基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算

王 娜,叶 靓

(中国航空工业空气动力研究院,辽宁 沈阳 110034)

基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算

王 娜*,叶 靓

(中国航空工业空气动力研究院,辽宁 沈阳 110034)

在自适应重叠网格系统下,数值求解非定常Navier-Stokes方程,开展了钝前缘三角翼跨声速流场的计算研究。目的在于考察交叠网格系统下，不同迎角的跨声速来流条件时流场细节的捕捉能力。其中，网格方面采用了贴体网格块精确描述机体外形，采用与之交叠的可自适应的直角网格捕捉脱体涡系的发展变化及涡与激波的干扰；求解涡黏性计算方面，采用了Spalart-Allmaras(SA)及其对应的Detached Eddy Simulation (DES) 模型。基于以上描述的方法，针对钝前缘三角翼在来流马赫数0.85不同迎角状态进行了计算，比较了雷诺平均与DES计算的结果差异。计算结果表明，在重叠网格系统下，网格构建简便，适用性好，计算具备一定的数值精度；对于大迎角状态，DES方法能够有效地模拟脱体涡系的发展变化，获得更好的计算结果。

三角翼；跨声速流动；流场；交叠网格；自适应网格

0 引 言

三角翼构型通常应用于现代高性能的战斗机布局上。由于机翼前缘产生的分离涡能够形成非线性的涡升力，飞行器可以获得更好的机动性和更大的失速迎角。在跨声速飞行条件下，流场中存在涡和激波的相互干扰，诱导出更加复杂的流动形式。相关研究一直是热点的工作内容。

关于三角翼布局，比较系统的研究工作如VFE-2[1]，从试验和计算两个方面对不同三角翼模型多状态的流场和气动现象进行了研究，内容包含了涡结构、激波影响和气动力的数值计算和实际试验测量等。

在CFD计算中，研究者们采用多层级的计算方法和计算模型[2-8]对涡结构和流场中存在的精细流动现象进行了研究。网格方面主要是要满足三角翼背风面涡结构、大尺度分离以及涡-激波干扰方面的捕捉要求。

与先前研究不同的是，本文尝试采用了可自适应的重叠网格系统，该网格系统广泛应用于外挂物分离[9]、旋翼[10]等气动部件间存在大尺度相对运动的情况。描述三角翼的贴体网格区域使用结构化网格；在大范围的空间区域，使用可自适应调整的直角网格作为背景网格。采用此种方案的优势在于一方面相对纯非结构网格来说，网格质量更好，而相对于纯直角网格计算来说，物面形状描述更精细；另一方面，在不同工作条件下，可以自动生成不同加密尺度的空间网格来捕捉空间涡结构，避免了人工划分网格的加密位置不确定性和反复调整。基于此网格系统，求解Navier-Stokes方程，进行流场和气动力计算。涡黏性计算方面，采用了一方程的SA模型以及对应的DES方法，比较分析了DES方法与RANS方法的计算结果差异。

1 模型和计算网格系统

计算采用了65°后掠三角翼模型，其根弦长Cr为0.4902 m，前缘为中等钝度[1]。背景网格初始生成时，以较大的尺度生成均匀的空间网格，在近壁区域根据贴体网格尺度自动剖分对应交叠的背景网格。基于流场特征自适应时，执行涡量和压强差双判据，通过限定阈值限制网格总数的增长。对于计算的3个迎角，贴体网格均采用同一套网格，网格单元数约为200万。与之交叠的背景网格数分别为1287万、1183万和1573万。网格示意图如图1。

2 计算方法

采用有限体积方法数值求解雷诺平均Navier-Stokes方程，涡黏性项的计算采用一方程SA模型[11]及其对应的DES方法[12]。时间离散方法为LU-SGS隐式格式[13]，对于非定常计算，还引入了双时间方法[14]，其中物理时间步长选择为2.5×10-5s，内迭代20次。无黏通量采用二阶迎风[15]格式。

