DLR—F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究

摘要： 本文选用DLR-F6翼身组合体模型， 分析了不同类型网格及湍流模型对机翼表面压力分布和翼根分离区的预测精度影响。 分析结果表明， 六面体、 四面体和多面体网格预测得到的机翼表面压力分布和翼根分离区大小基本一致， 在保证相同计算结果精度的前提下， 多面体网格使用的网格单元数量最少， 计算效率最高， 且网格生成十分方便。 此外， S-A， SST和RSM湍流模型均能较准确地预测出DLR-F6机翼表面压力分布， 但S-A和SST湍流模型预测得到的翼根处分离区较实验结果明显偏大， 而RSM湍流模型预测结果与实验结果更加吻合。 从湍流模型构造上分析发现， S-A和SST模型基于湍流各向同性假设， 忽略了角区分离流动处的雷诺正应力之差， 而RSM湍流模型由于反映了雷诺应力的各向异性， 因此预测得到的翼根处分离区与实验结果更加接近。

关键词： DLR-F6； 计算网格； 湍流模型； 多面体网格； 分离区

中图分类号： V211.3； O354.4文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2017）05-0060-080引言

为了更好地评估计算流体力学（Computational Fluid Dynamics， CFD）技术在亚音速飞机阻力预测方面的应用情况， 从2001年到2016年， 美国航空航天学会（American Institute of Aeronautics and Astronautics， AIAA）应用空气动力学技术委员会（Applied Aerodynamics Technical Committee）共组织召开了六次阻力预测会议（Drag Prediction Workshop， DPW）[1]。 会议邀请全世界的高校、 研究院所、 工业部门参加， 前三届会议统一选用德国宇航公司（Deutsches Zentrum für Luftund Raumfahrt， DLR）的翼身组合模型， 从第四届会议开始， 改用波音公司和NASA共同设计的CRM（Common Research Model）模型。 选用这两种模型是因为其外形简单、 实用， 并且试验数据丰富、 可靠， 已被欧洲广泛用于 CFD 的验证与确认[2]。

第一届DPW会议选用DLR-F4翼身组合体作为标准算例， 考核的内容包括升力、 阻力和俯仰力矩， 重点是阻力数据。 会上18个单位采用14种软件提供了不同的计算结果[3]。 第二届DPW会议则采用DLR-F6翼/身/舱/架（wingbodynacellepylon， WBNP）组合体作为算例， 重点关注阻力计算精度、 网格收敛性和吊舱/挂架对阻力系数的影响， 此次会议上共有22个研究机构提供了20种内容CFD 软件的计算结果[4]。 随着计算精度的不断提高、 网格质量的不断优化， DPW会议的考核亦随之变化， 第三届会议上明确将升阻力数据、 网格分辨率和网格收敛性的关系作为考核内容[5]。 第四届和第五届会议[6-7]则将CRM模型平尾的下洗

收稿日期： 2017-03-16

基金项目： 航空科学基金项目（20130179002）

作者简介： 孙悦（1993-）， 女， 山东德州人， 硕士研究生， 研究方向为空气动力学与流体力学。

引用格式： 孙悦， 李仁府， 熊有德， 等. DLR-F6外形计算网格及湍流模型影响因素研究[ J]. 航空兵器， 2017（ 5）： 60-67.

Sun Yue， Li Renfu， Xiong Youde， et al. Research on Influencing Factors of Computational Mesh and Turbulence Model on DLRF6 Configuration[ J]. Aero Weapoy， 2017（ 5）： 60-67. （ in Chinese）

效应、 翼身融合处分离流效应及雷诺数效应等均作为考核内容。 而2016年结束的第六届DPW会议则进一步考虑了CRM模型静态气弹问题以及气动/结构耦合问题[8]。

鉴于CFD技术在航空航天应用领域的重要性， 自DPW会议召开以来， 国内一直在积极关注并参与该会议。 2011年， 北京航空航天大学的阎超等人[9]对前四次DPW会议进行了综述性介绍， 并对会议的结果和结论进行详细评述， 提出国内在CFD验证与确认问题上还需要开展深入广泛的研究工作。 中国空气动力研究与发展中心的王运涛等人采用自研的“亚跨超CFD软件平台”（TRIP2.0）对DLR-F6进行数值模拟， 分析了多块对接网格的不同网格密度、 湍流模型对DLR-F6总体气动性能和压力分布的影响[10]； 之后， 进一步采用高阶精度数值离散格式对DLR-F6气动性能进行了模拟， 表明高阶精度计算方法显著提高了气动力系数的模拟精度[11]。 西安电子科技大学的郑秋亚等人[12]采用DPW会议官方提供的多块对接网格， 比较了不同湍流模型得到的機翼表面压力系数， 发现湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上， 对升力影响较小， 对阻力（尤其是摩擦阻力）影响显著， 同时对翼根处的流动分离亦有一定影响。 此外， 国内的张耀冰[13]、 张宏[14]、 董义道[15]等人也做了不少相关的研究工作。

然而， 国内的研究在网格验证方面大多数针对六面体结构网格和四面体非结构网格， 在湍流模型验证方面主要针对S-A（SpalartAllmaras）、 SST（Shear Strain Transport）等涡粘性湍流模型， 对目前兴起的多面体网格以及能更加准确预测分离区的雷诺应力模型（Reynolds Stress Model， RSM）研究较少。 因此， 本文的主要工作分为两部分， 首先， 分析不同类型网格（六面体、 四面体和多面体）对DLR-F6模型表面压力以及翼根处分离区的预测性能。 其次， 分析不同湍流模型（S-A， SST和RSM）对DLR-F6模型表面压力以及翼根处分离区的预测性能； 其中， 对分离区的预测结果差异会进行详细的理论分析。