唐松祥，李杰，張恒，牛笑天

西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

減小飛行阻力一直是民用飛機(jī)設(shè)計(jì)中重要的一環(huán)，在目前綠色航空發(fā)展的大背景下，減阻這一目標(biāo)更是被給予了更高的關(guān)注。目前，減阻具有較多的技術(shù)手段，其中層流機(jī)翼設(shè)計(jì)和控制技術(shù)是一種行之有效的方法。層流區(qū)的控制可有效提高機(jī)翼的升阻特性、降低燃油消耗率及有害氣體排放。有研究指出當(dāng)雷諾數(shù)保持相同時(shí)，層流邊界層的摩擦阻力可達(dá)湍流邊界層的1/10[1]。

作為結(jié)合自然層流技術(shù)和層流控制技術(shù)的混合層流控制技術(shù)，美國國家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)在早期已將其應(yīng)用于波音757中[2-3]。近年來有關(guān)層流控制方面也得到了廣泛的研究[4-10],而層流控制需要增加的額外裝置在一定程度上阻礙了其應(yīng)用。

自然層流技術(shù)則無需額外復(fù)雜的層流控制設(shè)備，其通過翼型控制壓力梯度等流動(dòng)參數(shù)達(dá)到增大層流區(qū)的效果。因而對(duì)層流翼型的設(shè)計(jì)成為自然層流技術(shù)的關(guān)鍵。國內(nèi)外學(xué)者針對(duì)層流翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)及邊界層轉(zhuǎn)捩開展了不少工作[11-16]。Han等[11]通過一種代理模型優(yōu)化了跨聲速條件下的自然層流翼型，并證實(shí)了該算法模型在跨聲速這一特定條件下翼型優(yōu)化的合理性。Xu等[12]通過試驗(yàn)及數(shù)值模擬探索了超臨界層流翼型的邊界層特性，并為翼型設(shè)計(jì)提供了一定思路。馬曉永等[13]利用了NURBS(Non-Uniform Rational B-Spline)方法和CST(Classfunction/Shapefunction Transformation)方法對(duì)三維層流翼型進(jìn)行了優(yōu)化對(duì)比，結(jié)果表明NURBS方法在層流翼型的設(shè)計(jì)上具有更好的實(shí)用性。Cella等[14]提出了層流翼型的設(shè)計(jì)思路，并結(jié)合一跨聲速層流翼型進(jìn)行了相關(guān)設(shè)計(jì)及試驗(yàn)工作，說明了該設(shè)計(jì)思路的準(zhǔn)確性。張彥軍等[15]利用轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)技術(shù)與計(jì)算流體力學(xué)的手段設(shè)計(jì)超臨界翼型，并利用試驗(yàn)總結(jié)了轉(zhuǎn)捩特性與來流參數(shù)的相關(guān)規(guī)律，為超臨界層流翼型設(shè)計(jì)提供了一定的參考。許聯(lián)銘等[16]設(shè)計(jì)了前掠層流機(jī)翼，其設(shè)計(jì)方法使機(jī)翼在跨聲速條件下獲得了50%～60%的層流區(qū)長度。

上述自然層流相關(guān)文獻(xiàn)的工作大多是基于計(jì)算流體力學(xué)開展的，說明模擬計(jì)算在層流翼型設(shè)計(jì)上具有足夠的準(zhǔn)確性。對(duì)于自然層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)，合理的數(shù)值方法至關(guān)重要。常用的湍流模型如Spalart-Allmaras (S-A)模型、k-ω剪切應(yīng)力運(yùn)輸(Shear Stress Transport，SST)模型等基于全湍的湍流模型均無法模擬層流轉(zhuǎn)捩這一過程。目前工程上常用Menter等[17-18]提出的γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩。對(duì)于復(fù)雜分離流動(dòng)的機(jī)理，由于傳統(tǒng)的雷諾平均(Reynolds-Averaged Navier-Stokes，RANS)框架下流場(chǎng)在近壁面區(qū)域具有較大的湍流黏性，使分離流場(chǎng)預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性受到了一定限制，不少學(xué)者甚至開始嘗試將該模型與分離渦模擬(Detached Eddy Simulation，DES)方法結(jié)合[19-22]，以此對(duì)具有層流轉(zhuǎn)捩的分離流場(chǎng)進(jìn)行預(yù)測(cè)。但從文獻(xiàn)[19-20]的研究結(jié)果看，基于雷諾平均RANS框架的γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在層流轉(zhuǎn)捩的預(yù)測(cè)上具有良好的準(zhǔn)確性。

