王繼明， 劉亦鵬

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院， 上海 201210

民機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)半模墊板高度對(duì)氣動(dòng)特性的影響

王繼明*， 劉亦鵬

上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院， 上海 201210

半模作為提高大型商用飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)的一種模擬手段而被廣泛應(yīng)用。首先回顧了半模試驗(yàn)的模擬方式及其優(yōu)劣，進(jìn)而選取當(dāng)前發(fā)展趨勢(shì)的附面層墊板作為研究對(duì)象，采用數(shù)值模擬研究了墊板高度變化對(duì)氣動(dòng)特性影響的內(nèi)在機(jī)理。數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)吻合較好，數(shù)值計(jì)算采用速度分布入口可以較好模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度，計(jì)算值和試驗(yàn)值更加接近；墊板高度的增加使得升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)減小及俯仰力矩系數(shù)增加；墊板在機(jī)翼上游區(qū)引起的上洗使得機(jī)翼沿展向各剖面當(dāng)?shù)赜窃黾?%、動(dòng)壓增加1%，從而使得機(jī)翼上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)。有別于以往認(rèn)為墊板的洗流只影響內(nèi)側(cè)機(jī)翼，結(jié)果表明墊板影響范圍擴(kuò)展至全翼展，當(dāng)?shù)赜堑脑黾邮侵饕绊懸蛩兀瑝|板對(duì)機(jī)翼展向各剖面影響量值不一致，對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼影響較大。所得結(jié)論可更好用于民機(jī)半模風(fēng)洞試驗(yàn)的開展，具有一定的工程實(shí)用性。

半模； 風(fēng)洞試驗(yàn)； 墊板； 邊界層； 氣動(dòng)特性

長(zhǎng)期以來(lái)風(fēng)洞試驗(yàn)被用作獲取大型商用飛機(jī)[1]氣動(dòng)數(shù)據(jù)及研究飛機(jī)氣動(dòng)特性的重要工具，而風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)軌蜻_(dá)到的雷諾數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于飛行雷諾數(shù)。雷諾數(shù)是影響飛機(jī)氣動(dòng)特性尤其是失速及分離特性的重要參數(shù)。通常雷諾數(shù)的影響都有一個(gè)敏感范圍，即當(dāng)雷諾數(shù)在該范圍內(nèi)時(shí)氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)變化劇烈，當(dāng)雷諾數(shù)較高時(shí)氣動(dòng)特性隨雷諾數(shù)變化較為緩和。因此增加試驗(yàn)?zāi)M的雷諾數(shù)或盡可能地使試驗(yàn)?zāi)M的雷諾數(shù)超過(guò)敏感范圍能獲取更加可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，同時(shí)也降低了將試驗(yàn)雷諾數(shù)外推到飛行雷諾數(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)修正的風(fēng)險(xiǎn)。半模試驗(yàn)是一種較為經(jīng)濟(jì)的獲取較高雷諾數(shù)的手段，在相同尺寸的風(fēng)洞中半模試驗(yàn)的雷諾數(shù)較全模大一倍。對(duì)于目前中國(guó)4 m×3 m量級(jí)的風(fēng)洞，全模雷諾數(shù)一般為1.4×106，而對(duì)于目前大型商用飛機(jī)其雷諾數(shù)敏感范圍一般在6×106以下，在雷諾數(shù)為3×106時(shí)，氣動(dòng)特性變化尤為劇烈，可見(jiàn)半模試驗(yàn)可有效避開該敏感范圍。

半模試驗(yàn)可以在不增加模型加工及試驗(yàn)成本的基礎(chǔ)上增加雷諾數(shù)，可以模擬更加細(xì)節(jié)的部位，無(wú)支架干擾；缺點(diǎn)是半模的機(jī)身對(duì)稱面流動(dòng)和實(shí)際不符，半模機(jī)身及內(nèi)側(cè)機(jī)翼與風(fēng)洞洞壁的干擾較全模大，因此如何使半模對(duì)稱面、機(jī)身及內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)更加接近實(shí)際情況是國(guó)內(nèi)外研究的核心內(nèi)容。

