車載氣動實驗系統(tǒng)對機翼氣動特性影響數(shù)值模擬

楊建忠,李淞浩,盧 勇

(中國民航大學(xué)天津市民用航空器適航與維修重點實驗室,天津 300300)

飛機的全周期壽命周期中,早期的設(shè)計階段通常成本較少,但對全周期壽命的費用影響較大,早期的設(shè)計會決定全周期壽命的主要成本,因此導(dǎo)致設(shè)計階段的輸出結(jié)果尤為重要[1],也致使設(shè)計要求不斷提高,隨之設(shè)計成本也不斷提高。飛機的升力系數(shù)和升阻比的增加對起降過程中的有效載荷的增加有積極作用,即有助于提高飛機的經(jīng)濟性,故氣動設(shè)計和氣動試驗在早期設(shè)計階段會投入較多成本。車頂空氣動力實驗可以節(jié)約使用大型風(fēng)洞的昂貴成本,規(guī)避飛行試驗中試驗?zāi)Ｐ蛪嫐У娘L(fēng)險,并且實驗流場來流來自外界的真實環(huán)境,流場最接近真實飛行情況的流場特性。雖然不可避免地會受到車載系統(tǒng)的氣動干擾,但車載系統(tǒng)的經(jīng)濟性依然使得其被大量應(yīng)用。Morris等[2]使用了車載試驗的方法,在傾斜飛翼飛行器驗證模型的飛行測試中,發(fā)現(xiàn)并解決了穩(wěn)定性問題,開發(fā)并演示了一種簡單的穩(wěn)定性增強系統(tǒng),利用實驗?zāi)Ｐ秃腿珯C模型的氣動相似性,發(fā)現(xiàn)并解決了此傾斜翼飛行器的氣動缺陷。Bieniawski等[3]針對微型的離散效果器,用捕獲型車頂測試分別完成了開環(huán)和閉環(huán)的響應(yīng)測試。Lundstr?m等[4]也使用車載氣動實驗系統(tǒng)對Raven縮比模型的氣動性能進行測試。中外學(xué)者都使用過車載系統(tǒng)進行過動力裝置性能的測試[5-7]，攻角限位器、前緣渦發(fā)生器等機載裝置在設(shè)計中也被安裝在車載系統(tǒng)上預(yù)先試驗過。但車載系統(tǒng)對模型氣動特性的具體影響值得進一步研究。

現(xiàn)考慮車身的干擾[8],通過改變?nèi)S機翼安裝位置,研究車頂影響區(qū)內(nèi)機翼的氣動特性和流場特性,為車載試驗系統(tǒng)方案設(shè)計提供理論參考。

1 研究模型與數(shù)值方法

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

1.1 研究模型

研究模型和實驗設(shè)計樣本點分布位置如圖1所示,計算模型高度為距車頂平面0.2～0.8 m,每0.1 m遞增,前后距離為距車尾1～2.8 m,每0.3 m遞增。高度定義為機翼后緣到車頂平面的距離。

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

1.2 計算模型及邊界條件

采用有限體積法對不可壓N-S(Navier-Stokes)方程進行離散,定常不可壓問題的運動控制方程為

(1)

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

1.3 網(wǎng)格劃分

由于實際的汽車外形復(fù)雜,其細(xì)部特征較多,為了降低網(wǎng)格劃分的難度,同時提高計算效率,對汽車進行了適當(dāng)?shù)暮喕：雎云嚤砻嬗晁ⅰ④囕喖昂笠曠R等突出物,僅考慮其主要外形輪廓；對于三維網(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,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,計算域長寬高分別為15倍車長、10倍車寬和10倍車高。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)為弦長的1×10-5倍。機翼安裝角α=6°。

圖2 網(wǎng)格示意圖Fig.2 Grid diagram

機翼/車體壁面滿足無滑移邊界條件,采用運動地面模擬地面與車載系統(tǒng)的相對運動。流場邊界采用壓力遠場邊界條件。來流速度為23 m/s,機翼弦長c=0.15 m,展長b=0.6 m,根梢比為1。

1.4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

對于穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬,需要確定網(wǎng)格數(shù)與結(jié)果之間的無關(guān)聯(lián)性,即網(wǎng)格無關(guān)性驗證,現(xiàn)主要針對計算結(jié)果中升力系數(shù)進行無關(guān)性驗證。通過與標(biāo)準(zhǔn)模型NACA0012的3°迎角的實驗數(shù)據(jù)進行對比,對于A、B、C 3種網(wǎng)格數(shù)量進行無關(guān)性驗證,得出的結(jié)果如表1所示。

從表1中可以看出,網(wǎng)格數(shù)對模擬結(jié)果具有較大影響,網(wǎng)格數(shù)低于49.5萬時,計算結(jié)果與試驗值誤差較大,當(dāng)網(wǎng)格數(shù)超過69.2萬時,數(shù)值模擬結(jié)果變化差異不大,所以使用370萬的網(wǎng)格，滿足計算精度要求。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證結(jié)果Table 1 Grid independence validation results

2 數(shù)值驗證

由于車載實驗數(shù)值模型由汽車和機翼兩部分組成,為了充分驗證數(shù)值方法的有效性,根據(jù)文獻試驗數(shù)據(jù)和實驗室低速風(fēng)洞實驗測量計算得到的數(shù)據(jù)與本文數(shù)值實驗數(shù)據(jù),分別針對其他汽車模型和機翼模型進行了驗證性計算。其中升阻力系數(shù)定義為

(2)

