趙 鐘，赫 新，張來平，何 琨，何 磊

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所，四川綿陽 621000; 2.空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000)

HyperFLOW軟件數(shù)值模擬TrapWing高升力外形

趙 鐘1，*，赫 新1，2，張來平1，2，何 琨1，何 磊1

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所，四川綿陽 621000; 2.空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000)

采用High-Lift研討會提供的梯形翼外形(TrapWing)，利用自主研發(fā)的基于結(jié)構(gòu)、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的通用CFD軟件HyperFLOW進行了數(shù)值計算，以評估其對復雜外形低速流的模擬能力。分別采用了三套不同拓撲結(jié)構(gòu)的計算網(wǎng)格，包括兩套非結(jié)構(gòu)/混合網(wǎng)格和一套多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，每套網(wǎng)格又分為粗、中、細三種密度不同的網(wǎng)格數(shù)量以考察其網(wǎng)格收斂性。利用Richardson插值法，對計算結(jié)果開展了可信度分析。結(jié)果表明，不管是結(jié)構(gòu)網(wǎng)格還是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，HyperFLOW均建立了可接受的可信度;對于高升力外形數(shù)值模擬，SA湍流模型要比SST湍流模型模擬的更準確;在失速迎角附近，現(xiàn)有的二階精度解算器仍需持續(xù)改進。

HyperFLOW軟件;梯形翼;高升力外形;驗證與確認;計算流體力學軟件

0 引言

隨著計算流體力學(CFD)在航空航天飛行器設(shè)計中得到越來越廣泛的應(yīng)用，CFD計算結(jié)果可信度已成為CFD應(yīng)用者關(guān)心的核心關(guān)鍵問題之一。從上世紀90年代開始，歐美國家組織舉辦了系列的CFD驗證與確認活動(Workshop)［1］，其目的正是評估現(xiàn)有的CFD方法和軟件對特定問題的模擬能力。在國內(nèi)，飛行器設(shè)計部門出于對自身關(guān)心的流動問題模擬能力評估的考慮，以邀請多家協(xié)作單位參與相同任務(wù)的計算、召開數(shù)據(jù)對比會的形式，對特定流動速域飛行器標模開展了系列CFD數(shù)據(jù)的不確定度分析工作。與此同時，近年來，在國家重點基礎(chǔ)研究發(fā)展計劃(973)等項目的資助下，航空界組織開展了航空可信度研究活動，國內(nèi)多家單位參與其中［2］。

對于大型運輸機和民航飛機，高升力系統(tǒng)對飛行器的性能有很大影響［3］，因此高升力系統(tǒng)設(shè)計及其氣動特性預測一直是航空界(尤其是民用飛機)的前沿課題。雖然利用CFD方法和軟件預測真實飛行器氣動性能的能力已基本獲得飛行器設(shè)計師的認可，然而，對于高升力外形的數(shù)值模擬可信度水平仍然較低。高升力外形對CFD的挑戰(zhàn)主要體現(xiàn)為流動現(xiàn)象的復雜性［4-5］:多段翼型產(chǎn)生的復雜縫隙效應(yīng)，空間流場壓力恢復效應(yīng)，尾跡與邊界層相互作用，大范圍分離，翼稍渦卷起，層流湍流轉(zhuǎn)捩等。以上因素的疊加，給高升力外形的CFD數(shù)值模擬帶來了很大的困難。

為了評估當前CFD技術(shù)對高升力外形的預測能力，為工程應(yīng)用提供經(jīng)驗指導，進一步提高高升力外形CFD預測的可信度，AIAA分別于2010年、2012年舉辦了兩次高升力外形預測活動(AIAA High-Lift Prediction Workshop)［6-7］，他們選用了NASA梯形翼(TrapWing)構(gòu)型作為主要研究對象。該活動吸引了全球多個國家和地區(qū)的CFD研究者參與并提交結(jié)果。為了便于參與者對自主發(fā)展的CFD軟件進行確認，活動組織者提供了詳細的風洞試驗數(shù)據(jù)。國內(nèi)先后開展的兩期航空CFD可信度研討活動也選取了該外形作為主要研究對象之一。

