耿延升，艾夢(mèng)琪，王偉，耿建中，趙彥

1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 西安 710089

2. 西北工業(yè)大學(xué), 西安 710072

在綠色航空的號(hào)召下，現(xiàn)代先進(jìn)軍民用運(yùn)輸類飛機(jī)對(duì)進(jìn)一步提升經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性有著迫切的需求，對(duì)于新一代飛行器新概念布局設(shè)計(jì)技術(shù)、氣動(dòng)優(yōu)化減阻技術(shù)以及結(jié)構(gòu)減重技術(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)性能等均提出了更高的要求，減阻減重減排成為運(yùn)輸類飛機(jī)設(shè)計(jì)重點(diǎn)關(guān)注的內(nèi)容。其中氣動(dòng)減阻技術(shù)主要是通過(guò)氣動(dòng)外形的設(shè)計(jì)及優(yōu)化、流動(dòng)控制等方法，在滿足設(shè)計(jì)要求的前提下盡可能減小飛機(jī)的阻力，從而獲得提升升阻比、減小燃油消耗、增大航程等收益，是飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

對(duì)于現(xiàn)代大型運(yùn)輸類飛機(jī)，機(jī)翼是產(chǎn)生阻力的主要部件，而摩擦阻力占據(jù)總阻力構(gòu)成的50%甚至更多，針對(duì)摩擦阻力的減阻設(shè)計(jì)可以獲得較為可觀的氣動(dòng)收益，特別是對(duì)于追求快速抵達(dá)性和高升阻比氣動(dòng)特性的高亞聲速飛機(jī)具有重要的意義[1-4]。飛機(jī)表面的流動(dòng)狀態(tài)有層流和湍流之分，研究表明層流區(qū)域的摩擦阻力比相同雷諾數(shù)條件下湍流區(qū)域低90%左右，因此通過(guò)層流控制在機(jī)尾翼、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙以及機(jī)頭等部位擴(kuò)大層流區(qū)域，縮小湍流區(qū)域可以減小飛機(jī)的摩擦阻力，獲得可觀的減阻收益。計(jì)算數(shù)據(jù)表明，如果能通過(guò)層流控制在機(jī)翼和尾翼上實(shí)現(xiàn)不小于50%的層流區(qū)域，可以將升阻比提升14.7%[5]。因此層流機(jī)翼設(shè)計(jì)逐漸成為高亞聲速飛機(jī)氣動(dòng)減阻研究的重要方向之一[6-12]。

本文基于層流翼型設(shè)計(jì)需求發(fā)展了面向工程應(yīng)用的層流翼型參數(shù)化優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，采用該方法進(jìn)行了層流翼型的設(shè)計(jì)及反設(shè)計(jì)研究?；谀硨恿鳈C(jī)翼技術(shù)驗(yàn)證機(jī)的研制需求，設(shè)計(jì)了一款自然層流翼型，通過(guò)數(shù)值模擬和高馬赫數(shù)試驗(yàn)研究，對(duì)設(shè)計(jì)翼型的氣動(dòng)特性進(jìn)行了確認(rèn)和分析。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程

在外流問(wèn)題中流體應(yīng)滿足連續(xù)介質(zhì)假設(shè)和流體域內(nèi)物理變量(溫度、速度、壓強(qiáng)等)可微假設(shè)，基于三大守恒定律可以建立流體流動(dòng)的控制方程N(yùn)avier-Stokes(N-S)方程組。若不考慮質(zhì)量力，笛卡爾坐標(biāo)系下的三維N-S方程具有以下形式[13]：

(1)

式中：U為守恒變量組成的向量;F、G、H分別為3個(gè)速度方向上的無(wú)黏通量項(xiàng);Fv、Gv、Hv則為相應(yīng)的黏性通量項(xiàng)。若將流動(dòng)看作宏觀尺度的流動(dòng)疊加內(nèi)部微小尺度上在平均值附近的脈動(dòng)，可將流場(chǎng)中的物理量表示為

(2)

(3)

