捩方程離散均采用二階精度。圖5比較了壓力分布，湍流計(jì)算壓力系數(shù)比試驗(yàn)明顯偏低。圖6中比較了湍流及轉(zhuǎn)捩變量用一階精度離散的摩阻分布，采用轉(zhuǎn)捩模型大大提高了摩阻計(jì)算精度，同時摩阻分布顯示一階精度離散導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩位置略微提前。

圖5 壁面壓力系數(shù)曲線比較Fig．5 Comparison of wall pressure coefficient curve with expriment

圖6 摩阻系數(shù)曲線比較Fig．6 Comparison of wall friction coefficient curve with experiment

3．2 NLR7301兩段翼型

NLR7301兩段翼型的風(fēng)洞試驗(yàn)是在70年代末期在NLR3m×2m低速風(fēng)洞中完成的，試驗(yàn)結(jié)果包括了總體氣動特性、壓力分布、典型站位的速度型分布等多種數(shù)據(jù)［9］。該翼型的襟翼偏角為20°、來流馬赫數(shù)0．185，試驗(yàn)雷諾數(shù)2．51×106、主翼／襟翼重疊區(qū)均為5．3%c；試驗(yàn)構(gòu)型包含了兩種不同的縫隙寬度，一種為2．6%c，另一種為1．3%c。本文計(jì)算了主翼／襟翼的縫隙寬度2．6%c的構(gòu)型，其中c為弦長。

轉(zhuǎn)捩模型的應(yīng)用就是為了提高阻力計(jì)算精度，文獻(xiàn)［10］指出，高升力翼型的遠(yuǎn)場邊界距離對氣動特性、尤其是阻力特性影響顯著，這要求對遠(yuǎn)場邊界進(jìn)行修正，或者擴(kuò)大遠(yuǎn)場邊界。然而對于本文使用的代碼，遠(yuǎn)場邊界取多大合適，這里首先采用環(huán)量修正遠(yuǎn)場邊界條件在不同大小遠(yuǎn)場的網(wǎng)格下進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算。

環(huán)量修正遠(yuǎn)場邊界條件其實(shí)質(zhì)為：由于翼型的存在，遠(yuǎn)場的自由來流受到了擾動，不再是均勻流動。遠(yuǎn)場的擾動可以近似用位于翼型壓心點(diǎn)渦代替，由于阻力一般比升力小2個量級，因此阻力代表的點(diǎn)源不予考慮。點(diǎn)渦誘導(dǎo)速度為：

ξ、η為氣流坐標(biāo)系下坐標(biāo)。從上式可以看到，誘導(dǎo)速度與升力成正比，與網(wǎng)格遠(yuǎn)場范圍成反比，因此在升力較大（如高升力翼型），而遠(yuǎn)場不夠遠(yuǎn)的范圍下，誘導(dǎo)速度必須考慮。ξ、η表達(dá)式為：

代碼中實(shí)際應(yīng)用的遠(yuǎn)場條件通過變化得到：

壓力、密度可以由等熵條件求得。

計(jì)算基準(zhǔn)網(wǎng)格如圖7所示，為2004年中國空氣動力研究與發(fā)展中心與中國航空計(jì)算技術(shù)研究所聯(lián)合舉辦的“CFD統(tǒng)一算例研討”活動發(fā)布的標(biāo)準(zhǔn)網(wǎng)格。采用多塊對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格分7塊，網(wǎng)格單元數(shù)為15萬，主翼布置457個點(diǎn)，襟翼布置249個點(diǎn)，尾跡區(qū)89個，壁面第一層網(wǎng)格距離1．0×10－5c，遠(yuǎn)場邊界延伸12c。為研究網(wǎng)格外邊界的影響，這里在基準(zhǔn)網(wǎng)格基礎(chǔ)上又做了7套網(wǎng)格進(jìn)行對比計(jì)算。其他網(wǎng)格均是在基準(zhǔn)網(wǎng)格基礎(chǔ)上應(yīng)用雙曲型生成方法推進(jìn)得到，網(wǎng)格徑向間距放大因子取為1．1，網(wǎng)格生成過程始終保證了大網(wǎng)格內(nèi)部網(wǎng)格與小網(wǎng)格完全一致，計(jì)算迎角為6°。

計(jì)算中采用Roe格式，應(yīng)用4重多重網(wǎng)格及預(yù)處理，隱式離散用AFADI求解。翼型湍流度取 ，粘性比RT＝5。在網(wǎng)格外邊界較大時，湍流強(qiáng)度可能衰減厲害，導(dǎo)致計(jì)算中轉(zhuǎn)捩位置偏后，甚至可能出現(xiàn)氣動力振蕩。因此本算例應(yīng)用了Spalart［11］建議的環(huán)境源項(xiàng)法來控制湍流度衰減，本文具體做法是使用物面距離來判斷，即y＞10，控制源項(xiàng)作用，反之則使其自由衰減。也可以使用x坐標(biāo)來控制。計(jì)算中應(yīng)用了環(huán)量修正［12］來作對比計(jì)算。

圖7 NLR7301計(jì)算基準(zhǔn)網(wǎng)格及拓展網(wǎng)格Fig．7 Base grid and big grid of NLR7301

