民机翼身整流影响分析与设计研究

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1、第40卷第3期2010年5月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueV01．40No．3Mav．20lO民机翼身整流影响分析与设计研究郭民，王豪杰，李杰，刘静(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)摘要：针对某民机翼身组合体进行了翼身整流设计，以减弱机翼机身附面层之间的相互干扰，消除翼身结合处气流的分离，改善该民机的阻力性能。将翼身整流的多种设计方案(不同类型，不同安装位置。不同的几何尺寸等)配置到某民机翼身组合体模型上，用CFD方法对其流场进行粘性绕流数值模拟并对结果进行优化分析，得到了针对该民机减阻效果较好的翼身整流设计方案。关键词：翼身整流；附面层干

2、扰；流动分离；减阻中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：1671—654X(2010)03-0009—04引言面对日益激烈的国际竞争，减小民用客机的巡航阻力，提升其经济性能显得越发重要。在诸多减阻方案中，对民机加装翼身整流是最重要的减阻措施之一。目前，国内对翼身整流的设计主要依赖风洞实验中获得的数据和设计者的工程经验。随着计算流体力学(CFD)的不断发展和成熟，CFD已经成为了一种重要的工程设计手段。与风洞实验相比，成熟的CFD技术可以为设计者迅速提供可信的设计参数，大大缩短设计周期，降低设计成本。本文借助CFD方法对某民机翼身整流进行了优化设计。首先为某民机翼身组合体模型提供多种翼

3、身整流的设计方案，通过数值模拟得出各种方案的整流效果并对结果进行优化分析，得出针对该民机减阻效果较好的翼身整流。本文使用CFD技术和优化分析相结合方法，得出了有工程意义的结论。1计算方法介绍与验证为了验证本文所采用的流场计算方法的正确性，本文对DLR—F6翼身组合体模型的绕流流场进行了数值模拟。1．1控制方程和离散格式本文采用三维非定常雷诺平均N—S方程-未fffQd∞+盼n忒=o其中，Q为守恒量，移为控制体体积，s为控制体表面积，为通过表面s的粘性通量和无粘通量的和，以为表面外法向单位矢量。粘性项采用中心差分格式离散，无粘项采用Roe三阶迎风偏置通量差分裂方法离散，采用隐式近似因子分解(AF

4、)方法进行时间推进以得到流场定常解。计算采用了SA湍流模型模拟粘性，采用多重网格技术加速收敛。1．2几何模型和计算网格本文所采用的DLR—F6是一种宽体飞机，一直是风洞实验和数值计算方法验证的标准模型。图1为DLR—F6翼身组合体表面网格(半模)。图1DLR—F6翼身组合体表面网格图1．3计算结果与分析本文对DLR—F6翼身组合体绕流流场进行了数值模拟。图2是DLR—F6翼身组合体在Ma=0．75，a=0．49。，Re=3×106状态下翼面压力分布计算值与实验值的对比，可以看出计算值和实验数据符合较好。图3给出了DLR—F6翼身组合体在该计算状态下翼根极限流线。由于DLR—F6翼身组合体翼根上

5、翼面后缘与机身夹角为锐角，造成机翼机身附面层相互干扰，容易引起该处流动分离。另外由于机翼前缘收稿日期：2009一12—09基金项目：国家自然科学基金资助(10772148)作者简介：郭民(1984一)，男，山东曹县人，硕士研究生，研究方向为理论与计算流体力学。·10·航空计算技术第40卷第3期存在较大的吸力峰值，上翼面大部分区域存在较高的逆压梯度，导致附面层气流在后缘堆积，加剧了该处流动的分离。计算获得的流线分离形态与参考文献[4]给出的结论相符。图2DLR—F6翼身组合体翼面压力分布图3DLR—F6翼根表面极限流线分离计算获得的压力分布和翼根流线分离形态表明本文所采用的数值计算方法是可靠的，

6、可以用来验证民机翼身整流效果。2翼身整流设计2．1确定翼身整流修形方案目前，对民机比较成熟的翼身整流修形主要有两种方法，一种是翼根整流，另一种是加大翼根后掠修形。参考文献[1]给出两种修形的初步方案图及每种方案对应的压力分布，如图4所示。队图4翼根整流(A)和加大翼根后掠修形(B)及其对翼根上翼面压力分布的影响(巡航升力，风洞实验，Ma=O．75)图中C曲线为初始机翼翼根曲线和压力分布。考虑到前缘峰值高的压力分布会导致上翼面出现较大的逆压梯度，使得附面层气流更容易在后缘减速以至堆积，导致流动出现分离，本文选用翼根整流作为基本修形方案。2．2翼身整流详细设计翼根整流设计主要体现在三个部分：前部整

7、流，中部整流和后部整流。在进行详细设计时应注意以下几个方面：1)中部整流与机翼壁面的夹角一般要等于或大于900，或采用光滑的圆化壁连接。这样才能尽量避免或减弱机翼机身附面层的相互干扰，减弱由此产生的分离涡强度。2)确定前部整流的外形和尺寸。前部整流向前延伸要有足够的长度，外形和缓过度，纵向剖面外形应与基本翼型相似。国内外文献给出前部整流的范围大约在0．05C到0．25C之间(C为翼根弦长)。一般情