為了滿足我國航空航天飛行器大規(guī)模CFD模擬的需求，作者所在的研究團隊開發(fā)了一款同時適應(yīng)于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的通用CFD軟件平臺——HyperFLOW，利用系列標模對其進行了詳細的測試。同時，作為主要參與團隊，全程參與了國內(nèi)航空CFD可信度研討活動，為活動提供了一套非結(jié)構(gòu)標準網(wǎng)格，并對自主研發(fā)的HyperFLOW軟件進行了比較系統(tǒng)的驗證與確認。

本文針對復雜低速流動問題，采用TrapWing高升力構(gòu)型，分別基于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，對HyperFLOW的低速流數(shù)值模擬能力進行了測試?；赗ichardson插值方法，進行了網(wǎng)格收斂性研究，通過與試驗結(jié)果對比，分析了計算結(jié)果的可信度。

1 HyperFLOW軟件平臺簡介

HyperFLOW(Hybrid Platform for Engineering and Research of FLOWs)軟件平臺是在中國空氣動力研究與發(fā)展中心自主發(fā)展的結(jié)構(gòu)和非結(jié)構(gòu)主力軟件的基礎(chǔ)上，獨立開發(fā)的一款面向工程應(yīng)用和學術(shù)研究的通用CFD軟件平臺。該軟件借鑒了面向?qū)ο蟮拇笮蛙浖O(shè)計理念，采用C++語言編程。為了適應(yīng)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和混合網(wǎng)格的計算，設(shè)計了具有良好通用性、可擴展性的體系結(jié)構(gòu)和數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)［8］;提出了“運行數(shù)據(jù)庫”的概念，用于各類數(shù)據(jù)的管理和調(diào)用，實現(xiàn)了在同一軟件平臺上，結(jié)構(gòu)解算器和非結(jié)構(gòu)解算器的獨立運行，并初步實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)解算器和非結(jié)構(gòu)解算器的同步耦合計算［9-10］。下文開展的數(shù)值計算僅針對結(jié)構(gòu)解算器和非結(jié)構(gòu)解算器。

HyperFLOW的核心計算模塊采用二階精度的格心型有限體積方法。無粘項通量計算集成了Roe、Vanleer、AUSM、Steger-Warming等格式;通過梯度重構(gòu)得到二階精度的物理量分布。為了抑制激波附近的振蕩、保持單元內(nèi)物理量分布的單調(diào)性，集成了多種限制器。粘性項采用中心格式計算，而湍流效應(yīng)通過“松耦合”湍流模型方程的形式進行求解。目前已集成了SA一方程湍流模型［11］和SST兩方程湍流模型［12］，以及相關(guān)的改進模型;湍流模型方程本身的計算與N-S方程的求解類似。時間離散集成了顯式Range-Kutta、隱式LU-SGS方法。為了適應(yīng)大規(guī)模工程計算的需求，兩種解算器均發(fā)展了基于網(wǎng)格分區(qū)的大規(guī)模并行計算技術(shù)。關(guān)于該軟件的設(shè)計思想和研究進展，請參見文獻［8-10］。

2 TrapWing高升力外形及計算網(wǎng)格

2.1 TrapWing高升力外形

計算采用的高升力外形是NASA梯形翼外形。該外形是安裝在機身上的大弦長、半展、三段構(gòu)型，機翼無扭轉(zhuǎn)、無上反角。High-Lift活動中要求對襟副翼折轉(zhuǎn)角分別為20(構(gòu)型8)和25(構(gòu)型1)度的兩個外形進行計算，本文只針對構(gòu)型1進行計算。

該外形的風洞試驗是1998年在NASA Langley 14×22英尺亞聲速風洞中完成的，其試驗條件為［13］:馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=4.3×106。試驗時，機身固連于墊塊，墊塊安裝于風洞壁，在CFD計算時，墊塊氣動力也計入總氣動力。圖1為幾何外形，表1是外形幾何參數(shù)和參考尺寸。

