超临界翼型设计中的CFD技术

机翼是飞机设计的灵魂，翼型是机翼设计的根本。亚声速大型飞机得以研制成功的一个重要因素是将普通翼型改为超临界翼型。

气流绕过普通翼型前缘时速度增加较多( 前缘越尖，迎角越大，增加越多)，在翼型上表面流速继续增加。翼型厚度越大，上表面越向上隆起，速度增加也越多。飞行速度足够高时 (Ma =0.85 ～ 0.9)，翼型上表面的局部流速可达到音速。这时的飞行Ma 数称为临界Ma 数。飞行速度再增加，上表面便会出现强烈的激波，引起气流分离，使机翼阻力急剧增加。

超临界翼型设计的科学依据和典型特点是：减小翼型的上表面弯度，降低由上表面引起的对气流的扰动，然而这将减小机翼提供的升力，为补偿升力的损失，可将翼型后段的下表面向内收缩，形成翼型的后部加载。

超临界翼型的研制经历了2 个阶段：第一代超界翼型上的表面局部超声区的气流较普通翼型的速度慢，激波强度小；第二代超临界翼型为进一步提临界Ma 使其上表面局部超声速区气流作部分等熵压缩 ，激波明显减弱 ，其上表面的增厚和下表面后缘的向内收缩都更多，翼型中线呈典型的S 型。

在翼型设计方面，CFD 技术主要有两个应用：一是针对不同计算状态分析已有翼型的气动特性；二是应用CFD 技术与优化方法结合，进行翼型的优化设计。现在的CFD技术已经能够较准确地计算超临界翼型的气动特性。我们曾经利用CFD 计算超临界翼型RAE2822 的压力曲线，计算采用有限体积法求解雷诺平均N-S 方程。计算结果与试验结果吻合良好，激波位置捕捉很准确。为飞机的计算、设计、验证提供了技术基础。目前，第一个应用已经很普及，例如RAE2822 算例就是应用CFD 技术进行翼型气动分析；第二个应用也正如火如荼地展开。表1是优化设计的超临界翼型与原始翼型（RAE2822）气动特性的对比，优化采用的是求解雷诺平均N-S 方程的CFD 技术与遗传算法相结合的方法，优化设计效果良好，翼型的气动性能得到很大提高。

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