多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟

多段翼型风洞侧壁边界层的数值模拟
邓小龙;解亚军;张理想
【摘要】文中采用CFD数值方法,对相对厚度为17％的GAW-1多段翼型进行了侧壁边界层的数值模拟,并与西工大NF-3低速风洞的实验结果进行了比较.结果表明:对于NF-3翼型测压实验而言,当攻角小于4°时,风洞侧壁边界层对翼型展向的影响可忽略；当攻角大于4°时,风洞侧壁边界层对翼型中间剖面的流场影响必须加以控制和修正；并验证了NF-3风洞侧壁边界层吹除控制系统可以有效控制侧壁边界层的干扰,改善和提高翼型的气动特性.
【期刊名称】《弹箭与制导学报》
【年(卷),期】2012(032)004
【总页数】4页(P161-164)
【关键词】侧壁边界层;翼型;气动特性;数值模拟
【作者】邓小龙;解亚军;张理想
【作者单位】西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室,西安710072;西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国家重点实验室,西安710072;中航工业西安飞机工业(集团)有限责任公司,西安710089
【正文语种】中文
【中图分类】V211.3
0 引言
在风洞翼型实验中，上下洞壁干扰可以通过工程方法加以修正，但模型与壁面流动的相互耦合作用很难用工程方法加以修正，因此风洞洞壁干扰及其修正是需要解决的主要问题。

Marcos Soares，Nide G C R Fico Jr等应用FLUENT成功地对多段翼型进行了二维和三维的数值模拟，计算了不同迎角和缝宽对翼型末端和侧壁交界处流场的影响[1]。

Marcelo Assato、Roberto M.Girardi等人利用FLUENT软件分析了巴西新建的ITA风洞侧壁边界层对某多段翼型的流场影响情况[2－4];国内西工大对翼型风洞侧壁干扰进行了数值模拟研究，分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素[5]，西工大还对二维翼型实验的侧壁影响进行了研究[6]，结果表明选用合理的抽气方式可得到有效的二维实验结果。

多段翼型风洞侧壁边界层的干扰情况因各个风洞的流场不同而不同。

文中针对西工大NF-3低速翼型风洞，以带襟翼的GAW-1多段翼型的测压实验为研究对象，通过模拟翼型的升力曲线、压力分布、流场、压力云图，分析了风洞侧壁干扰对多段翼型表面流动和升力特性的影响情况，并结合风洞实验，探讨了吹除方法对改善翼型实验中侧壁边界层干扰的有效性。

1 数值分析相关理论
1.1 控制方程的离散
文中采用FLUENT软件中的有限体积法，应用二阶迎风格式对控制方程进行空间离散。

对控制方程采用了多步Runge-Kutta积分法，在时间方向上推进到定常状态为止，并采用当地时间步长、隐式残差光顺等措施来提高收敛速度。

图1 二维GAW-1两段翼型网格
1.2 计算网格
二维翼型的粘性网格采用O网格，在物面附近采用法向外推的方法生成边界层粘性网格(10－5量级)，在边界层以外的网格采用H网格，其内边界为边界层粘性网
格的外边界。

进出口远场和洞壁远场分别取为翼型弦长的20倍和15倍，可以认为是无侧壁干扰的。

网格节点数为29510(如图1所示)。

图2 三维GAW-1两段翼型网格
三维计算时，以NF-3低速风洞二元试验段的真实尺寸来建模，该试验段尺寸:长×宽×高=8m×3m×1.6m，翼型弦长为1.0m，展长为 1.6m。

取机翼展向中间剖面压力分布来研究。

三维机翼网格采用二维网格生成方法分别生成不同展向截面的二维翼型网格，然后将它们叠加起来，合成三维O-H网格。

第一层网格单元厚度为1.0×10－5倍弦长，网格节点数为1.52×106(如图2所示)。

2 算例
图3为GAW-1多段翼型在Re=3.8×106，襟翼偏角为δj=30°时的无侧壁干扰数值计算结果与WUS(213cm×305cm)风洞实验结果比较[7]。

从图中可以看出:在升力曲线线性段，数值计算结果与WUS风洞实验结果趋势基本相同，升力系数的斜率一致，最大失速攻角相同，都在α=10°左右。

以上分析表明本次数值计算方法可靠。

图3 GAW-1多段翼型升力曲线
3 数值计算结果及其分析
模拟状态取GAW-1两段翼型，雷诺数分别为:Re=1.6 ×106、Re=2.2 ×106、Re=2.7 ×106、Re=3.8×106，襟翼偏角δj=30°。

图4 GAW-1多段翼型不同雷诺数下的升力曲线
3.1 翼型升力曲线分析
图4 为GAW-1多段翼型在δj=30°，无侧壁干扰、不同雷诺数下的升力特性曲线对比。

从图4中可以看出:随雷诺数的增大，最大升力系数增大，失速迎角有提前趋势;在升力曲线的线性段各曲线的最大失速攻角均在α=10°左右。

3.2 翼型压力分布
图5 GAW-1多段翼型压力分布
图5 为Re=2.2 × 106、δj=30°时，不同攻角下无侧壁干扰和有侧壁干扰的中间
剖面压力分布对比曲线。

