半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究

第３４卷第４期　空气动力学学报　Ｖｏ１．３４。Ｎｏ．４　Ａｕｇ．，２０１６　２０１６年Ｏ８月　ＡＣＴＡ　ＡＥＲｏＤＹＮＡＭＩＣＡ　ＳＩＮＩＣＡ　文章编号：０２５８—１８２５（２０１６）０４—０４５６—０５　半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究　刘　月０，洪俊武，李　伟　，杨小川　（中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，四川绵阳　６２１Ｏ００）　摘　要：基于雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程和拼接结构网格技术，采用ＭＵＳＣＬ格式和ＳＳＴ湍流模型，研究了网　格密度对半展长襟翼梯形翼高升力构型的数值模拟结果的影响。相应的风洞试验是１９９８年在ＮＡＳＡ　Ａｍｅｓ　１２英　尺增压风洞（ＰＷＴ）中完成的，试验结果包括了总体气动特性、压力分布。研究内容主要包括网格密度对收敛历程、　气动力特性、压力分布和表面流线的影响，以及气动力特性随迎角的变化。研究表明，Ｍａ＝０．１５，　１６．７。时，网格　密度对收敛历程、典型站位压力分布和表面流态基本没有影响，气动力特性随网格密度单调变化；采用不同密度的　网格，典型剖面的压力分布与试验结果吻合良好；与修正后的试验数据相比较，数值模拟得到的失速迎角前的气动　力系数与试验结果吻合良好。　关键词：梯形翼；网格规模；数值模拟；气动特性；压力分布　中图分类号：Ｖ２１１．３　文献标识码：Ａ　ｄｏｉ：１０．７６３８／ｋｑｄｌｘｘｂ－２０１５．００４９　Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｔｒａｐ　ｗｉｎｇ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　Ｌｉｕ　Ｇａｎｇ，Ｈｏｎｇ　Ｊｕｎｗｕ，Ｌｉ　Ｗｅｉ　，Ｙａｎｇ　Ｘｉａｏｃｈｕａｎ　（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ　Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ　ｏｆ　Ｃｈｉｎａ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓ　Ｒｅｓｅａｒｃｈ　ａｎｄ　Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ　Ｃｅｎｔｅｒ，Ｍｉａｎｙａｎｇ　６２１０００，Ｃｈｉｎａ）　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｂａｓｅｄ　ｏｎ　ｔｈｅ　Ｒｅｙｎｏｌｄｓ—ａｖｅｒａｇｅｄ　Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳ）ｅｑｕａｔｉｏｎｓ　ａｎｄ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄ　ｇｒｉｄ（ｓｕｒｆａｃｅ　ｔｏ　ｓｕｒｆａｃｅ）ｔｅｃｈｎｉｑｕｅ，ｔｈｅ　ｅｆｆｅｃｔ　ｏｆ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｇｒｉｄ　ｄｅｎｓｉｔｙ　ｏｎ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｏｆ　ａ　ｐａｒｔ—ｓｐａｎ　ｔｒａｐ　ｗｉｎｇ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　ｉｓ　ａｎａｌｙｚｅｄ　ｗｉｔｈ　ＭＵＳＣＬ　ｓｃｈｅｍｅ　ａｎｄ　ＳＳＴ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ　ｍｏｄｅ１．　