本文研究對(duì)象為中國航空工業(yè)集團(tuán)公司第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院設(shè)計(jì)的某特殊構(gòu)型層流機(jī)翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)，該無人機(jī)采用創(chuàng)新布局形式，將試驗(yàn)驗(yàn)證段與飛行平臺(tái)較好地結(jié)合起來，整體布局方案具備性價(jià)比高、飛行試驗(yàn)效率高的特點(diǎn)，旨在驗(yàn)證不同飛行高度和馬赫數(shù)時(shí)層流在真實(shí)大氣飛行條件下的流動(dòng)狀態(tài)和減阻效果，是一項(xiàng)具有開創(chuàng)性意義的工作。針對(duì)該驗(yàn)證機(jī)低速條件下中央翼段的失速分離特性進(jìn)行優(yōu)化修形，旨在提高低速飛行狀態(tài)下的失速特性。首先基于CFL3D求解器利用RANS方法對(duì)Aerospatiale-A翼型進(jìn)行數(shù)值方法及網(wǎng)格拓?fù)湓诘退贄l件下轉(zhuǎn)捩及分離現(xiàn)象準(zhǔn)確性的驗(yàn)證，然后結(jié)合試驗(yàn)驗(yàn)證高速條件下層流驗(yàn)證機(jī)構(gòu)型的計(jì)算準(zhǔn)確性，最后針對(duì)層流驗(yàn)證機(jī)中央翼段翼型進(jìn)行優(yōu)化修形，以期提高其在低速、水平面高度飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，并保證其在高速巡航狀態(tài)下依舊具有較好的氣動(dòng)特性。

1 計(jì)算方法

湍流模型采用基于k-ωSST模型的四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型，該模型利用參數(shù)γ對(duì)標(biāo)準(zhǔn)兩方程k-ωSST模型中湍動(dòng)能方程的生成項(xiàng)與破壞項(xiàng)進(jìn)行修正模擬轉(zhuǎn)捩過程。標(biāo)準(zhǔn)形式的兩方程k-ωSST模型湍動(dòng)能方程為[23]

(1)

式中：ρ為密度;k為湍動(dòng)能;t為時(shí)間;uj為各方向速度;xj為空間坐標(biāo);τij為切向應(yīng)力張量;Sij為應(yīng)變率張量;β*為模型常數(shù)，β*=0.09;ω為比湍流耗散率;μ為動(dòng)力黏度;σk為模型變量;μt為渦黏系數(shù)。

四方程轉(zhuǎn)捩模型湍動(dòng)能方程具體形式為[24]

min(max(γeff,0.1),1.0)ρβ*ωk+

(2)

式中：γeff為間歇因子。

利用Aerospatiale-A翼型分析湍流模型和網(wǎng)格拓?fù)涞臏?zhǔn)確性。

采用的計(jì)算程序CFL3D以格心格式的有限體積法離散控制方程。對(duì)于空間離散，無黏項(xiàng)采用Roe平均通量差分分裂格式(FDS)，單元界面上差值模板為三階MUSCL(Monotonic Upstream-Centered Scheme for Conversation Laws)格式，采用min-mod限制器防止在間斷處出現(xiàn)數(shù)值震蕩。黏性項(xiàng)采用中心差分格式。時(shí)間推進(jìn)方式采用近似因子分解(AF)隱式時(shí)間推進(jìn)算法。

2 Aerospatiale-A翼型驗(yàn)證算例

2.1 計(jì)算模型

利用Aerospatiale-A翼型分析標(biāo)準(zhǔn)兩方程k-ωSST模型和四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型對(duì)層流翼型氣動(dòng)參數(shù)的計(jì)算準(zhǔn)確性。

