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雷诺数对超临界翼型气动性能的影响

2017-08-12方明恩

教练机 2017年2期
关键词:翼面雷诺数边界层

栗 莉,綦 龙,罗 帅,方明恩,张 辉,张 岩

(航空工业洪都,江西 南昌 330024)

雷诺数对超临界翼型气动性能的影响

栗 莉,綦 龙,罗 帅,方明恩,张 辉,张 岩

(航空工业洪都,江西 南昌 330024)

介绍了雷诺数对飞行器气动特性影响的机理,通过进行CFD计算分析超临界翼型RAE2822在不同飞行雷诺数下的流场及气动特性,得出雷诺数对气动特性的基本影响规律,提出飞行器设计时应考虑雷诺数效应的影响。

雷诺数效应;气动性能

0 引言

雷诺数是流体力学中一个重要的无量纲参数,主要表征了惯性力与粘性力的比值。雷诺数的影响几乎渗透到所有存在流体流动的领域,对转捩、流动分离、激波-边界层干扰等复杂流动都有不同程度的影响,故雷诺数与飞行器的气动性能密切相关。尤其是对于追求跨声速巡航效率的大型飞机而言,与其关键气动性能如低速高升力特性、阻力特性、最大升力特性等都与雷诺数密切相关[1]。因此,开展雷诺数对气动特性影响研究,加深对雷诺数影响规律与机理的认识,有助于探索雷诺数影响的数据修正方法,准确预估飞行雷诺数下飞行器的气动特性,对降低产品设计周期和研制成本,具有明显的工程意义。

随着计算流体力学的发展,采用CFD方法计算飞行器流场得到的结果越来越稳定,与风洞试验结果规律吻合,许多复杂流动结构如激波-边界层干扰,边界层分离等能准确模拟,故本文将采用CFD方法,开展雷诺数对气动特性影响的初步研究。

1 雷诺数对气动特性影响机理阐述

相似物体之间在其他相似准则都相同的条件下由于Re数不同所引起的物体绕流特性的差异称为该物体绕流特性的Re数效应,或称Re数对该物体绕流特性的影响。根据Re数本身的定义(其中v是流体流动速度,μ是流体的动力粘性系数,L是物体的特征长度),其表征了惯性力与粘性力的比值,对于现代的大中型运输机,其机翼的气动力弦长达3~7米以上,在高空H=11公里以Ma=0.78飞行时,该运输机以机翼平均气动弦长为特征长度的Re数达20×106以上。一般说来,飞机的气动特性最终是通过风洞试验确定的。由于风洞的尺寸有限,试验模型的Re数一般只能达到6×106~8×106,甚至更低。因此,存在模型试验Re数和真实飞机的飞行Re数之间的巨大差异。由此产生了问题:怎样从风洞试验得到的气动特性外推出飞行Re数下的气动特性。为了理解Re数效应的本质,可把Re数效应分成两类:一类是直接Re数效应,另一类是间接Re数效应。

1)直接Re数效应:在给定的压力分布下由Re数变化所引起的附面层发展的变化。

(1)摩擦阻力的变化:对于充分发展的层流或紊流。其附面层随Re数以Re1/n规律发展,其中层流的n=2,紊流的n≈5。这是最简单和最有规律的直接Re数效应。例如平板层流边界层厚度的布拉休斯(Blasius)解边界层厚度为,所以一般来说雷诺数越大边界层越薄,其粘性摩擦阻力越小。由于飞行器阻力分两部分组成:

其中:CD0为零升阻力,主要为粘性摩擦阻力;kCL2为升致阻力;k为升致阻力因子,可见雷诺数对阻力的影响最直接显著的是零升阻力。

(2)层流向紊流的转捩,及其与激波相互作用的影响:对于机翼的绕流,附面层转捩不仅取决于Re数,而且与机翼后掠角、前缘形状等因素有关,还与风洞本身的噪声水平和紊流度有关。其转捩Re数一般在2×106~5×106之间,正好处于目前的风洞试验模型Re数与飞行Re数之间。由于层流附面层抵抗逆压梯度的能力大大低于紊流附面层。因此转捩点的移动会引起附面层分离特性的重要变化,并产生三种不同的层流、转捩、紊流附面层-激波相互作用。所以,一般来讲,雷诺数越高,边界层越容易发生转捩,转捩后的湍流边界层相比层流边界层可以承受更大的逆压梯度,大攻角时,壁面抗分离能力增强,升力特性会更好。此外,层流边界层条件下,激波上游影响距离可达边界层厚度的50倍;而湍流边界层条件下,激波影响区是边界层厚度的5倍。

