第２３卷第１期 ２０１２年２月 中原工学院学报 ＪＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＺＨＯＮＧＹＵＡＮ ＵＮＩＶＥＲＳＩＴＹ ０Ｆ ＴＥＣＨＮ０Ｌ０ＧＹ Ｖｏ１．２３ Ｎｏ．１ Ｆｅｂ．。２Ｏ１２ 文章编号：１６７１—６９０６（２０１２）０１—００３６—０５ 基于Ｆｌｕｅｎｔ的亚音速翼型气动特性数值研究 郭江涛 ，邢存震。，谭献忠 ，李 鹏 ，王 柯 （１．南京理工大学能源与动力５－程学院，南京２１００９４；２．辽沈工业集团有限公司，沈阳１１００４５） 摘要： 根据Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型建立了ＮＡＣＡ０００６翼型二维湍流流动模型，并对模型近壁面进行了网格加密处 理．利用Ｆｌｕｅｎｔ软件模拟了ＮＡＣＡ０００６翼型的二维湍流流动，得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化 特性．研究结果表明，在所选攻角范围内，随着攻角的增大，升力系数和阻力系数均逐渐增大；在跨音速区，由于激波的产 生，升力系数急剧下降．Ｆｌｕｅｎｔ为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据． 关键词： 亚音速；Ｆｌｕｅｎｔ；翼型；数值研究 文献标志码： Ａ ＤＯＩ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７１—６９０６．２０１２．０１．００９ 中图分类号： Ｖ２ｌ１．４１ 弹翼的几何形状主要是指翼型的形状和弹翼的平 尖尾，上翼面曲率较大，下翼面曲率较小，如图１所示． 面形状．翼型又称为翼剖面，是平行于弹轴且与弹翼所 在平面垂直的横截面．翼型的形状一般分为适用于亚 音速情况和超音速情况两类．对翼面的空气动力特性 的研究，常从翼型特性研究开始，然后再考虑弹翼平面 形状的影响．翼型的气动特性是确定弹翼性能的基本 因素．翼型气动特性的分析研究和翼型形状的设计研 究具有重要的意义． 翼型的几何参数主要有前缘、后缘、翼弦、上表面、下表 面、翼型厚度、中弧线、翼型弯度等Ⅲ． 图１翼型的几何形状 空气绕翼型的流动是二维流，它的理论处理相对简 单．因此，研究飞行器翼面的气动特性时，总是从翼型着 手，然后在此基础上研究其平面形状的影响．随着航空 科学的发展，世界各主要航空发达国家相继出现了一些 １ 数值计算方法 研究翼型的气动特性主要有理论分析、实验研究、 数值模拟等方法． 理论分析方法是从流体流动的规律出发，对简化 的流动模型建立控制方程，在一定的假设条件下，求得 方程的解析解．其最大的特点是在某些情况下可得到 封闭形式的公式，给出带有普遍性的信息．理论分析方 法目前仍是流动模型初步设计阶段常采用的方法，然 比较成功的低、亚音速翼型，如德国的Ｇｏｔｔｉｎｇｅｎ ３９８ 和美国的Ｃｌａｒｋ Ｙ等．１９２９年，美国国家航空咨询委 员会对翼型开始了系统的研究，提供了很多低、亚音速 的翼型系列，统称ＮＡＣＡ翼型．其他国家也研究并提 出了自己的翼型系列，如苏联的ＡＦＩ／Ｉ翼型、英国的 ＲＡＥ翼型和德国的ＤＶＬ翼型等．亚音速翼型的主要 性能要求是升阻比大、最大升力系数高、最小阻力系数 低及低阻范围宽，同时也要求提高临界马赫数．本文主 要借助Ｆｌｕｅｎｔ软件对ＮＡＣＡ０００６翼型进行了数值模 拟，研究攻角和马赫数对ＮＡＣＡ０００６翼型的影响． 而对于研究复杂的、非线性的流动，理论分析方法常常 无能为力． 实验研究的结果较为真实可信，它是研究流体力 学的基础．然而，实验测量耗时长、成本高，而且往往由 在低音速或亚音速绕流中的薄弹翼翼型都是圆头 收稿日期：２０１１—１１—２１ 作者简介：郭江涛（１９８７一），男，河南开封人，硕士生 第１期 郭江涛，等：基于］￣ｌｕｅｎｔ的亚音速翼型气动特性数值研究 于测量方法的限制，测量设备难免会对真实流场造成 干扰，从而在实验设备（如风洞）中获得某些细部数据 也较为困难． 计算流体力学（ＣＦＤ）是通过计算机进行数值模 拟，分析流体流动和传热等物理现象的技术．