半模通常采用附面層墊板使得模型遠(yuǎn)離風(fēng)洞壁面來(lái)減小洞壁對(duì)模型的干擾，有研究[2]表明墊板厚度約在2δ*(δ*為空風(fēng)洞核心段附面層位移厚度)模擬效果較好，且升力系數(shù)隨著墊板厚度的增加而增加。NASA亦有研究表明[3]墊板厚度在模型半展長(zhǎng)的3%模擬效果較好。從各墊板高度下機(jī)翼各剖面的壓力分布和全模對(duì)比來(lái)看，墊板高度的增加使得整個(gè)上翼面流速增加，從而對(duì)應(yīng)的壓力系數(shù)Cp減小，升力系數(shù)CL增加。

因此半模試驗(yàn)應(yīng)著重選擇合適的墊板高度，因?yàn)檩^高或較低的墊板高度會(huì)使得墊板影響較大或機(jī)身進(jìn)入附面層影響區(qū)從而帶來(lái)模擬的差異。同時(shí)盡可能模擬對(duì)稱面及內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)，消除或減弱機(jī)頭前方馬蹄渦[4]對(duì)下游區(qū)的影響。

1 半模試驗(yàn)研究回顧

半模試驗(yàn)?zāi)M主要包括減弱邊界層對(duì)模型的影響，如反射板研究[5-6]、半模墊板高度研究[7-11]、半模墊板前緣外形研究[3，8]及減小模型對(duì)稱面處洞壁邊界層厚度如邊界層吹吸(主動(dòng)控制)研究[12]。國(guó)外對(duì)半模試驗(yàn)?zāi)M較系統(tǒng)的研究報(bào)導(dǎo)可追溯到20世紀(jì)90年代初，國(guó)內(nèi)報(bào)導(dǎo)[13-14]稍晚，研究?jī)?nèi)容與方法和國(guó)外類似。Milholen等[2]的研究結(jié)果表明墊板厚度從δ*～15δ*的變化過(guò)程中，升力系數(shù)單調(diào)增加且在墊板厚度2δ*處與全模數(shù)據(jù)吻合較好。分析其原因?yàn)閴|板厚度增加使得整個(gè)上翼面流速增加，從而上翼面吸力增加，而墊板厚度小于2δ*時(shí)，上翼面流速降低，相應(yīng)吸力減小。Eliasson[15]認(rèn)為機(jī)翼展向交叉流是半模數(shù)據(jù)不模擬的一個(gè)重要因素。對(duì)稱面機(jī)身壓力分布[2-3]也是半模模擬的一項(xiàng)參考因素，墊板高度會(huì)使得機(jī)身對(duì)稱面上表面加速，吸力增加；對(duì)于沿流向剖面采用機(jī)身對(duì)稱面外形的墊板，其和洞壁邊界層相互干擾使得在墊板前緣上游處形成馬蹄渦[4]，對(duì)于全模則不會(huì)有，有研究[3,8]表明，對(duì)墊板機(jī)頭處向內(nèi)側(cè)倒圓角可以減弱或消除馬蹄渦的不利影響，從而使得半模和全模數(shù)據(jù)吻合較好。但也有學(xué)者[3]通過(guò)選擇合適的2D墊板高度可以獲得較好的模擬結(jié)果。前述減弱邊界層與機(jī)身干擾的方法是增加高度使得機(jī)身遠(yuǎn)離洞壁，另外一種方法[16]是在上游吹除下游吸附以減弱邊界的影響，結(jié)果表明升力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)都有不同程度的增加，尤其是俯仰力矩系數(shù)增加較為明顯。

鑒于附面層墊板模擬簡(jiǎn)單有效，當(dāng)前大型商用飛機(jī)制造商波音和空客公司的主流機(jī)型都通過(guò)半模墊板方式獲取飛行雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。如波音系列Boeing737NG[17]、Boeing777[18]及Boeing787[19]等機(jī)型在美國(guó)低溫增壓風(fēng)洞NTF[20]通過(guò)附面層墊板的半模模擬方式獲取高雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。空客A320等機(jī)型[21-22]在歐洲跨聲速低溫增壓風(fēng)洞ETW通過(guò)附面層墊板半模試驗(yàn)獲取飛行雷諾數(shù)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

縱觀以上各種方法，其目的都是減弱邊界層對(duì)模型的影響以獲取更為準(zhǔn)確的模擬。從發(fā)展趨勢(shì)來(lái)看，采用附面層墊板使得模型遠(yuǎn)離洞壁的方法因簡(jiǎn)單有效而得到廣泛應(yīng)用。

