2023年12月20日发(作者：)
第
23
卷
第
4
期2020
年
12
月成都工业学院学报JOURNAL
OF
CHENGDU
TECHNOLOGICAL
UNIVERSITYVoZ.
23,No
・4Dec.
,2020DOI
：10.13542/.51-
1747/m.2020.04.005迎角对NACA63-618型机翼力学特性影响研究罗金武，郑向华，滕鹏，范煦，张博扬(成都工业学院智能制造学院，成都611730)摘要：为探究机翼迎角参数对力学特性的影响，采用流固耦合的数值模拟方法，实现对NACA63-618型等截面机翼的流场和
结构的耦合模拟，并对不同设计迎角下的机翼进行力学特性影响分析。数值模拟结果表明，因翼面形状而产生的升力对机翼
的变形起着主要作用，在迎角为6度的情况下，NACA63-618型机翼升阻比相对较高，且拥有合理的压力分布，利于升力的产
生和高速下的稳定性飞行。关键词：NACA63-618翼型；等截面；迎角设计；流固耦合;数值模拟中图分类号：V211.41+2
文献标志码：A
文章编号：2095-5383(2020)04-0023-07The
Influence
of
Angle
of
Attack
on
the
Mechanical
Properties
of
NACA63-618
AirfoilLUO
Jinwu,
ZHENG
Xianghua
,
TENG
Peng,
FAN
Xu
,
ZHANG
Boyang(School
of
Intelligent
Manufacturing,
Chengdu
Technological
University,
Chengdu
611730
,
China
)Abstract:
In
order
to
explore
the
influence
of
parameters
of
angle
of
attack
on
mechanical
properties,
the
numerical
simulation
method
of
fluid-solid
coupling
was
used
to
realize
the
coupling
simulation
of
flow
field
and
structure
of
NACA63-618
airfoil
with
constant
cross
section,
and
and
the
mechanical
properties
of
airfoil
under
different
angles
of
attack
was
analyzed.
The
numerical
simulation
results
show
that
the
lift
generated
by
the
shape
of
the
wing
surface
plays
a
major
role
in
the
deformation
of
the
wing..
When
the
angle
of
attack
is
6
degrees,
the
lift-drag
ratio
of
the
wing
is
relatively
high,
and
has
a
reasonable
pressure
distribution,
which
is
conducive
to
the
generation
of
lift
and
stable
flight
at
high
ds:
NACA63-618
airfoil
；
constant
section
；
angle
of
attack
design
；
fluid-solid
coupling
；
numerical
simulation固定翼飞行器中的机翼属于核心部件,机翼特
机翼周边流场分布以及翼面受力的实验数据，来试
殊的截面翼型是产生飞行升力的主要来源。而机