選擇計(jì)算迎角α為13.3°，在該迎角下上翼面同時(shí)具有轉(zhuǎn)捩與后緣分離現(xiàn)象[25]。計(jì)算雷諾數(shù)Re=2.1×106，計(jì)算馬赫數(shù)Ma=0.15，湍流強(qiáng)度Tu=0.2%，湍流黏性比為10，模型展向長度為1倍弦長。

表1為計(jì)算網(wǎng)格參數(shù)，計(jì)算網(wǎng)格示意圖參見圖1。翼型上翼面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為下翼面的1.6倍。

表1 計(jì)算網(wǎng)格參數(shù)

圖1 Aerospatiale-A翼型繞流計(jì)算網(wǎng)格

2.2 計(jì)算結(jié)果與討論

對(duì)于Aerospatiale-A翼型，目前可用F1和F2試驗(yàn)結(jié)果[25]進(jìn)行參照，F(xiàn)1與F2數(shù)據(jù)在不同風(fēng)洞下得到。F2試驗(yàn)數(shù)據(jù)包含了流場(chǎng)中的部分速度測(cè)量數(shù)據(jù)，相較于F1試驗(yàn)數(shù)據(jù)更為全面，因此與計(jì)算結(jié)果作對(duì)比的試驗(yàn)數(shù)據(jù)均為F2試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

圖2(a)和圖2(b)分別為采用表1中網(wǎng)格2的標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST和不同網(wǎng)格下γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在非定常求解的翼面沿展向平均后的壓力系數(shù)(Pressure Coefficient，Cp)和摩擦阻力系數(shù)(Friction Coefficient，Cf)?？芍捎棉D(zhuǎn)捩模型時(shí)，計(jì)算網(wǎng)格2與計(jì)算網(wǎng)格3的Cp與Cf預(yù)測(cè)結(jié)果吻合良好，計(jì)算網(wǎng)格1在預(yù)測(cè)Cp時(shí)前緣峰值更大；而在Cf分布中，其對(duì)轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)更加靠前，說明計(jì)算網(wǎng)格1無法準(zhǔn)確預(yù)測(cè)翼面參數(shù)，計(jì)算網(wǎng)格2 已達(dá)到了良好的網(wǎng)格收斂性，后續(xù)將針對(duì)計(jì)算網(wǎng)格2計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析。在Cp與Cf的預(yù)測(cè)中，3種γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型均較標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型獲得了與試驗(yàn)結(jié)果匹配更好的結(jié)果。對(duì)于圖2(a)所示的Cp，標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型在前緣附近預(yù)測(cè)的Cp有較大程度的失真，在試驗(yàn)值Cp最大位置誤差約8.7%，而γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在該處Cp誤差約2.9%，且在整個(gè)翼段上標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型預(yù)測(cè)的Cp均較γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型的低，因此γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在Cp預(yù)測(cè)上具有更好的準(zhǔn)確性。對(duì)于圖2(b)所示的Cf，由于標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型不具備捕捉轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象的能力，其在整個(gè)翼段上的Cf預(yù)測(cè)均有較大誤差，而γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型能準(zhǔn)確地捕捉轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，從而在整個(gè)翼段的Cf預(yù)測(cè)上具有更好的準(zhǔn)確性。

圖2 不同計(jì)算模型壓力與表面摩阻系數(shù)分布

圖3為采用計(jì)算網(wǎng)格2時(shí)不同弦向站位下標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST和γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在非定常求解的翼面沿展向平均后的速度型分布，其中橫坐標(biāo)為當(dāng)?shù)厮俣萓w與來流速度Uinf的比值，縱坐標(biāo)為翼面法向高度yw與翼型弦長c的比值?？煽闯鰳?biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型預(yù)測(cè)的附面層均偏厚，相比較而言γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型預(yù)測(cè)的速度型更能匹配F2試驗(yàn)結(jié)果。從圖3(d)可看出在x/c=0.825時(shí)翼面開始出現(xiàn)分離，而γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型的預(yù)測(cè)結(jié)果顯示該模型在翼面分離的預(yù)測(cè)上具有一定的延遲。而從圖3(e) 可知在充分發(fā)展的分離區(qū)中γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型預(yù)測(cè)的速度型同樣具有良好的準(zhǔn)確性。