Ｔｈｅ　ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ　ｗａｓ　ａｃｃｏｍｐｌｉｓｈｅｄ　ｉｎ　ＮＡＳＡ　Ａｍｅｓ　１２　ＰＷＴ　ｉｎ　１９９８，ｔｈｅ　ｅｘｐｅｒｉ—　ｍｅｎｔａｌ　ｄａｔａ　ｉｎｃｌｕｄｅｄ　ｔｈｅ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｓ　ａｎｄ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　Ｔｈｅ　ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ　ｒｅｓｅａｒｃｈ　ｗｏｒｋ　ｉｎｃｌｕｄｅｓ　ｔｈｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　ｇｒｉｄ　ｄｅｎｓｉｔｙ　ｏｎ　ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ　ｈｉｓｔｏｒｙ，ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒ，ｐｒｅｓ—　ｓｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓ．Ｔｈｅ　ｖａｒｉａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｓ　ｗｉｔｈ　ｔｈｅ　ａｎｇｌｅｓ　ｏｆ　ａｔｔａｃｋ　ｉｓ　ａｌｓｏ　ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｍｅｄｉｕｍ　ｇｒｉｄ．Ｔｈｅ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｒｅｓｕｌｔｓ　ｉｎｄｉｃａｔｅ　ｔｈａｔ　ｔｈｅ　ｇｒｉｄ　ｄｅｎｓｉ—　ｔｙ　ｈａｓ　ｌｉｔｔｌｅ　ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｎ　ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ　ｈｉｓｔｏｒｙ，ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｎｄ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓ　ａｔ　ｔｈｅ　ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ　ｏｆ　Ｍａ一０．１５，ａ一１６．７。，ａｎｄ　ｔｈｅ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｓ　ｖａｒｙ　ｍｏｎｏｔｏｎｏｕｓｌｖ　ｗｉｔｈ　ｔｈｅ　ｇｒｉｄ　ｄｅｎｓｉｔｙ．Ｃｏｍｐａｒｅｄ　ｗｉｔｈ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｄａｔａ，ｔｈｅ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓ　ｗｉｔｈ　ｄｉｆｆｅｒ—　ｅｎｔ　ｇｒｉｄｓ　ａｒｅ　ｑｕｉｔｅ　ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ　ａｔ　ｔｈｅ　ｔｙｐｉｃａｌ　ｓｐａｎ　ｓｅｃｔｉｏｎｓ，ｔｈｅ　ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓ—　ｔｉｃｓ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｍｅｄｉｕｍ　ｇｒｉｄ　ａｒｅ　ｉｎ　ｇｏｏｄ　ａｇｒｅｅｍｅｎｔ　ｗｉｔｈ　ｃｏｒｒｅｃｔｅｄ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｄａｔａ　ｂｅｆｏｒｅ　ｓｔａｌ１．　