验分析机翼的最佳设计迎角。但是，风洞试验运行
操作难、周期长、成本高、对试验场地基础设施也有
翼结构与位置布局直接影响了飞行器的力学特性。
因此，需多方面考虑机翼选型和几何参数设计问题
来保证力学特性的稳定和提升。其中，飞行迎角就
着极高的要求，难以实现试验的普及化。随着计算机技术的不断完善,数值模拟仿真技
术［4-5］给机翼流场分析带来了更为经济有效的研
是一项重要的几何设计参数，迎角是机翼前、后缘
端点的连线(弦线)与飞行方向所形成的夹角，亦
究手段，在指导机翼结构与飞行参数设计方面起到
了重要作用［6-7］。本文采用流固耦合(Fluidstructure
Interaction,
FSI)数值模拟方法，以计算流
称之为攻角。迎角的大小将直接影响到飞机的飞
行特性［1］。所以，对于迎角设计的研究至关重要。实际飞行过程中，机翼周围的空气呈现复杂而
多变的流动状态，这种不稳定的环境因素和机翼自
体力学(Computational
Fluid
Dynamics
,
CFD)模拟求
解机翼周围流场状态(如压强、马赫数、升阻比等),
以计算固体力学(Computational
Solid
Mechanics,
身的特殊性导致了理论研究的困难。尤其对于机
翼与空气相互扰动的耦合场景，理论研究中的非线
性化程度急剧增大，探求理论解析指导实际设计更
是难以实现。目前，工程上常采用风洞试验的方
CSM)模拟求解固体机翼力学状态(如应力、应变
等)，实现了对NACA63-183型等截面机翼在不同迎
角下力学特性的数值模拟仿真，用以指导高速飞行
下的最佳飞行迎角,为机翼力学特性的研究提供了
法［2-3］,利用精细化的传感监测仪器和设备获取的
收稿日期：
2019-12-30基金项目：成都工业学院校级科研项目(2020ZR024)；成都工业学院实验室开放基金项目(2019ZH03)；国家级大学生创新创
业训练计划项目(S2)O第一作者简介：罗金武(1993—)，男，助教，硕士，研究方向:CAD/CFD在机械及石油工程中的应用，电子邮箱:。23
成都工业学院学报
/参考。第23卷其中:匕、知、匕分别为速度矢量在x、y、z方向的分量
1研究对象与方法1.
1
NACA63-618
翼型大小;p为流体密度。动量守恒方程为:P
护"呵协
StNACA63-618翼型作为美国国家航空咨询委员
V(
3
(2)会（NACA）开发的NACA系列翼型之一⑻，属于层
流设计翼型。相对于普通翼型而言,NACA63-618翼
型前缘半径更小，翼型最大厚度的位置后移，同时机
其中:u为流体运动速度;F为外力；p为压力皿为动
力黏性系数。依据弹性力学基本原理,机翼结构力学建立在3
翼上弧面线形更为平坦，使机翼表面流过的高速空
个基本方程上:平衡微分方程、几何变形方程以及应
力-应变方程（本构关系）1［11］o受到流场与自重作
气能够形成较大范围的层流流动，从而减少飞行摩
擦阻力。因此,该翼型在高速运行的固定翼飞行器
用:机翼发生位移变化:基于有限元法构建结构动力
上得到了广泛的应用。学控制方程［12］为：根据NACA提供的翼型生成软件获取如图1所
示的NACA63-618翼型轮廓,翼型参数具体含义如
图
2
所示。(3)其中:Ms为固体质量矩阵;Cs为阻尼矩阵;Ks为刚
度矩阵;5为固体位移；fs为固体受到的外部载荷。
再对3个基本方程进行数值求解，即可得到应变、应
力和位移的结果数据［13-14］。流固耦合中计算信息的传递在空气流体计算域
与机翼固体计算域形成的交界面中完成［⑸。1.3力学特性指标1.3.1升力系数升力系数主要用于衡量飞机的举升特性，也称
举力系数，是无量纲量:是指飞机所受升力与气体动
压及参考面积的乘积之比。定义式为：Cl
=0.5p
V8
21
（4）其中:Cl为升力系数;L为升力；V8为来流速度;I为
特征尺度,对于飞机而言，一般用参考面积（机翼面
积）
表示。1.