圖3 上翼面不同站位的速度型分布

對(duì)于同時(shí)具有轉(zhuǎn)捩和流場(chǎng)分離現(xiàn)象的Aerospatiale-A翼型二維翼段低速狀態(tài)分析，在使用的網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)下四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在壓力系數(shù)、摩擦阻力系數(shù)和邊界層速度型分布的預(yù)測(cè)上均能較為合理地吻合F2試驗(yàn)結(jié)果，為γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在低速條件下翼型優(yōu)化提供了有力的依據(jù)。

3 某傳統(tǒng)翼型驗(yàn)證算例

3.1 風(fēng)洞試驗(yàn)及計(jì)算模型

研究對(duì)象為中國航空工業(yè)集團(tuán)公司第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院設(shè)計(jì)的某特殊構(gòu)型層流驗(yàn)證機(jī)。利用某傳統(tǒng)翼型驗(yàn)證高速條件下層流驗(yàn)證機(jī)中央翼段數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性，該層流驗(yàn)證機(jī)在高速巡航時(shí)飛行馬赫數(shù)為0.7，升力系數(shù)為0.19，迎角約1°～2°。試驗(yàn)采用的風(fēng)洞為風(fēng)雷FL-60風(fēng)洞。采用1∶7 的縮比模型，試驗(yàn)壓力為101.651 kPa，馬赫數(shù)為0.7，雷諾數(shù)約8.0×106，來流湍流強(qiáng)度為0.4%。圖4為層流轉(zhuǎn)捩驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)照片。

圖4 層流轉(zhuǎn)捩驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)

數(shù)值模擬計(jì)算條件與試驗(yàn)條件相同，翼型與翼段數(shù)模如圖5所示，中央翼段的計(jì)算網(wǎng)格拓?fù)渑c圖1所示Aerospatiale-A翼型網(wǎng)格拓?fù)湎嗨?，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)相同。

圖5 中央翼段轉(zhuǎn)捩驗(yàn)證模型

3.2 試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果對(duì)比

圖6所示為迎角1°時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算Cf云圖的對(duì)比。從圖6(a)的試驗(yàn)熱敏成像圖可看出中央翼段的轉(zhuǎn)捩區(qū)呈現(xiàn)出鋸齒狀特征，其中較亮的區(qū)域?yàn)閷恿鲄^(qū)。而試驗(yàn)結(jié)果與圖6(b)計(jì)算結(jié)果所呈現(xiàn)的光滑轉(zhuǎn)捩區(qū)存在一定差異，該鋸齒狀形態(tài)考慮為用于試驗(yàn)的翼段表面涂層存在一定的如顆粒等使表面粗糙的物質(zhì)或是來流污染物等因素提前誘導(dǎo)了轉(zhuǎn)捩，因而實(shí)際轉(zhuǎn)捩位置取層流區(qū)能達(dá)到的較大且延展向較平整的弦向距離。

圖6 迎角1°時(shí)試驗(yàn)與計(jì)算轉(zhuǎn)捩位置對(duì)比

表2為不同迎角下試驗(yàn)和計(jì)算轉(zhuǎn)捩位置與弦長c之比的對(duì)比數(shù)據(jù)，其中計(jì)算網(wǎng)格2和計(jì)算網(wǎng)格3分別為中央翼段與表1所示的計(jì)算網(wǎng)格2與計(jì)算網(wǎng)格3節(jié)點(diǎn)分布相同的計(jì)算網(wǎng)格。需要說明的是，由于計(jì)算網(wǎng)格1無法準(zhǔn)確模擬低速條件下的Cp與Cf分布，故不再對(duì)其進(jìn)行驗(yàn)證。從對(duì)比數(shù)據(jù)可看出在高速條件下兩套網(wǎng)格預(yù)測(cè)的轉(zhuǎn)捩位置吻合良好，計(jì)算所得的轉(zhuǎn)捩位置在-2°與-1°迎角下與計(jì)算結(jié)果存在較大差異，而隨著迎角增加，計(jì)算誤差逐漸減小，而迎角達(dá)2°時(shí)誤差僅有2%，考慮后續(xù)對(duì)翼型優(yōu)化時(shí)高速條件下主要保證其巡航狀態(tài)具有較好的氣動(dòng)特性，而計(jì)算預(yù)測(cè)的巡航狀態(tài)轉(zhuǎn)捩位置具有較好的合理性，因而計(jì)算模型可用于后續(xù)層流翼型的優(yōu)化。

