馬震宇 張衡飛 唐曉天 鄭子越 葛會(huì)哲

鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院 河南鄭州 450046

現(xiàn)代實(shí)驗(yàn)教學(xué)形式和測量技術(shù)的發(fā)展趨于多樣化，計(jì)算機(jī)技術(shù)在力學(xué)實(shí)驗(yàn)教學(xué)中的作用日益重要，可滿足不斷提升學(xué)生實(shí)踐和創(chuàng)新能力的需要[1-4]。翼型和葉型氣動(dòng)性能研究作為一項(xiàng)應(yīng)用基礎(chǔ)性工作可為三維機(jī)翼和三維葉片等研究提供必要的基礎(chǔ)。翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠用來檢驗(yàn)數(shù)值計(jì)算模型和結(jié)果的準(zhǔn)確性，同時(shí)數(shù)值計(jì)算為風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)提供了理論指導(dǎo)，兩者相互促進(jìn)和補(bǔ)充。文獻(xiàn)[5]闡述了低速翼型升阻特性教學(xué)實(shí)驗(yàn)臺(tái)的設(shè)計(jì)過程，對自制翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析討論。文獻(xiàn)[6]運(yùn)用FLUENT軟件，采用雷諾應(yīng)力湍流模型，雷諾數(shù)Re為105時(shí)，考慮來流湍流度的影響，對典型的NACA0012翼型不同攻角下的流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬分析。文獻(xiàn)[7]應(yīng)用GAMBIT，F(xiàn)LUENT和TE-CPLOT等軟件對無環(huán)量圓柱繞流的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行數(shù)值模擬與分析。文獻(xiàn)[8]通過數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)2種方法，研究了S809翼型在雷諾數(shù)范圍為1.5×104至2.5×106內(nèi)氣動(dòng)性能的變化規(guī)律。

本文研究所涉及的翼型為NACA64A005翼型，它是一個(gè)非對稱薄翼型，可用于高速飛機(jī)機(jī)翼等。以小型立式低速氣動(dòng)綜合實(shí)驗(yàn)臺(tái)為教學(xué)平臺(tái)開展翼型NACA64A005測壓實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)與制作實(shí)踐，并在不同攻角情況下進(jìn)行繞流壓強(qiáng)分布測量實(shí)驗(yàn)。聯(lián)合應(yīng)用PROFILI和UG軟件及ICEM和FLUENT軟件分析數(shù)值仿真模型流場和氣動(dòng)力變化性能，以使學(xué)生更加深入掌握實(shí)驗(yàn)原理和有關(guān)概念，進(jìn)一步增強(qiáng)綜合實(shí)踐創(chuàng)新能力。

1 二元翼型測壓模型設(shè)計(jì)與制作

基于航空工程實(shí)驗(yàn)中心流體氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)室的小型立式低速氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)臺(tái)開展NACA64A005表面測壓模型設(shè)計(jì)與制作。氣動(dòng)臺(tái)實(shí)驗(yàn)段入口有效流通截面尺寸為40 mm×120 mm，常用實(shí)驗(yàn)氣流風(fēng)速為10～20 m/s。實(shí)驗(yàn)時(shí)實(shí)驗(yàn)臺(tái)底部離心式風(fēng)機(jī)將周圍大氣吸入并增壓，通過立管將增壓空氣壓入上部的穩(wěn)壓箱。氣流經(jīng)過穩(wěn)壓箱和曲線收縮段加速后，獲得比較均勻的氣流而進(jìn)入閉口實(shí)驗(yàn)段，供模型在此區(qū)域開展實(shí)驗(yàn)研究。爾后，實(shí)驗(yàn)氣流流入外界大氣。測壓模型緊夾在閉口實(shí)驗(yàn)段兩側(cè)壁之間，不裝測力天平，通過所測壓強(qiáng)分布可間接推算作用在翼型上的氣動(dòng)力和力矩。