2流固耦合1.3.2阻力系数流固耦合计算包含流场分析计算和结构分析计
算⑼。利用数值仿真软件STAR-CCM+,将稳态求解
阻力系数主要用于衡量飞行受阻程度,是无量
纲量，
是指飞机所受阻力与气流动压和参考面积的
后的机翼周围空气压力和速度等数据传递到机翼表
面上进行应力、应变单向流固耦合分析:从而获取有
乘积之比。
定义式为:cd
=d用信息。机翼周围流体的运动遵循质量守恒、动量守恒
0.5p
V8
21(5)其中:Cd为阻力系数;d为阻力（阻力与来流速度方
向相同，向后为正）。和能量守恒三大守恒定律［10］。其中，质量守恒方程为：dpdPuxd（叫）Puz
）
c
/
八+------+------+------=
0
（1）dt
dx
dy
dz1.3.3升阻比升阻比是指升力系数与阻力系数之比,是正常
（
）
d（
飞行时对飞机力学特性的综合反映。升阻比越高说
24
2020年第4期罗金武，等：迎角对
C.63-618型机翼力学特性影响研究明机翼获取大升力的同时受阻越小,更有利于力学
特性的提高。1.3.4压力系数压力系数是一个无量纲数，它描述流体动力学
中遍布整个流场的相对压力，可用于研究机翼关键
位置处的压力分布情况。定义式为：c
=
PP
0.5p
V¥
2
其中:q为压力系数。
(6)1.3.5失速迎角达到最大升力系数时所对应的迎角称为失速迎
(b)流体区域图3机翼和流体区域几何模型角。当迎角过大超过失速迎角时，机翼上弧面的气
流流线无法连贯,层流流动受到的扰动增强,导致机
2.2边界设置和网格模型将几何模型导入STAR-CCM+分配出流体域和
翼上表面后缘方向出现较大范围的流动分离现象,
固体域，指定基本的边界类型。在耦合边界上流体
形成封闭的涡流，即分离涡。大尺度分离涡的出现
将使上下翼面压差大幅度减小,机翼升力急剧下降,
与固体的求解设置为无滑移壁面Wall,并建立交界
面Interface。固体区域的翼根边界为壁面Wall,并设
飞行控制也将失灵,导致失速。定其为固定端。流场区域的对称面边界为对称平面
2数值模拟2.1几何模型Symmetry
Plane,入口、出口和远场边界均为自由流
动Free
Steam,并设定自由流方向(1,0,0),马赫数
0.8,压强 101
325
Pa。忽略机身尺寸对机翼周围空气流动的影响，结
合对称性的数值模拟方式简化几何模型来建立单个
如图4(c)所示，采用STAR-CCM
+独有的多面
体网格自适应技术进行机翼和流体区域的网格划
机翼的分析计算域。根据NACA63-618翼型轮廓建
立三维、等截面的飞机机翼模型和相对应的流场区
分。为保证计算精度,对气体流动较为复杂的区域
进行网格细化，如图4(a)所示，依次在机翼外围建
立近壁加密区和过渡加密区。为机翼边界处划分出
域模型。如图3(a)所示，机翼总长4
m,弦长1
m,翼
根位于对称面。图3(b)的流场区域模型利用布尔
棱柱层网格，且第一层网格法向高度为0.
1
mm,棱
减运算生成，由来流入口、出口、远场、对称面和耦合
边界所围成。为保证数值计算的精度和稳定性，让
柱层边界层网格步长增长率为1.2,如图4(b)所示。对计算结果进行网格无关性验证，最终获取的
流体区域网格单元为6
392
321个，机翼固体网格单
机翼周围气体流动状态充分发展而达到计算的收
敛，建立的入口截面为圆弧形，入口最远端距离机翼
前缘垂直距离为17
m，出口距离前缘垂直距离25
m,
元为37
186个，翼型表面的y+值均小于1,满足翼型
气动模拟对计算网格的要求。流体区域总高度30
m,宽度10
mo机翼模型与流场
模型耦合边界(接触面)需完全贴合,用于数据的准
确传输。(b)近壁面流体网格(a)计算域网格(c)多面体流体网格单元图4网格模型2.3物理模型流体设置为300
K的空气，密度为1.
177
kg/m3、
25
成都工业学院学报
/动力黏度为4.
58
x10-5
Pa-s,迎风来速为0.
