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《空氣動力學學報》2014年第三期

1面搭接技術

面搭接要求不同的計算域之間有公共的邊界面，即搭接面。在CATIAV5三維建模軟件中，利用CATIA中圖形的“隱藏／顯示”功能，使同一界面在兩側分別顯示，可保證交界面的準確無縫搭接。更重要的是，面搭接在物理意義上站得住腳的關鍵在于搭接面兩側流場在計算過程中通量的守恒傳遞。以二維情況為例，其原理參考圖1［10］。圖1中Block1和Block2分別表示搭接面兩側的網格單元集合，（i，j）和（m，n）分別標記兩側的單元格，（i＋1，j）為（i，j）單元格在Block2中的鏡像的虛擬單元格。

2控制方程與離散

對飛行器的操縱面進行數值模擬時采用三維N－S方程。在笛卡兒坐標系（x1，x2，x3）中，定義速度分量（u1，u2，u3），采用求和約定慣例，無熱源的三維N－S方程守恒形式為：湍流模型選擇SSTk－ω模型，利用有限體積法將控制方程（4）離散，對流項選用二階迎風差分格式離散［11］。物面為無滑移條件，遠場為自由流條件，計算殘差收斂精度為1×10－5。

3算例驗證

1938年，LangleyMemorialAeronautical實驗室的Wenzinger和Bamber［12］在試驗段為7ft×10ft的低速風洞中，對帶有開縫式襟翼的NACA23012翼型進行吹風試驗，得到了該翼型不同襟翼開度下的氣動參數。該試驗段吹風速度約80mile／h，動壓為16．37lbf／ft2，Re數約為2．19×106。為簡明，僅以文獻［12］中襟翼下偏30°的NACA23012翼型為例加以驗證。計算模型如圖2所示，其展長為弦長的1％。分別采用常規分塊網格和嵌套網格方法剖分，其展長方向視圖的網格如圖3和圖4所示。邊界層內第一層網格高度為0．001mm，伸展比為1．1，y＋值控制在2附近［13］，整體網格數量均約為280萬，兩側為對稱邊界條件。嵌套網格的優點在于不同舵偏時主體網格可多次使用，只需更改舵面偏轉部分的網格即可，簡單便捷。采用圖3的常規分塊網格和圖4的嵌套網格，襟翼下偏30°時NACA23012翼型升阻特性的數值計算和試驗結果如圖5所示。如圖5（a），采用嵌套網格和常規網格時的升力系數CL數值解基本相當；與試驗值相比，二者能夠較好地反應升力作用規律，線性良好，僅在失速迎角附近曲線趨勢不明顯，這主要在于數值算法對分離流模擬能力的差異，與是否采用嵌套網格無關。如圖5（b），兩種網格對阻力系數CD的計算精度基本無影響。二者在正負大迎角時的模擬值與試驗值的差異較大，但基本趨勢一致。因阻力系數與升力系數相比小一個數量級，其數值模擬也一直是一個難題［14］。圖6和圖7為兩種網格狀態迎角α＝0°時計算模型的馬赫數云圖和襟翼縫隙處的流線圖。經比較，嵌套網格的馬赫數云圖與常規網格基本一致，嵌套網格的結果在搭接面處速度場過度均勻、平緩，效果較好。如圖7（b），搭接面兩側的流線連續性較好，氣流秩序流動；嵌套網格同常規網格一樣，均能捕捉到主翼型下端有形成渦的趨勢，襟翼上表面氣流分離位置一致。綜上可見，采用面搭接嵌套網格計算方法與常規網格計算結果幾乎一致，而嵌套方法的網格處理卻要簡便得多。

4嵌套網格在變前掠翼開裂式方向舵性能計算中的應用

變前掠翼主要操縱面設計如圖8所示。該布局為無尾式，在起降與巡航狀態采用平直翼構型，能充分利用直機翼在亞音速階段的高升阻比特性；在空中格斗時機翼前掠轉換為前掠翼構型，能充分利用前掠翼在亞音速階段緩失速、大迎角機動的優良飛行品質。變前掠翼開裂式方向舵的性能計算，需在不同的舵偏量下計算升阻特性，計算量較大；同時，其特征符合面搭接嵌套網格應用的要求。因而，采用上述計算方法處理。

4．1計算模型開裂式方向舵單側舵面弦線與主機翼截面弦線的夾角為舵偏量δ，計算模型與舵偏量如圖9所示，設計舵偏量δmax＝30°，操縱時可與升降副翼等聯動。

4．2計算網格變前掠翼開裂式方向舵的計算網格如圖10所示，半模網格數量約320萬，邊界層內第一層網格高度控制在0．001mm，以滿足機體表面粘性邊界層的計算要求［15］。操縱面偏轉部分采用嵌套網格處理，并設置面搭接條件以保證搭接面通量守恒。

4．3計算結果圖11和圖12分別為平直翼在Ma＝0．8巡航時和前掠翼在Ma＝0．6格斗時變前掠翼隨開裂式方向舵偏轉的升阻特性曲線。由圖11可見，平直翼巡航時升力系數隨迎角增加而增大，但隨阻力舵的舵偏量基本無變化；其最大升阻比約在4°迎角附近，此時升阻比隨舵偏量的增加而降低，但在大迎角時升阻比隨舵偏量變化不大。由圖12，前掠翼的失速迎角接近40°，可見前掠翼的高機動優勢明顯，常規迎角下其升力系數變化類似平直翼，但大迎角下其值隨舵偏量的增加而略有降低；前掠翼升阻比變化規律同平直翼，大迎角時升阻比更趨于穩定。平直翼在迎角α＝6°和前掠翼在α＝36°時的三維流線圖如圖13所示。由圖13可見，開裂式方向舵打開，平直翼時氣流經過操縱面后，在后緣形成穩定的渦流，對周圍流場影響相對較小；前掠翼大迎角時開裂式方向舵表面氣流產生分離，其流動由翼尖指向翼根，避免了翼尖提前失速引起的操縱效率急劇下降問題，這也可由大迎角時升阻比基本恒定反映出。

在變前掠翼開裂式方向舵數值計算中，機體外形結構較為復雜，若采用常規的分塊網格剖分，不僅需對阻力舵偏轉10°，20°和30°的三個狀態進行全機網格剖分，而且操縱面處結構更加復雜，剖分更困難。而本文采用嵌套網格的處理方法，僅需對一個狀態進行全機網格剖分，而在內空間的開裂式方向舵因拓撲結構簡單，網格剖分的工作量甚小，其工作量僅為常規網格的1／3，計算的偏轉狀態越多，其優勢越加明顯。因此，本文所采用的嵌套網格剖分方法，可顯著提高效率，并起到節約研究費用的目的。5結論主要結論如下：（1）面積加權法能夠保證搭接面兩側的通量守恒傳遞。（2）嵌套網格剖分簡單、便捷，且主體網格可多次使用，效率高。（3）基于面搭接的嵌套式計算方法可行，計算精度與常規網格相當，二者均能較好模擬升阻特性。（4）嵌套網格方法在變前掠翼開裂式方向舵計算中應用良好，前掠翼機翼氣流流動由翼尖指向翼根，避免了翼尖提前失速引起的操縱效率急劇下降的問題，表明了開裂式方向舵在大迎角飛行中使用的有效性。基于面搭接原理嵌套網格計算方法的應用，不僅僅在于翼型等簡單構型偏轉的計算，更在于對復雜飛行器的各種操縱面偏轉時性能的計算，顯見其簡單便捷，不失為一種高效的方法。

作者：王旭于沖蘇新兵陳鵬單位：空軍工程大學71003893286部隊