迎角對NACA63-618型機翼力學特性影響研究

羅金武 鄭向華 滕鵬 范煦 張博揚

摘要：為探究機翼迎角參數對力學特性的影響，采用流固耦合的數值模擬方法，實現對NACA63-618型等截面機翼的流場和結構的耦合模擬，并對不同設計迎角下的機翼進行力學特性影響分析。數值模擬結果表明，因翼面形狀而產生的升力對機翼的變形起著主要作用，在迎角為6度的情況下，NACA63-618型機翼升阻比相對較高，且擁有合理的壓力分布，利于升力的產生和高速下的穩定性飛行。

關鍵詞：NACA63-618翼型;等截面;迎角設計;流固耦合;數值模擬

中圖分類號：V211.41+2 文獻標志碼：A

文章編號：2095-5383（2020）04-0023-07

The Influence of Angle of Attack on the

Mechanical Properties of NACA63-618 Airfoil

LUO Jinwu， ZHENG Xianghua， TENG Peng， FAN Xu， ZHANG Boyang

（School of Intelligent Manufacturing，Chengdu Technological University， Chengdu 611730，China ）

Abstract：

In order to explore the influence of parameters of angle of attack on mechanical properties， the numerical simulation method of fluid-solid coupling was used to realize the coupling simulation of flow field and structure of NACA63-618 airfoil with constant cross section， and and the mechanical properties of airfoil under different angles of attack was analyzed. The numerical simulation results show that the lift generated by the shape of the wing surface plays a major role in the deformation of the wing.. When the angle of attack is 6 degrees， the lift-drag ratio of the wing is relatively high， and has a reasonable pressure distribution， which is conducive to the generation of lift and stable flight at high speed.

Keywords：NACA63-618 airfoil; constant section; angle of attack design; fluid-solid coupling; numerical simulation

固定翼飛行器中的機翼屬于核心部件，機翼特殊的截面翼型是產生飛行升力的主要來源。而機翼結構與位置布局直接影響了飛行器的力學特性。因此，需多方面考慮機翼選型和幾何參數設計問題來保證力學特性的穩定和提升。其中，飛行迎角就是一項重要的幾何設計參數，迎角是機翼前、后緣端點的連線（弦線）與飛行方向所形成的夾角，亦稱之為攻角。迎角的大小將直接影響到飛機的飛行特性[1]。所以，對于迎角設計的研究至關重要。

實際飛行過程中，機翼周圍的空氣呈現復雜而多變的流動狀態，這種不穩定的環境因素和機翼自身的特殊性導致了理論研究的困難。尤其對于機翼與空氣相互擾動的耦合場景，理論研究中的非線性化程度急劇增大，探求理論解析指導實際設計更是難以實現。目前，工程上常采用風洞試驗的方法[2-3]，利用精細化的傳感監測儀器和設備獲取的機翼周邊流場分布以及翼面受力的實驗數據，來試驗分析機翼的最佳設計迎角。但是，風洞試驗運行操作難、周期長、成本高、對試驗場地基礎設施也有著極高的要求，難以實現試驗的普及化。

隨著計算機技術的不斷完善，數值模擬仿真技術[4-5]給機翼流場分析帶來了更為經濟有效的研究手段，在指導機翼結構與飛行參數設計方面起到了重要作用[6-7]。本文采用流固耦合（Fluid-structure Interaction，FSI）數值模擬方法，以計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，CFD）模擬

求解機翼周圍流場狀態（如壓強、馬赫數、升阻比

等），以計算固體力學（Computational Solid Mechanics，CSM）模擬求解固體機翼力學狀態（如應力、應變等），實現了對NACA63-183型等截面機翼在不同迎角下力學特性的數值模擬仿真，用以指導高速飛行下的最佳飛行迎角，為機翼力學特性的研究提供了參考。

1 研究對象與方法

1.1 NACA63-618翼型

NACA63-618翼型作為美國國家航空咨詢委員會（NACA）開發的NACA系列翼型之一[8]，屬于層流設計翼型。相對于普通翼型而言，NACA63-618翼型前緣半徑更小，翼型最大厚度的位置后移，同時機翼上弧面線形更為平坦，使機翼表面流過的高速空氣能夠形成較大范圍的層流流動，從而減少飛行摩擦阻力。因此，該翼型在高速運行的固定翼飛行器上得到了廣泛的應用。