表2 試驗(yàn)與計(jì)算轉(zhuǎn)捩位置對(duì)比

圖7為迎角1°時(shí)翼段上翼面在對(duì)稱面附近的試驗(yàn)Pressure-Sensitive Paint (PSP)壓力系數(shù)云圖，其中橫坐標(biāo)為距前緣弦向距離與弦長之比，縱向范圍是以中央翼段展向50%站位為中心，兩側(cè)距離為20%弦向長度的區(qū)域。從圖7可知，翼段對(duì)稱面附近區(qū)域的Cp分布較為均勻。圖8給出了翼段對(duì)稱面處的試驗(yàn)與計(jì)算Cp曲線?？煽闯鲇?jì)算網(wǎng)格2與計(jì)算網(wǎng)格3的計(jì)算結(jié)果吻合良好，說明計(jì)算網(wǎng)格2具有良好的計(jì)算準(zhǔn)確性。但從1°迎角的計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比可知，除前緣部分外計(jì)算結(jié)果均高于試驗(yàn)結(jié)果。為分析該原因，給出了0°迎角的計(jì)算結(jié)果，0°迎角的計(jì)算Cp與迎角1°的試驗(yàn)Cp吻合較好，說明試驗(yàn)迎角存在一個(gè)系統(tǒng)誤差，而前緣Cp存在差異的原因可能為實(shí)際加工的試驗(yàn)翼段前緣彎度不匹配或測(cè)壓裝置使實(shí)際模型與計(jì)算模型存在一定差異。>

圖7 迎角1°時(shí)試驗(yàn)PSP壓力系數(shù)云圖

圖8 試驗(yàn)與計(jì)算壓力系數(shù)對(duì)比

4 中央翼段層流翼型優(yōu)化修形及分析

4.1 計(jì)算模型及計(jì)算條件

圖9為層流驗(yàn)證機(jī)的數(shù)模，其中中央翼段翼型為針對(duì)驗(yàn)證機(jī)在高速巡航狀態(tài)飛行時(shí)設(shè)計(jì)的翼型。由于主要分析中央翼段的氣動(dòng)特性，并從翼型的角度對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行優(yōu)化修形，故需保證中央翼段近物面的計(jì)算網(wǎng)格與圖1所示的Aerospatiale-A翼型計(jì)算網(wǎng)格相同。

圖9 層流驗(yàn)證機(jī)的數(shù)模

針對(duì)低速與高速飛行狀態(tài)對(duì)層流驗(yàn)證機(jī)的繞流流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，分析中央翼段在低速及高速條件下的氣動(dòng)特性。低速計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=0.20、海拔高度H=0、雷諾數(shù)Re=4.93×106；高速計(jì)算狀態(tài)為Ma=0.7、H=8 000 m、Re=7.86×106、湍流強(qiáng)度Tu=0.4%，湍流黏性比為10。

4.2 計(jì)算結(jié)果對(duì)比及分析

由于計(jì)算中采用的數(shù)模沿對(duì)稱軸對(duì)稱，圖10給出了采用原始層流翼型時(shí)層流驗(yàn)證機(jī)不同迎角下半模上翼面Cp云圖及流線圖?？煽闯鲈?°迎角時(shí)中央翼段前緣在與機(jī)身連接處已出現(xiàn)了小尺度分離；隨迎角增加至10°，前緣分離已由翼身連接處向機(jī)翼中段延伸；當(dāng)迎角增加到12°后，分離逐漸向后緣發(fā)展；而在迎角達(dá)14°時(shí)分離區(qū)幾乎已占據(jù)半個(gè)上翼面。

圖10 低速條件下原始翼型中央翼段上翼面壓力系數(shù)及流線分布

圖11為高速巡航狀態(tài)下中央翼段為原始層流翼型的上翼面Cp、流線與Cf分布情況?？芍贛a=0.7的巡航狀態(tài)(升力系數(shù)保持在0.19)下，上翼面的流線保持了較好的附著狀態(tài)，且從上翼面Cf分布可知，中央翼段保持了較好的層流特性。