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图帮L(fēng)洞

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橄聠我硪淼醭Ｒ?guī)布局民用飛機(jī)，機(jī)翼采用新一代超臨界翼型。試驗(yàn)中不帶垂尾及平尾，模型比例為1∶7，總長(zhǎng)為5 546 mm，半翼展為2 557 mm，墊板研究高度為60、80、100、120、140 mm。模型在風(fēng)洞中安裝如圖1所示。墊板迷宮槽常用于減弱機(jī)身對(duì)稱面與墊板之間的串流，其尺寸如圖2所示。

承試風(fēng)洞橫截面尺寸為4.5 m×3.5 m，試驗(yàn)來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.2，常壓下以平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為參考尺寸的雷諾數(shù)Re=2.9×106。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?Fig.1 Test model in wind tunnel

圖2 墊板迷宮槽間隙尺寸示意圖 Fig.2 Schematic diagram of peniche labyrinth slot dimensions

3 計(jì)算網(wǎng)格

選取合適的邊界層網(wǎng)格高度對(duì)于邊界層模擬至關(guān)重要。為研究合適的邊界層網(wǎng)格參數(shù)，選取了第1層網(wǎng)格高度Δy為0.2，0.1，0.05，0.02，0.01 mm 這5個(gè)算例。增長(zhǎng)因子相同為1.4，邊界層Prism網(wǎng)格總高度相同，風(fēng)洞壁面采用20層Prism，模型固壁附近采用10層Prism(如圖3所示)，計(jì)算域中設(shè)置最大網(wǎng)格尺寸為80 mm。相應(yīng)網(wǎng)格數(shù)量為900萬(wàn)、1 000萬(wàn)、1 100萬(wàn)、1 200萬(wàn)及1 300萬(wàn)。

圖4為第1層網(wǎng)格高度Δy對(duì)線性段升力系數(shù)的影響，Δy在0.05 mm以上，第1層網(wǎng)格高度對(duì)升力系數(shù)影響較大，0.2 mm(y+～40)高度較0.05 mm(y+～10)高度的升力系數(shù)大0.01。而從0.05 mm減小到0.01 mm(y+～2)，升力系數(shù)變化在0.002左右，接近試驗(yàn)的重復(fù)性，故認(rèn)為在該網(wǎng)格尺寸以下，網(wǎng)格的影響可忽略。且隨著第1層網(wǎng)格尺寸的減小，CFD計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果更加接近。

因此網(wǎng)格第1層厚度最終采用0.05 mm，網(wǎng)格單元數(shù)為1 100萬(wàn)。

圖3 固壁面邊界層網(wǎng)格 Fig.3 Boundary layer mesh of solid surface

圖4 網(wǎng)格第1層高度對(duì)升力系數(shù)的影響 Fig.4 Effect of first node height on lift coefficient

4 洞壁邊界層模擬

由于半模接近風(fēng)洞壁面，因此洞壁邊界層對(duì)模型流場(chǎng)的影響不可忽略。模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度須設(shè)置合理的入口邊界條件，以確保邊界層發(fā)展到核心段和實(shí)驗(yàn)值一致。湍流模型采用k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)，入口界面速度Vin考慮洞壁邊界層效應(yīng)(如圖5所示)，模擬入口及風(fēng)洞核心段的邊界層厚度，表達(dá)式為

(1)

式中：γ=1.4為空氣比熱比；空氣氣體常數(shù)Rg=287 J/(kg·K)；T為試驗(yàn)時(shí)風(fēng)洞來(lái)流溫度；hw為距離洞壁的高度；hin為空風(fēng)洞入口邊界層厚度。

通常給定入口邊界條件: 恒定速度入口V(圖6(a))及速度分布入口Vin(圖6(b))。明顯恒定速度分布入口條件邊界層厚度是從0開始發(fā)展的，而速度分布入口則先有邊界層厚度再發(fā)展至核心段。模擬風(fēng)洞核心段邊界層厚度有采用增加試驗(yàn)段長(zhǎng)度的方法，但該方法勢(shì)必增加較多網(wǎng)格數(shù)量。

圖5 考慮邊界層效應(yīng)的入口速度設(shè)置 Fig.5 Inlet velocity setting considering boundary layer effects

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)核心段邊界層厚度模擬 Fig.6 Boundary layer thickness simulation of middle wind tunnel section