根據NACA提供的翼型生成軟件獲取如圖1所示的NACA63-618翼型輪廓，翼型參數具體含義如圖2所示。

1.2 流固耦合

流固耦合計算包含流場分析計算和結構分析計算[9]。利用數值仿真軟件STAR-CCM+，將穩態求解后的機翼周圍空氣壓力和速度等數據傳遞到機翼表面上進行應力、應變單向流固耦合分析，從而獲取有用信息。

機翼周圍流體的運動遵循質量守恒、動量守恒和能量守恒三大守恒定律[10]。

其中，質量守恒方程為：

其中：u為流體運動速度;F為外力;p為壓力;μ為動力黏性系數。

依據彈性力學基本原理，機翼結構力學建立在3個基本方程上：平衡微分方程、幾何變形方程以及應力-應變方程（本構關系）[11]。受到流場與自重作用，機翼發生位移變化，基于有限元法構建結構動力學控制方程[12]為：

Msd2δdt2+Csdδdt +Ksδ +? fs=0（3）

其中：Ms為固體質量矩陣;Cs為阻尼矩陣;Ks為剛度矩陣;δ為固體位移; fs為固體受到的外部載荷。再對3個基本方程進行數值求解，即可得到應變、應力和位移的結果數據[13-14]。

流固耦合中計算信息的傳遞在空氣流體計算域與機翼固體計算域形成的交界面中完成[15]。

1.3 力學特性指標

1.3.1 升力系數

升力系數主要用于衡量飛機的舉升特性，也稱舉力系數，是無量綱量，是指飛機所受升力與氣體動壓及參考面積的乘積之比。定義式為：

CL=L0.5ρV∞2l

（4）

其中：CL為升力系數;L為升力;

V∞

為來流速度;l為特征尺度，對于飛機而言，一般用參考面積（機翼面積）表示。

1.3.2 阻力系數

阻力系數主要用于衡量飛行受阻程度，是無量綱量，是指飛機所受阻力與氣流動壓和參考面積的乘積之比。定義式為：

Cd=d0.5ρV∞2l（5）

其中：Cd為阻力系數;d為阻力（阻力與來流速度方向相同，向后為正）。

1.3.3 升阻比

升阻比是指升力系數與阻力系數之比，是正常飛行時對飛機力學特性的綜合反映。升阻比越高說明機翼獲取大升力的同時受阻越小，更有利于力學特性的提高。

1.3.4 壓力系數

壓力系數是一個無量綱數，它描述流體動力學中遍布整個流場的相對壓力，可用于研究機翼關鍵位置處的壓力分布情況。定義式為：

Cp=p0.5ρVSymboleB@2（6）

其中：Cp為壓力系數。

1.3.5 失速迎角

達到最大升力系數時所對應的迎角稱為失速迎角。當迎角過大超過失速迎角時，機翼上弧面的氣流流線無法連貫，層流流動受到的擾動增強，導致機翼上表面后緣方向出現較大范圍的流動分離現象，形成封閉的渦流，即分離渦。大尺度分離渦的出現將使上下翼面壓差大幅度減小，機翼升力急劇下降，飛行控制也將失靈，導致失速。

2 數值模擬

2.1 幾何模型

忽略機身尺寸對機翼周圍空氣流動的影響，結合對稱性的數值模擬方式簡化幾何模型來建立單個機翼的分析計算域。根據NACA63-618翼型輪廓建立三維、等截面的飛機機翼模型和相對應的流場區域模型。如圖3（a）所示，機翼總長4 m，弦長1 m，翼根位于對稱面。圖3（b）的流場區域模型利用布爾減運算生成，由來流入口、出口、遠場、對稱面和耦合邊界所圍成。為保證數值計算的精度和穩定性，讓機翼周圍氣體流動狀態充分發展而達到計算的收斂，建立的入口截面為圓弧形，入口最遠端距離機翼前緣垂直距離為17 m，出口距離前緣垂直距離25 m，流體區域總高度30 m，寬度10 m。機翼模型與流場模型耦合邊界（接觸面）需完全貼合，用于數據的準確傳輸。