圖11 高速條件下原始翼型中央翼段上翼面壓力系數(shù)、流線與摩擦阻力系數(shù)分布

針對(duì)低速情況下上翼面存在的分離問題，通過對(duì)翼型進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化修形減緩低速大迎角情況下的分離發(fā)展。對(duì)于翼型外形的調(diào)整主要集中在翼型前緣下表面位置，通過減小前緣下表面位置的曲率變化改善前緣駐點(diǎn)附近氣流的速度特性以延緩分離。翼型上表面不做修形以維持其高速層流特性不變。

圖12所示為修形前后翼型對(duì)比，可看出改進(jìn)前的翼型前緣具備尖劈特征、鈍度很小、極易觸發(fā)分離，因此只需對(duì)前緣外形進(jìn)行微量調(diào)整，消除尖劈特征，即可獲得較為顯著的失速特性改善效果。改進(jìn)后的翼型下表面曲率過渡更加平緩，上表面曲率僅因曲率過渡而存在略微的調(diào)整，而除前緣附近的曲率變化外，改進(jìn)翼型與原始翼型的差異非常小。

圖12 修形前后翼型對(duì)比

圖13所示為改進(jìn)中央翼段翼型后低速條件下不同迎角上翼面的壓力系數(shù)Cp分布及流線，可看出當(dāng)迎角為8°時(shí)，相比于圖10相同計(jì)算狀態(tài)下中央翼段采用原始翼型的結(jié)果，中央翼段前緣在與機(jī)身連接處出現(xiàn)的小尺度分離已得到了較好的抑制。迎角增大到10°時(shí)，該處分離亦沒有出現(xiàn)，說明減小前緣下表面的曲率變化對(duì)低速前緣分離的初始發(fā)展有良好的抑制作用。在迎角增大到12°后，中央翼段前緣與機(jī)身連接處出現(xiàn)了較小的分離，從流線形態(tài)上來看，該分離強(qiáng)于原始翼型在8°迎角時(shí)該處的分離，說明改進(jìn)翼型可將初始分離推遲2°～4°迎角。當(dāng)迎角增加到14°時(shí)分離已向翼段中央發(fā)展，相較于原始翼型在14°迎角時(shí)的分離形態(tài)，改進(jìn)翼型后的翼段整體分離程度較弱，且翼段中央部分分離程度低于翼段與機(jī)身結(jié)合處，說明分離區(qū)還未由結(jié)合處向翼段中央完全發(fā)展，較原始翼型的翼段分離看，翼型改進(jìn)已較大程度地改善了低速大迎角情況下的前緣分離特性，對(duì)氣動(dòng)特性有較大提升。

圖13 低速條件下改進(jìn)翼型后中央翼段上翼面壓力系數(shù)及流線分布

圖14為高速條件計(jì)算得到的巡航狀態(tài)下原始翼型上翼面Cp、流線與Cf分布。與圖11相同條件下中央翼段采用原始翼型數(shù)據(jù)的計(jì)算結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，可見改進(jìn)翼型后中央翼段上表面的流線幾乎與原始模型一致，說明改進(jìn)翼型并未使翼段上翼面的流態(tài)在高速巡航狀態(tài)下惡化，且從Cp云圖與Cf云圖對(duì)比可看出改進(jìn)翼型后，中央翼段上表面的Cp和Cf分布幾乎與原始計(jì)算模型的Cp和Cf相同，說明改進(jìn)翼型保持了原始模型在高速巡航狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

圖14 高速條件下改進(jìn)翼型中央翼段上翼面壓力系數(shù)、流線與摩擦阻力系數(shù)分布

圖15為高速巡航狀態(tài)下中央翼段Cp在50%展向站位處的曲線對(duì)比。從對(duì)比曲線可知，中央翼段翼型改進(jìn)前后，除前緣附近的Cp分布有較小差異外，整體Cp分布幾乎一致，說明改進(jìn)翼型較好地保持了中央翼段的氣動(dòng)特性。