圖1 TrapWing高升力外形試驗照片F(xiàn)ig.1 The geometry of NASA trapezoidal wing

表1 TrapWing外形幾何尺寸Table 1 Geometric details of trapezoidal wing model

2.2 計算網(wǎng)格

參考AIAA High-Lift研討會的做法，分別采用粗、中、細三種不同數(shù)量的網(wǎng)格進行計算。計算中，選用了三套不同拓撲結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格，即:Grid1是AIAA HighLift-I Workshop中提供的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格UH8(Unst-Mixed-Node centered-B，圖2(a))，由德國宇航院DLR的網(wǎng)格生成軟件SOLAR生成［14］，物面是三角形/四邊形混合網(wǎng)格，空間是以六面體為主、摻雜了四面體/三棱柱/金字塔的混合網(wǎng)格填充;Grid2是自主生成的三棱柱/金字塔/四面體組成的混合網(wǎng)格(圖2(b))，生成過程是首先采用全四面體網(wǎng)格填充空間，其中物面附近為各向異性四面體而外場為各向同性四面體，然后采用HyperFLOW軟件的預處理模塊將各向異性四面體網(wǎng)格聚合成三棱柱/金字塔網(wǎng)格［15］;Grid3是多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格(圖2(c))，粗中細網(wǎng)格分別為355、369、369塊，該網(wǎng)格是第二屆航空可信度活動提供的標準多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

三套網(wǎng)格單元數(shù)見表2，其中Grid1的細網(wǎng)格單元量數(shù)達到1.4億，而Grid2的細網(wǎng)格僅0.28億，原因是在生成Grid2物面網(wǎng)格過程中，對具有不同流場特征的局部分別采用了不同拉伸度的三角形，如在機翼前后緣處，采用了展向大拉伸度的各向異性三角形填充，在保證網(wǎng)格分辨率的同時使得網(wǎng)格量大大減少。

圖2 三套計算網(wǎng)格中的中等網(wǎng)格Fig.2 Three types of computational grids(medium)

表2 TrapWing外形計算網(wǎng)格量Table 2 Cell number of trap wing

3 計算結(jié)果分析方法:Richardson插值法

CFD的驗證過程主要有兩種手段［1］，其一是與精確解(解析解)或者制造解比較，如運動等熵渦和Couette流算例等。而對于復雜問題，一般采用網(wǎng)格收斂性方法結(jié)合Richardson插值法進行。眾多學術(shù)期刊的編輯方針都認為嚴格定義的網(wǎng)格細化或粗化研究是計算結(jié)果精度評估的一種有效措施，由于不可能對網(wǎng)格進行無限制地加密，因此要求作者盡可能的結(jié)合Richardson外插方法來判斷數(shù)值解的收斂性以及實際的計算精度。

Richardson方法主要是通過對不同密度網(wǎng)格的計算結(jié)果進行插值，估算出當網(wǎng)格量趨于無窮時的值。對于兩套網(wǎng)格計算結(jié)果，一般Richardson外插法求解過程為［16-17］:

式中，f是所要分析的變量，如升力、阻力、力矩系數(shù)，fexact是插值結(jié)果，以此代表當網(wǎng)格量趨于無窮大時的解。p是網(wǎng)格解收斂精度，二階精度格式該值為2。εi，j是由網(wǎng)格i與網(wǎng)格j計算所得解之差，即 εi，j=fi-fj，ri，j是網(wǎng)格細化比，ri，j=hj/hi，h= NTFS-1/3，NTFS是求解的未知量個數(shù)，格心型方法是單元數(shù)量，格點型方法是網(wǎng)格點數(shù)量。

對于粗、中、細三套網(wǎng)格，當計算結(jié)果單調(diào)時，式(1)中的p滿足如下方程:

式中，下標1、2、3分別表示細、中、粗網(wǎng)格，p由迭代計算獲得，如二分法、數(shù)值迭代法等。這里rij和εij的含義和上文一致。

4 計算結(jié)果分析

根據(jù)AIAA High-Lift Prediction Workshop提供的計算狀態(tài)，采用兩個Case分別考察HyperFLOW的網(wǎng)格收斂性和計算精度。在沒有特殊說明的情況下，計算采用SA一方程湍流模型，Roe通量格式和Vankatkrishnan限制器，時間離散采用LU-SGS隱式格式。

4.1 Case1:網(wǎng)格收斂性研究

該狀態(tài)的計算條件為:馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)Re=4.3×106(基于平均氣動弦長)。采用粗、中、細網(wǎng)格，分別計算迎角為13°和28°時的氣動特性，進行網(wǎng)格收斂性研究。

圖3是迎角分別為13°和28°時，氣動力系數(shù)隨網(wǎng)格密度的收斂圖，圖中橫坐標N表示網(wǎng)格單元數(shù)，若收斂過程表現(xiàn)為直線，則說明解算器的網(wǎng)格收斂性具有二階精度［4-5］。從計算結(jié)果看，Grid1和Grid2均具有可接受的網(wǎng)格收斂性，隨著網(wǎng)格的加密，逐漸趨向于實驗值，收斂過程近乎直線，說明具有較好的收斂性;而Grid3在13°迎角時，單調(diào)性、收斂性不如非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格;同時，從圖中給出的粗、中、細網(wǎng)格Richardson插值結(jié)果看，13°時的力矩系數(shù)插值結(jié)果與實驗值有一定偏差，其他結(jié)果和實驗值符合較好，表明計算結(jié)果具有較好的可信度。從網(wǎng)格收斂精度看，HyperFLOW的結(jié)構(gòu)解算器計算結(jié)果比非結(jié)構(gòu)解算器稍差。

為分析高升力外形的復雜氣動力特性，有必要研究其物面壓力分布情況。AIAA高升力預測活動中提供了多個展向站位的壓力分布數(shù)據(jù)，HyperFLOW的計算結(jié)果除28°迎角、98%站位外，其他狀態(tài)的結(jié)果與實驗值均符合較好，由于篇幅所限，這里只給出了13°、85%站位的壓力分布(圖4)。由于后緣襟翼(flap)在該站位時存在展向和弦向的復雜分離流動，因此該處對網(wǎng)格分布極為敏感，可以看到三套網(wǎng)格都表現(xiàn)了很好的網(wǎng)格收斂性。相較于Grid1和Grid3，Grid2的粗網(wǎng)格計算結(jié)果在該處偏低，是因為其網(wǎng)格量僅有547萬，也說明了對于具有復雜流動的局部，需要有合理的網(wǎng)格分布、網(wǎng)格量，才能正確模擬物理現(xiàn)象。實際上，對于13°、28°迎角時的其他大部分站位，壓力分布都與上述情況類似:隨著網(wǎng)格的加密，逐漸逼近于實驗值。

圖3 氣動力系數(shù)的網(wǎng)格收斂性Fig.3 Grid convergence characteristic of aerodynamic coefficients

圖4 三套網(wǎng)格物面壓力分布對比:α=13°，85%站位Fig.4 Surface pressure coefficients at 85%span station，α=13°

在High-Lift Workshop中，迎角28°時98%站位處因存在復雜流動現(xiàn)象，壓力分布難以精確模擬，是對CFD代碼性能的重要挑戰(zhàn)［4-5］，圖5是三套網(wǎng)格在該狀態(tài)下的站位壓力分布比較。總體來看，三套網(wǎng)格均表現(xiàn)了很好的網(wǎng)格收斂性，粗網(wǎng)格與實驗值差異最大，細網(wǎng)格與實驗值吻合較好。而對于flap翼，由于同時存在背風區(qū)大分離和翼稍渦的卷起，使得該處的流動狀態(tài)難以精確模擬，數(shù)值模擬的前緣壓力峰值偏小，吸力偏低，從而導致總升力偏低，這也是計算的升力普遍比實驗值小的原因。圖6是HyperFLOW軟件非結(jié)構(gòu)解算器(Grid1)與Workshop中提交的兩個典型結(jié)果的比較，二者分別是提交結(jié)果分布的兩條邊界曲線，可見，HyperFLOW軟件模擬的壓力分布比較接近上限曲線，具有較好的可信度。實際上，該站位位于翼稍，在大迎角狀態(tài)下，物面壓力受多種因素的共同作用，如湍流轉(zhuǎn)捩、連接支架、氣動彈性變形等。文獻［18-20］在采用了轉(zhuǎn)捩模型、考慮了連接支架干擾后，與實驗值更為接近。