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｔｒａｐ　ｗｉｎｇ；ｇｒｉｄ　ｄｅｎｓｉｔｙ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒ；ｐｒｅｓｓｕｒｅ　ｄｉｓｔｒｊｂｔａｔｉｏｎ　０　引　基于Ｒｅｙｎｏｌｄｓ－Ａｖｅｒａｇｅｄ　Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＲＡＮＳ）方　到飞行器设计工程师的认可，但采用ＲＡＮＳ方程模　拟高升力构型的可信度水平依然很低，采用ＣＦＤ手　段尚很难准确模拟高升力构型的最大升力系　数及失速迎角，特别是对于存在明显分离区的复杂流　程预测运输机巡航构型气动特性的能力已经逐步得　收稿日期：２０１５－０５—０７；　修订日期：２０１６－０６—１６　基金项目：国家重点基础研究发展计划（２Ｏ１４ＣＢ７４４８Ｏ３）　作者简介：刘剐（１９６４一），博士，研究员，研究方向：计算空气动力学．Ｅ—ｍａｉｌ：ｌｉｕｇａｎｇｄｙｒ＠１６３．ｃｏｍ　通信作者：李伟　（１９８６一），男，四川梓潼人，博士生，研究方向：计算流体力学．Ｅ—ｍａｉｌ：ｋｕａｉｌｅ０６＠１６３．ｃｏｍ　引用格式：刘刚，洪俊武・李伟，等．半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究ＥＪ］．空气动力学学报，２０１６，３４（４）：４５６—４６０．　ｄｏｉ：１０．７６３８／ｋｑｄｌｘｘｂ一２０１５．００４９　Ｌｉｕ　Ｇ，Ｈｏｎｇ　Ｊ　Ｗ。Ｌｉ　Ｗ，ｅｔ　ａ１．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｐａｒｔ—ｓＰａｎ　ｆ１ａｐ　ｔｒａｐ　ｗｉｎｇ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａ　ｔｉｏｎＩ－Ｊ］．Ａｃｔａ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａ　Ｓｉｎｉｃａ，２０１６，３４（４）：４５６—４６０．　第４期　刘　刚等：半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究　４５７　动，准确预测分离流动的开始和发展，以及雷诺数效　应依然是ＣＦＤ的难点之一ｌ＿１　］，为了研究高升力构型　的流动机理，提高ＣＦＤ软件的数值模拟精度，空气动　力学的试验工作者和ＣＦＤ工作者付出了巨大的努　力Ｌ３　］，高升力构型的数值模拟也是许多ＣＦＤ可信度　专题会议的主题ｌ６。］。　梯形翼模型是ＣＦＤ工作者广泛采用的典型运输　表ｌ　半展长梯形翼模型外形参数　Ｔａｂｌｅ　ｌ　Ｓｕｍｍａｒｙ　ｏｆ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｍｏｄｅｌ　ｇｅｏｍｅｔｒｙ　模型半展长　平均气动弦长　半模参考面积　展弦比　２．１６１５４ｍ　１．００５８４ｍ　２．０４６ｍ２　４．５６　３３．９。　前缘后掠角　机高升力构型确认算例之一，该构型具有全展长襟翼　与半展长襟翼两种构型。２０１０年６月，ＡＩＡＡ的第　一１／４弦线后掠角　梢根比　缝翼弦长　３０。　０．４　届高升力预测研讨会选择了“全展长”高升力构型　０．１２７ｍ　作为研究对象　］。风洞试验于１９９８年和２００２年，在　ＮＡＳＡ　Ｌａｎｇｌｅｙ　１４×２２英尺亚声速风洞和ＮＡＳＡ　Ａｍｅｓ　１２英尺增压风洞（ＰＷＴ）中完成［ｇ。　。ＰｗＴ　风洞试验的马赫数为０．１５，雷诺数范围为３．４×１ｏ　～１４．７×１０　；ＮＡＳＡ　Ｌａｎｇｌｅｙ　１４×２２英尺亚声速风　　’｝＼　ｊ　．洞试验的马赫数为０．