計(jì)算結(jié)果見表3、表4，對于無環(huán)量修正情況，阻力隨著遠(yuǎn)場擴(kuò)大單調(diào)減少，升力單調(diào)增加，達(dá)到6000C后收斂。從120C的結(jié)果來看，阻力距離最后收斂值還差了27count。應(yīng)用標(biāo)準(zhǔn)網(wǎng)格計(jì)算的結(jié)果與最后收斂值相比大了接近100%。加入遠(yuǎn)場環(huán)量修正后，網(wǎng)格外邊界達(dá)到120C后氣動力就不再變化，且最終收斂值與無環(huán)量修正時完全一致。表中CDp為壓力貢獻(xiàn)，CDv為摩擦貢獻(xiàn)?？梢钥吹侥ψ柝暙I(xiàn)在12C網(wǎng)格下就可以滿足需要，阻力的主要差別在于壓力的阻力分量。

因此，在高升力翼型設(shè)計(jì)中，計(jì)算網(wǎng)格遠(yuǎn)場邊界至少應(yīng)達(dá)到100C以上，盡量應(yīng)用環(huán)量修正遠(yuǎn)場邊界。

表3 無環(huán)量修正時計(jì)算的升力、阻力Table 3 Lift and drag without vortex correction

表4 有環(huán)量修正時計(jì)算的升力、阻力Table 4 Lift and drag with vortex correction

下面以300C的網(wǎng)格計(jì)算，加環(huán)量修正，研究轉(zhuǎn)捩對阻力的影響，計(jì)算方法及條件同上，分別計(jì)算了6°、10．1°、13．1°狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果見表5。應(yīng)用轉(zhuǎn)捩模型后，阻力最大誤差4%，全湍流計(jì)算最大誤差達(dá)34．3%。本算例中，轉(zhuǎn)捩計(jì)算提高阻力計(jì)算精度的同時，也高估了升力，這是以后應(yīng)當(dāng)考慮的問題。

表5 計(jì)算升力、阻力與試驗(yàn)比較Table 5 Comparison of lift and drag with experiment

表6給出了NLR－7301機(jī)翼上翼面、下翼面和襟翼上表面的轉(zhuǎn)捩位置與計(jì)算的比較。本文計(jì)算中轉(zhuǎn)捩位置的判定是以摩阻開始增加為依據(jù)。從表中可以看到，計(jì)算主翼上表面和襟翼上表面轉(zhuǎn)捩位置與試驗(yàn)吻合較好，主翼下表面計(jì)算轉(zhuǎn)捩位置靠前。圖8給出了NLR7301不同迎角下的摩阻分布，從圖上可以看到，計(jì)算摩阻分布轉(zhuǎn)捩位置6°和13．1°的結(jié)果與試驗(yàn)轉(zhuǎn)捩位置很接近，但是在計(jì)算中用摩阻系數(shù)第一次開始增加來判斷不一定合理。以6°為例，摩阻系數(shù)從0．625C位置開始增加，但是增長極其緩慢，在0．68C處存在拐點(diǎn)，從這點(diǎn)開始才急劇增長。同時，圖8結(jié)果表明，應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)關(guān)聯(lián)轉(zhuǎn)捩模型最重要的是關(guān)聯(lián)函數(shù)的標(biāo)定，由于標(biāo)定過程均在平板零壓力梯度流動中進(jìn)行，因此在實(shí)際外形流動的表現(xiàn)還有待改進(jìn)。

表6 NLR－7301兩段翼型轉(zhuǎn)捩位置（GA P2．6%）Table 6 Transition location of NLR－7301（GA P2．6%）

圖9的升力、阻力收斂歷程比較可以看到，轉(zhuǎn)捩與全湍流計(jì)算在多重網(wǎng)格迭代2000步后氣動力就不再變化，轉(zhuǎn)捩對收斂速度影響很小，適合工程應(yīng)用。圖10給出NLR7301迎角6°湍流強(qiáng)度等值線，圖中白線部分為多塊網(wǎng)格中的間隙。由于轉(zhuǎn)捩模型采用了輸運(yùn)方程，因此湍流強(qiáng)度在網(wǎng)格間連續(xù)、光滑變化，相應(yīng)的間歇函數(shù)在網(wǎng)格塊間也光滑變化，這在一定程度上增強(qiáng)了代碼的健壯性。

圖10 NLR7301迎角6°湍流強(qiáng)度等值線Fig．10 NLR7301contours of turbulence intensity

4 小 結(jié)

（1）應(yīng)用本文方法確定了一組關(guān)聯(lián)函數(shù)，在平板測試中摩阻系數(shù)與試驗(yàn)吻合較好，說明了本文標(biāo)定方法的正確性；

（2）A翼型的計(jì)算中，轉(zhuǎn)捩結(jié)果的壁面壓力系數(shù)及摩阻系數(shù)與實(shí)驗(yàn)的吻合程度遠(yuǎn)遠(yuǎn)好于全湍流計(jì)算，說明本文確定的關(guān)聯(lián)函數(shù)在一定程度上能模擬轉(zhuǎn)捩效應(yīng)；

（3）NLR7301計(jì)算研究表明，要提高高升力翼型阻力計(jì)算精度，遠(yuǎn)場邊界必須足夠大（100C以上），盡量應(yīng)用環(huán)量修正遠(yuǎn)場邊界條件，同時應(yīng)用轉(zhuǎn)捩模型。

（4）轉(zhuǎn)捩模型還很不完善，標(biāo)定點(diǎn)太少，需要在今后應(yīng)用中不斷摸索。

致謝：感謝空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室張玉倫、王光學(xué)、孟德虹同志的熱情幫助。

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