積分時(shí)間Δt應(yīng)當(dāng)滿足遠(yuǎn)小于流場(chǎng)中各物理變量宏觀尺度的變化周期，同時(shí)遠(yuǎn)大于微觀尺度上湍流流動(dòng)的脈動(dòng)周期。

(4)

(5)

1.2 湍流模型

Menter[14]于1994年提出了一種混合兩方程模式SST(Shear Stress Transport)模型，在靠近物面區(qū)域采用k-ω模型，其他區(qū)域采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型(用k-ω模型的形式表達(dá))。這樣既可以在壁面附近避免k-ε模型的邊界處理困難和分離點(diǎn)問(wèn)題，又可以在遠(yuǎn)場(chǎng)區(qū)減弱對(duì)于來(lái)流ω值的依賴，在靠近壁面處發(fā)揮k-ω模型的穩(wěn)定性，在黏性層利用k-ε模型在邊界層外部的獨(dú)立性，能更加準(zhǔn)確地模擬近壁面的湍流邊界層，同時(shí)對(duì)于分離與再附也能夠很好地進(jìn)行模擬。

1.3 轉(zhuǎn)捩模型

轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)是層流翼型轉(zhuǎn)捩流動(dòng)模擬計(jì)算的關(guān)鍵問(wèn)題之一，本文采用了Menter和Langtry[15]發(fā)展的γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模式進(jìn)行數(shù)值計(jì)算部分的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)。通過(guò)在湍流模型中定義間歇因子γ和動(dòng)量厚度雷諾數(shù)Reθ這2個(gè)參數(shù)，建立關(guān)于它們的輸運(yùn)方程，結(jié)合經(jīng)驗(yàn)公式，該模式可以進(jìn)行邊界層流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩位置預(yù)測(cè)。計(jì)算時(shí)使用以應(yīng)變率為底的雷諾數(shù)Reν來(lái)判斷轉(zhuǎn)捩起始位置：

(6)

式中：y為法向高度;S為平均剪切率的模;ν為運(yùn)動(dòng)黏性系數(shù)。當(dāng)Reν超過(guò)臨界值時(shí)，轉(zhuǎn)捩發(fā)生。

1.4 算例驗(yàn)證

以層流翼型HSNLF(1)-0213為對(duì)象進(jìn)行計(jì)算方法的算例驗(yàn)證，該翼型的試驗(yàn)狀態(tài)為：雷諾數(shù)Re=4×106，馬赫數(shù)Ma=0.697，設(shè)計(jì)升力系數(shù)CL=0.26[16]。采用SST全湍模型和SSTγ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型(Transition SST)進(jìn)行繞流流場(chǎng)的數(shù)值模擬，計(jì)算采用的網(wǎng)格如圖1所示，計(jì)算得到的壓力分布曲線及摩擦阻力曲線與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比如圖2和圖3所示。圖中c為弦長(zhǎng)，Cp為計(jì)算壓力系數(shù)，Cf為計(jì)算摩擦阻力系數(shù)，EXP表示試驗(yàn)測(cè)得的壓力系數(shù)。全湍和層流方法計(jì)算得到的壓力分布曲差異不大，均與試驗(yàn)壓力分布接近，誤差在可接受的范圍之內(nèi)。摩阻系數(shù)曲線則有較大的差別，其中全湍模型不能準(zhǔn)確模擬層流區(qū)域，而轉(zhuǎn)捩模型計(jì)算結(jié)果給出了表面摩阻系數(shù)的躍升變化，即在此處發(fā)生了層流向湍流的轉(zhuǎn)捩。根據(jù)計(jì)算結(jié)果判斷，翼型上表面轉(zhuǎn)捩位置約在57%弦長(zhǎng)處，下表面約在70%弦長(zhǎng)處，與試驗(yàn)值(上表面55%弦長(zhǎng)處，下表面65%弦長(zhǎng)處)誤差較小，計(jì)算方法合理可靠。

