机翼低雷诺数流动的数值模拟

通过SIMPLE方法求解非定常不可压N-S方程,研究了小展弦比机翼在低雷诺数下的流场特征,并分析其对气动特性的影响。研究对象为展弦比为1.0的平板矩形翼,进行了不同攻角的数值模拟,模拟雷诺数为1×105。分析表明:在小攻角时,主涡不断的从机翼上表面脱落;在大攻角时,受翼尖涡的影响,分离涡保持在机翼的背风面不脱落,形成驻涡。通过对流场分析,低雷诺数前缘层流分离和翼尖涡对小展弦比机翼的空气动力学特性起了决定性作用;使低雷诺数小展弦比矩形翼出现非定常、非对称和驻涡等现象。     

文章导读

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究（279-288,doi：10．7638／kqdlxxb-2015．0051）张耀冰,周乃春,陈江涛
　　 采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序 Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数（Ma＝0．2、0．8和1．5）和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。     

小展弦比飞翼标模雷诺数影响数值模拟研究

采用数值模拟方法开展小展弦比飞翼标模的雷诺数影响研究。使用自行研制的多块对接结构网格亚跨超声速流场解算器程序Mbflow,计算了试验雷诺数、二倍试验雷诺数和飞行雷诺数等三种雷诺数情况下小展弦比飞翼标模的流场。通过对计算结果的分析研究,得到了不同马赫数(Ma=0.2、0.8和1.5)和攻角情况下雷诺数对小展弦比飞翼标模的气动特性和流场特征的影响规律。小攻角情况下,雷诺数主要影响摩阻的大小;而大攻角时,雷诺数对压阻也有明显影响。在亚声速时,雷诺数主要影响分离涡的起始位置和强度;跨声速和超声速时,雷诺数还会影响到激波的位置和强度。进一步研究了小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数问题,发现试验雷诺数接近于小展弦比飞翼标模的自准区雷诺数。     

基于CFD方法的机翼阵风响应研究

通过引入＂网格速度＂方法模拟阵风条件,求解非定常欧拉方程实现了不同展弦比0012平直机翼阵风响应的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了计算,计算结果与文献结果、理论值吻合良好。进一步对展弦比分别为5、10的0012平直机翼在迎角阶跃型、One-Minus-Cosine型阵风作用下的气动力响应过程进行了模拟分析。研究结果表明,当展弦比增大时,阵风作用下机翼的升力系数响应会增加,机翼翼根部位气动响应幅值大于翼尖部位响应特性。     

中等后掠机翼平面参数设计与实验研究

采用Euler数值计算方法,对60多种中等后掠角及展弦比的切尖菱形机翼、双三角机翼纵向气动力特性进行了计算、分析和比较,从中筛选出16种切尖菱形机翼、14种双三角机翼进行了全机高速风洞实验研究,给出了机翼的展弦比、前缘后掠角、根梢比(后缘前掠角)及几何扭转变化对全机升力、阻力及俯仰力矩的影响曲线和数据分析,在此基础上提出了用于定量估算两类机翼纵向气动力特性的关系式及修正因子。本文研究结果为建立战斗机机翼气动力设计数据库及飞机气动布局设计提供了实用的数据和设计参考。     

简化自适应机翼的气动外形优化设计

自适应机翼技术的研究对于超声速飞机设计具有重要意义。本文在二维翼型自适应的研究基础上,用Powell法优化计算了对前缘后掠角为35°,展弦比λ=3.9,梢根比η=0.17,机翼剖面为NACA65006翼型的梯形翼的前后缘舵面偏转角,从而获得了在亚跨声速时升阻比大而在超声速时阻力系数小的简化自适应机翼的最优气动外形。本文采用了并行遗传算法,计算了要求亚跨声速升阻比大同时超声速阻力小的气动双目标优化机翼的外形。讨论了优化机翼相对于原始机翼的气动增益。与二维一样,三维数值算例也证明了自适应机翼可获得明显的气动增益。     

微型飞行器小展弦比机翼的低雷诺数气动力特性分析

以固定机翼式微型飞行器的气动设计为研究背景,对小展弦比薄机翼的低雷诺数气动力特性进行了数值分析.不可压粘性绕流的求解采用了人工压缩性方法,其中对流项的离散应用了三阶迎风格式.湍流模型为Baldwin-Barth一方程模型.一无弯度薄翼的数值计算结果表明本文的数值方法是成功的.通过数值分析,揭示了弯度和展弦比对气动力特性的影响,也给出了不同弯度机翼流动结构的差别.     

