白 文

(中国航空研究院，北京 100012)

0 引言

计算流体力学（computational fluid dynamics,CFD）作为一种重要的技术手段在飞机设计中得到越来越广泛、越来越深入的应用。为了验证湍流模型、CFD 计算软件功能和计算方法的有效性，通常需要将计算结果与风洞试验数据进行比对。AGARD 于1979 年发布的跨声速翼型RAE2822 风洞试验数据[1]（以下简称原始风洞试验报告）长久以来被广泛用作CFD 的标准算例之一。

现代高亚声速飞机的机翼设计基本上均采用超临界翼型。RAE2822 翼型设计工况为亚临界流动状态，马赫数0.66、升力系数0.56、攻角1.06°，AGARDAR-138 咨询报告中称其为“亚临界翼型”。但由于该翼型形状具有上表面比较平坦、前缘曲率相对较大、后加载、中弧线前部略负后部为正等超临界翼型基本特征，所以在后续发表的不少中外有关文献中直接称其为“超临界翼型”或“跨声速翼型”。韩忠华等在综述文章[2]中论述了跨声速飞机超临界翼型的原理、特点和发展历程。

1980—1981 年，在AFOSR、HTTM 和Stanford 大学联合组织的“复杂湍流：计算和试验比对”研究活动中，RAE2822 翼型数据被认为是当时唯一可用于跨声速自由来流计算比对的数据（见文献[3]第523—542页和文献[4]）；而另一个候选翼型DSMA 523s，堵塞度的马赫数修正量预计为0.04，意味着实际上难以修正到自由来流条件。研究指出：风洞洞壁干扰和皮托管干扰导致的数据不确定度是需要关注的主要问题；洞壁干扰如果比较小，通过对自由来流马赫数和攻角进行小的修正，计及其干扰效应；试验模型的展弦比为3 时，侧壁（固壁）边界层干扰引起的三维效应也需进一步研究；……