圖1 HSNLF(1)-0213翼型流場(chǎng)網(wǎng)格劃分

圖2 HSNLF(1)-0213翼型壓力分布曲線

圖3 HSNLF(1)-0213翼型摩阻系數(shù)分布曲線

2 參數(shù)化層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

2.1 翼型參數(shù)化設(shè)計(jì)方法

CST(Class-Shape-Transformation)方法是一種通過(guò)類別函數(shù)(Class Function)控制不同基本幾何外形，外形函數(shù)(Shape Function)進(jìn)行細(xì)節(jié)調(diào)整修正的參數(shù)化方法[17]，數(shù)學(xué)表達(dá)式為

(7)

其中類別函數(shù)的表達(dá)式為

(8)

式中：N1、N2為類別決定參數(shù)，通過(guò)改變這2個(gè)參數(shù)的值，可以獲得不同基本幾何形狀的翼型。N1=0.5、N2=1時(shí)的對(duì)應(yīng)的幾何形狀為常見(jiàn)的亞聲速圓前緣、尖后緣的翼型。

類別函數(shù)定義基本幾何特征后，外形函數(shù)對(duì)外形進(jìn)行約束和調(diào)整，以獲得預(yù)期的翼型輪廓。外形函數(shù)的定義如下：

(9)

式中：ai為控制參數(shù);n為伯恩斯坦多項(xiàng)式次數(shù);K為二項(xiàng)式系數(shù)，其具體定義為

(10)

外形函數(shù)還需要特別定義前緣和后緣2點(diǎn)處的函數(shù)值為

(11)

(12)

式中：r為前緣半徑;τ為尾緣夾角。

綜上，CST參數(shù)化方法定義翼型的表達(dá)式為

(13)

通過(guò)改變式(13)中的控制參數(shù)即可實(shí)現(xiàn)對(duì)翼型幾何形狀的調(diào)整，生成新的翼型或?qū)θ我馔庑蔚囊硇瓦M(jìn)行擬合。

2.2 優(yōu)化算法

遺傳算法通過(guò)模擬生物自然選擇和進(jìn)化的過(guò)程進(jìn)行全局尋優(yōu)，具有適應(yīng)性強(qiáng)、穩(wěn)健、可并行運(yùn)算的特點(diǎn)，非常適用于工程問(wèn)題的求解[18]。采用其進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)一般具有以下步驟：① 確定優(yōu)化問(wèn)題的個(gè)體類型及設(shè)計(jì)變量和設(shè)計(jì)空間；② 根據(jù)實(shí)際問(wèn)題搭建優(yōu)化模型，明確優(yōu)化目標(biāo)及約束條件；③ 選擇編碼方式，獲得每個(gè)個(gè)體在求解空間中的基因型；④ 確定適應(yīng)度函數(shù)，計(jì)算每個(gè)個(gè)體的適應(yīng)度值；⑤ 通過(guò)遺傳算子對(duì)種群中的個(gè)體進(jìn)行選擇、交叉、遺傳和變異操作，生成下一代種群；⑥ 不斷重復(fù)上述過(guò)程直至獲得滿足要求的最優(yōu)個(gè)體。尋優(yōu)流程如圖4所示。

圖4 遺傳算法尋優(yōu)流程

多島遺傳算法是一種改進(jìn)的并行分布式遺傳算法[19]，核心思想是將種群進(jìn)行劃分，構(gòu)建多個(gè)子群，稱為 “島”，每個(gè)“島”上按遺傳算法的運(yùn)尋優(yōu)流程進(jìn)行變異和選擇，通過(guò)遷移實(shí)現(xiàn)各“島”之間優(yōu)秀個(gè)體的基因交流。多島遺傳算法被證明具有更高的尋優(yōu)效率和更強(qiáng)的全局尋優(yōu)能力。

2.3 優(yōu)化設(shè)計(jì)流程

將翼型參數(shù)化模塊、流場(chǎng)計(jì)算分析模塊、尋優(yōu)算法模塊進(jìn)行耦合，實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)過(guò)程的自動(dòng)化運(yùn)行，設(shè)計(jì)的基本流程如圖5所示，優(yōu)化時(shí)需要人工給定初始設(shè)計(jì)變量值及變化范圍，確定優(yōu)化約束和優(yōu)化目標(biāo)，配置優(yōu)化算法需要的相關(guān)參數(shù)，運(yùn)行部分則由Isight軟件控制自動(dòng)運(yùn)行。

