某运输机全机构型雷诺数效应阻力修正研究

张辉， 李杰， 龚志斌

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

某运输机全机构型雷诺数效应阻力修正研究

张辉， 李杰， 龚志斌

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

采用CFD方法分析了雷诺数效应对某运输机全机构型阻力的影响。基于对某运输机的翼/身/架/舱组合体绕流进行的计算分析,归纳总结出了一种适应于复杂构型的低雷诺数到高雷诺数的阻力修正方法。通过验证可知,该修正方法修正效果良好,为工程中的阻力预测提供了一种简洁有效的方法。

数值模拟; 雷诺数效应; 阻力修正

引言

通常风洞实验雷诺数很难达到飞机真实飞行状态下的雷诺数,通过风洞实验对真实飞行状态下的飞机气动力进行评估,考虑雷诺数效应的影响是很有必要的。尽管关于雷诺数效应对阻力修正的研究已经开展了很长时间,并取得了一定的研究成果[1-3]，但是简洁实用的雷诺数效应修正方法却并不常见,或者关于雷诺数效应的修正方法大多是基于经验的总结,也很少公开发表。因此,探索得到一种有效的且方便使用的低雷诺数到高雷诺数的阻力修正方法是很有意义的。

1 数值计算方法及算例验证

为了验证本文所采用的流场计算方法的正确性,对DLR-F6翼/身/架/舱复杂组合体模型的绕流流场进行了模拟。数值计算方法详见文献[5]。图1～图4给出了该模型沿机翼各展向站位压力分布的计算结果和实验值的对比。由图可以看出,计算结果和实验值在各个站位都吻合良好,尤其是z=33.1%和z=37.7%两个展向站位是在发动机短舱挂架两侧,位于短舱、挂架、机翼的结合处,流动非常复杂,但是计算值依然与试验值吻合良好,这充分说明了所采用数值计算方法的正确性。

图1 压力分布对比(z=33.1%)

图2 压力分布对比(z=37.7%)

图3 压力分布对比(z=51.4%)

2 雷诺数效应影响

图5 某运输机全机外形图

图6 不同雷诺数下的升力特性曲线

图7 不同雷诺数下的升阻极曲线

为了研究雷诺数效应对飞机阻力系数的影响,针对某运输机的全机构型,计算分析了马赫数分别为0.78,0.74,0.70,0.40,雷诺数从2.0E+6～2.0E+7范围内的6个不同雷诺数下的气动特性。图5给出了此运输机全机构型的外形。图6和图7分别给出了马赫数为0.78、不同雷诺数下的升力特性曲线与升阻极曲线。其它马赫数下升阻特性定性变化规律与马赫数为0.78时一致。对比分析不同雷诺数下的升阻极曲线可以看出:在同一马赫数、不同雷诺数下,对于给定的迎角,随着雷诺数的增加,此运输机的升力系数增大,阻力系数减小,并且其阻力系数减小量逐渐变小。

3 雷诺数影响阻力的修正方法

飞机升阻特性通常可用下述公式表示:

3.1 零升阻力的修正

零升阻力CD0的修正利用如下公式:

CD02=CD01(Re1/Re2)λ

式中,下标1代表低雷诺数;下标2代表高雷诺数;指数λ取0.18,此值的选取基于本研究对该运输机全机构型所完成的计算分析结果的归纳总结。

3.2 升致阻力的修正

图8 相关变量的定义

3.3 低雷诺数到高雷诺数阻力修正

低雷诺数到高雷诺数阻力修正步骤如下:

(4) 去掉小升力系数区域的一些点,这可能有助于改善曲线拟合的质量;

CDB+i=CDB+(CDA+i-CDA)

(10) 考虑CD0的影响,调节CL～CD曲线。所有的CD都减去(CD01-CD02)。

图9～图11给出了低雷诺数到高雷诺数下的阻力系数修正步骤示意图,图12给出了基准数据与最终修正结果的对比。

图9 步骤(1)

图10 步骤(3)

图11 步骤(5)、步骤(7)和步骤(8)

图12 基准数据与最终修正结果的对比

4 修正方法的应用与验证

以全机构型雷诺数2.0E+6的计算结果为基准,根据3.1节～3.3节所述的修正方法,进行了由低雷诺数到高雷诺数的阻力修正,得到雷诺数2.0E+7的升阻特性,并将其与全机构型的CFD计算结果进行了对比。图13～图16给出了不同马赫数下计算结果与修正结果的对比。由图可以看出,修正结果与计算结果吻合良好。

图13 修正结果与计算结果的对比(Ma=0.78)

图14 修正结果与计算结果的对比(Ma=0.74)

图15 修正结果与计算结果的对比(Ma=0.70)

图16 修正结果与计算结果的对比(Ma=0.40)

5 结束语

基于某运输机全机构型的CFD计算分析结果,归纳总结出了一种雷诺数影响阻力的修正方法。应用该方法对某运输机从低雷诺数 (Re=2.0E+6)下极曲线的基准上推得高雷诺数下的极曲线。通过比较可知,修正结果与计算结果吻合较好。

虽然该修正方法是通过基于CFD计算结果归纳总结得到的,但是如果可以得到低雷诺数到高雷诺数状态下的风洞试验数据,那么就可以结合不同雷诺数下的风洞试验数据对本研究中所采用的雷诺数修正方法进行进一步的完善,实际飞行状态下的气动力数据就可以由风洞试验条件下的数据进行修正得到,从而进一步发挥本研究中修正方法的潜力。

[1] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers.A review of flight-to-wind tunnel drag correlation [R].AIAA-81-2475,1981.

[2] Jacobs E N,Sherman A.Airfoil section characteristics as affected by variations of the Reynolds number [R].NACA 586,1936.

[3] Edwin J Saltzman,Theodore G Ayers. Review of flight-to-wind-tunnel drag correlation [J].Journal of Aircraft,1982,19(10):801-811.

[4] Lance W Traub.Drag extrapolation to higher Reynolds number [J].Journal of Aircraft,2010,47 (1):1458-1461.

[5] 郭民,王豪杰,李杰,等.民机翼身整流影响分析与设计研究[J].航空计算技术,2010,40(3):9-12.

[6] Gault D E.A correlation of low-speed,airfoil-section stalling characteristics with Reynolds number and airfoil geometry [R].NACA TN 3963,1957.

DragcorrectiontohigherReynoldsnumberforatransportaircraft

ZHANG Hui, LI Jie, GONG Zhi-bin

(College of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China)

In this paper, the CFD tools are used to investigate the drag characteristics of full configuration of a transport aircraft in different Reynolds number. Through the analysis of computational results, a simple and effective method for drag correction from the lower Reynolds number to the higher Reynolds number is obtained, in which both the zero lift drag and the drag due to lift need to be modified, providing a brief and effective method for an estimate of drag at a higher Reynolds.

numerical simulation; Reynolds number effects; drag correction

2011-05-03;

2011-10-08

国家自然科学基金资助(10772148；90816027；11172240)

张辉(1986-),男,陕西富平人,硕士研究生,研究方向为理论与计算流体力学。

V211.3

A

1002-0853(2012)01-0020-05

(编辑：姚妙慧)