圖7為上述兩種入口邊界條件的風(fēng)洞核心段邊界層內(nèi)速度u分布對(duì)比，可見(jiàn)采用恒定速度入口條件其核心段邊界層厚度約為60 mm，與實(shí)驗(yàn)值140 mm有較大差距，而采用速度入口分布條件可以較好模擬風(fēng)洞核心段的邊界層厚度。

如圖8所示，從兩種入口邊界條件氣動(dòng)力系數(shù)差量來(lái)看，恒定速度入口較入口速度分布Vin條件升力系數(shù)大。兩種入口邊界條件升力系數(shù)的差量為0.009。入口速度分布Vin條件更加接近于試驗(yàn)值。

圖7 兩種入口邊界條件的風(fēng)洞試驗(yàn)核心段邊界層內(nèi)速度分布對(duì)比 Fig.7 Comparison of middle wind tunnel test section velocity distribution between two inlet boundary conditions

圖8 升力系數(shù)在兩種入口邊界條件與試驗(yàn)值對(duì)比 Fig.8 Comparison of lift coefficients of two inlet boundary conditions with test results

綜上，采用恒定速度入口邊界，其邊界層厚度從0開始發(fā)展，其風(fēng)洞核心段邊界層厚度計(jì)算值約為60 mm，較試驗(yàn)值小80 mm，得到的升力系數(shù)偏大。而采用速度分布入口Vin條件，相當(dāng)于給定入口邊界層厚度使得發(fā)展至風(fēng)洞核心段的邊界層厚度和試驗(yàn)值一致，速度分布入口條件較好地模擬了試驗(yàn)段的邊界層厚度，且氣動(dòng)力系數(shù)的計(jì)算值更加接近于試驗(yàn)值。本文將以速度分布作為入口條件分析墊板高度變化對(duì)大型商用民機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

5 半模墊板高度結(jié)果分析

民機(jī)的失速特性、升阻特性及力矩特性影響飛機(jī)的進(jìn)場(chǎng)特性、爬升特性、安定性及尾翼配平和載荷特性。研究半模獲取的數(shù)據(jù)和全模的差異及民機(jī)氣動(dòng)特性隨半模墊板高度的變化對(duì)于研究民機(jī)各項(xiàng)氣動(dòng)特性至關(guān)重要。圖9為墊板高度變化對(duì)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD及俯仰力矩系數(shù)Cm影響的試驗(yàn)結(jié)果。墊板高度h從60 mm增加到140 mm，升力系數(shù)增加0.02，阻力系數(shù)減小0.004 3，俯仰力矩系數(shù)增加0.03。與全模相比，半模的升力線斜率大4%，且半模的升力系數(shù)較全模的大。

墊板高度越小，半模值越接近于試驗(yàn)值。但從趨勢(shì)來(lái)看，即使墊板高度減小到0，半模的結(jié)果和全模也不完全一致，但從流動(dòng)分離與發(fā)展來(lái)看，半模和全模吻合較好，在該雷諾數(shù)下外翼分離在前，內(nèi)翼分離在后。而由后續(xù)分析可知，當(dāng)模型越靠近壁面，受到壁面影響，內(nèi)翼分離會(huì)提前。故對(duì)于內(nèi)翼先分離并發(fā)展引起失速的飛機(jī)，墊板高度不能太小，否則失速特性模擬不準(zhǔn)，雖然墊板高度越低其線性段與全模越接近。

CFD模擬結(jié)果顯示，墊板高度從60 mm增加到100 mm，升力系數(shù)增加0.010，較風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果略大。墊板高度從60 mm增加到140 mm，升力系數(shù)增加0.020，該差量和試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，如表1所示。CFD模擬結(jié)果較好地反映了墊板高度對(duì)氣動(dòng)特性影響的趨勢(shì)，通過(guò)CFD流場(chǎng)分析可進(jìn)一步獲取墊板高度變化對(duì)流場(chǎng)影響的機(jī)理。