从图中可以看出:在攻角α ＜4°时，无侧壁干扰计算的主
翼和襟翼上的压力分布曲线和有侧壁干扰计算的机翼中间剖面的压力分布基本一致。

当攻角α＞4°，与有侧壁干扰计算的主翼和襟翼中间剖面的压力分布相比，无侧壁干扰计算的主翼和襟翼上的压力分布曲线前缘吸力峰值增大，压力曲线包络也增大。

在失速后，随着攻角增大，无侧壁干扰计算的主翼和襟翼压力吸力峰值比有侧壁干扰计算的压力吸力峰值增大的更为明显。

当攻角α=14°时，在主翼前缘和距主翼
前缘47%处，无侧壁干扰计算的主翼前缘吸力峰为:－10.99612571和－
1.723039941，而有侧壁干扰计算的机翼中间剖面的压力分别为－10.0497和－1.17262。

与有侧壁干扰计算的压力值相比，无侧壁干扰计算的压力值分别增大了0.946和 0.622，负压值相对增大了 9.5% 和53.04%。

以上分析说明了三维机翼
计算时存在风洞侧壁边界层干扰。

图6 GAW-1多段翼型中剖面流场图
3.3 中间剖面流场分析
图6 为Re=2.7 × 106、δj=30°，对应攻角下，有侧壁干扰的GAW-1多段翼型
中间剖面流场示意图。

从图中可以得到:当攻角α ＜4°时，风洞侧壁边界层对翼型
展向只有较小的挤压作用，GAW-1多段翼型模型主翼没有分离。

此时风洞侧壁边界层对中剖面的影响较小，可忽略。

当攻角α＞4°时，GAW-1 多段翼型主翼明显出现分离，且随攻角增大，分离向主翼前缘波及。

此时从洞壁拖出的自由涡在模型展向产生下洗，且波及到翼型的中间剖面，对翼型中间剖面的流场产生挤压作用，影响较大。

必须加以控制和修正。

3.4 翼型压力云图分析
图7 为Re=2.2 ×106、δj=30°，不同攻角下翼型压力云图。

从图中可以明显看出:
翼型前缘附近出现了低压区，洞壁附近和模型端部出现高压，而且攻角较大时，模型上高压区域增大，且高压区域离模型中间剖面越来越近。

从压力云图可以进一步说明:在二元风洞实验时，翼型前缘出现了较大的吸力峰;当翼型迎角较大或来流马赫数较高而导致模型表面附近出现激波时，由于逆压梯度的作用，将导致模型和侧壁相交处的边界层出现了过早的分离，这种分离区沿展向约以45°角向模型中间剖面扩展，从而严重影响翼型的绕流特性，使三元效应更明显。

图7 GAW-1多段翼型压力云图
4 数值计算和实验结果的比较
的实验结果进行了对比(如图8所示)。

从图中可以清楚的看出:文中采用的CFD数值模拟方法能够很好的模拟侧壁边界层的影响。

有侧壁吹气时的翼型升力系数大于无吹气时对应的升力系数。

有侧壁吹
图8 GAW-1多段翼型升力特性曲线
文中把Re=0.8 ×106，襟翼偏角为δj=30°时无侧壁干扰数值模拟计算结果与有无侧壁边界层吹气气时的翼型升力系数小于数值计算的原因可能是由于实验时的吹气量不够。

这说明NF-3低速风洞翼型实验存在侧壁边界层干扰，且NF-3风洞侧壁边界层吹除控制技术对于改善翼型实验中侧壁边界层的干扰是有作用的。

5 结论
通过将GAW-1多段翼型的风洞边界层的模拟，得出以下结论:
1)在NF-3低速翼型风洞中，随着攻角和风速的增大，最大升力系数增大;无侧壁干扰计算的主翼和襟翼压力吸力峰值比有侧壁干扰计算的压力吸力峰值增大的更为明显，严重影响翼型的绕流特性。

使三元效应更明显。

2)当攻角α＜4°时，风洞侧壁边界层对翼型展向只有较小的挤压作用，可忽略其影响;当α＞4°时，从洞壁拖出的自由涡将波及到翼型的中间剖面，对翼型中间剖面的流场产生的挤压作用影响较大。

必须加以控制和修正。

3)采用侧壁吹气技术可以有效地改善NF-3风洞侧壁边界层的影响，提高翼型的升力特性。

参考文献:
[1]Marcelo Assato，Nide G C R Fico Jr，Roberto M Girardi.Three-dimensional numerical simulation of a blowing boundary-layer control system，AIAA 2005 －4974[R].2005.
[2]Roberto M Girardi，Marcelo Assato.Effect of the blown plane jet thickness on the minimization of three-dimensional flow over a three-element airfoil model，AIAA 2006 － 1391[R].2006.
[3]Marcelo Assato，Nide G C R Fico Jr，Roberto da Mota Girardi.Effect of tangential blowing on two dimensional boundary layer of a wind tunnel，AIAA 2006 － 3874[R].2006.
[4]Marcelo Assato.Analysis of a methodology for 2-D high lift testing using
a boundary-layer control system by air blowing，AIAA 2007 －705[R].2007.
[5]焦予秦，乔志德.翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究[J].空气动力学学报，2001，19(4):471－477.
[6]陈志敏，王大海.二维翼型实验的侧壁影响研究[J].中国民航飞行学院学报，2001，12(1):4－7.
[7]W H Wentz Jr，H C Seetbaram.Development of a fowler flap system for
a high performance general aviation airfoil，NASA CR －2443[R].。