辛 穎

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

基于Fluent的風(fēng)洞腹撐支架干擾分析

辛 穎

(中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

應(yīng)用Fluent軟件對風(fēng)洞腹部支撐支架干擾進(jìn)行數(shù)值模擬研究，對有、無支架狀態(tài)下模型在風(fēng)洞吹風(fēng)過程中的表面流場及風(fēng)壓進(jìn)行計算分析，獲得低速風(fēng)洞吹風(fēng)試驗時支架的干擾量，同時分析不同姿態(tài)角的支架對模型的影響。最終通過數(shù)值模擬為風(fēng)洞吹風(fēng)試驗提供參考與依據(jù)。

腹部支撐；Fluent軟件；支架干擾；數(shù)值模擬

0 引言

風(fēng)洞試驗是空氣動力學(xué)研究的重要手段之一，在低速風(fēng)洞試驗過程中，通過支撐系統(tǒng)來支撐模型，調(diào)節(jié)模型姿態(tài)，引導(dǎo)電路管線等，根據(jù)不同的試驗?zāi)康倪x取不同的支撐方式。腹部支撐是低速風(fēng)洞試驗中常用的支撐方式，但由于支撐系統(tǒng)暴露在氣流中，其氣動力會傳到天平上，所以要對腹部支撐系統(tǒng)進(jìn)行支架干擾試驗，但這會導(dǎo)致試驗工作量大、成本高等問題。隨著計算機(jī)技術(shù)的飛速發(fā)展，數(shù)值模擬風(fēng)洞及其仿真系統(tǒng)[1]可為風(fēng)洞試驗提供輔助支撐，為試驗數(shù)據(jù)的修正提供依據(jù)。

1 低速風(fēng)洞腹部支撐系統(tǒng)干擾

低速風(fēng)洞試驗中，一般根據(jù)試驗?zāi)康?、試驗要求、模型尺寸的不同，腹部支撐分為單支桿、雙支桿和三支桿腹撐，其中單支桿腹撐的支架干擾量較小，模型重量較輕的試驗經(jīng)常采用。單支桿腹部支撐一般由主支桿、輔助支桿和風(fēng)擋三部分組成，但通過迎角控制機(jī)構(gòu)[2]可實現(xiàn)主支桿單獨支撐，使支撐系統(tǒng)安裝、拆卸簡便。

1.1 單支桿腹部支撐干擾

低速風(fēng)洞腹部支撐系統(tǒng)對試驗測試結(jié)果的干擾主要有支桿受力、支桿對模型干擾、模型對支桿干擾。對于內(nèi)式天平，支桿受力不會傳到天平上，可不用考慮支桿受力，因此主要考慮的干擾量是支桿與模型之間的干擾。

1.2 腹部支撐干擾修正

對于低速風(fēng)洞試驗，腹部支撐干擾修正一般采用試驗修正、數(shù)值模擬修正等，其中試驗修正可采用映像兩步法[3]。

低速風(fēng)洞試驗映像兩步法主要是根據(jù)流場疊加原理，進(jìn)行模型反裝風(fēng)洞試驗，分別對拆、裝假腹部支桿進(jìn)行天平氣動力測量，其差量認(rèn)為是腹部支桿的干擾量，氣動力計算如下：

(1)

(2)

(3)

其中，公式(1)、(2)、(3)分別為模型正裝、反裝、反裝帶映像支桿情況，m表示模型，z表示正裝支桿，mz表示模型對支桿，zm表示支桿對模型，z′表示反裝支桿。對于模型反裝帶映像支桿情況，主支桿與假支桿的干擾量很小，可以忽略不計，則Fzz′+Fz′z=0。由公式(1)、(2)、(3)可得，F(xiàn)2與F3的差值為F1的支架干擾量，因此模型氣動力為：

(4)

2 支架干擾數(shù)值模擬

2.1 數(shù)值模擬的基本理論

近地風(fēng)可近似為不可壓縮的湍流流動，在穩(wěn)態(tài)情況下，基于Reynolds時均方程和可實現(xiàn)k-ε湍流模型的控制微分方程如下[4]：

(5)

(6)

(7)

(8)

其中，Ui(i=1,2,3)分別代表x，y，z方向的速度分量，p代表壓力，k，ε分別代表湍流動能和耗散率，v代表運動黏性系數(shù)，ρ代表密度，vt代表渦團(tuán)粘性系數(shù)(vt=Cμk2/ε)。

2.2 數(shù)值模擬

在支架干擾的數(shù)值模擬過程中，為了求解方便，忽略復(fù)雜模型的仿真計算。假設(shè)模型是直徑1m的球體，在8m×6m的低速閉口風(fēng)洞中進(jìn)行計算分析。本文數(shù)值模擬利用Fluent軟件中標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型，應(yīng)用SIMPLE壓力校正算法來實現(xiàn)速度場和壓力場的耦合。