２，雷诺数为４．３×１０　。试验的　目的就是为ＣＦＤ软件的验证和确认提供尽可能详尽　的试验数据。王运涛等Ｌｌ　基于亚跨超ＣＦＤ软件平　台（ＴＲＩＰ），对于全展长襟翼的梯形翼构型，研究了网　Ｉ　叠　‘ｊ　图ｌ半展长襟翼模型在ＰＷＴ风洞中的安装照片　Ｆｉｇ．１　Ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　ｉｎ　ＰＷＴ　ｔｅｓｔ　ｓｅｃｔｉｏｎ　格规模、湍流模型、转捩模型等多种因素对数值模拟　结果的影响。洪俊武等ＬＪ　３］采用拼接结构网格技术初　步模拟了“半展长”襟翼梯形翼构型的气动特性和压　力分布特性。　本文采用拼接结构网格技术和有限体积方法，通　过求解三维任意坐标系下的ＲＡＮＳ方程，主要研究　了网格规模对半展长襟翼梯形翼构型收敛历程、气动　２计算网格与计算方法　采用商业软件生成多块拼接网格（ｓｕｒｆａｃｅ　ｔＯ　ｓｕｒｆａｃｅ），在襟翼的剪刀缝处采用拼接网格拓扑以准　确模拟剪刀缝，提高网格质量并有效降低网格规模。　为了开展网格收敛性研究，本文生成了三套不同密度　的拼接结构网格，单元规模分别为５０５万、１３４２万和　４０４１万，三套网格的具体参数见表２，中等网格的表　面及截面网格见图２。　表２半展长梯形翼结构网格参数　Ｔａｂｌｅ　２　Ｇｒｉｄ　ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ　ｏｆ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　特性、压力分布、表面流态等影响，采用中等网格给出　了气动特性随迎角的变化。通过与相应的试验结果　比较，确认了本文采用的计算方法模拟复杂高升力构　型的能力，得到了一些有价值的结论。　半展长襟翼高升力构型　半展长襟翼梯形翼高升力构型是安装在机身上　的大弦长、三段构型。机翼没有扭转、没有上反角，采　用大弦长和相对较小展弦比。半展长襟翼高升力构　型的前缘缝翼与后缘襟翼的偏角分别为３Ｏ。和２５。，　前缘缝翼的缝隙与高度均为０．０１５ｃ（其中Ｃ为平均气　动弦长）；后缘襟翼的缝隙与重叠量分别为０．０１５ｃ和　０．００５ｃ，后缘襟翼的展向长度大约是机翼展长的一　半，并置于机翼的中间位置，该构型为典型的着陆构　型。表１给出了半展长梯形翼高升力构型的基本参　数。图１给出了模型在Ａｍｅｓｌ２英尺ＰｗＴ风洞中　的安装照片。　图２半展长襟翼梯形高升力计算构型网格图　Ｆｉｇ．２　Ｇｒｉｄ　ｆｏｒ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　４５８　空气动力学学报　第３４卷　本项研究采用有限体积法和结构网格技术求解　ＲＡＮＳ方程。ＲＡＮＳ方程无粘项的离散采用二阶精　度ＭＵＳＣＬ（Ｍｏｎｏｔｏｎｉｃ　Ｕｐｗｉｎｄ　Ｓｃｈｅｍｅ　ｆｏｒ　Ｃｏｎｓｅｒ—　缝翼、主翼和襟翼上的『玉力分布在定性与定量两个方　面均与试验结果吻合良好。粗网格上表面的压力峰　值略微偏低，该现象在襟翼上表现的更为明显。而中　等网格与密网格的计算结果基本一致。这与靠近翼梢　ｖａｔｉｏｎ　Ｌａｗｓ）型ＲＯＥ格式　．粘性项的离散采用二　阶中心格式．湍流模型采用Ｍｅｎｔｅｒ’ｓ　ＳＳｑ、（Ｓｈｅａｒ　处剪刀缝引起的脱体旋涡的模拟强度有关。网格密　度对８５　站位上二的压力分布影响规律类似，整体来　说计算与试验结果吻合良好，粗网格上表面压力峰值　表３　半展长襟翼构型气动特性　Ｔａｂｌｅ　３　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｓ　ｏｆ　Ｓｔｒｅｓｓ　Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ）两方程模型【　，离散方程组的求解　采用Ｉ　Ｕ—ＳＧＳ（Ｌｏｗｅｒ—Ｕｐｐｅｒ　Ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ　Ｇａｕｓｓ—Ｓｅｉ—　ｄｅｌ　ｍｅｔｈｏｄ）方法～　，并采用多重网格技术、预处理　技术和大规模并行技术加速收敛。　