2.2 邊界設置和網格模型

將幾何模型導入STAR-CCM+分配出流體域和固體域，指定基本的邊界類型。在耦合邊界上流體與固體的求解設置為無滑移壁面Wall，并建立交界面Interface。固體區域的翼根邊界為壁面Wall，并設定其為固定端。流場區域的對稱面邊界為對稱平面Symmetry Plane，入口、出口和遠場邊界均為自由流動Free Steam，并設定自由流方向（1，0，0），馬赫數0.8，壓強101 325 Pa。

如圖4（c）所示，采用STAR-CCM+獨有的多面體網格自適應技術進行機翼和流體區域的網格劃分。為保證計算精度，對氣體流動較為復雜的區域進行網格細化，如圖4（a）所示，依次在機翼外圍建立近壁加密區和過渡加密區。為機翼邊界處劃分出棱柱層網格，且第一層網格法向高度為0.1 mm，棱柱層邊界層網格步長增長率為1.2，如圖4（b）所示。

對計算結果進行網格無關性驗證，最終獲取的流體區域網格單元為6 392 321個，機翼固體網格單元為37 186個，翼型表面的y+值均小于1，滿足翼型氣動模擬對計算網格的要求。

2.3 物理模型

流體設置為300 K的空氣，密度為1.177 kg/m3、動力黏度為4.58 ×10-5 Pa·s、迎風來速為0.8 Ma（約277.7 m/s），重力加速度9.81 m/s2。迎角取0° ～16° 計算升阻比。假設流體為理想氣體，進行三維穩態計算，采用適合于跨音速數值模擬的標準Spalart-Allmaras湍流模型[16]，并使用所有y+壁面處理模型對邊界層的第一層網格進行模擬計算。

假設機翼為線性各向同性彈性固體應力材料，考慮自重，機翼密度為7 850 kg/m3、彈性模量為2×1011 Pa、泊松比為0.3，屈服極限為250 MPa，強度極限為460 MPa。在三維、穩態計算中使用有限體積固體應力模型（finite volume solid stress model）求解整個機翼的應力狀態。同時激活流體與固體的單元質量校正模型（cell quality remediation model），以限制劣質單元對求解的影響。

采用上文的數值模擬方法對機翼進行氣動力學分析，所獲結果的可靠性和精度已在多種翼型的計算流體力學問題以及流固耦合問題的研究中得到驗證，文獻[16]說明了具體的驗證過程。

2.4 流場計算與分析

以迎角為0° 時為例，在STAR-CCM+中首先凍結固體應力求解器后進行CFD計算，經過后處理可以觀察流場作用在機翼邊界處的壓力、流過機翼的流線以及距離翼根2 m處截面的馬赫數云圖，如圖5、圖6和圖7所示。

從圖5的壓力云圖可以看出，最先與來流接觸的機翼前緣所受的氣體壓力最大。機翼上表面中的上緣（厚度較大處）壓力遠小于下緣處壓力，依據伯努利方程，可以推出在機翼的近壁面上緣處的流速更大，這在圖6和圖7中得到證實。

從圖6的流線圖可以看出，高速飛行的情況下，流過NACA63-618翼型的流體為層流流動，從而可減少摩擦阻力，層流流動與該翼型的設計特點是一致的，數值模擬結果與實際情況相吻合。分析圖7，最大馬赫數（流速）位于機翼上弧面靠近后緣的位置，該處擁有較大的速度梯度，會發生層流向湍流的轉變，易出現分離渦。

2.5 機翼結構計算與分析

以迎角0° 為例分析，加載機翼翼根處固定端約束，如圖8所示，將流體計算的結果通過流固耦合邊界直接傳遞至機翼固體結構中進行求解，此時要求凍結流體域的求解器，解凍固體應力求解器。進而計算獲取位移、應力、應變分布情況。