2)间接Re数效应:当Re数变化时由附面层发展和尾流发展的变化而引起的压力分布变化和气动力变化。

(1)附面层位移厚度随Re数的变化:位移厚度引起无粘性外流场的改变,导致气动力发生改变。

(2)直接Re数效应引起的间接Re数效应:当附面层随Re数的增大而发生转捩时,附面层-激波相互作用所发生的变化以及激波诱导分离和翼型后缘分离特性随Re数的变化都导致压力分布发生重大变化。

表1给出了主要气动特性与Re数效应的关系。

本次调查以乡镇行政区为调查单位 (水系为主,结合流域经过的行政区域),调查范围覆盖全区10镇、4乡(含1民族乡)。调研组根据实地考察,文献资料收集,关键人物访谈以及问卷调查等四种调研方法进行对宁德市蕉城区水利风景区资源进行调研。

表1 气动特性与雷诺数关系表

2 雷诺数对超临界翼型气动特性影响

本文计算研究的超临界翼型RAE2822的几何外形如图1所示:其头部比较丰满,翼型上表面中部比较平坦,因此压力分布也会比较平坦,有利于减小激波强度。后部向下弯曲,有利于缓和激波诱导边界层分离,为了弥补上表面平坦而引起的升力不足,下表面后部有一个向里凹进去的反曲段,使后部升力增加,称为后加载。本文不考虑雷诺数对边界层转捩的影响,假定绕流为全湍流。

2.1 相同马赫数下不同雷诺数对气动力系数的影响

图2中分别为Ma=0.75,Ma=0.8时不同雷诺数下RAE2822翼型的升力系数随攻角的变化曲线(Ma=0.7时规律与Ma=0.75时类似,不再列出),可以看出,负攻角范围内不同雷诺数下翼型升力差异较小,随着攻角正向增大雷诺数影响越明显,雷诺数越高,升力系数及升力线斜率越大,且升力曲线线性段攻角范围增大。

图3为Ma=0.75,0.8时不同雷诺数下RAE2822翼型的阻力系数随攻角的变化曲线,Ma=0.75时,在零度攻角附近,雷诺数对阻力影响显著:雷诺数越大,阻力系数越小;随着攻角增加,不同雷诺数下阻力系数差异越小;Ma=0.8时,规律相同。

图4为Ma=0.75,0.8时不同雷诺数下RAE2822翼型的极曲线,两个马赫数下极曲线均随雷诺数增大向左移动,说明相同升力系数CL下的阻力系数Cd随着雷诺数的增加而显著减小。

图5为Ma=0.75,0.8时不同雷诺数下RAE2822翼型的俯仰力矩系数随攻角变化曲线,由图可见,俯仰力矩系数Cm的线性段范围随雷诺数增大而增大,俯仰力矩曲线斜率(绝对值)也随雷诺数增大而增大。

表2 RAE2822翼型计算工况表

2.2 相同马赫数下不同雷诺数对翼面压力分布的影响

图6~图8分别给出了Ma=0.7,0.75,0.8下三种不同雷诺数攻角α=0°,α=4°时翼面压力系数沿弦向分布线。由图6可见:Ma=0.7时,当α=0°时翼面尚未有激波产生,雷诺数对翼面压力分布影响较弱,尚不明显,随着攻角增加,当α=4°时上翼面有稳态的激波产生,且随着雷诺数增大,激波位置随之向下游移动,而激波强度、波阻和逆压梯度也相应增大。

由图8可见:Ma=0.75时,当α=0°时上翼面只有较弱的压缩波,雷诺数越高,压缩波强度越大,随着攻角增加,当α=4°时上翼面有稳态的激波产生,且随着雷诺数增大,波位置向下游移动,激波强度也增强。

