气动台翼型测压实验及其数值仿真应用

2019-05-09马震宇张衡飞唐晓天郑子越葛会哲

中国现代教育装备 2019年5期

马震宇张衡飞唐晓天郑子越葛会哲

郑州航空工业管理学院航空工程学院河南郑州 450046

现代实验教学形式和测量技术的发展趋于多样化，计算机技术在力学实验教学中的作用日益重要，可满足不断提升学生实践和创新能力的需要[1-4]。翼型和叶型气动性能研究作为一项应用基础性工作可为三维机翼和三维叶片等研究提供必要的基础。翼型风洞实验数据能够用来检验数值计算模型和结果的准确性，同时数值计算为风洞实验提供了理论指导，两者相互促进和补充。文献[5]阐述了低速翼型升阻特性教学实验台的设计过程，对自制翼型风洞实验结果进行分析讨论。文献[6]运用FLUENT软件，采用雷诺应力湍流模型，雷诺数Re为105时，考虑来流湍流度的影响，对典型的NACA0012翼型不同攻角下的流动进行数值模拟分析。文献[7]应用GAMBIT，FLUENT和TE-CPLOT等软件对无环量圆柱绕流的流动机理进行数值模拟与分析。文献[8]通过数值模拟和实验2种方法，研究了S809翼型在雷诺数范围为1.5×104至2.5×106内气动性能的变化规律。

本文研究所涉及的翼型为NACA64A005翼型，它是一个非对称薄翼型，可用于高速飞机机翼等。以小型立式低速气动综合实验台为教学平台开展翼型NACA64A005测压实验模型设计与制作实践，并在不同攻角情况下进行绕流压强分布测量实验。联合应用PROFILI和UG软件及ICEM和FLUENT软件分析数值仿真模型流场和气动力变化性能，以使学生更加深入掌握实验原理和有关概念，进一步增强综合实践创新能力。

1 二元翼型测压模型设计与制作

基于航空工程实验中心流体气动实验室的小型立式低速气动力实验台开展NACA64A005表面测压模型设计与制作。气动台实验段入口有效流通截面尺寸为40 mm×120 mm，常用实验气流风速为10～20 m/s。实验时实验台底部离心式风机将周围大气吸入并增压，通过立管将增压空气压入上部的稳压箱。气流经过稳压箱和曲线收缩段加速后，获得比较均匀的气流而进入闭口实验段，供模型在此区域开展实验研究。尔后，实验气流流入外界大气。测压模型紧夹在闭口实验段两侧壁之间，不装测力天平，通过所测压强分布可间接推算作用在翼型上的气动力和力矩。

NACA64A005二元测压实验翼型模型测点和测压管路布置示意图如图1所示，翼型模型翼展为50 mm，弦长200 mm，最大相对厚度5%，最大厚度相对位置距前缘40%。翼面测压点从前缘点到后缘点共布置6个(厚度分布仅在后缘段7～9点之间稍有不对称)，两端密，中间稀，以适应绕流压强变化特点。

图1 NACA64A005模型测压点和管路示意图

翼型模型安装在气动台有机玻璃实验段内部，翼型前缘距实验段进口距离为35 mm。实验段有机玻璃盒体为长方体形，外廓尺寸为130 mm×60 mm×300 mm。模型可转动刻度盘对攻角的指示范围为-30°～+30°。各测点处测压管与当地翼面保持垂直，并在翼型内腔用热棒胶进行固定。前缘测压点及来流皮托管采用的是外径Ф1.8 mm、壁厚0.2 mm规格的不锈钢毛细管，翼型其他5个测压点均采用的是外径Ф1.0 mm、壁厚0.1 mm规格的不锈钢毛细管。这些细管从翼型和有机玻璃盒体穿孔引出后，均用外径Ф2.3 mm，Ф3.2 mm，Ф4.5 mm的不锈钢细管对其逐次套结，并用502胶和热缩管进行黏结，保证测压模型系统满足与气动台测压排管各胶皮管的连接性和各个管路的气密性。