NACA64A005二元測壓實(shí)驗(yàn)翼型模型測點(diǎn)和測壓管路布置示意圖如圖1所示，翼型模型翼展為50 mm，弦長200 mm，最大相對厚度5%，最大厚度相對位置距前緣40%。翼面測壓點(diǎn)從前緣點(diǎn)到后緣點(diǎn)共布置6個(gè)(厚度分布僅在后緣段7～9點(diǎn)之間稍有不對稱)，兩端密，中間稀，以適應(yīng)繞流壓強(qiáng)變化特點(diǎn)。

圖1 NACA64A005模型測壓點(diǎn)和管路示意圖

翼型模型安裝在氣動(dòng)臺(tái)有機(jī)玻璃實(shí)驗(yàn)段內(nèi)部，翼型前緣距實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口距離為35 mm。實(shí)驗(yàn)段有機(jī)玻璃盒體為長方體形，外廓尺寸為130 mm×60 mm×300 mm。模型可轉(zhuǎn)動(dòng)刻度盤對攻角的指示范圍為-30°～+30°。各測點(diǎn)處測壓管與當(dāng)?shù)匾砻姹３执怪?，并在翼型?nèi)腔用熱棒膠進(jìn)行固定。前緣測壓點(diǎn)及來流皮托管采用的是外徑Ф1.8 mm、壁厚0.2 mm規(guī)格的不銹鋼毛細(xì)管，翼型其他5個(gè)測壓點(diǎn)均采用的是外徑Ф1.0 mm、壁厚0.1 mm規(guī)格的不銹鋼毛細(xì)管。這些細(xì)管從翼型和有機(jī)玻璃盒體穿孔引出后，均用外徑Ф2.3 mm，Ф3.2 mm，Ф4.5 mm的不銹鋼細(xì)管對其逐次套結(jié)，并用502膠和熱縮管進(jìn)行黏結(jié)，保證測壓模型系統(tǒng)滿足與氣動(dòng)臺(tái)測壓排管各膠皮管的連接性和各個(gè)管路的氣密性。

2 翼型模型測壓實(shí)驗(yàn)與分析

2.1 實(shí)驗(yàn)裝置和測量原理

對所設(shè)計(jì)制作的NACA64A005翼型模型，在小型立式低速氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)臺(tái)上進(jìn)行變攻角測壓實(shí)驗(yàn)。

為提高測量讀數(shù)精確性，將測壓計(jì)排管傾斜角φ根據(jù)具體情況調(diào)定，排管內(nèi)工作介質(zhì)為水。

應(yīng)用如下關(guān)系式，計(jì)算實(shí)驗(yàn)壓強(qiáng)差或表壓值Δpi：

應(yīng)用如下關(guān)系式，計(jì)算實(shí)驗(yàn)來流風(fēng)速值V∞：

應(yīng)用如下關(guān)系式，計(jì)算處理翼型表面繞流無量綱壓強(qiáng)系數(shù)Cp：

式中：γw代表水介質(zhì)的重度，l∞代表來流壓強(qiáng)對應(yīng)的測壓管水柱長度讀數(shù)，li代表翼型表面某測點(diǎn)繞流壓強(qiáng)對應(yīng)的測壓管水柱長度讀數(shù)，l*代表零度攻角時(shí)翼型前緣駐點(diǎn)壓強(qiáng)對應(yīng)的測壓管水柱長度讀數(shù)，ρa(bǔ)代表空氣流的密度。

實(shí)驗(yàn)段進(jìn)口實(shí)驗(yàn)來流特征雷諾數(shù)為1.91×105，來流絕對壓強(qiáng)測量值為101 720.6 Pa，比實(shí)驗(yàn)室當(dāng)時(shí)大氣壓高出320.6Pa(0度攻角時(shí))。

