RAE2822跨音速翼型
1. 算例标识
TwoD_Rae2822（A07）
2. 算例概述
RAE2822 翼型算例是国际公认的跨音速激波 - 附面层干扰验证标准算例。跨音速流动模拟一直是 CFD 领域的经典挑战，流场中同时存在亚音速与超音速区域，当翼面达到临界马赫数后会形成局部激波，激波后的压力陡增会导致附面层内气流分离，激波与附面层的相互作用会进一步诱发复杂的分离流动，对数值格式与湍流模型的预测能力构成严苛考验。通过将 PHengLEI 软件的数值模拟结果与参考数据[1][2]进行对比，可有效验证软件在跨音速翼型流动中激波结构捕捉、附面层分离预测及复杂干扰流动模拟等方面的计算能力。
3. 计算描述
计算状态
表1 RAE2822算例试验测试状态[2]
选取的计算状态为Case6。其中试验状态为Ma=0.725，Alpha=2.92°，Re=6.5e6，而所提供的计算状态是经过修正后的状态为：Ma=0.729，Alpha=2.31°，Re=6.5e6。
| 马赫数 | 单位雷诺数（/m） | 攻角（°） | 侧滑角（°） | 温度（K） |
|---|---|---|---|---|
| 0.729 | 21.325e6 | 2.31 | 0 | 255.56 |
几何模型
图1给出了RAE2822翼型的几何外形。
图1 RAE2822翼型几何示意图[2]
参考网格
网格基本信息如表3所示，示意图如图2所示。网格维数为369×65，非结构网格由结构网格转换而来。
| 网格类型 | 网格块数 | 网格点数 | 网格单元数 | 第1层网格高度（m） |
|---|---|---|---|---|
| 结构 | 1 | 23985 | 23552 | 1e-5 |
.png) （a） | .png) （b） |
图2 RAE2822翼型结构网格示意图
边界条件信息
外边界设置为远场边界，模型表面为粘性固壁边界。
气动力计算参考信息
| 参考面积（m2） | 参考长度(m) | 参考展长(m) | 力矩参考点(m) |
|---|---|---|---|
| 1 | 1 | 1 | (0,0,0) |
4.参数设置
| 参数 | 值 | 备注 |
|---|---|---|
| ifLowSpeedPrecon | 0 | 是否低速预处理 |
| inviscidSchemeName | roe | 空间离散方法 |
| CFLEnd | 2 | 终止CFL数 |
| tscheme | 4(LU-SGS) | 时间离散方法 |
| nMGLevel | 1（单重） | 多重网格数 |
5.测试结果
.png) （a） | .png) （b） |
图3 RAE2822翼型物面压力系数分布
图 3 展示了 RAE2822 翼型物面压力系数沿弦向的分布，并与试验数据进行了对比验证。结果表明，各计算方案均能较好复现跨音速流动下的压力演化规律，与试验数据整体吻合度较高；同时准确捕捉到前缘压力峰值及翼型上表面压力先降后升的典型激波特征，激波位置与试验结果基本一致，验证了数值方法对跨音速激波 - 附面层干扰流动的模拟精度。
.png) （a1） | .png) （a2） |
.png) （b1） | .png) （b2） |
图4 RAE2822翼型压力云图
图4为翼型压力云图，直观呈现了流场的压力分布特征。前缘区域形成明显的高压区，气流沿翼面流动过程中压力逐渐降低，在跨音速区域出现清晰的压力突变带，与跨音速流动中激波的物理特征直接对应（气流穿过激波时，压力瞬间骤升、速度瞬间骤降，同时密度、温度也会骤增），表明各计算方案均能准确捕捉激波与流场的相互作用。SA、SST两种湍流模型的压力云图分布形态一致，高压区与低压区的范围符合跨音速流动的物理规律，进一步验证了流场模拟的可靠性。
.png) （a1） | .png) （a2） |
.png) （b1） | .png) （b2） |
图5 RAE2822翼型速度云图
图5为翼型速度云图，清晰展示了气流的速度变化特征。气流在翼型前缘加速，最大速度出现在翼型上表面中段，符合跨音速流动的局部加速特性；激波区域可见速度从超音速到亚音速的显著突降，与压力云图中激波的位置完全对应，再现了激波导致的流动状态突变现象。各计算方案的速度场分布形态高度一致，结构网格与非结构网格的速度等值线几乎重合，SA与SST模型预测的最大速度值接近，表明不同湍流模型和网格类型对速度场的模拟一致性良好，能够准确反映跨音速流动的速度演化规律。
.png) （a1）x/c=0.319站位 | .png) （a2）x/c=0.319站位 |
.png) （b1）x/c=1站位 | .png) （b2）x/c=1站位 |
.png) （c1）x/c=1.025站位 | .png) （c2）x/c=1.025站位 |
图6 不同站位剖面速度对比
图6中x/c=0.319、x/c=1.0、x/c=1.025三个关键站位的剖面速度分布结果表明，各计算方案与试验数据保持良好一致性，能准确复现不同流向位置的流场速度结构。激波前x/c=0.319站位，速度沿法向衰减规律符合附面层特征，最大速度值与试验数据接近；x/c=1.0尾缘站位，成功捕捉到低速区与高速区的剪切层过渡形态，速度梯度预测合理；x/c=1.025尾迹站位，速度分布随流场扩散混合趋于均匀，近壁面小范围存在微弱离散误差，SA、SST模型及两种网格类型的计算结果形态基本一致，体现了模拟的稳定性与可靠性。
6.总结
针对RAE2822翼型进行跨音速流动的数值模拟，系统考核了SA、SST湍流模型及结构、非结构网格的模拟能力，验证了PHengLEI软件对激波-附面层干扰复杂流动的捕捉效果。压力场、速度场云图清晰呈现激波位置与流动状态突变特征，物面压力系数、摩阻系数及不同站位剖面速度的预测均与试验数据整体吻合。综上，本次测试采用的网格、计算方法及参数设置合理，各方案均能有效模拟RAE2822翼型跨音速流动特性，准确捕捉核心流动现象，可为PHengLEI软件的跨音速流动模拟能力提供可靠的验证依据，也能为同类CFD软件的跨音速模拟评测提供参考。