雷诺数对RAE2822翼型气动特性的影响

2015-11-02郑隆乾

中国科技信息 2015年15期

郑隆乾

郑隆乾

使用数值计算方法研究了雷诺数对RAE2822超临界翼型高亚音速气动特性的影响。结果表明：雷诺数对RAE2822翼型下翼面和波前上翼面的压力分布影响很小，对激波位置和强度、波后压力分布影响明显，对升力系数、俯仰力矩影响很大。采用超临界翼型的民用飞机，在进行机翼气动设计时，必须考虑雷诺数效应。

现代民用飞机为了提高巡航性能，通常采用超临界翼型，以弱化或推迟激波、减小附面层分离，从而提高阻力发散马赫数。而在高亚音速飞行时，翼面激波强弱、激波位置、附面层分离情况，对雷诺数效应非常敏感。雷诺数的变化，可能会使翼型的压力分布形态、力和力矩特性与设计目的发生明显偏离。因此，研究超临界翼型的雷诺数效应，对民用飞机的气动设计有重要意义。

本文针对RAE2822翼型，使用数值计算方法，研究了雷诺数对其气动特性的影响。

控制方程和数值方法

采用的主控方程为三维积分形式的雷诺平均N-S方程（RANS）：

其中，V→ 为控制体体积，Q 为守恒变量矢量，S为控制体表面，→f为通过表面S的净通量矢量，包含黏性项和无黏项，为表面S的单位外法向矢量。

以有限体积方法构造空间离散格式，无黏通量项的离散，采用迎风型通量差分分裂格式，该格式本身带有耗散性，无需加入人工耗散项，格式有较高的间断分辨率和数值模拟精度，而对于黏性项，采用二阶中心格式进行离散。时间推进上采用的是隐式近似因子化法，在每一个空间方向上独立进行隐式求解运算。利用当地时间步长，多层网格逐层迭代及多重网格法加速收敛。采用SST湍流模型。

物面采用无滑移条件，远场采用自由流条件。

算例验证

RAE2822翼型是典型的超临界翼型，国内外针对该翼型开展过大量的风洞试验和数值计算研究，在CFD界中被广泛用于数值方法验证以及气动优化设计。

计算网格和计算条件

该网格从NASA官网获得。单块C形网格，远场约为20倍弦长大小，网格点分布为257×97，翼型表面分布176点，第一层网格高度为弦长的10-6，如图1所示。

结果对比

图2是计算结果与风洞试验结果的压力分布曲线对比。图中可以看出，计算结果的下翼面压力分布与风洞试验结果吻合良好，而对于上翼面，前缘的吸力峰值比试验结果低，网格分布是其中一个影响因素；激波前的压力分布吻合较好，激波位置较准确，波后压力分布与试验结果存在差量，这是因为波后附面层分离，数值计算模拟存在误差的原因。总体来说，计算结果与风洞试验结果在形态上、数值上都很相近。

雷诺数影响

保持马赫数和迎角不变，改变雷诺数，考察雷诺数对RAE2822翼型气动特性的影响。雷诺数范围从1.0×106到10.0×106。

图1　计算网格

图2　计算结果与风洞试验结果对比

图3　雷诺数对压力分布的影响

对压力分布的影响

图3给出了雷诺数对RAE2822翼型压力分布影响的典型计算结果。图中可以看出，雷诺数主要影响上翼面激波位置和激波强度，整个下翼面以及上翼面波前的压力分布受雷诺数影响很小。

雷诺数增大，黏性效应减小，附面层变薄，波前负压变大，因此，图3的压力分布曲线呈现一条高过一条的情况，但由于超临界翼型上表面外形较平坦，雷诺数的变化对流场结构未产生实质性的影响，压力系数变化不明显。

激波位置随着雷诺数的增大不断后移，雷诺数从2.0×106增大到10.0×106，激波位置后移了大约4％弦长，尤其是当雷诺数在6.2×106以下时，激波位置对雷诺数最为敏感，仅仅从2.0×106到6.2×106，激波位置就后移了3％弦长，这与参考文献中的实验结果一致。

激波强度也随着雷诺数的增大不断变强，激波附面层干扰更剧烈，使得波后附面层内分离加强，波后的压力分布曲线变化趋势与波前相反。

对气动力的影响

图4给出了雷诺数对RAE2822翼型的气动力的影响。雷诺数增大，黏性效应减弱，附面层变薄，同时，激波位置后移，上翼面载荷增大，升力系数增大，在雷诺数小于6.2×106时，升力对雷诺数较敏感，雷诺数从1.0×106增加到6.2×106，升力系数增大0.0756，而雷诺数从6.2×106到10.0×106，升力系数仅增大0.0183。

阻力系数的变化趋势是先随雷诺数增大而减小，然后随雷诺数增大而增大。雷诺数从1.0×106增大到3.0×106，黏性效应减弱，激波虽然变强，但波后附面层内的流动变化不能改变整个翼型阻力减小的趋势；雷诺数继续增大，尽管黏性效应继续减弱，但激波增强使得激波附面层干扰更加剧烈，激波诱导的附面层分离更明显，翼型的阻力变化趋势发生反转。总体来看，雷诺数增加带来的黏性效应的减弱，与激波诱导附面层分离的增强，在阻力系数上有一定抵消，因而，在如此大的雷诺数变化范围内，阻力系数的变化不明显。