圖5 優(yōu)化設(shè)計(jì)流程

3 層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)

3.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)不同的需求和設(shè)計(jì)指標(biāo)，利用優(yōu)化思想進(jìn)行翼型設(shè)計(jì)可以在滿足約束的情況下進(jìn)一步提升翼型的氣動(dòng)性能。采用本文搭建的設(shè)計(jì)方法進(jìn)行層流翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)，給定設(shè)計(jì)狀態(tài)為Ma=0.7，Re=6×106，根據(jù)翼型使用需求規(guī)定設(shè)計(jì)翼型厚度不小于12%。

以RAE2822翼型為初始翼型，設(shè)定翼型上表面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)x坐標(biāo)值xupp盡可能大作為優(yōu)化目標(biāo)，約束設(shè)計(jì)翼型的升力系數(shù)CL不小于初始值CL0。優(yōu)化問(wèn)題的數(shù)學(xué)表達(dá)式為

(14)

根據(jù)一般經(jīng)驗(yàn)，優(yōu)化算法的運(yùn)行參數(shù)為：子群個(gè)數(shù)為4，子群規(guī)模25，進(jìn)化10代，其他參數(shù)取默認(rèn)值。每個(gè)個(gè)體CFD計(jì)算300迭代步，可以滿足速度和壓力無(wú)量綱殘差下降至10-6。

表1給出了RAE2822翼型優(yōu)化前后翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，設(shè)計(jì)翼型在保持升力不變的情況下，阻力大幅減小，升阻比由62提升至76.5。

表1 RAE2822翼型優(yōu)化前后氣動(dòng)參數(shù)

優(yōu)化設(shè)計(jì)前后翼型幾何特征的對(duì)比如圖6所示，設(shè)計(jì)翼型前緣鈍度減小，最大厚度后移，具有明顯的層流翼型外形特征。

圖6 優(yōu)化前后RAE2822翼型幾何外形對(duì)比

圖7給出了優(yōu)化前后翼型的壓力分布曲線和摩擦阻力系數(shù)分布曲線，圖8為翼型流場(chǎng)的壓力分布云圖。由壓力系數(shù)曲線和云圖可見(jiàn)，設(shè)計(jì)翼型上表面前半段的壓力分布具有明顯的順壓梯度，有利于層流的維持。結(jié)合圖9中所示的間歇因子云圖和表面摩擦阻力系數(shù)分布可分析獲得優(yōu)化后翼型上翼面轉(zhuǎn)捩位置約為42%弦長(zhǎng)處，下翼面轉(zhuǎn)捩位置59%弦長(zhǎng)處，相比于初始翼型(上翼面25%弦長(zhǎng)處，下翼面46%弦長(zhǎng)處)有所推遲。

圖7 RAE2822翼型優(yōu)化前后的壓力及摩阻系數(shù)分布曲線

圖8 RAE2822翼型流場(chǎng)壓力系數(shù)分布云圖

圖9 RAE2822翼型流場(chǎng)間歇因子云圖

以NACA0012翼型為初始翼型進(jìn)行相同狀態(tài)下的層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)，由于初始翼型的升力系數(shù)較小，為CL=0.146 4，為了滿足使用需求，在優(yōu)化時(shí)約束升力系數(shù)不小于0.3。優(yōu)化前后翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)如表2所示。

表2 NACA0012翼型優(yōu)化前后氣動(dòng)參數(shù)

