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探讨针对JSM模型失速特性探讨几何修型的影响作用
摘要：在使用非结构网格求解器WiseCFD-UG软件对NASA第三届高升力会议JSM模型进行数值模拟研究的过程中,发现前缘缝翼与主机翼交接处的几何修型方式对失速特性的模拟结果有较大影响。针对切缝与不切缝这两种不同的几何修型方式,分别生成了同等规模的非结构网格。两套网格得到的计算结果表明:大攻角下不切缝的几何修型方式得到的压力分布及升力系数与实验值吻合的更好,能够更好的模拟低速构型的失速特性。
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CFD技术发展到今天,已经被大量计算和实验证明是足够可靠的,可以较好地模拟典型运输机高速巡航构型的气动特性。但是对于复杂的高升力构型,CFD计算仍然存在着很多的不确定性。高升力构型的流动复杂,包括尾迹区和边界层流动的混合、分离流、翼尖涡、层流到湍流的转捩等等,这些因素共同作用无疑增加了解决问题的难度[1]。借鉴阻力预测系列会议(DPW)的成功经验,美国航空航天学会组织了高升力系列会议(HiliftPW)。通过发布基准研究构型、提供基础计算网格、公布详实的风洞试验结果等组织方式,吸引了世界范围内相关研究机构和CFD工作者的广泛参与[2]。前两届的AIAA高升力会议表明,想要精确的模拟高升力构型的最大升力系数CLmax、俯仰力矩系数以及升阻比仍然存在很多挑战。
AIAA第三届高升力会议(HiliftPW-III)于2017年6月3日在美国科罗拉多州丹佛市举行。会议旨在评估现有的CFD技术(包括网格、数值格式、湍流模型以及高性能计算等)对模拟大展弦比飞机起飞着陆特性方面的能力[2]。会议选取了两个高升力模型:一个是日本太空探索机构JAXA设计的标准模型JSM,另外一个是AIAA阻力预测会议上的通用模型CRM的高升力版本——HLCRM模型。目前HLCRM模型的实验还没有完成,因此选用JSM模型作为研究对象,对高升力构型进行失速特性的模拟研究。
1、JSM模型描述
JSM模型是一个通用航空器模型,代表着可以容纳100位乘客的经济型客机。模型由日本JAXA中心设计,是一个翼身融合体的高升力构型,包括襟翼、缝翼、支撑、吊挂以及滑轨整流罩等众多机构[3]。实验使用的模型是半模,在对称面上有一段60mm长的延伸用作支架,消除风洞侧壁对流动的影响。计算时不考虑这一段支架,使用自由来流计算。JSM模型机翼前缘后掠角33度,前缘缝翼有25度下偏角,后缘襟翼有30度的下偏角,模型展弦比9.42,梢根比0.3。模型平均气动弦长529.2mm,模型半展长2300mm,机身长度4900mm,半模参考面积1123300mm2,力矩中心参考点坐标(2375.7mm,0.0mm,0.0mm)。JSM模型风洞实验于2009年在日本JAXA-LWT1低速风洞完成,风洞实验数据主要包括气动力和力矩、表面压力分布、表面油流、边界层转捩测量、模型变形测量、非定常压力和速度场、气动噪声测量等[4]。
因为JSM模型非常复杂,流动特征难以捕捉,对CFD模拟提出了严峻挑战。从实验油流图来看,JSM模型的基本流动特征包括:(1)后缘襟翼受到主机翼下表面滑轨整流罩影响,导致出现小的分离区;(2)大攻角时翼尖处流动发生分离,从流动分离发生的位置判断可能是因为受到缝翼支撑的影响,并且随着攻角继续增大翼尖的分离也逐渐扩大;(3)失速是由翼根处流动大面积分离引起的。具体如图1所示。
图1JSM模型支撑及整流罩对流动的影响
2、计算模型与网格
网格生成是CFD模拟中非常重要的一个环节。对于模拟复杂流动,同一套模型生成的不同网格很可能会得到不同的模拟结果[5]。而几何模型的处理和简化又是网格生成其中最为关键的一步。CAD几何模型被导入网格生成软件里后,一般要经过修剪、整理与简化才能用于网格生成。对原始几何模型中一些不利于网格生成的部件需要进行合理的修型,修型时应尽可能的保留原有的几何特征,避免因几何模型的简化导致数值模拟结果产生重大误差。
JSM模型的前缘缝翼与主机翼交接处存在剪刀角,这给模型附面层的网格生成带来了困难。针对这种情况,一般需要对几何外形进行简单的处理以便于网格生成。其中,最简单的办法就是直接将缝翼上与主机翼相接处的一小段用平面切掉,简称切缝。这种切缝的方法简单快捷,并且经验表明多数情况下对工程计算结果影响不大。另外一种方法,不做切缝处理,只在缝翼与主机翼交接处做轻微的修型,这也是HiliftPW-III会议上组委会所采用的修型方式。如果交接处夹角是钝角就用一小段平面代替,如果交接处夹角是锐角则用半径很小的球形代替。这种方法对原始模型的改动很小,可以最大限度保留原始几何外形,尽可能的降低几何修型对计算结果的影响。
