張輝， 李杰， 龔志斌

(西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

某運輸機全機構型雷諾數(shù)效應阻力修正研究

張輝， 李杰， 龔志斌

(西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

采用CFD方法分析了雷諾數(shù)效應對某運輸機全機構型阻力的影響。基于對某運輸機的翼/身/架/艙組合體繞流進行的計算分析,歸納總結出了一種適應于復雜構型的低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正方法。通過驗證可知,該修正方法修正效果良好,為工程中的阻力預測提供了一種簡潔有效的方法。

數(shù)值模擬; 雷諾數(shù)效應; 阻力修正

引言

通常風洞實驗雷諾數(shù)很難達到飛機真實飛行狀態(tài)下的雷諾數(shù),通過風洞實驗對真實飛行狀態(tài)下的飛機氣動力進行評估,考慮雷諾數(shù)效應的影響是很有必要的。盡管關于雷諾數(shù)效應對阻力修正的研究已經(jīng)開展了很長時間,并取得了一定的研究成果[1-3]，但是簡潔實用的雷諾數(shù)效應修正方法卻并不常見,或者關于雷諾數(shù)效應的修正方法大多是基于經(jīng)驗的總結,也很少公開發(fā)表。因此,探索得到一種有效的且方便使用的低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正方法是很有意義的。

1 數(shù)值計算方法及算例驗證

為了驗證本文所采用的流場計算方法的正確性,對DLR-F6翼/身/架/艙復雜組合體模型的繞流流場進行了模擬。數(shù)值計算方法詳見文獻[5]。圖1～圖4給出了該模型沿機翼各展向站位壓力分布的計算結果和實驗值的對比。由圖可以看出,計算結果和實驗值在各個站位都吻合良好,尤其是z=33.1%和z=37.7%兩個展向站位是在發(fā)動機短艙掛架兩側(cè),位于短艙、掛架、機翼的結合處,流動非常復雜,但是計算值依然與試驗值吻合良好,這充分說明了所采用數(shù)值計算方法的正確性。

圖1 壓力分布對比(z=33.1%)

圖2 壓力分布對比(z=37.7%)

圖3 壓力分布對比(z=51.4%)

2 雷諾數(shù)效應影響

圖5 某運輸機全機外形圖

圖6 不同雷諾數(shù)下的升力特性曲線

圖7 不同雷諾數(shù)下的升阻極曲線

為了研究雷諾數(shù)效應對飛機阻力系數(shù)的影響,針對某運輸機的全機構型,計算分析了馬赫數(shù)分別為0.78,0.74,0.70,0.40,雷諾數(shù)從2.0E+6～2.0E+7范圍內(nèi)的6個不同雷諾數(shù)下的氣動特性。圖5給出了此運輸機全機構型的外形。圖6和圖7分別給出了馬赫數(shù)為0.78、不同雷諾數(shù)下的升力特性曲線與升阻極曲線。其它馬赫數(shù)下升阻特性定性變化規(guī)律與馬赫數(shù)為0.78時一致。對比分析不同雷諾數(shù)下的升阻極曲線可以看出:在同一馬赫數(shù)、不同雷諾數(shù)下,對于給定的迎角,隨著雷諾數(shù)的增加,此運輸機的升力系數(shù)增大,阻力系數(shù)減小,并且其阻力系數(shù)減小量逐漸變小。

3 雷諾數(shù)影響阻力的修正方法

飛機升阻特性通常可用下述公式表示:

3.1 零升阻力的修正

零升阻力CD0的修正利用如下公式:

CD02=CD01(Re1/Re2)λ

式中,下標1代表低雷諾數(shù);下標2代表高雷諾數(shù);指數(shù)λ取0.18,此值的選取基于本研究對該運輸機全機構型所完成的計算分析結果的歸納總結。

3.2 升致阻力的修正

圖8 相關變量的定義

3.3 低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)阻力修正

低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)阻力修正步驟如下:

(4) 去掉小升力系數(shù)區(qū)域的一些點,這可能有助于改善曲線擬合的質(zhì)量;

CDB+i=CDB+(CDA+i-CDA)

(10) 考慮CD0的影響,調(diào)節(jié)CL～CD曲線。所有的CD都減去(CD01-CD02)。

圖9～圖11給出了低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)下的阻力系數(shù)修正步驟示意圖,圖12給出了基準數(shù)據(jù)與最終修正結果的對比。

圖9 步驟(1)

圖10 步驟(3)

圖11 步驟(5)、步驟(7)和步驟(8)

圖12 基準數(shù)據(jù)與最終修正結果的對比

4 修正方法的應用與驗證

以全機構型雷諾數(shù)2.0E+6的計算結果為基準,根據(jù)3.1節(jié)～3.3節(jié)所述的修正方法,進行了由低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)的阻力修正,得到雷諾數(shù)2.0E+7的升阻特性,并將其與全機構型的CFD計算結果進行了對比。圖13～圖16給出了不同馬赫數(shù)下計算結果與修正結果的對比。由圖可以看出,修正結果與計算結果吻合良好。

圖13 修正結果與計算結果的對比(Ma=0.78)

圖14 修正結果與計算結果的對比(Ma=0.74)

圖15 修正結果與計算結果的對比(Ma=0.70)

圖16 修正結果與計算結果的對比(Ma=0.40)

5 結束語

基于某運輸機全機構型的CFD計算分析結果,歸納總結出了一種雷諾數(shù)影響阻力的修正方法。應用該方法對某運輸機從低雷諾數(shù) (Re=2.0E+6)下極曲線的基準上推得高雷諾數(shù)下的極曲線。通過比較可知,修正結果與計算結果吻合較好。

雖然該修正方法是通過基于CFD計算結果歸納總結得到的,但是如果可以得到低雷諾數(shù)到高雷諾數(shù)狀態(tài)下的風洞試驗數(shù)據(jù),那么就可以結合不同雷諾數(shù)下的風洞試驗數(shù)據(jù)對本研究中所采用的雷諾數(shù)修正方法進行進一步的完善,實際飛行狀態(tài)下的氣動力數(shù)據(jù)就可以由風洞試驗條件下的數(shù)據(jù)進行修正得到,從而進一步發(fā)揮本研究中修正方法的潛力。

[1] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers.A review of flight-to-wind tunnel drag correlation [R].AIAA-81-2475,1981.

[2] Jacobs E N,Sherman A.Airfoil section characteristics as affected by variations of the Reynolds number [R].NACA 586,1936.

[3] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers. Review of flight-to-wind-tunnel drag correlation [J].Journal of Aircraft,1982,19(10):801-811.

[4] Lance W Traub.Drag extrapolation to higher Reynolds number [J].Journal of Aircraft,2010,47 (1):1458-1461.

[5] 郭民,王豪杰,李杰,等.民機翼身整流影響分析與設計研究[J].航空計算技術,2010,40(3):9-12.

[6] Gault D E.A correlation of low-speed,airfoil-section stalling characteristics with Reynolds number and airfoil geometry [R].NACA TN 3963,1957.

DragcorrectiontohigherReynoldsnumberforatransportaircraft

ZHANG Hui, LI Jie, GONG Zhi-bin

(College of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China)

In this paper, the CFD tools are used to investigate the drag characteristics of full configuration of a transport aircraft in different Reynolds number. Through the analysis of computational results, a simple and effective method for drag correction from the lower Reynolds number to the higher Reynolds number is obtained, in which both the zero lift drag and the drag due to lift need to be modified, providing a brief and effective method for an estimate of drag at a higher Reynolds.

numerical simulation; Reynolds number effects; drag correction

2011-05-03;

2011-10-08

國家自然科學基金資助(10772148；90816027；11172240)

張輝(1986-),男,陜西富平人,碩士研究生,研究方向為理論與計算流體力學。

V211.3

A

1002-0853(2012)01-0020-05

(編輯：姚妙慧)