為分析墊板高度增加引起飛機(jī)氣動(dòng)特性變化的原因，圖10及圖11對(duì)比了墊板高度對(duì)機(jī)翼及機(jī)身壓力分布影響的數(shù)值模擬結(jié)果。從壓力分布來(lái)看，墊板高度的增加對(duì)整個(gè)翼展壓力分布都有影響，主要影響的是上翼面壓力分布，墊板越高上翼面吸力越大，這也是升力系數(shù)隨著墊板高度增加的主要原因。對(duì)影響區(qū)域進(jìn)行分析，展向內(nèi)側(cè)機(jī)翼壓力分布隨墊板高度變化更為顯著，弦向則30%c(c為弦長(zhǎng))之前變化更明顯。隨著墊板高度增加內(nèi)側(cè)機(jī)翼吸力增加，相應(yīng)增加了俯仰力矩。機(jī)翼壓力分布變化是全機(jī)升力系數(shù)變化的主要原因，而機(jī)身受邊界層干擾更為明顯。隨著墊板高度的增加，機(jī)身壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)且頭部壓力變化較中后部劇烈，因此使得阻力減小及俯仰力矩增加。

圖9 不同墊板高度氣動(dòng)系數(shù)和全模對(duì)比 Fig.9 Comparison of aerodynamic coefficients with different peniche heights and full model

表1 墊板高度對(duì)線性段升力系數(shù)的影響

Table1Effectsofpenicheheightsonlinearliftcoefficients

Penicheheight/mmCLdifferenceWindtunnelCFD60?1000．0070．01060?1400．0200．020

圖10 墊板高度對(duì)機(jī)翼壓力分布的影響 Fig.10 Effect of peniche heights on wing pressure distribution

圖11 墊板高度對(duì)機(jī)身壓力分布的影響 Fig.11 Effect of peniche heights on fuselage pressure distribution

分析近壁面處(距洞壁1 mm)及機(jī)身對(duì)稱面處的流場(chǎng)可以發(fā)現(xiàn)，在近壁面處存在馬蹄渦(如圖12 所示)，但該渦僅存在于墊板高度范圍內(nèi)。馬蹄渦是風(fēng)洞壁面邊界層與模型相互作用的產(chǎn)物，在全模試驗(yàn)中并非存在。隨著墊板高度的增加，馬蹄渦的影響呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢(shì)。馬蹄渦改變了墊板附近的流場(chǎng)，使得頭部上表面上洗增加，這種流場(chǎng)的變化也使得機(jī)身對(duì)稱面處的速度場(chǎng)發(fā)生變化(如圖13所示)，隨著墊板高度的增加，機(jī)身對(duì)稱面處流速增加，進(jìn)而影響機(jī)身及機(jī)翼的壓力分布。

墊板高度的增加使得上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，升力隨之增加，而影響升力的因素主要有迎角及動(dòng)壓。墊板本身在上翼面誘導(dǎo)的上洗流在增加當(dāng)?shù)貋?lái)流速度Vlocal的同時(shí)也使得機(jī)翼當(dāng)?shù)赜铅羖ocal增加。通過(guò)對(duì)比分析各個(gè)墊板高度下機(jī)翼前方來(lái)流的當(dāng)?shù)赜羌傲魉俚淖兓?如圖14及圖15所示)，可以發(fā)現(xiàn)內(nèi)側(cè)機(jī)翼受墊板影響最大，當(dāng)墊板高度從60 mm增加到140 mm，當(dāng)?shù)赜窃黾蛹s0.6°，增加約5%；速度增加約0.4 m/s，相應(yīng)動(dòng)壓增加約1%。從數(shù)值來(lái)看，升力系數(shù)隨著墊板高度的增加而增加，其中當(dāng)?shù)赜堑脑黾邮侵鲗?dǎo)因素。

圖12 風(fēng)洞近壁面(距洞壁1 mm)處馬蹄渦 Fig.12 Horse shoe vortex near wind tunnel wall (1 mm to tunnel wall)

圖13 機(jī)身對(duì)稱面處速度分布對(duì)比 Fig.13 Comparison of velocity distribution in symmetry plane

圖14 墊板高度對(duì)翼展剖面當(dāng)?shù)赜堑挠绊?Fig.14 Effect of peniche height on local angle of attack of different spanwise location

圖15 墊板高度對(duì)機(jī)翼剖面當(dāng)?shù)亓魉俚挠绊?Fig.15 Effect of peniche height on local velocity of different spanwise location

6 結(jié) 論

1) 第1層網(wǎng)格高度采用0.05 mm，y+～10，網(wǎng)格數(shù)量1 100萬(wàn)與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。采用速度分布入口邊界條件可以更好地模擬風(fēng)洞核心段的邊界層厚度，其計(jì)算值更加接近于試驗(yàn)值。

