战斗机垂尾脉动压力数值模拟

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1、航空学报ActaAeronauticaelAstronaulicaSinicaAug252016V01．37No．82472-2480ISSN1000—6893CN11-1929／Vhttp：／／hkxbbuaaedu．cnhkxb@buaaedu．cn战斗机垂尾脉动压力数值模拟孟德虹1，孙岩2，王运涛1’*，李伟11．中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，绵阳6210002．中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳621000摘要：在亚跨超计算流体力学(CFD)软件平台(TRIP)上开发了基于RANS／I。ES混合思路的IDDES流动模拟技术，并通过NACA0

2、021翼型60。大迎角分离流动与串列圆柱绕流模拟对RANS／LES混合方法的精确度进行了验证，针对某战斗机外形的垂尾脉动压力开展了数值模拟研究。战斗机来流马赫数为0．1，基于全机长度的雷诺数为2×106，模型迎角为20。、30。和40。。分别通过脉动压力系数、脉动压力功率谱密度、空间流动结构以及侧向力响应曲线等对战斗机的垂尾脉动压力进行了分析。脉动压力模拟结果表明：当垂尾完全沉浸在边条翼脱体涡破碎后的宽频湍流脉动气流中时，垂尾翼梢位置的脉动压力会发生明显的增大。关键词：战斗机；垂尾；脉动压力；RANS／I。ES；计算流体力学(CFD)中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：10

3、006893(2016)08—2472—09为了提高机动性和操纵性，现代高性能战斗机普遍采用边条翼／垂直尾翼的气动布局。大后掠角的边条翼在前缘位置产生高强度的脱体涡，为主机翼上方的气流提供能量，延迟主机翼上的流动分离，提高主机翼的升力。但随着战斗机迎角的增加，边条翼产生的脱体涡会在垂尾前方发生破裂，使战斗机垂尾沉浸在宽频的湍流脉动中，从而诱导垂尾发生抖振[1。2]。垂尾抖振会引起结构疲劳破坏，甚至导致飞行事故发生。战斗机设计前，需要对垂尾抖振边界与抖振响应进行准确预测，避免战斗机在飞行包线内长时间处于抖振区域飞行，提高飞机的安全性能和使用寿命。大量的研究结果表明，垂尾抖振是由边条涡破裂

4、导致的垂尾表面脉动压力引起的。因此，垂尾表面脉动压力的预测是判断抖振起始边界、分析抖振响应特性及研究抖振作用机理的关键口4]。目前，垂尾表面脉动压力预测主要有风洞试验和数值计算两种方法。风洞试验方法凹1通过在垂尾模型表面安装测压孑L，获取垂尾表面的脉动压力响应。该方法能够获得物理真实的脉动压力响应特性，但脉动压力测量点数量受限于垂尾模型结构，且空间脉动压力测量困难；另一方面，开展垂尾脉动压力测量风洞试验的时问周期较长、成本较高。数值计算方法通过模拟飞行器绕流下的流场，获取垂尾表面的脉动压力分布。当前，工程应用中通常采用离散求解雷诺平均Navier—Stokes方程RANS(Reynol

5、dsAverageNavier—Stokes)的方式模拟飞行器的绕流流场，该方法具有计算量小、程序鲁棒性好的特点，但该方法的湍流涡黏性值较大，会快速耗散小尺度高频涡，不利于模拟具有多重尺度的宽频流场结构。因此，传统RANS方法模拟战斗机垂尾表面脉动压力存收稿日期：2016—01—18；退修日期：2016—01—23；录用日期：2016．04—11；网络出版时间：2016—04．2616：02网络出版地址：WWWcnkinel／kcms／detail／11．1929．V201604261602002hlmI基金项目：国家重点研发计划(2016YFB0200700)*通讯作者Tel．：08

6、16—2463015E-mail：ytwang固skla．cardc．Ct35

7、用格式：孟德虹，孙岩，I运涛．等战斗机垂尾辕动压力数值模拟!Jj．航空学报．2016．37(8)：2472-2480。MENGDH．SUNY．WANGyT，etalNumericalsimulationoffluctuatingpressureoffighterverticaltai

8、!JI．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica．2016，37(8)：2472．2480?孟德虹，等：战斗机垂尾脉动压力数值模拟在一定的局限性。大涡模拟(LargeEddySimu—lation

9、，LES)技术具有较好的湍流分辨能力，但计算量过大、壁面边界条件处理困难，尚无法在工程中取得广泛应用。综合RANS和LES优缺点的分离涡模拟(DetachedEddySimulation，DES)技术成为近十年流动数值模拟领域的研究热点[611]，并成功应用于大范围分离流动数值模拟[1215]。为此，本文在亚跨超CFD计算软件(TRIP)的框架内发展了基于RANS／LES混合方法的模拟技术，通过两个标准算例对RANS／I。ES混合方法进行了验证