考虑转捩影响的DLR_F4翼身组合体阻力计算

计 算 机 辅 助 工 程
Ｃｏ ｕ ｅ ｄｅ ｇ ｎ ｅｉ ｇ ｍｐ ｔ ｒＡｉ ｄ Ｅｎ ｉ ｅ ｒｎ
Ｖ０ ＿ ０ Ｎ（ ４ ｌ２ ） ．
Ｄｅ ． ２ ｌ ｃ ０ｌ
文 章 编 号 ：０ ６—０ ７ （０ １０ —０２０ １０ ８ Ｉ ２ １ ）４ ０７ ．５
考 虑转 捩 影 响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４翼 身 组 合体 阻力 计算
孙求解器一般不方便设置屡流边界层和湍流边界层在黏性阻力方面差异比较大并且还会有不同的激波附面层干扰的复杂影响肉此若不考虑转捩的影响很难完善计算和试验的阻力对比研究本文根据文献2提供的转捩位置通过在机翼前缘保留层流区进行层流计算在麒他k域采用湍流汁算的方法
第２ ０卷 第 ４期 ２１ ０ １年 １ ２月
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第 ４期
李权 ， ： 等 考虑 转捩 影响 的 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ —４翼 身组合 体 阻力计 算
７ ３
２０ ０ １年 ， Ｐ Ｉ以 Ｄ Ｒ— ４翼 身 组 合 体 为 模 Ｄ Ｗ Ｌ Ｆ 型， 发布 给 全 球 参 与 者 共 同 进 行 Ｃ Ｄ 阻 力 计 算 ． Ｆ ２ ０ 发 布 的 Ｄ Ｗ 总结 报 告 表 明 ， Ｆ ０ ２年 Ｐ Ｃ Ｄ计 算 结 果 的分散 度很 大 ， 算 所 得 的最 大 阻力 与 ： 阻 力 计 最小 相差 １ 以上． 倍 文献 ［ ］ 出 ， 后 的 首要 工作 应 是 １指 会 找 出结果 分 散 的根源 ， 减小 结果 分散 度 ． 在风 洞试 验 中 ， 模拟 真实 飞行 中的湍 流效应 ， 为
ｄ ｓｒｂ ｔ ｎ ｏ ｔ ｉ ｅ ｂ ｔ ｅ ｗｏ ｉｔｉ ｕ ｉ ｓ ｂ ａ ｎ ｄ ｙ ｈ ｔ ｍｅｈ ｄ ａ ｅ ａ ｉａｌ ｃ ｎ ｉｔｎ ｗｉ ｅ ｃ ｏｈ ｒ ａ ｄ ｈ ｍａｎ ｏ ｔ ｏ ｓ ｒ ｂ ｓｃ ｌｙ ｏ ｓｓｅ ｔ ｔ ｈ ａ ｈ ｔ ｅ ， ｎ ｔｅ ｉ ｄ ｆ ｒ ｎ ｅ ｏ ｈ ｏａ ｒ ｇ ｂｅｗｅ ｎ ｔ ｍ ｉｓ ｉ ｉｃ ｕｓ ｄ ａ ｉ ｅ ｅ ｃ ｆｔ ｅ ｔｔ ｌｄ ａ ｔ ｅ ｈｅ ｌ ｎ ｖ ｓ ｏ ｒ ｇ；ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｏ ｕ ｌｔ ｂ ｌ ｎ ｅ ｍｅ ｈ ｄ ａ ｅ ｆ ｅ ｈ ｅ ｕ ｔ ｆｆ ｌ ｕｒ ｕ ｅ ｃ ｔ ｏ ｒ ｃｏ ｅ ｔ ｈ ｅ ｔｒ ｓ ｌｓｕ ｄｅ ｓ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｌ ｓ ｏ ｔ ｅ ｔ ｓ ｅ ｕ ｔ ｎ ｒｍｏ ｔａｔｃ ｎ ｌｓ，ａ ｄ ｏ ｌ ｎ ｎ ｙ ｗｈｅ ｈ ｇ ｔａ ｋ ａ ｇ ｅ ｓｃ ｏ ｅ ｔ ｔ ｌ， ｎ ｔ ｅ ｈｉｈ ａｔｃ ｎ ｌｓ ｉ ｌｓ ｏ ｓａｌ