分析模型参数化建模在飞机多学科优化设计中的应用

 论述分析模型参数化建模在飞机多学科优化设计中的重要意义,提出一种机翼气动与结构分析模型参数化建模方法。优化设计变量与机翼气动计算网格的中间参数变量用于描述机翼气动网格变形情况,并建立结构有限元网格与优化设计变量的空间变化关系,实现机翼气动/结构多学科优化设计模型的参数化描述。气动性能计算采用基于N S方程的计算流体力学方法,利用试验设计方法（DOE）和响应曲面模型（RSM）技术构造气动响应曲面用于优化设计,结构计算调用MSC/NASTRAN完成。采用Pareto遗传算法对一大展弦比复合材料机翼模型进行了多学科优化设计分析,得到Pareto前沿面和可选方案以供决策者选择。     

飞机亚跨声速飞行操纵特性分析

针对中等展弦比、中等后掠角机翼布局的超声速飞机在亚跨声速飞行时遇到的操纵特性异常现象,通过估算飞机在海拔5 km高空的气动特性,获得了飞机的纵向平衡性能和静操纵性的变化规律.通过数值计算,得到了飞机在低空跨声速飞行时的操纵特性;分析了造成飞机在某些飞行速度下操纵跟随性较差、大速度飞行时俯仰操纵过于灵敏、不同速度下杆力变化大等现象的原因.针对亚跨声速区的飞行与操纵特点,给出了飞行操纵建议,以提高飞行安全.     

尾吊发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计非常复杂,与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响。为了评估不同发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了不同发动机进口流量对机翼表面流场的影响情况。计算结果表明,对于尾吊式发动机短舱而言,发动机空气流量增加将导致机翼的升、阻力系数增加,但升阻比会有所下降。     

大展弦比复合材料机翼的非线性颤振分析

大展弦比机翼在气动力作用下产生较大变形,颤振速度和颤振频率随之发生明显变化,线性理论难以获得比较合理的解答。综合考虑了结构几何非线性、气动非线性和材料各向异性对机翼运动状态的影响,将复合材料机翼建模为非线性薄壁单闭室截面梁,建立机翼的运动方程,并使用小扰动分析的方法得到机翼在平衡位置附近的振动方程。采用Theodorsen非定常气动理论构建气动模型,获得机翼在平衡位置附近的非线性颤振方程,并利用v-g法判定机翼颤振稳定性。通过算例演示了一些非线性颤振的特点,讨论了铺层角、展弦比、机翼线密度等参数对颤振速度的影响,并与线性理论得到的结果进行对比。     

复合式高速直升机旋翼下洗流对机翼的气动影响分析

对复合式高速直升机的旋翼两侧不同强度下洗流对机翼的气动干扰分析,可以为类似构型直升机的气动外形设计及优化提供一定的参考。采用动量源方法对复合式高速直升机悬停及前飞状态的流场进行数值模拟,分析旋翼两侧不同强度的下洗流对机翼的气动影响,研究改变旋翼桨盘高度和机翼展弦比对气动特性的影响。结果表明：复合式高速直升机前飞时,随着旋翼桨盘的增高,两侧机翼升力差峰值减小,且峰值落在更小速度处;随着机翼展弦比的增大,两侧机翼升力差峰值减小,且在峰值后同一速度下,机翼越细长两侧升力差越小。     

微型飞行器小展弦比薄翼流场的不可压数值模拟

采用虚拟压缩方法求解三维不可压缩N-S方程,数值模拟了无弯度、有弯度两类微型飞行器低雷诺数小展弦比薄翼的流场,将得到的结果与实验进行了对比,数据间有较好的一致性.然后在此基础上分析了弯度、展弦比等因素对小展弦比薄翼气动力特性的影响以及翼尖涡随攻角、展弦比的变化规律,发现翼尖涡是影响小展弦比薄翼气动力的一个重要因素.     