３网格收敛性研究　本节采用第２节的三套计算网格开展了网格收　敛性研究，压力分布试验结果采用了ＰＷＴ　１２英尺　风洞的结果。计算来流条件为：Ｍａ一０．１５，Ｒｅ一　１．５１×ｌＯ　。ａ一１６．７。。　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　３．１　收敛历程的比较　图３给出了粗、中、细三套不同网格密度下的升　力系数迭代收敛历程。其中横坐标为迭代步数（Ｉｔｅｒａ—　ｔｉｏｎ），纵坐标为升力系数（Ｃ，　）。可以看到，中等网格　的收敛最快、密网格次之、粗网格最慢，在迭代２０００　步以后升力系数均收敛。粗网格结果收敛较慢的原　因是因为这套网格是在密网格基础上粗化得到的，只　能采用２重网格进行收敛加速；而中等网格和密网格　均采用的是３重网格计算，因此收敛速度反而更快。　４　ｏ　２０００　４０００　Ｊｔｅｒａｔｉｏｎ　６０００　８０００　图３　不同网格密度下的升力系数迭代收敛历程　Ｆｉｇ－３　Ｃｏｎｖｅｒｇｅｎｃｅ　ｈｉｓｔｏｒｙ　ｏｆ　ｌｉｆｔ　ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ　ｏｎ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｇｒｉｄｓ　（ｂ）ｍａｉｎ　３．２气动力系数　表３给出了采用粗、中、细三套不同密度的网格　得到的半展长襟翼梯形翼高升力构型的气动特性。　可见升力系数（Ｃ　）、阻力系数（ｃ。）和俯仰力矩系数　（（一，　）绝对值等随网格密度的增加是单调增加的，计　算结果具有网格收敛性。　３．３压力系数　图４、图５给出了采用不同规模网格得到的展向　５Ｏ　站位和８５　站位上的压力分布计算结果与相应　风洞试验结果的比较。可以看到在５Ｏ％的站位上，　（ｃ）ｆｌａｐ　图４　不同网格密度下５０％站位上的压力分布　Ｆｉｇ・４　Ｃｐ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｔ　５ｏ％ｓｐａｎ　ｓｅｃｔｉｏｎｓ　ｏｎ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｇｒｉｄｓ　第４期　刘　刚等：半展长襟翼梯形翼构型数值模拟技术研究　４５９　（Ｃ）｛ｉｎｅ　图６半展长襟翼高升力构型表面流线　Ｆｉｇ．６　Ｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｓ　ｏｎ　ｔｈｅ　ｕｐｐｅｒ　ｓｕｒｆａｃｅ　ｏｆ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　表面极限流线和压力云图。在后缘襟翼靠近翼梢一　侧，网格密度对梯形翼上表面的局部分离流动略有影　响。采用粗网格得到的局部分离区略大一些，而中等　网格和密网格得到的局部分离区大小基本一致；在梯　形翼上表面的其他部分，网格密度对梯形翼上表面的　流动基本没有影响。　图５　不同网格密度下８５％站位上的压力分布　Ｆｉｇ．５　Ｃｐ　ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ　ａｔ　８５％ｓｐａｎ　ｓｅｃｔｉｏｎｓ　ｏｎ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ　ｇｒｉｄｓ　４气动特性随迎角的变化　图７给出了中等网格规模下，半展长襟翼构型的　升力、阻力和俯仰力矩系数随迎角的变化曲线，同时　给出了ＰｗＴ风洞的试验结果，其中试验结果经过了　洞壁干扰修正，本文的计算则没有考虑洞壁的影响。　风洞试验的迎角范围为一４．２５。～２３．４５。，数值模拟　则一直计算到了３８。失速迎角附近。２４。迎角以下，本　略低。由于该站位没有襟翼，因此粗网格结果中，　５０　站位上的襟翼压力峰值偏低问题没有出现。　３．