李权 ， 魏剑龙 ， 张彦军
（ 中航 工 业 第 一 飞 机 设 计研 究 院 ， 安 西 ７０８ ） １０ ９
摘要 ： 对现 代 民用 飞机 设计 巡航 阻 力预 测 中不 考虑 转捩 影响很 难 完善 计算 与 试验 对 比 的 问题 ， 针
采 用 固定转捩 和全 湍流 方法 完成 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４翼 身组 合体 阻力 计算 ， 与 试验 及相 关 文献 结果 进行 对 并
的一个问题． 据测算 ， 若保持航程不变 ， 每减少 １ ％
的 阻 力 ，单 架 波 音 ７７ 飞 机 每 年 可 减 少 ４
Hale Waihona Puke 收 稿 日期 ： ０ ０ １ —８ 修 回 日期 ： ０ ｌＯ －７ ２ １—２２ ２ １－３Ｏ
作者简 介：李权（ ９ ２ ） 男 ， １８ 一 ， 陕西阎良人 ， 助理工程师 ， 硕士， 究方向为飞机气动力设 计和 Ｃ Ｄ计 算， Ｅｍａ ）ｌ０ ０ ＠１３ ｔｎ 研 Ｆ （ — ｉ ｋｑ ３ ９ ６ ．ｏｉ ｌ
—
Ｆ ｗｉ ｇ ｂｏ ｙ ｓ ４ ｎ — ｄ ｉ
ｒ ｓ ｅ ｔｖ ｌ ａ ｃ ｌ ｔｄ ｂ ｘ ｔａ ｉｉｎ ｍｅｈｏ ｎｄ ｆ ｌ ｔ ｒ ｌｎ ｅ ｍｅ ｈ ｄ，ａ ｄ ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓａ ｅ ｃ ｍｐ ｒ ｄ ｅ ｐ ｃｉｅｙ ｃ ｌｕ ａｅ ｙ ｆ ｒ ｎｓｔｏ ｔ ｄ ａ ｕ ｌ ｕ ｂｕ ｅ ｃ ｔ ｏ ｉ ｎ ｈ ｅ ｕ ｔ ｒ ｏ ａ ｅ
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Ｌ ｕ ｎ Ｉ ａ ，ＷＥ ｉｎｏ ｇ Ｚ ＡＮ ｎｕ Ｑ ＩＪ ｌｎ ， Ｈ Ｇ Ｙａｊｎ ａ
（ Ｖ Ｃ ｔ ｉ ｔ ｉ ｒｆ Ｉｓ ｔ ｅ Ｘ ’ ｎ７ ０ ８ ，Ｃ ｉａ Ａ Ｉ ｈ Ｆｒ ｒ ａ ｔｕ ， ｉ ａ １ ０ ９ ｈｎ ） ｅ ｓＡ ｃ ｔ ｎ ｉ ｔ
界 翼 型 ， 根 相 对 厚 度 为 １ ． ％ ， 尖 减 小 为 翼 ４０ 翼
１．％ ， ２ ０ 后缘 钝度 为 ０ ５ 当地 弦长 ． 型半 翼 展 为 ．％ 模 ５ ７ ７ ｍ， 均 气 动 弦 长 １ １ ２ ｍｍ， 身 长 ８ ． ｍ 平 ４． 机
扰 的复 杂影 响 ， 因此 ， 不 考 虑 转 捩 的 影 响 ， 难 完 若 很 善计 算 和试 验 的 阻力 对 比研 究 ． 文 根 据 文 献 ［ ］ 本 ２
ｗｉｈ ｔｓ ｅ ｕｌ ａ ｄ ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓ ｏ ｏ ｉｅ ａｕ ｅ ． Ｔ ｅ ｏ ａ ｉｏ ｎ ｉａ ｅ ｈ ｔ ｔ ｅ ｐｒｓ ｕ ｅ ｆｃ ｏ ｔ ｅ ｔｒ ｓ ｔ ｎ ｈ ｅ ｕｔ ｆ ｓ ｍｅ ｌｔｒ ｔ ｒ ｓ ｓ ｈ ｃ ｍｐ ｒｓ ｎ ｉ ｄ ｃ ｔｓ ｔ ａ ， ｈ ｅ ｓ ｒ ａ ｔｒ