翼型的幾何形狀對(duì)比如圖10所示，設(shè)計(jì)翼型在升力系數(shù)提升至0.3的情況下，阻力系數(shù)減小了0.001 32。如圖11中壓力分布曲線及圖12中壓力分布云圖所示，壓力分布曲線表明上表面具有較大范圍的順壓梯度；通過(guò)圖11中表面摩擦阻力系數(shù)分布及圖13間歇因子云圖可知，優(yōu)化后翼型的上表面轉(zhuǎn)捩位置為45%弦長(zhǎng)處，下表面位于0.63弦長(zhǎng)處，較初始翼型有明顯推后。

圖10 優(yōu)化前后NACA0012翼型幾何外形對(duì)比

圖11 NACA0012翼型優(yōu)化前后的壓力及摩阻系數(shù)分布曲線

圖12 NACA0012翼型流場(chǎng)壓力系數(shù)分布云圖

圖13 NACA0012翼型流場(chǎng)間歇因子云圖

3.2 反設(shè)計(jì)

根據(jù)壓力分布及其他氣動(dòng)特征進(jìn)行翼型的反設(shè)計(jì)是現(xiàn)代航空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中經(jīng)常遇到的問(wèn)題，利用優(yōu)化設(shè)計(jì)的思想可以快速且自動(dòng)化得到準(zhǔn)確程度較高的反設(shè)計(jì)結(jié)果。以算例HSNLF(1)-0213翼型的CFD計(jì)算結(jié)果作為目標(biāo)壓力分布，開(kāi)展翼型的反設(shè)計(jì)，定義壓力系數(shù)偏差最小化為優(yōu)化目標(biāo)：

(15)

式中：Cp_up_cal、Cp_low_cal為計(jì)算翼型上下表面的壓力系數(shù);Cp_up_ori、Cp_low_ori為上下翼面的目標(biāo)壓力系數(shù);xup,i、xlow,i為上下表面測(cè)壓點(diǎn)位置或目標(biāo)壓力分布數(shù)值提取點(diǎn)坐標(biāo)。

以NACA0012翼型為初始翼型進(jìn)行反設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)翼型的幾何外形、壓力分布及摩阻系數(shù)分布與目標(biāo)翼型的對(duì)比如圖14～16所示。經(jīng)對(duì)比，設(shè)計(jì)翼型上翼面壓力分布與目標(biāo)翼型吻合度較高，下翼面和一些壓力急劇變化的局部位置存在誤差，翼型幾何形狀與目標(biāo)翼型基本重合，摩阻系數(shù)顯示兩者的轉(zhuǎn)捩位置也十分相近，表明設(shè)計(jì)結(jié)果較為可靠。

圖14 目標(biāo)翼型與設(shè)計(jì)翼型的壓力分布

圖15 目標(biāo)翼型與設(shè)計(jì)翼型的幾何外形

圖16 目標(biāo)翼型與設(shè)計(jì)翼型的摩阻系數(shù)

4 基于技術(shù)驗(yàn)證機(jī)飛行驗(yàn)證需求的層流機(jī)翼設(shè)計(jì)

4.1 層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證方案

在新一代運(yùn)輸類飛機(jī)減阻需求的牽引下，發(fā)展高速層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)和高速層流控制驗(yàn)證技術(shù)對(duì)于層流機(jī)翼的工程應(yīng)用具有重要意義。航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院開(kāi)展了層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證技術(shù)的相關(guān)研究，提出了基于雙機(jī)身布局無(wú)人驗(yàn)證機(jī)的層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證方案，即將開(kāi)展馬赫數(shù)0.6～0.8、雷諾數(shù)不小于1×107的自然層流機(jī)翼飛行試驗(yàn)。

驗(yàn)證機(jī)布局形式如圖17所示，其中機(jī)翼由內(nèi)、外兩段構(gòu)成，位于機(jī)身內(nèi)部的翼段作為試驗(yàn)平臺(tái)，開(kāi)展層流流動(dòng)控制技術(shù)的高空測(cè)試和驗(yàn)證。

圖17 雙機(jī)身布局驗(yàn)證機(jī)模型

驗(yàn)證任務(wù)的預(yù)期目標(biāo)為：通過(guò)層流設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)點(diǎn)下自然層流驗(yàn)證機(jī)翼上表面30%～40%的層流區(qū)，相較目前常規(guī)機(jī)翼設(shè)計(jì)，機(jī)翼部件減阻10%以上。