ＣＦＤ能 够克服理论分析和实验研究的某些缺点．它从流体力 学的基本方程出发计算出绕物体的流场，采用数值积 分的方法计算出物体的各种气动系数，相比风洞实验， ＣＦＤ能以很小的代价给出流场细节的定量刻画，可在 较广的流动参数（如马赫数、飞行高度、气动性质等）范 围内较快地给出流场的定量结果，而不受实验中固有 的约束条件（如洞壁干扰、支架干扰等）的影响．该方法 速度快、费用低、应用范围广．在计算机上进行一次 ＣＦＤ分析，就好比在计算机上进行了一次虚拟的流体 力学实验．近年来，ＣＦＤ越来越多地应用于翼型设计 和流场的分析中，成为一种重要的计算和分析方法． ２ 湍流模型 Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型是一个相对简单的单方程 模型，该模型比较适合于研究具有壁面限制的流动问 题，对有逆压梯度的边界层问题能够给出较好的计算 结果．Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型主要在空气动力学和流体 机械等含有中度分离现象的应用场合被使用，如接近 音速或超音速的机翼绕流以及边界层流动等．Ｓｐａｌａｒｔ— Ａｌｌｍａｒａｓ模型被特别设计用于模拟包含壁面射流的 空气动力学问题，在含逆压梯度的边界层流动中模拟 效果较好，在流体机械等透平机应用中也很广泛． Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型对于预测低雷诺数模型十分有 效，在该流动过程中，边界层内粘性影响的区域能被很 好地处理，并且Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型能适用于网格 质量较差的工况＿２］． 值得注意的是，Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ是一种新出现的 模型，目前不能断定它适合于所有复杂的工程流动模 拟． ３ 网格技术及流场计算 本文采用二维建模方法建立ＮＡＣＡ０００６翼型，并 利用ＧＡＭＢＩＴ生成四边形结构化网格技术．当然， ＧＡＭＢＩＴ也可以生成非结构化网格．结构化网格是指 网格区域所有的内部点都具有相同的毗邻单元；非结 构化网格是指网格区域内的内部点不具有相同的毗邻 单元．相比于非结构化网格，结构化网格很容易实现区 域的边界拟合，适合于流体和表面应力集中等方面的 计算，具有网格生成速度快、质量好、数据结构简单等 优点． 计算区域划分网格数为５０ ０００，节点数为５０ ５００． 为了提高精度，翼面附近进行网格加密处理，翼面附近 网格及其放大网格图如图２、图３所示（ｘ、ｙ轴单位为 ｍ），计算区域外围设置为ＰＲＥＳＳＵＲＥ—ＦＡＮ—ＦＩＥＬＤ 远场边界条件，翼型的上、下表面设置为ＷＡＬＬ壁面 边界条件． 图２翼面附近网格图 图３翼面附近放大网格图 本文选择Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ湍流模型，选择基于 压力基的隐式求解器，其中的经验常数取ＦＬＵＥＮＴ 中的默认值．Ｓｐａｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ模型非常适合处理具有 壁面边界的空气流动问题，对于在边界层中具有逆压 ・ ３８ ・ 中原工学院学报 ２０１２年第２３卷 梯度的问题，计算结果证明非常有效．在使用Ｓｐａｌａｒｔ— Ａｌｌｍａｒａｓ模型时，可以用湍流强度Ｉ和长度ｌ求出修 正的湍流粘性，计算公式如下： ／－５－ 毫一 专Ｈ—ｇＩｌ 选择Ｉｎｔｅｎｓｉｔｙ ａｎｄ Ｈ ｙｄｒａｕｌｉｃ Ｄｉａｍｅｔｅｒ湍流强度 与水力直径方式定义湍流参数时，修正的湍流粘性就 用上式计算口］． ４计算结果及分析 ４．１ 升力特性 根据茹科夫斯基定理，翼型的升力为：Ｙ＝ｐ。。７３。。 其中 Ｉ１＝』：ｙ（ｚ）ｄｚ一．ｒ：ｙ（ ）・睾ｓｉｎ ｄ 一 。。［Ａ０ｃｔｇ詈＋￣ Ａ．ｓｉｎｎ０］・ ｓｉｎ 一ｎｂｖ。。（Ａｏ＋÷Ａ１） 因此，ｙ＝＝＝丌６ ｖＬ（Ａ。＋÷Ａ ）． 翼型的升力系数为： — ＿，一２７ｃ（Ａ＋ＩＡ ）ｏ． 丢 ６ 一 ｇｉ ａ。