４表面流态　图６给出了不同网格密度下半展长襟翼构型的　ｒ　ｖ　同　巴：盛■●■■■■＿■■　，０ｉ；；４４５５６６７７　８　，　５　Ｓ０ＳＯ５０５０５０５Ｏ５Ｏ５　Ｃ　目　Ｈ—１．０　ａ／（。）　（ａ）ｃｏａｒｓｅ　（ａ）ｌｉｆｔ　ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ　口，（。）　（ｂ）ｍｅｄｉｕｍ　（ｂ）ｄｒａｇ　ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ　４６Ｏ　空气动力学学报　第３４卷　ｒｅｖｉｅｗ　ｏｆ　ｐｒｅｓｅｎｔ　ＣＦＤ　ｃａｐａｂｉｌｉｔｙ［Ｊ］．Ｐｒｏｇｒｅｓｓ　ｉｎ　Ａｅｒｏｓｐａｃｅ　Ｓｃｉｅｎｃｅｓ，２００２　３８：１４５—１８Ｏ．　Ｉｓ］　Ｔｉｎｏｅｏ　Ｅ　Ｎ，Ｂｏｇｕｅ　Ｄ　Ｒ，Ｐｒｏｇｒｅｓｓ　ｔｏｗａｒｄ　ＣＦＤ　ｆｏｒ　ｆｕｌｌ　ｆｌｉｇｈｔ　ｅｎｖｅｌｏｐｅ［Ｊ］．Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ　Ｊｏｕｒｎａｌ，２００５，１０９；４５ｌ＿４６０．　［４］　Ｒｏｇｅｒｓ　Ｓ　Ｅ．Ｒｏｔｈ　Ｋ．Ｎａｓｈ　Ｓ　Ｍ．Ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ　ｏｆ　ｃｏｍｐｕｔｅｄ　ｈｉｇｈ—　ｌｉｆｔ　ｆｌｏｗｓ　ｗｉｔｈ　ｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔ　ｗｉｎｄ—ｔｕｎｎｅｌ　ｅｆｆｅｃｔ［Ｊ］．ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒ—　ｎａｌ，２００１，３９（１０）：１８８４—１８９２．　［５］　Ｒｕｍｓｅｙ　Ｃ　Ｉ。。Ｇａｔｓｋｉ　Ｔ　Ｂ，Ｓｕｓａｎ，ｅｔ　ａ１．Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｈｉｇｈ—ｌｉｆｔ　ｆｌｏｗｓ　ｕｓｉｎｇ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｔ　ｃｌｏｓｕｒｅ　ｍｏｄｅｌｓ．ＡＩＡＡ一９７—２２６０［Ｒ］．Ｒｅ—　ｓｔｏｎ：ＡＩＡＡ，１９９７．　ａｌ（。）　（ｃ）ｍｏｍｅｎｔ　ｅｏｄｆｉｅｉｅｎｔ　ｋ　Ｒ．Ｖｏｎ　Ｇｅｙｒ　Ｈ　Ｆｒｈｒ．Ｔｈｅ　Ｅｕｒｏｐｅａｎ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ　ｐｒｏｊｅｃｔ　［６］　ＲｕｄｎｉＥＵＲＯＬＩＦＴ　ＩＩ—ｏｂｊｅｃｔｉｖｅｓ．ａｐｐｒｏａｃｈ．ａｎｄ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．ＡＩＡＡ　２００７—４２９６［Ｒ］．Ｒｅｓｔｏｎ：ＡｌＡＡ，２００７．　［７］　Ｒｕｍｓｅｙ　Ｃ　Ｉ　，Ｌｏｎｇ　Ｍ，Ｓｔｕｅｖｅｒ　Ｒ　Ａ．Ｓｕｍｍａｒｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｆｉｒｓｔ　ＡＩＡＡ　ＣＦＤ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ　ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ　ｗｏｒｋｓｈｏｐ（ｉｎｖｉｔｅｄ）．ＡＩＡＡ　图７半展长襟翼构型气动力系数与试验的｝￡较　Ｆｉｇ．７　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃ　ｃｈａｒａｃｔｅｒｓ　ｆｏｒ　ｐａｒｔ－ｓｐａｎ　ｆｌａｐ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　２０１１－９３９［Ｒ］．Ｒｅｓｔｏｎ：ＡＩＡＡ，２０１１．　