3 计算结果分析

3.1 表面压强和整体气动力比较

图2给出了不同迎角下(13.4°、20.6°和24.8°)特征截面表面压强计算与试验值的对比，图中y为展向坐标，s为半展长。由前期研究得知，一般情况下激波及其诱导分离流动发生在x=0.6Cr截面之后。在此截面之后(x=0.8Cr、x=0.95Cr)RANS计算的结果和DES方法计算的结果差异较大。对于迎角24.8°时，在截面x=0.6Cr处两者之间也有较大差异。采用DES方法的结果与试验值一般更为接近，特别是迎角较大时，采用此方法预测到了涡破碎位置后更为平坦的压强变化，这与试验及前期的计算研究结论相符。同时也表明了在分离较大的情况下，DES方法具备更好的计算效果。

图2表面压强计算与试验值比较
Fig.2ComparisonsofcalculatedCpwithexperimentaldata

图3给出了三角翼整体气动力时均值结果比较。可以发现，采用DES方法时，计算得到的CN、CA量值均小于对应的RANS方法，尤其在迎角较大时，使用DES方法由于预测到了更大规模的分离流动，其法向力系数偏离线性段更严重。

3.2 大迎角状态涡破碎分析

在迎角24.8°时，采用DES方法计算得到的涡破裂点有时间突变性，这与前期的计算研究工作[7,16]结论类似。前期的研究工作表明，涡破裂位置变化与正激波的运动及其与空间涡的干扰有关。为解释这一现象，图4给出对称面上超声速区域随时间的变化情况(红色为超声速区域)。可以发现，在翼面和支架上各有一个超声速区域，两者随物理时间发生位置移动、合并和分离，其发展情况是诱导发生涡破裂的可能原因。图5给出了在涡破裂点突变时刻附近的流场中涡量等值图，采用本文的网格系统，较好地捕捉到了远离三角翼物面空间区域涡破碎和分离情况。

4 结 论

基于交叠网格和DES方法计算了钝前缘三角翼跨声速流场，计算结果表明：

1) 通过计算给出了多迎角状态下的翼面表压分布，在分离点后DES结果较RANS方法都有改善，尤其是增大到临界迎角后，两者差异更大。DES结果与试验结果更加贴近；

2) 较好地计算了大迎角状态下的涡破碎现象，并有效地预测了沿涡轴方向的破裂点突变；

3) 基于交叠网格方法，不同迎角计算时，可以自动生成不同的空间区域涡、激波捕捉网格，计算适应性较好，人工工作量较小，远端尾迹捕捉也较为精细，是一种较好的网格方法。

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Numericalsimulationoftransonicflowfieldoverdeltawingwithadaptiveoverlappedgridsystem

WANG Na*,YE Liang

(AVICAerodynamicsResearchInstitute,Shenyang110034,China)

Based on adaptive overlapped grid system,a transonic flow around delta wing with blunt leading edge was simulated by solving the Navier-Stokes equations.The ability of this grid system in capturing the flow field details was observed at different angles of attack and transonic inflow conditions.A body-fitted grid block was used to accurately describe the delta wing configuration,and an adaptive overlapped grid was adopted for the vortex evolution and the shock/vortex interaction.The Spalart-Allmaras (SA) turbulence model and the corresponding Detached Eddy Simulation (DES) method were used for the eddy viscosity estimation.The SA model results were compared with those of the DES at different angles of attack and Mach 0.85.Better results were obtained by the DES method with high angle of attack due to its capability of capturing massive separations.The grid generation in this system is relatively inexpensive,and the simulation results based on this grid system are numerically accurate.The present methods are suitable for delta wing shock/vortex interaction simulation.

delta wing; transonic flow; flow field; overlapped grid; adaptive grid

0258-1825(2017)06-0893-04

V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2016.0138

2016-11-07;

2016-11-21

王娜*(1980-)，女，辽宁葫芦岛人，高级工程师，研究方向：计算流体力学.E-mail：dulcy80@163.com

王娜,叶靓.基于自适应重叠网格的三角翼跨声速流场计算[J].空气动力学学报,2017,35(6):893-896.

10.7638/kqdlxxb-2016.0138 WANG N,YE L.Numerical simulation of transonic flow field over delta wing with adaptive overlapped grid system[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):893-896.