8
Ma(约
第23卷更大,这在图6和图7中得到证实。Velocity:
Magnitude
(m/s)277.7
m/s),重力加速度9.81
m/s2。迎角取0°〜
16°计算升阻比。假设流体为理想气体，进行三维稳
.445.67356.54态计算，采用适合于跨音速数值模拟的标准Spalart-
Allmaras湍流模型［16］，并使用所有y+壁面处理模型
对边界层的第一层网格进行模拟计算。267,'178.27假设机翼为线性各向同性弹性固体应力材料:
考虑自重，机翼密度为7
850
kg/m3、弹性模量为2x
1011
Pa、泊松比为0.3,屈服极限为250
MPa,强度极
.89.134限为460
MPao在三维、稳态计算中使用有限体积
固体应力模型(finite
volume
solid
stress
model)求解
■
00图6迎角为0°时流过机翼的流线图Mach
Number— 1.467
51.184
10.900
590.617
11整个机翼的应力状态。
同时激活流体与固体的单元
质量校正模型(cell
quality
remediation
model):以限
制劣质单元对求解的影响。采用上文的数值模拟方法对机翼进行气动力学
分析，所获结果的可靠性和精度已在多种翼型的计
算流体力学问题以及流固耦合问题的研究中得到验
证，文献［16］说明了具体的验证过程。2.4流场计算与分析以迎角为0°时为例，在STAR-CCM
+中首先冻
0.333
63■h.050
156结固体应力求解器后进行CFD计算,经过后处理可
以观察流场作用在机翼边界处的压力、流过机翼的
图7迎角为0°时流体马赫数分布图流线以及距离翼根2
m处截面的马赫数云图，如图
从图6的流线图可以看出，高速飞行的情况下，
流过NACA63-618翼型的流体为层流流动，从而可
5、图
6
和图
7
所示。减少摩擦阻力，层流流动与该翼型的设计特点是一
致的,数值模拟结果与实际情况相吻合。分析图7,
最大马赫数(流速)位于机翼上弧面靠近后缘的位
置，该处拥有较大的速度梯度:会发生层流向湍流的
转变，易出现分离涡。2.5机翼结构计算与分析以迎角0°为例分析，加载机翼翼根处固定端约
束，如图8所示,将流体计算的结果通过流固耦合边
界直接传递至机翼固体结构中进行求解，此时要求
冻结流体域的求解器，解冻固体应力求解器。进而
计算获取位移、应力、应变分布情况。图5迎角为0°时流场作用在机翼边界的压力云图从翼根处开始外伸部位的位移不断增加且最大
位移位于机翼的自由端，如图9所示,位移方向总体
朝向机翼上方，说明升力足以克服机翼自重。观察
从图5的压力云图可以看出，最先与来流接触
的机翼前缘所受的气体压力最大。
机翼上表面中的
上缘(厚度较大处)压力远小于下缘处压力，依据伯
努利方程，可以推出在机翼的近壁面上缘处的流速图10的应力分布图，可以发现作为悬臂梁的机翼，
最大应力位于机翼翼根处，同时在此处出现最大应
26
2020年第4期罗金武，等：迎角对
（：心-618型机翼力学特性影响研究变，如图11所示，但最大应力点并非因为机翼迎风
阻力大而出现在翼型的前缘或后缘，而是位于翼根
3迎角影响分析3.1升力、阻力与升阻比处的上部，说明因翼面形状而产生的升力对机翼的
变形起着主要作用。利用STAR-CCM+中的报告功能，输入101
325
Pa
参考压力、277.
7
m/s参考速度以及1.
177
kg/m3参
考密度和受力方向即可分别生成升力或阻力的监测
图像和数据，进而获取升阻比。在设定的迎角范围内，随迎角的增加，升力系
数、阻力系数均呈现递增趋势，如图12所示,说明还
图8机翼固定端约束未达到失速的状态，迎角的增加提高了飞机的举升
特性同时增加了飞行阻力。
但是分析升阻比曲线则
是先增大后减小，在迎角为4°
~8°附近达到最大值,
约4.204〜4.