旋转机翼悬停气动特性研究

鸭式旋转机翼(CRW)是一种先进的高速直升机方案,旋翼同时也是机翼,是其最关键气动部件之一。采用结构分区拼接网格技术进行空间离散,分区建立参考系,通过求解多重参考系下的N-S方程来计算旋翼流场,首先以传统的Caradonna-Tung实验旋翼的亚、跨声速悬停流场分析为例验证该方法的可靠性,进而采用该方法对旋转机翼悬停流场进行了数值计算,旋翼拉力计算值和地面实验值吻合较好,结果分析表明旋转机翼的悬停流场有着不同于传统旋翼的流场特性。     

翼身融合布局飞机总体参数对气动性能的影响

翼身融合布局是一种极具潜力和竞争力的新布局型式,该种布局型式飞机的总体参数对其自身的气动性能有重要影响,有必要开展相关的影响规律研究。本文基于某一翼身融合布局飞机概念方案,采用快速数值方法模拟了不同气动外形的高速流动,分析了总体参数(主要包括机翼面积、展弦比和外翼前缘后掠角)等对飞机高速气动性能的影响。结果表明,可以通过改变展弦比和机翼面积显著地改善气动性能,但未发现外翼前缘后掠角的改变与气动性能的改善有明显的关联。     

考虑气动热的机翼颤振特性分析

为研究气动热对高超音速飞行器气动弹性特性的影响,首先对小展弦比机翼施加不同温度场,通过热应力分析理论获得不同温度载荷下机翼的热模态,然后应用二阶活塞理论计算非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振计算。计算结果表明,气动加热后结构的模态特性和颤振特性均发生变化,由于温度效应降低了各阶固有频率,并且改变了它们之间的差距,从而导致机翼颤振速度降低。     

翼吊布局民机短舱位置气动影响

高涵道比发动机使得飞机/发动机近距耦合,造成气动力特性恶化。本文使用CFD方法对孤立通气短舱、某型民机机翼/机身组合体以及机翼/机身/短舱组合体构型进行黏性绕流数值模拟,分析流场特征,得出短舱安装干扰阻力水平;分别改变短舱安装的前伸量、下沉量、俯仰角、内撇角等参数,研究短舱不同在翼位置对高速巡航升阻特性的影响,支持短舱在翼位置气动优化。     

尾吊发动机短舱安装对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计十分复杂,其与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响.为了评估短舱安装对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对某型飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了有无短舱以及短舱安装在不同位置对机翼表面流场的影响情况.计算结果表明,尾吊式发动机短舱安装将导致机翼升、阻力系数降低,但升阻比会有所提高;短舱安装越靠近机翼,机翼升、阻力系数下降越大,而升阻比越高.     

小展弦比机翼加装格尼襟翼的低雷诺数试验

通过风洞试验研究了在低雷诺数下加装格尼襟翼的小展弦比机翼气动特性,机翼展弦比为1.67,格尼襟翼为1%~4%弦长高度,试验雷诺数分别为2.0×105和5.0×105.天平测力和表面测压的试验结果表明:低雷诺数下小展弦比机翼加装一定高度的格尼襟翼后,升力系数明显提高,加装1%弦长高度的格尼襟翼还能够提高机翼的升阻比.这是因为在试验雷诺数下,合适高度的襟翼在提高了机翼升力的同时并未显著增大机翼阻力.对比不同试验雷诺数下格尼襟翼的作用效果,表明格尼襟翼能够减少低雷诺数气流分离的不利影响,并且在较小的雷诺数下这种作用更加显著.关于格尼襟翼对低雷诺数层流分离现象的影响,还需要通过细致的流场显示技术进行研究.      

湿空气凝结对ONERA M6机翼气动特性影响的数值研究

大气飞行条件下机翼附近的跨声速湿空气流动中空气中含有的水蒸汽可能越过饱和线而发生非平衡凝结。水蒸汽凝结潜热加热气流会改变跨声速流动的特性,从而对机翼气动特性造成显著影响。本文建立了湿空气非平衡凝结流动的数学物理模型,对ONERA M6机翼在跨声速条件下的湿空气非平衡凝结流动进行了分析。结果表明,与干空气流动相比,在攻角为3.06°和空气相对湿度为50%时,ONERA M6机翼表面压力系数有显著变化。造成机翼气动特性显著变化的原因在于:湿空气中水蒸汽凝结放热对跨声速气流加热,导致机翼表面附近的流速、压力与流场结构发生了显著变化。