4.2 層流翼段設(shè)計(jì)

根據(jù)層流驗(yàn)證機(jī)的布局特點(diǎn)和任務(wù)指標(biāo)要求，層流翼段的設(shè)計(jì)點(diǎn)選為馬赫數(shù)0.7，巡航高度8 km時(shí)上翼面具有不少于40%的層流范圍，與傳統(tǒng)機(jī)翼進(jìn)行對(duì)比，設(shè)計(jì)點(diǎn)的減阻收益大于10%；為滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，最大厚度不得小于12%；為便于測(cè)量，上表面光滑，無(wú)運(yùn)動(dòng)翼面；考慮到三維效應(yīng)和機(jī)身的影響，展長(zhǎng)不應(yīng)過(guò)小，保證測(cè)試段的準(zhǔn)二維區(qū)域展長(zhǎng)大于0.5 m。

以某三維翼段模型為例，不同展弦比b/c下翼段表面的黏性系數(shù)的計(jì)算結(jié)果見(jiàn)圖18，翼段端部附近區(qū)域的流動(dòng)三維效應(yīng)較強(qiáng)，干擾嚴(yán)重，轉(zhuǎn)捩提前發(fā)生，中部具有一定的準(zhǔn)二維區(qū)域。隨著展弦比的增大，機(jī)翼端部下洗效應(yīng)對(duì)于機(jī)翼段中部的影響逐漸減弱，二維流動(dòng)特征得到明顯加強(qiáng)，展弦比不小于1.0時(shí)，翼段中部有較好的層流區(qū)。

圖18 不同展弦比機(jī)翼段表面黏性系數(shù)云圖

根據(jù)當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)、重量、翼載荷等約束要求，經(jīng)過(guò)迭代與優(yōu)化，最終確定層流翼段弦長(zhǎng)1.44 m，展長(zhǎng)1.80 m。

以上述輸入?yún)?shù)為約束，開(kāi)展了驗(yàn)證翼段自然層流翼型設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)翼型及其壓力分布曲線如圖19和圖20所示,圖中α為迎角。該翼型具有前緣鈍度較小，最大厚度點(diǎn)靠后，無(wú)吸力峰，順壓梯度區(qū)域大于50%，小迎角下幾乎沒(méi)有激波等特點(diǎn)，是典型的層流翼型。

圖19 層流驗(yàn)證機(jī)需求下優(yōu)化設(shè)計(jì)的層流翼型

圖20 層流翼型的壓力分布曲線

4.3 層流翼段數(shù)值計(jì)算

采用數(shù)值方法對(duì)設(shè)計(jì)的層流翼段的層流和阻力特性進(jìn)行計(jì)算分析，計(jì)算馬赫數(shù)為0.7，雷諾數(shù)為1×107。將翼段的翼型替換為相同設(shè)計(jì)狀態(tài)的某公務(wù)機(jī)翼型，形成傳統(tǒng)翼段與層流翼段進(jìn)行對(duì)比分析。

圖21和圖22分別給出了層流翼段及傳統(tǒng)翼段上表面的摩擦阻力系數(shù)云圖。其中靠近前緣的藍(lán)色區(qū)域是摩擦阻力值較低的層流區(qū)域。由圖可見(jiàn)，翼段兩端受機(jī)身三維效應(yīng)影響顯著，發(fā)生提前轉(zhuǎn)捩，翼段中間部位能夠保持一定范圍的準(zhǔn)二維區(qū)域，轉(zhuǎn)捩位置較為穩(wěn)定。翼段上表面的層流區(qū)域隨迎角增加而減小，層流翼段在1°迎角內(nèi)上表面層流區(qū)域范圍均大于37%，在設(shè)計(jì)迎角(0°)附近，層流翼段的層流區(qū)域超過(guò)45%，滿足設(shè)計(jì)要求。相同機(jī)身迎角下，層流翼段的層流區(qū)域明顯大于傳統(tǒng)翼段。