2.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

NACA64A005翼型模型表面氣流壓強(qiáng)分布實(shí)驗(yàn)測量數(shù)據(jù)處理結(jié)果如圖2所示。

圖2 翼型測壓模型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

通過設(shè)計(jì)制作過程和實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析可知：(1)針對NACA64A005薄翼型二元測壓模型的設(shè)計(jì)與制作，獲得了能夠正確匹配實(shí)驗(yàn)室氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)臺(tái)的NACA64A005測壓模型系統(tǒng)，獲得了預(yù)期的和有效的翼型測壓數(shù)據(jù)。由于采用的不銹鋼感壓細(xì)管直徑最大為1.8 mm，因此對流場的干擾很小，所測數(shù)據(jù)更為準(zhǔn)確。(2)實(shí)驗(yàn)來流風(fēng)速實(shí)際測量在13m/s～14m/s,相對翼型來流特征雷諾數(shù)在1.95×105左右，因此可判定翼型表面附面層中黏性流動(dòng)是處于湍流狀態(tài)，抵抗逆壓梯度下流動(dòng)分離的能力較強(qiáng)。以攻角10度時(shí)為例，在25%弦線點(diǎn)以前，上翼面壓強(qiáng)是不斷減小的，為順壓梯度，流動(dòng)加速；在25%～70%弦線點(diǎn)之間，上翼面壓強(qiáng)開始增大回升，為逆壓梯度，流動(dòng)減速；在70%弦線點(diǎn)和后緣點(diǎn)之間，氣流壓強(qiáng)變化平穩(wěn)，流動(dòng)分離。(3)整個(gè)翼面氣流壓強(qiáng)差和壓強(qiáng)系數(shù)的變化情況符合一般翼型低速黏性繞流的總體變化規(guī)律。在正攻角情況下，上翼面吸力均大于下翼面吸力，從而產(chǎn)生翼型升力；并且正攻角越大，上下翼面壓強(qiáng)系數(shù)曲線構(gòu)成的面積越大，翼型氣動(dòng)升力越大；在0度攻角時(shí)，上下翼面壓強(qiáng)系數(shù)曲線構(gòu)成的面積基本為零，翼型升力基本為0，此時(shí)只有前后端氣流壓差所形成的黏性壓差阻力。

3 測壓模型流場數(shù)值仿真

為了進(jìn)行實(shí)驗(yàn)教學(xué)的多元化和創(chuàng)新實(shí)踐探索，激發(fā)學(xué)生學(xué)習(xí)和應(yīng)用專業(yè)設(shè)計(jì)分析軟件的熱情，采用應(yīng)用廣泛的商業(yè)軟件UG及ICEM[9]和FLUENT[10]，通過計(jì)算機(jī)對NACA64A005翼型測壓模型實(shí)際流場進(jìn)行數(shù)值建模與仿真分析。

3.1 建模與設(shè)置

建模和計(jì)算時(shí)在所選定的笛卡爾直角坐標(biāo)系OXYZ下，對于定常不可壓縮黏性三維絕熱氣體的湍流繞流，通常忽略質(zhì)量力作用，將微分形式的質(zhì)量連續(xù)方程和動(dòng)量方程進(jìn)行雷諾時(shí)均化處理，轉(zhuǎn)化為著名的黏性流動(dòng)雷諾方程RANS。根據(jù)流動(dòng)特征雷諾數(shù)和流場網(wǎng)格劃分等具體情況，再選擇合適的湍流補(bǔ)充模型，便構(gòu)成了流場封閉控制方程組。建模和求解時(shí)還需要設(shè)置合適的求解器參數(shù)，正確定義各內(nèi)外邊界的條件類型和施加以具體的數(shù)值，參數(shù)設(shè)置不合理會(huì)造成計(jì)算迭代無法收斂或結(jié)果錯(cuò)誤。

采用UG軟件建立實(shí)驗(yàn)段盒體與翼型模型組合體的幾何模型(如圖3所示)，其中翼型迎角進(jìn)行改變的轉(zhuǎn)動(dòng)中心距翼型前緣為30 mm。流場計(jì)算區(qū)域和非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分模型如圖4所示，其中攻角10°時(shí)網(wǎng)格單元總數(shù)為190441、節(jié)點(diǎn)數(shù)為21912。