缘 开 始 ； 翘 后 ， 身 和机尾 存在 沿机 身 后体 发展 的 上 机
Ｆ ４表 面 网格
见 图 ２ 在 转 捩 计 算 之 ． 前 已经完 成该 网格 的 收 敛 性研 究 ， 此 可 确 定 因 该 网 格 全 局 节 点 为
图２ Ｄ ＲＦ Ｌ — ４表 面 网格
—
Ｄ Ｗ 要 求 的计 算 范 围 ： 赫数 Ｍａ为 ０ ７ Ｐ Ｉ 马 ．５—
０ ８ ， 诺数 Ｒ ＝３ ０×１ 。 迎 角 为 一３～ 。 该 ．０ 雷 ｅ ． ０， ２． 范围内 Ｄ Ｒ Ｆ Ｌ — ４构 型 的 基 本 流动 特 点 为 ： 马 赫 数 高
沿 壁 面法 向第一层 网格距壁 面 ０ ０ １ｍ 网格沿 壁 ． ０ ｍ， 面 法 向增 长 率 为 １ ２ 保 证 边 界层 内相 当数 目的 网 ．， 格 以及 Ｙ １ 满 足Ｓ 或 Ｓ Ｔ等湍 流模 型 的求 解 要 ， Ａ Ｓ
Ａｂｓｒ ｔ：Ａｓｔ ｈ ｒ ｂ ｅ ｔ ａ ｈ ｏ ａ ｉｏ ｆｃ ｌｕ ａ ｉｎ ａ ｄ ｔ ｓ ｓｄｆ ｃ ｌ ｏ ｂ ｍｐ ｏ ｅ ｎ ｄ ａ ｔ ａｃ ｏ ｔ ｅ ｐ ｏ ｌｍ ｈ ｔｔｅ ｃ ｍｐ ｒｓ ｎ ｏ ａ ｃ ｌ ｔ ｎ ｅ ｔｉ ｉ ｕ ｔｔ ｅ ｉ ｒ ｖ ｄ ｉ ｒ ｇ ｏ ｉ ｃ ｌｕ ａ ｉｎ ｏ ｃｖｌ ｉｃ ａ ｔ ｔ ｏ ｔ ｏ ｓｄ ｒｎ ｔａ ｉｉｎ ｆ ｃ ， ｔ ｅ ｒ ｇ ｆ ａｃ ｌｔ ｆ ｉｉ ｒｒｆ ｏ ａ ｗｉ ｕ ｃ ｎ ｉｅ ｉｇ ｒ ｎｓｔｏ ｅｆ ｔ ｈ ｄ ａ ｏ ＤＬ ｈ ｅ Ｒ
求．
ＤＬＲ
—
（ 音速 范 围 ， 跨 Ｍａ为 ０ ７ ０８ ） ， 翼上 表 面 存 ．５— ．０ 时 机 在 被 弱激 波 中断 的超 音 速 流 动 ； 中段 带 拐 折 机翼 后 缘 可 能在设 计 点 存 在 小 分 离 ； 后 掠 机 翼 （ 弦 比 大 展 为９ ５ ， 头翼 型 ， ． ）钝 中小 迎 角 为 附 着 流 动 ， 离从 后 分
洞试 验 的 阻力结果 有积极 意 义．
关键 词 ： Ｌ — ４翼 身组 合体 ；阻力预 测 ；转捩 ；湍流 ＤＲ Ｆ
中图分类 号 ：Ｖ ２ ； Ｂ １ ． ２ ４ Ｔ １５ １ 文献标 志码 ：Ｂ
Ｄｒ ｇ ｃ ｌ ｕ ａ ｉ ｎ ｏ ａ ａ ｃ ｌ ｔｏ ｆＤＬＲ Ｆ４ ｗｉ ｇ ｂ ｄ ｏ ｂｉ ｔｏ ｎ － ｏ ｙ ｃ ｍ ｎａ ｉ ｎ
１ 计算模 型和 网格划分
计 算模 型 为 Ｄ Ｗ Ｐ Ｉ提供 的 Ｄ Ｒ— ４翼 身 组 合 Ｌ Ｆ 体， 见图 １Ｄ Ｒ Ｆ ． Ｌ — ４具 有 典 型 的运 输 类 飞 机 布 局 特 点 ： 翼 四分之 一弦线 后 掠 角 为 ２ 。前 缘 后掠 角 为 机 ５， ２ ．。后缘 在 ４ ％ 翼展 处 拐折 ， 翼后 缘 后掠 角 为 ７１， ０ 外