2) 對(duì)于4.5 m×3.5 m量級(jí)風(fēng)洞，超臨界機(jī)翼翼吊布局大型商用民機(jī)，墊板高度從60 mm增加到140 mm：升力系數(shù)增加0.02，阻力系數(shù)減小約0.004 3，俯仰力矩系數(shù)增加0.03。

3) 數(shù)值模擬結(jié)果表明墊板高度對(duì)升力影響的差量與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，通過(guò)數(shù)值模擬研究半模的流場(chǎng)特性可知：近壁面存在馬蹄渦，隨著墊板高度的增加，馬蹄渦的影響呈現(xiàn)先減小后增加的趨勢(shì)，且馬蹄渦僅存在于墊板高度范圍的流場(chǎng)內(nèi)。

4) 有別于以往認(rèn)為墊板僅影響內(nèi)側(cè)機(jī)翼的流動(dòng)，研究表明墊板高度的增加使得整個(gè)翼展范圍的上翼面壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼影響更大。

5) 墊板高度的增加誘導(dǎo)的上洗流使得機(jī)翼各剖面當(dāng)?shù)赜羌皝?lái)流速度增加，其中內(nèi)翼當(dāng)?shù)赜窃黾咏?%，內(nèi)翼段來(lái)流動(dòng)壓增加約1%。

6) 墊板高度的增加使得機(jī)身對(duì)稱面處流速增加，機(jī)身壓力分布朝負(fù)值方向移動(dòng)，且頭部影響更大，從而使阻力系數(shù)減小及俯仰力矩系數(shù)增大。

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(責(zé)任編輯： 李明敏)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160816.0859.002.html

Effectsofhalfmodelpenicheheightoncivilaircraftaerodynamiccharacteristicsinwindtunneltest

WANGJiming*,LIUYipeng

ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,Shanghai201210,China

Halfmodelsimulation,asamethodtogethighertestReynoldsnumber,iswidelyusedinthedesignoflargecommercialtransportaircrafts.Thispaperreviewstheprosandconsofthehalfmodelsimulation,andthenstudiesthepenichesimulationwhichiswidelyaccepted.Themechanismoftheeffectofthepenicheheightonaerodynamiccharacteristicsisstudied.CFDsimulationisfoundtoagreewellwiththeexperimentalresult.Theboundarylayerthicknessofthemiddleofthewindtunneltestsectioncanbebettersimulatedbyusingvelocitydistributioninletcondition,andthesimulationresultsaremoreclosetotheexperimentalresults.Withtheincreaseofpenicheheight,liftcoefficientincreases,dragcoefficientdecreasesandpitchingmomentcoefficientincreases.Theupwashinducedbypenicheinthecomingflowinfrontofthewingincreasesthelocalangleofattackby5%anddynamicpressureby1%alongthefullspan,thusmakingthepressuredistributionmorenegative.Differentfromthetraditionalconceptsthattheupwashinducedbypenichecanonlyaffecttheinboardwing,resultsshowthatthepenicheeffectsextendtothewholespan.Theprimefactoristheincreaseofthelocalangleofattack.Theeffectsofpenicheheightsvarywiththespanwiselocation,havingmoreimpactsontheinboardwing.Theresultscanbebetterusedinthehalfmodelwindtunneltestwithcertainengineeringpracticability.

halfmodel;windtunneltest;peniche;boundarylayer;aerodynamiccharacteristics

2016-05-11；Revised2016-06-01；Accepted2016-08-05；Publishedonline2016-08-160859

s：AeronauticalScienceFoundationofChina(20153240003);CivilAircraftProjectResearch(MJ-2014-F-04-01)

.E-mailwangjiming@comac.cc

2016-05-11；退修日期2016-06-01；錄用日期2016-08-05； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2016-08-160859

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160816.0859.002.html

航空科學(xué)基金 (20153240003)； 民用飛機(jī)專項(xiàng)科研 (MJ-2014-F-04-01)

.E-mailwangjiming@comac.cc

王繼明, 劉亦鵬． 民機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)半模墊板高度對(duì)氣動(dòng)特性的影響J． 航空學(xué)報(bào),2017,38(5):120429.WANGJM,LIUYP.EffectsofhalfmodelpenicheheightsoncivilaircraftaerodynamiccharacteristicsinwindtunneltestJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(5):120429.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0229

V211.753

A

1000-6893(2017)05-120429-09