DLR-F4翼身组合体的阻力计算

第 !"卷 第 #期 空 气 动 力 学 学 报 $%&’!"，(%’# !))*年 "!月 !"#! !$%&’()!*+"! ,+)+"! +,-’， !!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!!! !))* 文章编号：)!./0"/!.（!))*）)#0)#.#0). ’-%0.#翼身组合体的阻力计算 王运涛，王光学，洪俊武，陈作斌 （中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 1!")))） 摘要：为了考察自行研发的 23+软件的计算能力和阻力计算精度，本文采用 450676方法、 85624差分格式和 9:&;<=>04%?:@代数湍流模型，数值模拟了 ABAA 阻力计算工作室提供的 +4C03#翼身组合体的绕流流场，综合了 -:D,"和 -:D,!的气动力的计算结果，并与 (A6A 2EF=DG%HE,F 4’ CI?D,J采用 234*+1’)和 A3C4K$AA2 +%> L’ M=>D,J采用 2%N:&G1)提供的两组 计算结果以及 A7AC+ 提供的两种不同风洞的测力试验结果作了比较。计算结果表明，本文 计算精度与国外 23+软件相当。为了提高激波K边界层干扰的模拟精度，今后要重点加强湍 流模型的应用研究。 关键词：+4C03#翼身组合体；23+；阻力计算 中图分类号：$!""’* 文献标识码：A " / 引 言 随着计算机技术和计算流体力学（23+）技术的迅猛发展，航空企业在概念设计和初 样设计阶段已经广泛采用 23+手段来分析飞行器的气动特性。目前的 23+计算软件已 经能够数值模拟复杂布局飞行器的气动特性。为了使 23+手段成为设计人员手中 的实际设计工具，23+软件的验证（$,FO=-:G=%>）和确认（$:&=;:G=%>）工作已经引起该领域专 家的强烈关注，目前已经可以查阅许多这方面的研究文章，但更多的软件验证工作是在 23+软件系统研制集体或相关研究单位内部完成的。 当前的许多介绍 23+软件发展的文章，模拟的都是一些简单外形，而且往往没有相 应的试验结果做比较。即使部分计算结果进行了与试验数据的比较，对比的往往是典型 截面的压力分布，截面的压力分布虽然对设计部门很重要，但不能代表飞行器气动力的全 部。现在已经普遍采用雷诺平均的 (:P=,F06G%Q,D方程（CA(6）模拟全机复杂外形，分析其 多种飞行状态，与这种发展趋势相对应，气动特性分析的重点已经从单个数值解的详细分 析转向研究气动力、力矩随马赫数和迎角的变化［"］。阻力的计算精度和试验准确度是目 前引起广泛关注的气动关键技术之一，有资料表明，飞机的升阻比提高 "R，则其起飞重 量可以提高约 "R或航程增加约 "R，对于大型远程飞机相当于可增重 !)))QS或航程增 加 !/)Q?，由此可见阻力的精确测量和计算对提高运输类飞行器的经济效率和导弹射程 的重要性。 在以上这种研究的重点转移的推动下，ABAA的应用空气动力学技术委员会在 "TT/ " 收稿日期：!))!0")0)/； 修订日期：!))*0)"0!) ’ 作者简介：王运涛（"T1U0），男，副研究员，博士，主要从事计算流体力学研究工作 ’ 万方数据 年成立了技术工作小组，该小组的工作重点是研究采用 !"#手段计算阻力和研究边界层 的转捩问题。由于目前尚不清楚采用 !"#计算阻力的精度问题，在工作小组的领导和组 织下，成立了阻力计算的工作小组，通过计算外形、提供并鼓励自行生成结构与 非结构计算网格、规定标准的计算状态和提供相应的试验结果等手段，邀请世界范围内的 大学，研究院和工业部门共同评估 !"#的阻力计算精度问题的现状，从而促进 !"#研究 水平的提高［$］。%&&$年 ’月召开了 ()(( !"#阻力计算工作小组的第一次会议，在本次 会议上共有 $*家研究机构提供了采用 $+种 !"#软件得到的计算结果。该工作小组目前 正在筹备 %&&,年 ’月的第二次会议，计算外形为 #-./"’复杂组合体［%］，会议的重点是阻 力计算精度和挂架0吊舱对阻力系数的影响两个方面。 本文采用自行研发的 !"#计算软件［,］，从该工作小组提供的 )123 数模出发，采用 #456789/:8;< (89=>?4@8 (59AB>公司的边界层理论研究部提供的单套计算网格相类似的网 格拓扑结构和网格空间分布尺度，计算了 ()(( 阻力计算工作室要求的 !4>8$和 !4>8%两 组计算结果，在与 !C95>D=?C89 -E .B6>8F采用 !"-,# ’E &、#=; GE H5;>8F采用 !=A47D’&提 供的两组计算结果和 (1(.#提供的两种不同风洞的测力试验结果［%］作了比较的基础上， 综合分析了本文的计算结果。 ! 计算网格和 机翼的后缘采用了削尖处理，网格结构采用 !型网格拓扑，第一排网格线距离物面 的尺度达到了 I J $&K ’（6），网格规模为 %IL（流向）J *M（法向）J +M（展向），共 $，$%&，LLL 网格点。物面的网格分布和典型展向截面的网格分布如图 $和图 %所示。 图 $ #-./"+的表面网格 "5NE$ 3B9O4@8 N95P O=9 #-./"+ 图 % 展向截面的典型网格分布 "5NE% QF?5@47 N95P =; R5;N >8@D5=; 本文采用单精度计算，具体计算方法如下：气动方程组无粘通量的离散采用 ST3!- （.=8）［+］格式，守恒通量的插值采用了 U4; -889的限制器；粘性通量的离散采用中心格式； 离散方程组的求解采用隐式 -T/313 方法；湍流模型采用 :47PR5;/-=64V代数湍流模式。 本文计算中在机身上采用了层流模式，机翼的上翼面从 ! 0" W &E $I处采用湍流模式，机 翼的下翼面从 ! 0" W &E%I处采用湍流模式。 II+第 +期 王运涛等：#-./"+翼身组合体的阻力计算 万方数据 ! 计算结果与分析 本文的计算状态如下：!" ! "#$ % &$’（基于!# ! $#&(&)*） +,-. &：$/ ! $#01，#% ! $#1$$ 2 $#$$1， +,-. )：$/ ! $#01，!! 3 "4，3 )4，3 &4，$4，&4，)4 得到的 +,-.&总体气动特性与文献［&］提供的采用 &(种不同软件的 "1种阻力系数和 力矩系数的统计结果和相应的实验结果的比较如表 &。其中 567代表 "1种计算结果的平 均值。试验结果是通过相应的测力数据插值得到的。由该表可以看出在固定马赫数和升 力系数的条件下，各家单位的来流迎角分布比较分散，正负相差 ) # ))"4，本文的迎角是 3 $#))4；其它 "1种计算结果提供的阻力普遍偏高，平均与试验结果相差 &0 #) 89:;<-，本文 提供的阻力与试验值相差 ’ #1 89:;<-。提供的阻力结果比其它计算结果偏低的主要原因 是机翼的局部采用了湍流模型，而其它计算结果采用了整体的湍流模拟方式，这种处理上 的差别直接导致了摩阻只有其它计算结果平均值的 &=)左右，但本文的处理方式更接近 试验的真实情况；计算得到的低头力矩偏大，比其它计算结果的平均值大 $ # $&10，比试验 结果大 $ #$(&"。 表 " +,-."计算结果一览表：$# $ %&’(，#% $ %&(%%，!" $ ) * "%+ ,-./0 " 1233-45 67 4082/98 764 :-80"：$# $ %&’(，#% $ %&(%%，!" $ ) * "%+ 567［&］ >?;［&］ >,@［&］ AB.-.;< C@D*<［&］ ! 3 $#)"0 3 &#$$$ & #))" 3 $#))$ $ #&00 #% $#1$$) $ #(EF$ $ #1$’$ $ #1$$’ $ #1$$ #&（总） $#$"$"0 $#$))10 $#$(EEF $#$)F$ $ #$)F’1 #&（压差） $#$&’EF $#$&)&& $#$")’" $#$)&1 ——— #&（粘性） $#$&")0 $#$$(EE $#$)10’ $#$$’1 ——— #$ 3 $#&11E 3 $#))0’ $ #$(F& 3 $#&0&’ 3 $#&"$" 得到 +,-.)的总体气动特性与文献［&］提供的两组计算结果和两种试验结果的比较 见图 " G图 1。很遗憾本文没有得到迎角 )4时的收敛结果。其中 +HI"J ’# $的计算结果 是由 K5L5 +MB?-<9DM.B I# N:*-.O提供的，采用了多块对接网格结构、双精度、迎风差分格 式、PQ9*.7,两方程湍流模型、全湍流；+9R,S<’$的计算结果是由 5HNI=T55+ J9; U# V?;-.O 提供的，采用了单块网格结构、双精度、W9X:;96格式、LD,S,B5 =54 ?@ A<7< @=?; 7B6 @C=D7 +-++ "#$ A=DCD ?@ $&’(#) ICHE( Z?A> G?H@CE:=<7C?H［"］8 [=?G66ACHED ?@ 7B6 #?:=7B "=?DD(97= ?@ ?:= "#$ D?@7I<=6 @?= A= G?H@CE:=<7C?H @=?; +-++ A=H<;CG G?6@@CGC6H7D ?@ " 7B6 I?=JDB?F，<=6 _6A，7B6 G?;F<=CD?H CD ，7B6 F=6GCDC?H ?@ ?:= "#$ D?@7I<=6 @?= A= ?@ ?:= "#$ D?@7I<=6 CD 7B6 G?H@CE:=<7C?H；"#$；A=