457左右，说明4°
~8°的飞行迎角更有利
于提高飞机在高速运行下的综合气动力学特性。變黑溫tflbyp25.51220.41415.31610.2183.2翼型截面的压力系数分布流场中机翼各个横截面上的压力分布呈现一致
5.11990.021 828性,如图
5
所示,故可用距离翼根
2
m
处的横截面为
分析对象，监控、对比不同迎角上下翼型的压力分布
图10机翼应力云图情况,获取的压力系数沿翼型分布，如图13所示,迎
角较小时，上下翼面的压力分布存在交叉部分,导致
Strain
Tensor,
Infinity
norm0.000
194
740.000
155
820.000
116
907.798
4e-053.906
7e-051.491
0e-07机翼上下压差不明显，进一步说明小迎角下的升力
较小，不利于飞机举升和高速飞行。对比发现，当迎
角达到或高于6°时，翼面压差分明，能产生足够的
升力使得飞机平稳飞行。但是，随着迎角的不断增
加,机翼后缘处流体边界分离的情况越发严重,如图
14所示,边界分离的起始点不断向前缘移动,导致气
体来流的分离涡提前产生，这就增大了飞机失速的
可能性。故迎角既不能过小也不能过大，取6°左右
图11机翼应变云图较为合理。
27
成都工业学院学报
/o
Plane
SectionluQIoypouE第23卷0 Plane
SectionluQIoypou1.0
d0
0.2
0.4
"
CL6Direction
[1,0,0]
(m)0.8Direction
[1,0,0]
(m)(a)迎角0°Q
Plane
Section1U3O(b)迎角4°1.0,b◎
Plane
Section号
ou0 0.2
0.4 0.6Direction
[1,0,0]
(m)0.2
0.4 0.6
Direction
[1,0,0]
(m)0.8(c)迎角6°(d)迎角8°Plane
Section(L)Jd00.2
0.4
0.6
Direction「1,0,0]
(m)0.80
"亠
0.2
0.4 0.6 0.8Direction
[1,0,0]
(m)(e)迎角10°
图13不同迎角下压力系数沿翼型分布图(f)迎角14°(
a)
迎角
6°(b)迎角8°(c)迎角10°图14流速矢量对比图
28
2020
年第
4
期罗金武，等：迎角对NACA63-618型机翼力学特性影响研究角以小角度的增加，但是根据图13中的压力分布数
3.3机翼最大应力、应变以及变形量监测根据不同迎角下的监测数据，可以列出机翼的
据，可以发现迎角的增加使得机翼上下面压力差的
显著分布，更有利于飞机的上升运动，并且不会出现
最大应力、最大应变以及最大变形数值，见表1o分
析可知,机翼的最大应力应变和位移都随迎角的增
大而增大,且均在许用范围之内，在一定程度上说明
失速的状态。待到飞机达到设定高度和飞行速度，
即回到设计的迎角，稳定前行。参考文献：[1]
李其轩.探究迎角对机翼升力的影响及“失速”现象的解释[J].
了飞机结构的强度、刚度均能够满足要求。表1不同迎角下机翼的最大应力、位移、变形量迎角/（°）02最大应力/MPa最大应变1.94E-04最大位移/mm内燃机与配件,2018(5)
：209-210.[2] FALCI
R,
NICOLIA,
IMPERATORE
B,
et al.
Wind
tunnel
tests
of
25.5136.
2642.
9754.766.
639.5911.51a
transonic
natural
laminar
flow
wing
[
C]
.
American
Institute
of
2.
77E-043.
26E-044.
13E-044. 46E-044.
53E-04Aerodynamic
and
Astronatutics.
25th
AIAA
Aerodynamic
Measurement
Technology
and
Ground
Testing
Conference.
San
Francisco:
AIAA,
2006.4614.7381012141659.3160.3915.9916.