一一ｌ ｉｂ ｉｄｏ，Ａ 一 ＣＯＳ０ｄ０ ４￣Ａ 上式，可得： ｃ 一２兀［ 一ｌｆｉ（１－ＣＯＳ０）ｄ￣ｄ０］ 记 一 ｒ（丁ｃ Ｊ ｏ １一ｃ。 ）ｄ¨ ＿ｚ￣ｄ０，称之为零升攻角．于 是，Ｃ 一２ｒｃ（ａ一 ｏ）． 对于对称翼型，则ｄ ／ｄ 一０，即 。一０． 所选攻角为ａ一一４。～１２。，间隔为２。，马赫数 Ｍａ一０．８，在所选攻角范围内，升力系数（ＣＩ）随攻角变 化的曲线如图４所示．当］Ｖｉａ一０．８，ａ一１０。时，压力云 图如图５所示． 从图４可以看出，当ａ—ｏ。时，Ｃｚ一０．这是因为模 型采用对称结构，翼面上、下区域流动状况是相同的， 上、下表面的压强分布相同，不存在压强差，从而使得 升力系数为ｏ，升力也为０．在攻角大于０时，在所研究 攻角范围内，随着攻角增大，升力系数增大，升力系数 在正攻角下，模型下表面的流速小于上表面的流速， 从而使下表面的压强比上表面的压强大，形成压力差． Ｏ Ｏ Ｏ ０ －０ ４—２ ０ ２ ４ ６ ８ １０ １２ １４ ／（。） 图４ Ｃ２随 的变化 图５翼型表面压力云图（Ｍａ一０．８，ａ一１０。） 从图５（ｘ、Ｙ轴单位为ｍ，ｐｒｅｓｓｕｒｅ单位为Ｐａ）可以明 显看到压强差，产生托举模型的正升力；相反，在负的 攻角下，产生负的升力． 下面对ａ＝＝＝４ 隋况下，在不同马赫数时的升力特性 变化趋势进行研究和分析，升力系数变化曲线如图６ 所示．在亚音速阶段，升力系数随马赫数增大而增大； 在超音速阶段，升力系数随马赫数增大而逐渐减小．在 跨音速区，由于此时翼面上既有超音速流又有亚音速 流，出现局部超音速区和局部激波（见图７（Ｘ、Ｙ轴单 位为ｍ，ｐｒｅｓｓｕｒｅ单位为Ｐａ）），产生的波阻使阻力增 大；由于气流分离和激波的迅猛发展，翼面上压力分布 变化剧烈，升力大幅度下降，阻力急剧增加，气动力矩 特性变化将导致弹箭气动力性能变差；随着马赫数增 加到一定程度，激波强度增加，且出现激波分离，波阻 便急剧加大Ｌ４ ］． 第１期 郭江涛，等：基于Ｆｌｕｅｎｔ的亚音速翼型气动特性数值研究 Ｏ－８ ０・７ Ｏ・６ Ｏ・５ ｕ ０．４ ０．３ Ｏ・２ ０．１ Ｏ．６ ０．８ １Ｊ Ｏ １．２ １．４ １．６ Ｍａ 图６升力系数随马赫数变化曲线（ａ一４。） 图７翼型表面压力云图（Ｍａ一０．９，ａ一４。） ４．２ 阻力特性 弹翼上的阻力低速时主要包括摩擦阻力、压差阻 力、干扰阻力和诱导阻力，跨音速和超音速时还包括波 阻．从图８可以看出，在所给攻角范围内，阻力系数 （Ｃ ）随着攻角增大而增大．这主要是因为随着攻角增 大，迎风面积将随之加大．迎风面积越大，压差阻力也 就越大，从而导致阻力系数加大．为了降低阻力，迎风 面积要尽可能的小．从图９（Ｘ、Ｙ轴单位为ｍ，ｐｒｅｓｓｕｒｅ 单位为Ｐａ）可以看出，在翼上表面产生了激波，穿过激 波，翼表面压力升高、温度升高、速度降低，此时也产生 了一定的波阻，增大了翼的阻力，波阻对翼面的影响很 大，不仅消耗功率，而且对升力和压力中心的位置也有 影响． ｏ．２５ ｏ．２０ ０．１５ ｏ．１Ｏ ｏ．０５ Ｏ．ＯＯ Ｏ ２ ４ ６ ８ １Ｏ ｌ２ ｄ／（。） 图８ Ｃｄ随ａ的变化曲线 图９ 翼型表面压力云图（Ｍａ一０．８，ａ一４。） ５ 结 语 （１）通过对所研究翼型进行数值模拟可以发现，在 所选攻角范围内，随着攻角增大，升力系数逐渐增大； 在 一４。时，在跨音速区内，由于波阻的影响，升力系数 突降； （２）阻力系数随攻角的增大而增大； （３）利用Ｆｌｕｅｎｔ对所选翼型进行数值模拟，可以 很直观地看到升阻特性的变化情况，也为进一步研究 其气动特性提供了依据．在空气动力学研究中，Ｆｌｕｅｎｔ 是一种行之有效的研究方法． ・４０・ 中原工学院学报 ２０１２年第２３卷 参考文献 ［１２ 臧国才，李树常．弹箭空气动力学ＥＭ］．北京：兵器工业出版社，１９８９． Ｅ２３ 李鹏飞，徐敏义，王飞飞．精通ＣＦＤ工程仿真与案例实战［Ｍ］．北京：人民邮电出版社，２０１１ ［３］ 于勇，张俊明，姜连田．ＦＬＵＥＮＴ入门与进阶教程ＥＭ］．北京：北京理工大学出版社，２００８． Ｅ４］ 张建业．栅格翼的空气动力特性实验研究ＥＤ］．南京：南京理工大学，２００４． ［５］ 韩子鹏．