從翼根處開始外伸部位的位移不斷增加且最大位移位于機翼的自由端，如圖9所示，位移方向總體朝向機翼上方，說明升力足以克服機翼自重。觀察圖10的應力分布圖，可以發現作為懸臂梁的機翼，最大應力位于機翼翼根處，同時在此處出現最大應變，如圖11所示，但最大應力點并非因為機翼迎風阻力大而出現在翼型的前緣或后緣，而是位于翼根處的上部，說明因翼面形狀而產生的升力對機翼的變形起著主要作用。

3 迎角影響分析

3.1 升力、阻力與升阻比

利用STAR-CCM+中的報告功能，輸入101 325 Pa參考壓力、277.7 m/s參考速度以及1.177 kg/m3參考密度和受力方向即可分別生成升力或阻力的監測圖像和數據，進而獲取升阻比。

在設定的迎角范圍內，隨迎角的增加，升力系數、阻力系數均呈現遞增趨勢，如圖12所示，說明還未達到失速的狀態，迎角的增加提高了飛機的舉升特性同時增加了飛行阻力。但是分析升阻比曲線則是先增大后減小，在迎角為4° ～8° 附近達到最大值，約4.204～4.457左右，說明4° ～8° 的飛行迎角更有利于提高飛機在高速運行下的綜合氣動力學特性。

3.2 翼型截面的壓力系數分布

流場中機翼各個橫截面上的壓力分布呈現一致性，如圖5所示，故可用距離翼根2 m處的橫截面為分析對象，監控、對比不同迎角上下翼型的壓力分布情況，獲取的壓力系數沿翼型分布，如圖13所示，迎角較小時，上下翼面的壓力分布存在交叉部分，導致機翼上下壓差不明顯，進一步說明小迎角下的升力較小，不利于飛機舉升和高速飛行。對比發現，當迎角達到或高于6° 時，翼面壓差分明，能產生足夠的升力使得飛機平穩飛行。但是，隨著迎角的不斷增加，機翼后緣處流體邊界分離的情況越發嚴重，如圖14所示，邊界分離的起始點不斷向前緣移動，導致氣體來流的分離渦提前產生，這就增大了飛機失速的可能性。故迎角既不能過小也不能過大，取6° 左右較為合理。

3.3 機翼最大應力、應變以及變形量監測

根據不同迎角下的監測數據，可以列出機翼的最大應力、最大應變以及最大變形數值，見表1。分析可知，機翼的最大應力應變和位移都隨迎角的增大而增大，且均在許用范圍之內，在一定程度上說明了飛機結構的強度、剛度均能夠滿足要求。

4 結論

綜合考慮飛機的實際飛行情況，采用數值模擬仿真的方法實現了對NACA63-618型等截面機翼的流場和結構的耦合模擬，并對不同設計迎角下的機翼進行力學特性影響分析，結論和建議如下：

1）飛行中機翼承受的最大應力、最大應變點位于翼根處上部，機翼外伸部分向上變形發生位移且機翼自由端位移最大，因翼面形狀而產生的升力對機翼的變形起著主要作用。

2）在迎角為4° ～8° 度附近機翼升阻比達到最大值，約4.204～4.457左右，有利于提高飛機在高速運行下的綜合力學特性。

3）綜合機翼周圍流場狀態和機翼結構力學狀態，分析認為迎角6° 的情況下，機翼升阻比相對較高，且擁有合理的壓力分布有利用升力的產生，在0.8 Ma的飛行狀態下，其尾流邊界分離起始點相對靠進后緣，分離渦不明顯，這會降低機翼的顫振，也不易發生失速。

4）建議在安裝NACA63-618型機翼時，選擇6° 作為弦線與水平面的安裝角度，起飛時的長距離加速可以使得飛機盡快達到高速狀態。升空時雖有迎角以小角度的增加，但是根據圖13中的壓力分布數據，可以發現迎角的增加使得機翼上下面壓力差的顯著分布，更有利于飛機的上升運動，并且不會出現失速的狀態。待到飛機達到設定高度和飛行速度，即回到設計的迎角，穩定前行。

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