4.2 Case2:計算精度研究

該狀態(tài)的計算條件為:馬赫數(shù)Ma=0.2，雷諾數(shù)w〗Re=4.3×106(基于平均氣動弦長)，迎角是6°、13°、21°、28°、32°、34°、37°。該狀態(tài)的目的是進行計算精度研究。

圖5 三套網(wǎng)格物面壓力分布對比:α=28°，98%站位Fig.5 Surface pressure coefficients at 98%span station，α=28°

圖6 迎角28°時flap壓力分布與其他軟件比較Fig.6 Surface pressure coefficients compare

一直以來，高升力外形大迎角模擬是CFD軟件面臨的一大挑戰(zhàn)，主要表現(xiàn)為對失速迎角、最大升力系數(shù)的模擬存在困難。在AIAA High-Lift Prediction Workshop以及國內(nèi)航空可信度活動中，普遍存在難以進行大迎角精確模擬的問題，其中幾個主要問題包括最大升力系數(shù)偏低、失速迎角與實驗值符合不理想、大迎角時(大于28°)對初始流場設(shè)置比較敏感［4，14］、湍流模型影響較大等。作者在進行計算時，也發(fā)現(xiàn)了大迎角時對初值敏感的問題，因而采用了Workshop中的典型計算方法:即當迎角大于28°時，分別采用前一個狀態(tài)的流場作為初場進行計算。

圖7是氣動力系數(shù)曲線與實驗值(包括上下邊界)、國外知名軟件參考值［6］的比較。對于升力曲線，除了Grid2的粗網(wǎng)格外，線性段均模擬較好，說明要準確模擬高升力外形需要有足夠的網(wǎng)格量。在失速

迎角附近區(qū)域，最大升力系數(shù)和失速迎角均落入Workshop中其他知名軟件的范圍中;對于阻力曲線，均表現(xiàn)了良好的網(wǎng)格收斂性，且與實驗值、參考值有相當?shù)奈呛隙?，說明計算結(jié)果可信;對于力矩曲線，雖然都表現(xiàn)了良好的網(wǎng)格收斂性，隨著網(wǎng)格加密逐漸趨向于實驗值，但是不同密度的網(wǎng)格間分布散度較大，說明力矩模擬有較大的網(wǎng)格量需求。

在失速迎角附近，計算結(jié)果的散布較寬，而且在不同的網(wǎng)格上的計算結(jié)果有較大差異，說明對于失速迎角附近狀態(tài)的計算可信度還有待提高，其主要原因是在大迎角時，流場中出現(xiàn)了大范圍的分離流動，而二階精度格式的RANS模擬對大范圍分離流動的模擬能力還比較有限。

目前來說，采用RANS方程模擬真實飛行器是工程中的主要途徑，但是對于復雜外形尤其是高升力外形，由于大范圍分離、轉(zhuǎn)捩等因素的影響，使得不同湍流模型對結(jié)果影響很大。圖8分別給出了在結(jié)構(gòu)網(wǎng)格(解算器)、非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格(解算器)上，SST湍流模型和S-A湍流模型對升力的影響:SST模型模擬的升力普遍偏低，而且工程師比較關(guān)注的最大升力系數(shù)、失速迎角均與實驗有較大差異。究其原因，從圖9可見(Grid3，結(jié)構(gòu)解算器)，SST模型模擬的主翼上翼面吸力要比SA模型小得多，從而導致升力系數(shù)偏低。這一結(jié)論與AIAA High-Lift Prediction Workshop的統(tǒng)計結(jié)果一致［4］。