圖3 實(shí)驗(yàn)段盒體與翼型模型組合體

圖4 計(jì)算流場非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分模型

設(shè)置操作基準(zhǔn)壓強(qiáng)為101 325 Pa，進(jìn)口來流速度為15 m/s和表壓強(qiáng)為320.6 Pa，出口截面氣流表壓為0，模型表面和計(jì)算域側(cè)面邊界均為固體壁面條件。選擇S-A湍流補(bǔ)充模型，選用SIMPLE算法和二階迎風(fēng)離散格式迭代計(jì)算收斂精度按默認(rèn)設(shè)置0.001。為了獲得無量綱氣動(dòng)相似系數(shù)，參考面積設(shè)置為翼型寬度與弦長的乘積，特征尺度設(shè)置為翼型弦長，對阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)分別進(jìn)行監(jiān)控設(shè)置。按進(jìn)口截面參數(shù)進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)初始化，設(shè)置數(shù)值求解迭代步數(shù)。

3.2 計(jì)算與分析

當(dāng)求解迭代收斂到位后，分別保存和提取數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

圖5為翼型模型表面氣流壓強(qiáng)系數(shù)沿弦線分布計(jì)算結(jié)果，攻角為4°，迭代190步收斂，收斂監(jiān)控曲線平穩(wěn)。在此正攻角下，整個(gè)翼面氣流壓強(qiáng)變化情況符合一般翼型低速黏性繞流總體變化規(guī)律，上翼面呈現(xiàn)為吸力面，下翼面相對為壓力面，從而在翼型上能夠產(chǎn)生正的氣動(dòng)升力。

圖5 攻角4°時(shí)翼型壓強(qiáng)系數(shù)計(jì)算曲線

翼型阻力系數(shù)、升力系數(shù)和力矩系數(shù)隨攻角的變化特性線計(jì)算結(jié)果如圖6所示。在±10°攻角范圍內(nèi)，翼型模型氣動(dòng)力變化情況符合一般翼型低速黏性繞流總體變化規(guī)律，翼型升力系數(shù)和力矩系數(shù)隨攻角按線性關(guān)系增大，其中α=6°時(shí)升阻比為7.72，α=10°時(shí)升阻比為2.20。

對壓強(qiáng)系數(shù)計(jì)算結(jié)果與以上實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較，圖7是4°攻角時(shí)兩者對比曲線，模型表面y+值分布均在3～60。分析表明流動(dòng)數(shù)值模型構(gòu)建和求解設(shè)置合理，邊界條件施加合適，數(shù)值仿真與實(shí)驗(yàn)測量能夠相互補(bǔ)充和互相促進(jìn)，從而進(jìn)一步增強(qiáng)學(xué)生綜合實(shí)踐和創(chuàng)新能力。

圖6 翼型氣動(dòng)系數(shù)與攻角特性計(jì)算曲線

4 結(jié)語

基于立式小型低速氣動(dòng)綜合實(shí)驗(yàn)臺(tái)，通過對一種薄翼型測壓模型的制作、實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真研究，獲得以下結(jié)論。

(1)獲得了正確匹配實(shí)驗(yàn)室氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)臺(tái)的NACA64A005翼型二元測壓模型，測量獲得了不同攻角下翼型表面氣流壓強(qiáng)分布數(shù)據(jù)，對翼型而言實(shí)驗(yàn)來流特征雷諾數(shù)為1.95×105。

(2)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真均表明，NACA64A005模型翼面氣流壓強(qiáng)差和壓強(qiáng)系數(shù)變化情況符合一般翼型低速黏性繞流總體變化規(guī)律。正攻角下上翼面呈現(xiàn)為吸力面，下翼面相對為壓力面，從而在翼型上產(chǎn)生正的氣動(dòng)升力。在±10°攻角范圍內(nèi)，翼型升力和力矩系數(shù)隨攻角按線性關(guān)系增大。

(3)模型實(shí)驗(yàn)測量和數(shù)值仿真結(jié)果能夠相互補(bǔ)充和互相促進(jìn)，進(jìn)一步訓(xùn)練和增強(qiáng)學(xué)生的綜合實(shí)踐和創(chuàng)新能力，符合現(xiàn)代力學(xué)實(shí)驗(yàn)教學(xué)實(shí)踐創(chuàng)新和多樣化發(fā)展的改革方向。

圖7 攻角4°時(shí)壓強(qiáng)系數(shù)計(jì)算與實(shí)驗(yàn)比較