因为高升力构型复杂,生成结构网格需要的人工工作量太大,所以HiliftPW系列会议在网格生成方面有一个显著特点就是非结构网格占据主导地位。针对两种几何修型方式,使用Pointwise软件生成两套JSM模型非结构网格。其中,Cfix代表不切缝修型方式生成的网格,Pfix代表用平面切缝生成的网格。生成两套网格时严格按照HiliftPW-III组委会制定的网格生成规范进行。
生成网格时附面层第一层网格间距取3.63×10E-6m,壁面y+=2/3,体网格增长比设置为1.16,附面层网格粘性网格层数60层。另外在前缘缝翼的尾迹区进行局部空间网格加密,最终体网格总点数控制在3500万,体网格单元总数约为7600万。
3、计算结果
对切缝(Pfix)与不切缝(Cfix)得到的两套网格,使用WiseCFD-UG软件进行计算。计算状态:来流马赫数Ma=0.172(60m/s),模型总雷诺数Re=193万,来流温度T=306.55K。计算用湍流模型选择SA一方程模型,空间离散格式使用Roe格式。计算攻角选择-10.06°、-5.95°、-4.89°、-2.81°、0.0°、4.36°、8.45°、10.47°、12.52°、14.54°、16.57°、18.58°、19.50°、20.09°、20.58°、21.57°,共计16个计算状态。所有状态均从自由流开始计算,计算15000步,16.57度攻角以下残差收敛4～5个量级,18.58度攻角以上残差收敛3～4个量级,大攻角下计算的力系数取最后1000步的平均值。
两种修型方式得到的力系数计算结果如图2所示。从图中可以看出,在12.52度攻角之前两种修型处理方式的升力系数计算结果非常接近,并且都与实验值吻合的很好。但是从14.54度攻角开始,切缝处理方式的升力系数计算结果明显低于实验值,并且在18.58度攻角之后开始失速,最大升力系数2.671,比实验值2.775要低许多。而不切缝处理方式的升力系数计算结果与实验值吻合的很好,失速攻角在20.09度攻角附近,最大升力系数为2.789,与实验值非常接近。升阻比的计算结果也显示出,大攻角下不切缝处理方式的计算结果与实验值更为接近。
图2升力系数及升阻比结果对比
比较14.54度攻角之后的压力分布计算结果,发现两种修型方式计算得到的压力分布有较大差别。图3展示了18.58度攻角下机翼上靠近翼尖出H-H剖面面压力分布同实验值的对比。从图中可以看出,不切缝处理方式得到的机翼各截面压力分布和实验值吻合的更好,缝翼和主翼上的前缘吸力峰较切缝方式有明显增加。另外,在主机翼外翼H-H截面上,不切缝与切缝的计算结果有很大差别,这是因为不切缝处理方式计算的翼尖分离区比切缝处理方式的分离区要小,更符合真实流动的结果。其他几个截面也存在类似情况,不切缝方式的压力分布计算结果均要好于切缝方式,受篇幅所限不再一一给出。
图3机翼外翼段H-H截面压力分布对比
4、结论
本文在对AIAA第三届高升力会议提供的JSM模型开展数值模拟研究的过程中发现,前缘缝翼与主机翼交接处的几何修型会对计算结果产生较大影响。对使用切缝方式与不切缝方式处理的JSM模型分别生成了两套同等规模的非结构网格,并使用WiseCFD-UG软件对JSM模型Case2c状态开展计算研究。将两套网格得到的计算结果与实验值做了对比分析,可以得到如下结论:(1)几何修型对升力系数计算结果有很大影响,处理几何时应在尽可能保留原始模型的各种关键特征的前提下,对几何模型做一些合理的简化以便于网格生成。(2)JSM模型不切缝处理方式大攻角下升力系数的计算结果和实验值吻合的更好,失速攻角及最大升力系数同实验值更接近,机翼各截面上的压力分布也与实验值更为一致。两种几何修型方式对阻力系数的计算影响不大,阻力系数与俯仰力矩系数的模拟精度有待进一步提高,需要后续开展更深入的研究工作。
姚冰,淮洋,梁益华.几何修型对JSM模型失速特性的影响研究[J].电子测试,2020(08):42-43+33.
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期刊名称：力学学报
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主管单位：中国科学院
主办单位：中国科学院力学研究所
出版地方：北京
专业分类：科学
国际刊号：0459-1879
国内刊号：11-2062/O3
邮发代号： 2-814
创刊时间：1957年
发行周期：双月刊
期刊开本：大16开
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2020-06-08
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