圖7 氣動力系數(shù)曲線Fig.7 Lift，drag，moment coefficient curves

研究過程中同樣發(fā)現(xiàn)了大迎角時初場對計算結(jié)果影響較大的問題:圖10是Grid2中等網(wǎng)格采用SA湍流模型計算時，大迎角(大于28°)狀態(tài)分別以均勻來流和相鄰小迎角狀態(tài)收斂流場作為初始流場，所計算得到的升力?？梢姡舸笥菭顟B(tài)以均勻來流作為初場，會出現(xiàn)提前失速的現(xiàn)象。不僅如此，文獻［22］中提到，對于類似的兩段翼型做低速實驗時，也存在類似的現(xiàn)象，文中將之用“遲滯效應(yīng)”來解釋。

圖8 湍流模型對升力的影響Fig.8 Effects of turbulent models on lift

圖9 湍流模型對物面壓力系數(shù)的影響Fig.9 Effects of turbulent models on pressure coefficient

圖10 大迎角時初值對升力系數(shù)的影響Fig.10 Effects of initial flow on lift coefficients

5 結(jié)論與展望

從本文的數(shù)值計算結(jié)果及網(wǎng)格收斂性分析可以看出，對于以高升力外形為代表的航空飛行器數(shù)值模擬，HyperFLOW軟件對以附著流為主要特征的復雜外形的數(shù)值模擬具有良好的網(wǎng)格收斂性和計算精度。整體而言，計算結(jié)果具有較高的可信度，精度與國外知名In-House軟件相當，基本能夠滿足航空飛行器高升力外形對CFD數(shù)據(jù)的需求。但與國外的一些著名軟件類似的是，對失速迎角、最大升力系數(shù)的模擬還不夠精確，其主要原因是涉及大范圍的流動分離，未來需要在這方面進行持續(xù)改進。

就高升力裝置數(shù)值模擬中的相關(guān)問題，我們通過前述的數(shù)值模擬，總結(jié)提出如下建議:

(1)湍流模型對于高升力裝置的模擬非常關(guān)鍵。對比計算了SA模型和SST模型后，得出了與High-Lift Workshop一致的結(jié)論，即SA模型的計算結(jié)果優(yōu)于SST的計算結(jié)果。因此，對于高升力外形的數(shù)值模擬，建議采用SA湍流模型，同時采用高分辨率的計算格式(如Roe格式)，不加限制器或者盡量減小限制程度。

(2)計算網(wǎng)格依然是得到高精度計算結(jié)果的關(guān)鍵。高升力外形對計算網(wǎng)格有強烈的依賴性，尤其是對大迎角狀態(tài)，不同計算網(wǎng)格間有較大的差異。建議在生成網(wǎng)格時，采用AIAA High-Lift Prediction Workshop給出的網(wǎng)格生成指導原則，如機翼前后緣網(wǎng)格的長度、邊界層內(nèi)網(wǎng)格的法向正交性、第一層網(wǎng)格高度、網(wǎng)格法向增長比率、機身前后緣網(wǎng)格尺度、網(wǎng)格分布的光滑性等。同時，要采用不同密度的網(wǎng)格進行網(wǎng)格收斂性測試。

(3)初場設(shè)置對失速特性有較大影響。由于存在流動分離現(xiàn)象，初始擾動對于大迎角時的分離形態(tài)有較大影響，一旦出現(xiàn)流動分離結(jié)構(gòu)，很難通過迭代計算改變流動結(jié)構(gòu)。這一現(xiàn)象在High-Lift Workshop中也得到印證。因此，對于大迎角狀態(tài)，建議將相鄰小迎角收斂流場作為初場，以便更好地預測失速迎角。出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因到底是什么?目前仍需深入研究。