ｏｔｎｉｅｋ　Ｊ　Ｐ，Ｈａｎｎｏｎ　Ｊ　Ａ，Ｃｈａｆｆｉｎ　Ｍ．Ｏｖｅｒｖｉｅｗ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｆｉｒｓｔ　［８］　ＳｌＡＩＡＡ　ＣＦＤ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ　ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ　ｗｏｒｋｓｈｏｐ（ｉｎｖｉｔｅｄ）．　Ａ１ＡＡ　文计算得到的纵向气动特性与经过洞壁干扰修正的　试验数据吻合良好，表明本文方法对此类问题的计算　具有良好的适用性。　２０１卜８６２［Ｒ３．Ｒｅｓｔｏｎ：ＡＩＡＡ，２０１１．　［９］　Ｊｏｈｎｓｏｎ　Ｐ　Ｌ．Ｊｏｎｅｓ　Ｋ　Ｍ，Ｍａｄｓｏｎ　Ｍ　Ｄ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｉｎｖｅｓｔｉ—　ｇａｔｉｏｎ　ｏｆ　ａ　ｓｉｍｐｌｉｆｉｅｄ　３Ｄ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ　ｉｎ　ｓｕｐｐｏｒｔｏｆ　ＣＦＤ　ｖａｌｉｄａｔｉｏｎ．ＡＩＡＡ　２０００—４２１７ＪＲ］．Ｒｅｓｔｏｎ：ＡＩＡＡ，２０００．　５　结　论　本文采用拼接结构网格技术，通过求解任意坐标　系下的ＲＡＮＳ方程，数值模拟了半展长襟翼梯形翼　构型的三维复杂流场。通过与试验结果相比较，得到　以下一些基本结论：　ｎｓ　Ｉ　Ｎ，ｅｔ　ａＬ．Ｔｒａｐｅｚｏｉｄａｌ　［ｉｏ］　Ｈａｎｎｏｎ　Ｊ　Ａ，Ｗａｓｈｂｕｒｎ　Ａ　Ｅ，Ｊｅｎｋｉｗｉｎｇ　ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ　ｒｅｐｅａｔａｂｉｌｉｔｙ　ａｎｄ　ｖｅｌｏｃｉｔｙ　ｐｒｏｆｉｌｅｓ　ｉｎ　ｔｈｅ　１　４一　ｂｙ－２２一ｆｏｏｔ　ｓｕｂｓｏｎｉｃ　ｔｕｎｎｅｌ（ｉｎｖｉｔｅｄ）．ＡＩＡＡ　２０１２－０７０６　ｒＲ］．　Ｒｅｓｔｏｎ：ＡＩＡＡ，２Ｏ１２．　ｎｆｌｕｅｎｃｅ　ｏｆ　［１１］　Ｗａｎｇ　Ｙｕｎｔａｏ，Ｈｏｎｇ　Ｊｕｎｗｕ，Ｍｅｎｇ　Ｄｅｈｏｎｇ．Ｔｈｅ　ｉｔｕｒｂｕｌｅｎｔ　ｍｏｄｅｌｓ　ｔｏ　ｔｒａｐ　ｗｉｎｇ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ａｃｔａ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍ—　ｉｃａ　Ｓｉｎｉｃａ．２０１３，３１（１）：５２—５５．（ｉｎ　Ｃｈｉｎｅｓｅ）　１）网格密度对收敛历程基本没有影响；网格密　度对上表面压力峰值和５０　站位襟翼上表面的压力　分布略有影响，计算结果与试验结果基本吻合；网格　密度对襟翼外侧的局部分离区大小略有影响；纵向气　动力系数随网格密度增加而单调变化；　王运涛．洪俊武，　德虹．湍流模型对梯形翼高升力构型的影　响［Ｊ］．空气动力学学报，２０１３，３１（Ｉ）：５２—５５．　　Ｓｏｎｇ，Ｍｅｎｇ　Ｄｅｈｏｎｇ，ｅｔ　ａ１．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ　ｓｔｕｄｙ　［ｉ２１　Ｗａｎｇ　Ｙｕｎｔａｏ．Ｌｊｏｎ　ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ　ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ　ｏｆ　ｔｈｅ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ　ｔｒａｐｅｚｏｉｄａｌ　ｗｉｎｇ　ｃｏｎ—　ｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ａｃｔａ　Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａ　ｅｔ　Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａ　Ｓｉｎｉｃａ，２０１４．　