2 翼型模型测压实验与分析

2.1 实验装置和测量原理

对所设计制作的NACA64A005翼型模型，在小型立式低速气动实验台上进行变攻角测压实验。

为提高测量读数精确性，将测压计排管倾斜角φ根据具体情况调定，排管内工作介质为水。

应用如下关系式，计算实验压强差或表压值Δpi：

应用如下关系式，计算实验来流风速值V∞：

应用如下关系式，计算处理翼型表面绕流无量纲压强系数Cp：

式中：γw代表水介质的重度，l∞代表来流压强对应的测压管水柱长度读数，li代表翼型表面某测点绕流压强对应的测压管水柱长度读数，l*代表零度攻角时翼型前缘驻点压强对应的测压管水柱长度读数，ρa代表空气流的密度。

实验段进口实验来流特征雷诺数为1.91×105，来流绝对压强测量值为101 720.6 Pa，比实验室当时大气压高出320.6Pa(0度攻角时)。

2.2 实验结果与分析

NACA64A005翼型模型表面气流压强分布实验测量数据处理结果如图2所示。

图2 翼型测压模型实验结果

通过设计制作过程和实验结果分析可知：(1)针对NACA64A005薄翼型二元测压模型的设计与制作，获得了能够正确匹配实验室气动实验台的NACA64A005测压模型系统，获得了预期的和有效的翼型测压数据。由于采用的不锈钢感压细管直径最大为1.8 mm，因此对流场的干扰很小，所测数据更为准确。(2)实验来流风速实际测量在13m/s～14m/s,相对翼型来流特征雷诺数在1.95×105左右，因此可判定翼型表面附面层中黏性流动是处于湍流状态，抵抗逆压梯度下流动分离的能力较强。以攻角10度时为例，在25%弦线点以前，上翼面压强是不断减小的，为顺压梯度，流动加速；在25%～70%弦线点之间，上翼面压强开始增大回升，为逆压梯度，流动减速；在70%弦线点和后缘点之间，气流压强变化平稳，流动分离。(3)整个翼面气流压强差和压强系数的变化情况符合一般翼型低速黏性绕流的总体变化规律。在正攻角情况下，上翼面吸力均大于下翼面吸力，从而产生翼型升力；并且正攻角越大，上下翼面压强系数曲线构成的面积越大，翼型气动升力越大；在0度攻角时，上下翼面压强系数曲线构成的面积基本为零，翼型升力基本为0，此时只有前后端气流压差所形成的黏性压差阻力。

3 测压模型流场数值仿真

为了进行实验教学的多元化和创新实践探索，激发学生学习和应用专业设计分析软件的热情，采用应用广泛的商业软件UG及ICEM[9]和FLUENT[10]，通过计算机对NACA64A005翼型测压模型实际流场进行数值建模与仿真分析。

3.1 建模与设置

建模和计算时在所选定的笛卡尔直角坐标系OXYZ下，对于定常不可压缩黏性三维绝热气体的湍流绕流，通常忽略质量力作用，将微分形式的质量连续方程和动量方程进行雷诺时均化处理，转化为著名的黏性流动雷诺方程RANS。根据流动特征雷诺数和流场网格划分等具体情况，再选择合适的湍流补充模型，便构成了流场封闭控制方程组。建模和求解时还需要设置合适的求解器参数，正确定义各内外边界的条件类型和施加以具体的数值，参数设置不合理会造成计算迭代无法收敛或结果错误。

采用UG软件建立实验段盒体与翼型模型组合体的几何模型(如图3所示)，其中翼型迎角进行改变的转动中心距翼型前缘为30 mm。流场计算区域和非结构化网格划分模型如图4所示，其中攻角10°时网格单元总数为190441、节点数为21912。

图3 实验段盒体与翼型模型组合体

图4 计算流场非结构化网格划分模型

设置操作基准压强为101 325 Pa，进口来流速度为15 m/s和表压强为320.6 Pa，出口截面气流表压为0，模型表面和计算域侧面边界均为固体壁面条件。选择S-A湍流补充模型，选用SIMPLE算法和二阶迎风离散格式迭代计算收敛精度按默认设置0.001。为了获得无量纲气动相似系数，参考面积设置为翼型宽度与弦长的乘积，特征尺度设置为翼型弦长，对阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数分别进行监控设置。按进口截面参数进行标准初始化，设置数值求解迭代步数。