(4)幾何外形的真實模擬是改進計算結(jié)果的有效途徑之一。真實的TrapWing模型中，三段機翼之間還帶有連結(jié)支架(brackets)，本文計算時沒有考慮該裝置。另外，真實外形還帶有氣動彈性效應(yīng)。以上兩個因素導致計算幾何模型的變化，而這種變化會對計算結(jié)果產(chǎn)生影響，尤其是氣動彈性變形導致的翼梢變形將改變局部的流動形態(tài)，進而影響壓力分布，這可能是目前的計算所得壓力分布與實驗偏差較大的主要原因之一。而High-Lift Workshop后續(xù)研究工作表明，考慮連接支架和氣動彈性的影響有助于改進計算結(jié)果的精度。因此，以后的工作中應(yīng)該加以考慮。

(5)采用高級的湍流模型和高階精度計算格式是未來的發(fā)展趨勢。高升力外形的大迎角狀態(tài)，尤其是失速迎角附近，背風區(qū)及翼稍附近存在復雜的流動分離現(xiàn)象，目前工程應(yīng)用中廣泛采用的RANS模擬方法還難以精確模擬，未來需要采用脫體渦模擬(DES)或大渦模擬(LES)等高級湍流模擬方法，并采用高階精度的計算格式。

總之，盡管目前對于復雜構(gòu)型的CFD數(shù)值模擬已取得長足的進展，但是仍局限于以附著流占主導地位的流動數(shù)值模擬，對于復雜分離流、旋渦運動等現(xiàn)象的數(shù)值模擬，仍有很長的路要走，除了發(fā)展更適用的物理模型、計算格式和網(wǎng)格技術(shù)外，全面系統(tǒng)深入的驗證與確認必不可少，這將是CFD方法研究和軟件研制永恒的主題之一。

致謝:本文使用的Grid3結(jié)構(gòu)網(wǎng)格是第二屆國內(nèi)航空可信度活動的標準結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，由空氣動力學國家重點實驗室王運濤博士、李松博士提供。同時，在開展軟件的驗證與確認過程中，得到了中國空氣動力研究與發(fā)展中心張益榮助理研究員的幫助，在此一并表示感謝。

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Numerical research of NASA high-lift trap wing model based on HyperFLOW

Zhao Zhong1，*，He Xin1，2，Zhang Laiping1，2，He Kun1，He Lei1
(1.Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China; 2.State Key Laboratory of Aerodynamics，Mianyang 621000，China)

Up to date，simulation of subsonic flows over the high lift device is still a challenge，especially for the cases with higher angles of attack.In order to evaluate the ability of HyperFLOW，an inhouse CFD software for subsonic turbulence flow over complex geometries based on structured and unstructured grids，the NASA high lift trap wing model is selected and investigated.Two cases discussed in the NASA high-lift workshop are considered on three types of grids，i.e.two unstructured or mixed grids，and one multi-block structured grid.The simulations on coarse，medium and fine grids for each type are carried out to access the performance of grid convergence.The numerical results are analyzed using Richardson extrapolation method，and compared with the experimental data and the results by other famous CFD codes in the world.The comparison demonstrates that HyperFLOW has a good property of grid convergence on different grids.As the statistical conclusions of the NASA high-lift workshop，the numerical results are acceptable within the linear part of the aerodynamic forces in the regime of lower and medium angles of attack.However，it is still a challenge for the prediction of the cases in higher angles of attack，especially for the cases near stall.

HyperFLOW software;trap wing;high lift configuration;verification and validation; CFD software

V211.3

:Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0026

0258-1825(2015)05-0594-09

2014-04-21;

:2014-08-25

國家自然科學基金(11272339)

趙鐘*(1986-)，男，四川宜賓人，助理研究員，博士研究生.研究方向:非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成、CFD軟件開發(fā).E-mail:bell_cardc@163.com

趙鐘，赫新，張來平，等.HyperFLOW軟件數(shù)值模擬TrapWing高升力外形［J］.空氣動力學學報，2015，33(5):594-602.

10.7638/kqdlxxb-2014.0026 Zhao Z，He X，Zhang L P，et al.Numerical research of NASA high-lift trap wing model based on HyperFLOW［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(5):594-602.