３５（１２）：３２１３－３２２１．　王运涛，李松，孟德虹．等．梯形翼高升力构型的数值模拟技　术［Ｊ］．航空学报，２０ｌ４．３５（１２）：３２ｌ３－３２２１．　ｃａｌ　ｒｅ—　［１３］　Ｈｏｎｇ　Ｊｕｎｗｕ．Ｗａｎｇ　Ｙｕｎｔａｏ，Ｍｅｎｇ　Ｄｅｈｏｎｇ．Ｎｕｍｅｒｉｓｅａｒｃｈ　ｏｆ　ｈｉｇｈ—ｌｉｆｔ　ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎｓ　ｂｙ　ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｄ　ｍｅｓｈ　ｍｅｔｈｏｄ　２）与修正后的试验数据相比较，数值模拟得到　的失速迎角前的升力、阻力和力矩系数均与试验结果　吻合良好。　［Ｊ１．Ａｃｔａ　Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃａ　Ｓｉｎｉｅａ．２０１３，３ｌ（１）：７５—８１．（ｉｎ　Ｃｈｉ—　ｎｅｓｅ）　本文的数值实践表明，本项研究采用的拼接结构　网格技术和计算方法可以为大飞机的增升装置气动　设计提供技术支持。　洪俊武，王运涛，孟德虹．结构网格方法对高升力构型的应用　研究［Ｊ］．空气动力学学报，２０１３，３１（１）：７５—８１．　　ｔｈｅ　ｕｌｔｉｍａｔｅ　ｃｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ　ｄｉｆｆｅｒｅｎｃｅｓｓ—　［１４１　Ｖａｎ　Ｌｅｅｒ　Ｂ．Ｔｏｗａｒｄｓｃｈｅｍｅ　ＩＩ，ｍｏｎｏｔｉｃｉｔｙ　ａｎｄ　ｃｏｎｓｅｒｖａｔｉｏｎ　ｃｏｍｂｉｎｅｄ　ｉｎ　ａ　ｓｅｃｏｎｄ　ｏｒ—　ｄｅｒ　ｓｃｈｅｍｅ［Ｊ］．Ｊ．Ｃｏｍｐ．Ｐｈｙｓ．．ｔ９７４．１４：３６卜３７０．　参　考　文　献：　ｏｔｎｉｃｋ　Ｊ，Ｋｈｏｄａｄｏｕｓｔ　Ａ，Ａｌｏｎｓｏ　Ｊ．ｅｔ　ａ１．ＣＦＤ　ｖｉｓｉｏｎ　２０３０　［１］　Ｓｔｅｒ　Ｆ　Ｒ．Ｔｗｏ　ｅｑｕａｔｉｏｎ　ｅｄｄｙ　ｖｉｓｃｏｓｉｔｙ　ｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅ　ｍｏｄｅｌｓ　ｆｏｒ　［１　５］　Ｍｅｎｔｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ　ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎ［Ｊ］．ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒｎａ１．１９９４，３２（８）：１５９８一　ｌ６０５．　ｓｔｕｄｙ：ａ　ｐａｔｈ　ｔｏ　ｒｅｖｏｌｕｔｉｏｎａｒｙ　ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ　ａｅｒｏｓｃｉｅｎｃｅｓ［Ｒ］．　ＮＡＳＡ／ＣＲ一２０１４－２１８１７８．Ｈａｍｐｔｏｎ：ＮＡＳＡ．２０１４．　［Ｉ６］　Ｙｏｏｎ　Ｓ，Ｊａｍｅｓｏｎ　Ａ．Ｌｏｗｅｒ—ｕｐｐｅｒ　ｓｙｍｍｅｔｒｉｃ　Ｇａｕｓｓ－Ｓｅｄｉｅｌ　ｍｅｔｈｏｄ　ｆｏｒ　ｔｈｅ　Ｅｕｌｅｒ　ａｎｄ　Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ　ｅｑｕａｔｉｏｎ［Ｊ］．ＡＩＡＡ　Ｊｏｕｒｎａｌ，１９８８，２６（９）：ｌ０２５一ｌＯ２６．　［２］　Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ　Ｌ　Ｒｕｍｓｅｙ．Ｓｕｓａｎ　Ｘ　Ｙｉｎｇ．Ｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎ　ｏｆ　ｈｉｇｈ　ｌｉｆｔ：