[科普中国]-升力干扰因子

发展历程

五十年代，iNelsen等人提出了“干扰因子”的概念，用以计算组合休部件之间的气动力干扰。他们的方法已成为目前通用的工程估算方法的基础。六十年代，纪楚群等同志综合和发展了NielscnljL和列别捷夫田等人的工作，提出了一套计算手册，已为广大气动设计工作者熟悉和采用。但是Nilesenl给出的是线化升力“干扰因子”，只适用于小攻角范围。对于中等至大攻角范围，由于体涡和翼涡产生的非线性升力之间的干扰目前尚无现成方法可循。虽然Niclscn最近提出了非线性干扰因子的概念，但他用的是数值解，没有给出具体的干扰因子的算法。其他作者们也提出了若干种组合体大玫角下的计算方法，但大多数也是数值方法。研究人员在“前缘吸力比拟”和“上洗”理论基础上，提出了关于非线性干扰因子的计算方法，得到相应的公式和曲线。可以扩大现行手册的应用范围,便于设计部门使用。2

风洞升力干扰因子数值计算背景随着计算机及相关技术的发展，计算流体力学(CFD)日益在航空航天飞行器的研制中发挥着重要的作用。据国外资料介绍，由于CFD和计算机技术的发展和应用，可以减少1/4的风洞试验，并预测到本世纪末，近50%的风洞试验任务可由计算来代替。波音777的研制成功就是CFD和计算机技术应用的典范。不仅如此，CFD技术的发展又推动了风洞试验技术的发展。数值计算和风洞试验相结合，即进行风洞的计算机模拟，必定会进一步提高风洞试验的质量和水平。

为了实现计算机模拟风洞,必须解决试验模型,支撑系统和风洞洞壁的数值模拟。支撑系统的数值模拟与试验模型没有本质差别,可直接使用高阶面元程序。本计算不考虑支撑系统的模拟，同时也便于更好检验所采用的洞壁模拟的可行性。

程序计算用程序为亚声速高阶面元全机程序。面元网格自动生成，并进行双三次曲面拟合，因而能处理复杂的飞机几何外形，在翼身相接处还进行光滑几何相贯。

在物面面元上布线形分布的源汇，在机翼的中弧面上布二次分布的偶极子，面元形心取为不穿透条件的控制点，翼面的中弧面向机身垂直对称面处延伸，以计入机身的升力贡献。中弧面在后缘处经适当弯折后顺来流方向拖出，以模拟翼面尾迹,库塔条件在十分临近后缘的尾迹面元上满足。为了保证求得面元强度的连续性，考虑了相邻九块面元强度的逐次相关。

计算结果包括飞机各部件载荷，全机载荷，表面流场和空间流场。

普朗特—格劳渥修正用于亚声速压缩性修正。

数值模拟洞壁的存在会使来流速度的大小和方向发生变化。速度大小的变化归入阻塞修正，气流方向的变化,即下洗的改变归入洞壁的升力效应修正，升力效应修正用升力干扰因子来进行。升力干扰因子通常以计算方法得到，或采用映象法，或在洞壁布涡格反复迭代求解洞壁干扰因子。3