弹箭外弹道学［Ｍ］．北京：北京理工大学出版社，２００８． Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ Ｓｕｂｓｏｎｉｃ Ａｉｒｆｏｉｌ Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ Ｆｌｕｅｎｔ ＧＵＯ Ｊｉａｎｇ—ｔａｏ ，ＸＩＮＧ Ｃｕｎ－ｚｈｅｎ ，ＴＡＮ Ｘｉａｎ－ｚｈｏｎｇ ，ＬＩ Ｐｅｎｇ ，ＷＡＮＧ Ｋｅ （１．Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００９４； ２．Ｌｉａｏｓｈｅｎ Ｉｎｄｕｓｔｒｉａｌ Ｇｒｏｕｐ Ｃｏ．，Ｌｔｄ．，Ｓｈｅｎｙａｎｇ １ １００４５，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ： Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ２Ｄ Ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ Ｍｏｄｅｌ ｏｆ ＮＡＣＡ０００６ ａｉｒｆｏｉｌ ａｃｃｏｒｄｉｎｇ ｔｏ ｔｈｅ Ｓｐａｌｌａｒｔ—Ａｌｌｍａｒａｓ，ａｎｄ ｔｏ ｔｈｅ ｗａｌｌ ｎｅａｒ ｔｈｅ ｇｒｉｄ ｉｓ ｅｎｃｒｙｐｔｅｄ．Ｕｓｉｎｇ Ｆｌｕｅｎｔ ｓｏｆｔｗａｒｅ ｓｉｍｕｌａｔｅ ｔｈｅ ＮＡＣＡ０００６ ａｉｒｆｏｉｌ ２ｄ ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｆｌｏｗ． Ｔｈｅ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ａｎｄ ｔｈｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ Ｖａｒｉａｔｉｏｎ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｉｎ ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ Ａａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ａｎｄ Ｍａｃｈ ｎｕｍｂｅｒ ａｒｅ ｇｏｔ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ，ｉｎ ｔｈｅ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ Ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ ａｎｄ Ｍａｅｈ ｎｕｍｂｅｒ，ｗｉｔｈ ａｔｔａｃｋ Ａｎ— ｇｌｅ ｉｎｃｒｅａｓｉｎｇ ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ａｎｄ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｓ ａｒｅ ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ｇｒａｄｕａｌｌｙ．Ｓｏｎｉｃ ａｒｅａ ｉｎ ｃｒｏｓｓ，ｄｕｅ ｔｏ ｓｈｏｃｋ ｗａｖｅ ｆｏｒｍａｔｉｏｎ，ｌｉｆｔ ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｄｅｃｒｅａｓｉｎｇ ｓｈａｒｐｌｙ．Ａｎｄ Ｆｌｕｅｎｔ ａｉｒｆｏｉｌ ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ ｆｏｒ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ａｎｄ ｂａｓｉｓ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ： ｓｕｂｓｏｎｉｃ；ｆｌｕｅｎｔ；ａｉｒｆｏｉｌ；ｎｕｍｅｒｉｃａ１ ｓｔｕｄｙ