比． 结果表明： 采用设置有小范围层流区的固定转捩计算与相应全湍流计算得到的压力因数分布基 本一 致 ， 者之 间总阻 力的差量 主要表 现在 黏性 阻力方 面 ； 大 多数 迎 角下 ， 二 在 全湍 流 计 算结 果 与试
验 比较接 近 ， 只在 大迎 角接 近 失速 时 ， 湍 流 结果 稍 差 ； 全 ２种计 算 方 式对 评估 带有 小 范 围层 流 区风
—
０ 引 言
巡航 阻 力预测 是现代 民用飞机 设计 中非 常关心
３ ８ ５×１ Ｌ ．７ ０ 的燃油 ． 于此 ， 同 Ａ Ａ 的 应用 空 鉴 美 ＩＡ
气动力学委员会于 １９ ９８年成立 Ｃ Ｄ阻力预测丁作 Ｆ
小组 ， 点 评 估 先 进 Ｃ Ｄ技 术 预 测 飞 机 阻 力 的 能 重 Ｆ 力 ， 从 ２ ０ 年起 已经 召 开 ４次 阻 力 预 测会 议 （ 并 ０１ 简 称 Ｄ Ｗ） Ｐ ．
１ ９ ． ｍ 机翼参考面积 １５ ０ ｍ ， ２０ｍ ． １ ４ ０ｍ 俯仰力矩 ４
参 考 点距机 头 ５４ｍ ０ ｍ．
（ ） 身组合体几何 ， ｍ ａ翼 ｍ
（ ） 位 定 义 ｂ站
图１ ＤＲＦ Ｌ — ４几何 尺 寸 和 站 位 定 义
Ｆｉ～ Ｇｅ ｍｅｒ ｓｚ ｎ ｎｇ ｓａｉｎ ｄ ｆｎ ｔ ｆＤＬＲ Ｆ ｇ ｏ ｔ／ ｉｅ ａ ｄ ｗｉ ｔｔｏ ｅ ｉｉ ｏ ｉ ｏｎ ４
ｔ ｅ ｒ ｓ ｌｓｂｅ ｏ ｅ ａ ｌ ｔｅ ｗｏ ｓ ｈ ｅ ｕ ｔ ｃ ｍ ｉ ｌ ｒｅ；ｂ ｔ ｔ ｏ ｓｃ ｎ ｐ ｏ ｉ ｅｅ ｅ ｃ ｏ ｈ ｖ ｌ ａ ｉｎ ｏ ｒ ｇ ｒ ｓ ｌ ｎ ｔ ｏ ｈ ｍｅｈ ｄ ａ ｒ ｖｄｅ ｒｆ ｒ ｎ ｅｆ ｒｔ ｅ ｅ ａｕ ｔ ｆｄ ａ ｅ ｕｔ ｉ ｏ ｓ ｔ ｎ ｅ ｅ ｔｗｉｈ ａ ｓ ｌ ｌｍ ｉ ａ ｒ ａ ｕ ｎ ｌｔ ｓ ｔ ｍａｌ ａ ｎ ｒ ａｅ ． Ｋｅ ｙ ｗｏｒ ｄｓ：ＤＬ Ｆ ｎ － ｄ ｏ ｉ ａｉ ｎ；ｄ ａ ｒ ｄ ｃｉ ｎ；ｔａ ｉ ｏ Ｒ ４ ｗｉ ｇ ｂｏ ｙ ｃ ｍｂ ｎ ｔｏ ｒ ｇ ｐ ｅ ｉｔｏ ｒｎｓｔ ｎ；ｔ ｒ ｕ ｅ ｃ ｉ ｕ ｂ ｌｎ ｅ
１ ． 。 展 弦 比为 ９ ５ 上反 角 为 ４ ８ ； 翼选 用超 临 ８９ ， ．， ．。机
界层 流 场发 展为 湍流 ． Ｃ Ｄ计算 中一 般 采用 全 湍 在 Ｆ 流模 拟 ， 很少 考 虑 转 捩 的设 置 ¨ （ 解 器 一 般 不 ’ 求
方便 设置 ） 层 流 边 界 层 和 湍 流 边 界 层 在 黏性 阻 力 ． 方 面差 异 比较大 ， 且 还 会 有 不 同 的激 波 附面 层 干 并
在 Ｄ Ｒ— ４机 翼 上 表 面 ５ 一１ ％ 位 置 、 表 面 Ｌ Ｆ ％ ５ 下 ２ ％ 位置 布 置 固定 转 捩 带 Ｊ保 证 转 捩 带 后 飞 机 边 ５ ，
提 供 的转捩 位置 ， 过 在 机翼 前 缘 保 留层 流 区进 行 通 层 流计 算 ， 其他 区域 采用 湍流计 算 的方法 ， 在 重新 计 算 ＤＲＦ Ｌ —４翼 身组合 体 的阻力 ．