由图8可见:Ma=0.8时,当α=0°时翼型上下翼面均有激波产生,且上翼面激波随着雷诺数增大激波强度增强,激波位置向下游移动;当α=4°时,翼型下翼面激波移向后缘,下翼面无激波,上翼面激波随雷诺数增大而增强,位置更靠近后缘。

综上可见:在未产生激波前,雷诺数对压力分布影响较小,随着稳态激波的出现,雷诺数影响进一步增大,并且激波强度随雷诺数增加而增加,波阻和逆压梯度也相应增大,雷诺数对翼型压力分布的影响越显著,翼型上表面激波位置随之向下游移动,后加载效果更为明显,低头力矩(即负的俯仰力矩)随之加大(如图8),并且随着马赫数的增加,雷诺数影响也越显著。

2.3 不同马赫数下气动力系数随雷诺数变化情况

图9为不同来流马赫数下的升力系数随雷诺数的变化曲线,其中横坐标为雷诺数的对数坐标,随着雷诺数增加,升力系数CL逐渐增大,升力系数随雷诺数对数基本呈线性关系,马赫数越大,攻角越大,升力系数随雷诺数增大增加的越快,且由于当Ma= 0.8,α=0°时翼型上翼面已出现激波,故雷诺数对升力的影响更显著,如图9中绿色线。

图10为不同来流马赫数下的阻力系数随雷诺数的对数的变化曲线。在α=0°时,阻力系数Cd随着雷诺数增加而减小,而在α=4°时,M=0.75和M=O.8时阻力系数Cd随着雷诺数增加而增大。这一差异主要由压差阻力系数Cdp在较大攻角时的增加量超过摩擦阻力系数Cdf的减小量所致。

图11为不同来流马赫数下的俯仰力矩系数随雷诺数的对数的变化曲线,随着雷诺数增加,俯仰力矩系数Cm逐渐减小。

3 结论

1)计算结果表明,假定整个流场都是充分发展的湍流,仅考虑雷诺数对湍流边界层的影响,数值模拟得到的翼型气动特性与雷诺数的对数值呈明显的线性关系,且雷诺数效应与马赫数和攻角等因素紧密相关。

2)翼型在相同攻角和马赫数下的升力系数随雷诺数增加而增加,阻力系数则相反,雷诺数对超临界翼型关键气动性能的影响可以通过经典的边界层理论加以解释,即在雷诺数较大的情况下,湍流边界层的厚度大约与Re成正比,即湍流边界层的位移厚度随着雷诺数增加而变薄,粘性阻力减小,翼型的有效弯度增大,升力系数增大。

3)雷诺数对翼型气动特性的影响随着激波的增强而增强,在未出现激波前,这种影响尚不明显,在较高的雷诺数和较薄的边界层厚度情况下,加速作用更显著,超声速区的流速加大,激波位置随之向下游移动,而激波强度也随之增加,后加载效果更为明显,低头力矩(即负的俯仰力矩)随之加大。

[1]张培红,周乃春,邓有奇.雷诺数对飞机气动特性的影响研究[J].空气动力学学报,2012,30(6).

[2]魏志.超临界翼型跨声速绕流的雷诺数效应数值模拟研究[D].中国科学技术大学硕士论文,2009.

>>>作者简介

栗莉,1988年12月出生,2013年毕业于哈尔滨工程大学,工程师,现主要从事飞行器气动设计工作。

The Research of Reynolds Number Effects on Aerodynamics Characteristics of Supercritical Airfoils

Li Li,Qi Long,Luo Shuai,Fang Ming en,Zhang Hui,Zhang Yan
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

The mechanism of Reynolds number effects on the aerodynamic properties is simply presented in this paper,the fluid and aerodynamic properties of supercritical airfoil RAE2822 is calculated by CFD at different Reynlods,obtaining the influence laws of the Reynolds number effects and pointing out that aircraft design must consider the Reynolds number effects.

Reynolds Number effects;Aerodynamic properties

2017-04-16)

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