圖15 高速條件下中央翼段剖面壓力系數(shù)分布

圖16為低速狀態(tài)下中央翼段翼型改進(jìn)前后全機(jī)升力曲線與升阻極曲線對(duì)比,圖中CL和CD分別為升力系數(shù)和阻力系數(shù)?？芍倪M(jìn)翼型后低速計(jì)算狀態(tài)下全機(jī)的升力整體高于采用原始翼型的全機(jī)升力，雖升力曲線的非線性段均出現(xiàn)在10°迎角后，但隨迎角增加，改進(jìn)翼型對(duì)全機(jī)升力的貢獻(xiàn)逐漸明顯。對(duì)于采用原始翼型的全機(jī)升力曲線，其拐點(diǎn)出現(xiàn)在迎角為16°時(shí)，而采用改進(jìn)翼型后拐點(diǎn)被推遲到了迎角為18°時(shí)，且最大升力系數(shù)提高了近0.15，進(jìn)一步說明中央翼段采用改進(jìn)翼型后可較好地提升全機(jī)的氣動(dòng)性能。從升阻極曲線可知改進(jìn)翼型在低升力時(shí)氣動(dòng)特性略低差于原始翼型，但在升力系數(shù)高于1.2后其氣動(dòng)特性較原始翼型有明顯的提升。

圖16 低速條件下全機(jī)氣動(dòng)特性曲線對(duì)比

5 結(jié) 論

研究的特殊構(gòu)型層流驗(yàn)證機(jī)機(jī)身通過中央層流驗(yàn)證翼段連接，該中央翼段對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性有較大影響。通過標(biāo)準(zhǔn)Aerospatiale-A翼型驗(yàn)證算例對(duì)計(jì)算模型及基準(zhǔn)網(wǎng)格分布的準(zhǔn)確性進(jìn)行評(píng)估，并利用風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)高速巡航狀態(tài)的計(jì)算精度進(jìn)行考量，在保證計(jì)算精確性的前提下利用數(shù)值計(jì)算對(duì)中央翼段的翼型進(jìn)行優(yōu)化修形，在兼顧高速巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性的前提下合理提升低速狀態(tài)的氣動(dòng)特性。

1) 在對(duì)Aerospatiale-A翼型的驗(yàn)證計(jì)算中，對(duì)比了標(biāo)準(zhǔn)兩方程SST模型和四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型在壓力分布、摩擦阻力系數(shù)與上翼面不同站位速度型分布上的預(yù)測(cè)情況。標(biāo)準(zhǔn)SST模型預(yù)測(cè)的上翼面壓力分布整體低于試驗(yàn)值，且由于其無法預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩過程，其上翼面摩擦阻力系數(shù)的模擬結(jié)果也與試驗(yàn)值相差較大，而四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。在速度型的預(yù)測(cè)上，標(biāo)準(zhǔn)SST模型預(yù)測(cè)的附面層厚度在不同站位上均較厚，整體而言四方程γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型對(duì)速度型的預(yù)測(cè)更符合實(shí)際。

2) 在高速巡航狀態(tài)的驗(yàn)證中，利用試驗(yàn)對(duì)轉(zhuǎn)捩位置和翼面壓力分布進(jìn)行了對(duì)比驗(yàn)證。從轉(zhuǎn)捩位置看，雖在迎角較小時(shí)計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果存在一定差異，但在巡航角度附近轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)與試驗(yàn)結(jié)果匹配較好。從壓力分布預(yù)測(cè)看，計(jì)算結(jié)果具有與試驗(yàn)結(jié)果匹配較好的趨勢(shì)?？傮w而言，在高速巡航狀態(tài)下的計(jì)算結(jié)果較為合理。

3) 在低速條件下將改進(jìn)翼型應(yīng)用于中央翼段后，前緣分離從迎角為8°延緩到迎角為12°，雖在迎角為14°時(shí)翼面也出現(xiàn)了較為嚴(yán)重的分離，但相比于原始翼型在迎角為14°時(shí)的流線，其整體分離程度依舊較小。結(jié)合低速狀態(tài)的升力和升阻極曲線，改進(jìn)翼型明顯整體提升了低速狀態(tài)下的全機(jī)氣動(dòng)特性。對(duì)于高速巡航狀態(tài)，改進(jìn)翼型僅在前緣附近與原始翼型的壓力分布有略微差異，整體而言其并未對(duì)物面參數(shù)產(chǎn)生影響，說明新翼型滿足優(yōu)化目標(biāo)。