圖21 層流翼段摩擦阻力系數(shù)云圖

圖22 傳統(tǒng)翼段摩擦阻力系數(shù)云圖

采用動(dòng)量法提取設(shè)計(jì)升力系數(shù)下翼段模型中間剖面Y=0 m和展向Y=0.3 m剖面的阻力系數(shù)如表3所示，層流翼段相較傳統(tǒng)翼段的減阻量約為0.001 2，滿足超過(guò)10%減阻收益的設(shè)計(jì)要求。

表3 剖面阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果

5 層流機(jī)翼設(shè)計(jì)風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

以設(shè)計(jì)的層流翼段和傳統(tǒng)翼型翼段為試驗(yàn)對(duì)象，按1∶6.25縮比尺寸加工風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停贔L-60風(fēng)洞跨聲速試驗(yàn)段開(kāi)展了高馬赫數(shù)轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)研究。試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D23所示，試驗(yàn)中采用與機(jī)身外形相同支柱進(jìn)行兩側(cè)支撐。

圖23 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)利用紅外成像方法進(jìn)行轉(zhuǎn)捩位置的測(cè)量。該方法的基本原理是層流邊界層和湍流邊界層內(nèi)部換熱效率不同，當(dāng)模型表面和來(lái)流存在溫度差時(shí)，轉(zhuǎn)捩前后將呈現(xiàn)不同的表面溫度[20]。試驗(yàn)中通過(guò)紅外相機(jī)拍攝模型表面的熱圖，通過(guò)處理分析判斷轉(zhuǎn)捩位置。圖24給出了馬赫數(shù)0.7，雷諾數(shù)8.34×106的試驗(yàn)條件下，層流翼段在不同機(jī)身迎角下的紅外熱圖灰度圖，根據(jù)試驗(yàn)原理，前緣灰度值小的白色區(qū)域?yàn)閷恿鲄^(qū)，白色區(qū)域向灰色區(qū)域過(guò)渡處發(fā)生流動(dòng)轉(zhuǎn)捩。圖像顯示層流區(qū)域內(nèi)存在一些劈尖狀湍流區(qū)，這是由于表面涂層中的顆粒物質(zhì)或模型前緣的雜質(zhì)污染誘發(fā)了提前轉(zhuǎn)捩。根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果，層流翼段的轉(zhuǎn)捩位置隨迎角增大而前移，在設(shè)計(jì)迎角(0°)附近，層流翼段的層流區(qū)域超過(guò)50%，1°迎角內(nèi)層流區(qū)域大于47%。對(duì)比轉(zhuǎn)捩位置的計(jì)算結(jié)果合試驗(yàn)值較為接近，轉(zhuǎn)捩點(diǎn)隨迎角變化的趨勢(shì)基本相同，計(jì)算值較試驗(yàn)值略為保守。

圖24 設(shè)計(jì)翼段紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)熱圖

6 結(jié) 論

本文開(kāi)展了層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法研究，針對(duì)某層流驗(yàn)證機(jī)的驗(yàn)證翼段進(jìn)行了層流設(shè)計(jì)，通過(guò)數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)方法對(duì)設(shè)計(jì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。主要得到以下幾點(diǎn)結(jié)論：

1) 本文發(fā)展的基于CST參數(shù)化方法及多島遺傳算法的層流翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法可以針對(duì)工程應(yīng)用問(wèn)題，快速高效地完成翼型設(shè)計(jì)任務(wù)，優(yōu)化設(shè)計(jì)及反設(shè)計(jì)結(jié)果較為理想。

2) 針對(duì)層流控制技術(shù)驗(yàn)證機(jī)需求的層流翼段設(shè)計(jì)結(jié)果滿足指標(biāo)要求，設(shè)計(jì)翼段經(jīng)數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)證，在Ma=0.7、Re=1×107時(shí)，設(shè)計(jì)狀態(tài)下上表面層流區(qū)域約為50%，相對(duì)傳統(tǒng)翼段有明顯的減阻效果。