式(2)中：L為升力；D為阻力；v為來流速度；S為機翼弦截面面積；ρ為來流氣體密度；pi為每個測壓點壓強；p為無窮遠處壓強,pi-p=ρgΔh,ρ為測氧裝置中液體的密度,h為測壓裝置中液柱的高度。

2.1 算例1

文獻[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)測點取得位置為z=60 mm平面,來流速度為30 m/s,對應(yīng)的湍流強度為2.6%,圖3所示為監(jiān)測點壓力系數(shù)的計算值與試驗值的對比,從圖3中可以看出計算值與實驗值基本吻合。

圖3 DrivAer模型監(jiān)測點壓力系數(shù)計算值與試驗值對比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)洞實驗測量計算得到的數(shù)據(jù),對本文計算方法進行算例驗證,計算條件為:安裝角α≤15°,V∞=23 m/s,參考弦長為0.15 m,雷諾數(shù)為236 184。從圖4(a)、圖4(b)中對比可以看出,在α≤15°范圍內(nèi),縱向氣動特性計算結(jié)果與試驗結(jié)果符合較好。計算得到機翼對稱截面的表面壓力分布對比結(jié)果如圖4(c)所示。可以看出,計算值和試驗值大體一致。以上計算結(jié)果表明本文數(shù)值計算方法具有較高的可信度,可以用于機翼車載狀態(tài)氣動性能的計算。

圖4 NACA0012計算結(jié)果對比圖Fig.4 Comparison of NACA0012 calculation results

3 氣動干擾分析

計算得出不同站位的氣動特性結(jié)果,通過流場流線圖分析氣動特性結(jié)果產(chǎn)生的原因。

3.1 氣動干擾特性

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

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

安裝迎角α=6°時,機翼升力系數(shù)隨相對高度的變化如圖6(a)所示。可以看出,第1列的機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,趨勢變?yōu)閱握{(diào)遞增。而在圖6(b)中可以看出,所有行的計算結(jié)果中,機翼升力隨橫向站位的變化趨勢均為單調(diào)遞減。第6列的站位點的計算結(jié)果較為接近單獨機翼計算結(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機翼的仿真結(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給出了流場計算區(qū)域內(nèi)對稱截面處的來流迎角圖。由圖7可知,不同安裝位置處的來流迎角θ有較大改變,這些變化規(guī)律與圖5(a)氣動響應(yīng)面存在峰值的結(jié)果相對應(yīng)。可以看出,來流迎角在1-1號站位點處達到最大值11.5°,來流迎角在7-1號站位點存在最小值,來流迎角響應(yīng)面趨勢也與升力系數(shù)響應(yīng)面保持一致。

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

3.2 氣動干擾流場分析

圖8所示為翼型處于不同安裝位置的對稱截面流線圖,主要觀察速度矢量方向,可以看出,車頂速度矢量方向與車頂外形相關(guān),在靠近車頭的部分,速度矢量有垂直向上的分量,在靠近車尾的部分,速度矢量有垂直向下的分量,這造成了機翼實際迎角的變化,與圖5(a)的結(jié)論保持一致。車頂?shù)牧鲌銎D(zhuǎn)效應(yīng)與車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,靠近車尾處的氣流受尾部繞流影響逐漸向下偏轉(zhuǎn),可以車尾處升力系數(shù)隨站位高度的增加而增加,與3.1節(jié)結(jié)果一致,這也說明車載試驗系統(tǒng)在實際設(shè)計過程中,機翼安裝位置不能過于靠前也不宜偏后,在本文計算結(jié)果中,縱向站位的5號點氣流偏轉(zhuǎn)較小。

圖8 不同安裝位置對稱截面流線圖Fig.8 Symmetrical cross-section flow diagram for different installation locations

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

圖9 不同安裝位置處機翼表面流線圖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不明顯,當(dāng)安裝位置靠近車頭時,機翼上表面氣流從弦向流動逐漸變化為向?qū)ΨQ面內(nèi)流動,顯然1-1安裝位置的機翼上表面氣流展向流動會最明顯,然而1-7安裝位置的機翼上表面氣流展向流動程度也大于7-1安裝位置,所以機翼上表面氣流展向流動隨著安裝逐漸靠近車頭呈現(xiàn)增強的趨勢,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)果相對應(yīng)。

4 結(jié)論

(1)驗證了用來預(yù)測計算車載實驗位置三維CFD數(shù)值計算方法的有效性與可靠性。

(2)對于試驗?zāi)Ｐ投?縱向安裝位置不同受到的氣動干擾隨著離車頂?shù)木嚯x增加而減小,橫向位置氣動干擾在車頭位置影響最大,在橫向6號站位的影響最小,實際位置為距離車尾0.6 m,為推薦實驗位置,安裝高度應(yīng)為在合理情況下盡量增加。

(3)在車載系統(tǒng)翼型縱向安裝位置對氣動性能的干擾較為明顯,在距離車后方縱向20%位置處的翼型氣動性能與單獨機翼的氣動性能接近。

(4)車載系統(tǒng)對流場中來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頂外形密切相關(guān),故可調(diào)整車頂外形對流場速度矢量方向進行修正。

綜上所述,在進行車載試驗系統(tǒng)的氣動布局設(shè)計時,需綜合考慮橫縱向距離對其氣動力產(chǎn)生的影響,從任務(wù)需求、結(jié)構(gòu)緊湊性等多方面進行考慮,選取合適的布局形式。在之后的研究中,將進一步開展車載系統(tǒng)的驗證性試驗。