2518.07[3]
许新，陈德华,程克明，等•大展弦比飞机变翼展洞壁干扰试验与
分析[J]-南京航空航天大学学报,2019,51(4)
：519-525.[4]
MOHAMED
M
D,
WAELT,
MONDHER
Y,
et al.
Numerical
66.
9072.
5477.395.
00E-045. 42E-045.
78E-04investigation
on
aircraft
wing
stiffener
composite
material
integration
19.
60[J].
Aerospace
Systems,
2019,2(2)
：137-145.[5] HLA
X,
SHAO
W
,
ZHANG
C
H,
et
al.
Base
on
imitation
seagull
airfoil
LVA wing
numerical
simulation
[J]
.
Applied
Mechanice
and
20.
954结论综合考虑飞机的实际飞行情况,采用数值模拟
仿真的方法实现了对NACA63-618型等截面机翼的
流场和结构的耦合模拟，并对不同设计迎角下的机
翼进行力学特性影响分析，结论和建议如下：Material,2012,3(
1)
：
323-326.[6]
杜春志，傅博宇,邱致浩•某型低速飞机复合材料机翼的设计与
有限元分析[J]-机械设计,2019,36(S2)
：55-58.[7]
张义浦，张志春,赵秀影•基于FLLENT的飞机机翼积冰的数值
模拟[J]-科学技术与工程,2017,17(20)
：302-307.[8]
XIEHR,
W
L
YD
,
OL
YANG
H
,
et
al.
Erratum
to
:
experimental
investigation
on
a
single
NACA
airfoil's
nonlinear
aeroelasticity
in
wake
induced
vibrations
[J].
Fluid
Dynamics
,2019,54(5)
:
740.1）
飞行中机翼承受的最大应力、最大应变点位
于翼根处上部，机翼外伸部分向上变形发生位移且
[9]
雷晓珊，马勇，蔺世杰•基于单向流固耦合的不同风速下帆板帆
机翼自由端位移最大，因翼面形状而产生的升力对
机翼的变形起着主要作用。2）
在迎角为4°
~8°度附近机翼升阻比达到最
大值，约4.
204
~
4.
457左右，有利于提咼飞机在咼速
翼空气动力性能仿真[J].武汉体育学院学报,2019,53(
11
)：
95-100.[10]
王福军,计算流体动力学分析CFD软件原理与应用[M].北京：
清华大学出版社,2004.[11]
刘超峰，邱菊•气动弹性的流固耦合分析方法[M].北京:北京
航空航天大学出版社,2016.运行下的综合力学特性。3）
综合机翼周围流场状态和机翼结构力学状
[12]
蒋树杰，刘菲菲，陈刚•流固耦合振动效应对机翼气动噪声辐射
态,分析认为迎角6°的情况下，机翼升阻比相对较
高,且拥有合理的压力分布有利用升力的产生，在
0.
8
Ma的飞行状态下，其尾流边界分离起始点相对
的影响研究[J].振动与冲击,2018,37(
19)
：7-13.[13]
王文全，张立翔•计算流固耦合动力学及其应用[M].北京：中
国水利水电出版社,2015.[14]
徐敏，安效民,陈士橹.一种CFD/CSD耦合计算方法[J].航空
学报,2006,27(1)：
33-37.靠进后缘，分离涡不明显,这会降低机翼的颤振，也
不易发生失速。[15]
ZHOL
Q
丄I
D
F,
RON
CH A
D,
et
al.
Computational
fluid
dynamicsbased transonic
flutter
suppression
with control
delay[
J]
.
Journal
of
4）
建议在安装NACA63-618型机翼时，选择6°
Fluids
and
Structures,2016,66：183-206.[16]
Siemens
PLM
Software
Inc.
STAR-CCM+
:
user
guide,
version
12.
02作为弦线与水平面的安装角度，起飞时的长距离加
速可以使得飞机尽快达到高速状态。升空时虽有迎
[M].
Plano:
Siemens
PLM
Software
Inc.
,2017.29
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