計算區(qū)域為16m×6m×8m(長×寬×高)，模型為直徑1m的球體，采用具有較好適應(yīng)性的非結(jié)構(gòu)四面體網(wǎng)格，并在模型附近區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密，支桿為錐形柱體，這可以有效減小臨界Re數(shù)，網(wǎng)格劃分見圖1和圖2所示。

圖1 整體網(wǎng)格劃分

圖2 Z=0處網(wǎng)格劃分

為了模擬低速閉口風(fēng)洞吹風(fēng)狀態(tài)，分別給定風(fēng)洞風(fēng)速20m/s,30m/s,40m/s,并在俯仰角0°、-30°、30°情況下，對有、無支架狀態(tài)的模型進(jìn)行數(shù)值模擬，關(guān)注模型附近的流場及壓力變化。

2.3 模擬結(jié)果分析

由于模型選取對稱結(jié)構(gòu)，在無支架干擾狀態(tài)下，不同風(fēng)速的流場和速壓呈基本對稱形式。根據(jù)圖3所示，模型上下邊緣速度、速壓最大，則此處受力也最大。

圖3 不同風(fēng)速下無支架干擾的流場和速壓

對于低速風(fēng)洞試驗，腹部支撐支架對模型有一定的干擾，當(dāng)俯仰角為0°時，整個區(qū)域流場和速壓如圖4所示，可以看出支架對模型附近流場和速壓干擾明顯，上邊緣速度、受力始終處于最大值，同時，比無支架狀態(tài)下，速度最大值增長近11%，模型下邊緣流場干擾較大。

圖4 不同風(fēng)速下0°俯仰角的支架干擾流場

當(dāng)俯仰角為-30°時，整個區(qū)域流場和速壓如圖5所示，相對于俯仰角0°時，支架干擾略小，最小風(fēng)速略佳，同時，上下邊緣產(chǎn)生最大值，所以對于俯仰角要求小的風(fēng)洞試驗，此狀態(tài)的斜壁支撐更合適。

當(dāng)俯仰角為30°時，整個區(qū)域流場和速壓如圖6所示，相對于無支架狀態(tài)時，干擾最大，背風(fēng)面出現(xiàn)較大的失速區(qū)域。此狀態(tài)比無支桿狀態(tài)下受力減小許多，這使測得的試驗數(shù)據(jù)誤差較大，模型局部受力影響明顯，誤差較大。

3 結(jié)論

對于低速風(fēng)洞試驗，腹部支撐支架干擾量對模型試驗結(jié)果影響明顯，需要進(jìn)行支架干擾修正。隨著俯仰角的變化，干擾量也隨之發(fā)生變化，同時，正俯仰角支架干擾量要高于負(fù)俯仰角干擾量。所以，對于小俯仰角的風(fēng)洞試驗，負(fù)俯仰角的斜撐支架更適合作為支撐系統(tǒng)。但對于正俯仰角的斜撐裝置會使模型局部產(chǎn)生失速區(qū)，大大影響了試驗數(shù)據(jù)。通

圖5 不同風(fēng)速下-30°俯仰角的支架干擾流場

圖6 不同風(fēng)速下30°俯仰角的支架干擾流場

過本次數(shù)值模擬，驗證了支架角度對模型干擾的影響，為以后數(shù)值模擬腹部支撐支架干擾提供基礎(chǔ)與依據(jù)，同時也為風(fēng)洞試驗提供對比參考與支持。

[1] 張涵信. 關(guān)于將“數(shù)值模擬風(fēng)洞及其仿真系統(tǒng)”列為重點研究項目的建議[M]. 空氣動力學(xué)研究文集，綿陽，國防科學(xué)技術(shù)預(yù)先研究空氣動力學(xué)項目管理辦公室，1995.

[2] 周 平,陳天毅，等. 8mX6m風(fēng)洞特大迎角機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)研制[J].實驗流體力學(xué), 2011,25(3):78-81.

[3] 白 峰,胡 冶. 低速風(fēng)洞試驗腹撐支架干擾分析[J].民用飛機(jī)設(shè)計與研究, 2012(4):33-41.

[4] 陳水福,呂少琳,顧梁平. 球形建筑風(fēng)荷載及風(fēng)流場的數(shù)值模擬[J].工業(yè)建筑,2006(36):127-150.

Research of Wind Tunnel Ventral Support Interfere Based on Fluent

XIN Ying

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

Based on Fluent software, numerical simulation have been taken to research to ventral support interference in wind tunnel, analyzed and calculated surface flow field and wind pressure around model with or without support to get the interference of support in low speed wind tunnel. At the same time, analyzed the influence of support with different attitude angle to model. Finally, numerical simulation was provided for reference and basis for wind tunnel test.

ventral support；Fluent software；support interference；numerical simulation

2015-01-06 作者簡介：辛 穎(1987-)，女，遼寧遼陽人，碩士，工程師，主要研究方向：風(fēng)洞試驗技術(shù)。

1673-1220(2016)01-063-06

V211.74

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