多段翼型缝翼前缘结冰大迎角分离流动数值模拟

应用基于SST(Shear-Stress-Transport)湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,对大迎角状态下多段翼型缝翼前缘典型角状冰引起的复杂分离流动进行了数值模拟研究。采用后台阶流动标准算例和干净无冰多段翼型分离流动算例对数值方法的可靠性和适用性进行了验证。缝翼结冰状态下的数值模拟结果表明:来流迎角较大时,前缘角状冰将会导致结构相对稳定的流动分离泡产生,分离泡的非定常尾迹会对主翼前缘附近流场产生较为强烈的干扰,抑制了缝道流动的加速效应,使得缝翼增升效率降低。在失速点附近,由于分离泡回流强度随来流迎角而增长,同时脱落旋涡的输运方向逐渐向远离壁面方向偏移,使得尾迹影响区域范围和强度均有所增加。     

翼型结冰过程数值模拟验算与分析

应用FENSAP-ICE结冰计算软件,对NACA0012翼型进行了流动特性、水滴撞击特性以及冰型生成过程的计算;同时,对结冰前后的翼型进行气动力特性计算对比分析,其中包括升力特性对比、阻力特性对比、流场细节分析以及压力系数分布对比。计算结果表明：翼型前缘结冰后,导致翼型前缘气流提前分离,最大升力系数、失速攻角大幅减小,...     

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

应用基于k-ωSST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究.通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析.同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象.     

前缘下垂结合内吹式襟翼失速特性研究

内吹式襟翼具有高效的增升能力,但失速迎角在较高的吹气动量系数下下降明显,为改善其失速特性,研究内吹式襟翼加装前缘下垂后的失速特性。对前缘下垂结合无缝襟翼的亚声速翼型在环量控制作用下的流场进行数值模拟,研究吹气动量系数对失速特性的影响规律,前缘刚性偏转、弯度变化和厚度变化对失速特性的改善作用,以及改变襟翼偏角研究前缘下垂...     

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

采用基于k-ωSST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。     

翼型动态失速的变下垂前缘控制数值模拟

用CFD方法对VR-12翼型可压缩动态失速的变下垂前缘控制概念进行了数值模拟研究.模拟结果显示,变下垂前缘控制能在最大升力下降不大的情况下,非常显著地降低最大阻力,减小俯仰力矩负峰值,明显改善动态失速的负面效应.在流动机理上,变下垂前缘控制完全消除了动态失速涡.对参数影响的模拟研究表明,变下垂前缘控制的优势对马赫数、简缩频率或下垂控制方式的变化不敏感,是一种健壮的翼型可压缩动态失速控制手段.      

翼型结冰状态复杂分离流动数值模拟综述

结冰触发的复杂分离流动将导致翼型气动性能特别是失速特性全面恶化。结冰状态气动特性的准确预测和流动机理的深入剖析依赖于分离流场结构的精确求解。随着计算流体力学特别是湍流模拟方法的不断完善，数值模拟能够更为清晰和完备地反映非定常分离流场的细节特征及物理本质、提供更加翔实和丰富的气动力数据。从雷诺平均（RANS）、大涡模拟（LES）和RANS/LES这3类典型湍流模拟方法的应用层面出发，综合评述了近年来数值模拟研究在翼型结冰状态失速特性预测与分离特征描述等方面取得的主要进展，并从高精度冰形构造、新型湍流模拟方法、深层次非定常特性、实时耦合分析等方面对现阶段研究发展的相关趋势进行总结和展望。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

大型客机增升构型缝翼除冰状态失速特性

在防/除冰系统工作前提下翼面前缘残余积冰对全机失速特性的影响是评估系统效能是否达标的直接依据。针对中外翼区域重点防护的大型客机增升构型除冰方案，基于数值模拟方法对比分析了缝翼未结冰、未除冰、除冰状态下的失速特性。数值模拟结论表明虽然中外翼防/除冰防护区域较同类民机型号有所缩减，但仍能维持内翼始发分离流动形态、保证临界迎角附近的纵向力矩安定性、有效拓展失速边界。当前方案取消当地结冰防护的空气动力学依据是短舱外侧固有的下洗-展向流动综合效应已能充分削弱来流迎角影响，进而抑制局部结冰诱导的流动分离。研究结论可为防护区域设计优化及大型客机结冰适航取证提供理论依据。     

翼型动态失速的数值研究

用不可压缩流动的求解算法，结合WilcoxDC提出的k－ω模式和k－ωSST湍流模式，对翼型的动态失速进行了数值模拟。通过对典型的振荡翼型轻失速和深失速算例的计算结果分析可以看出：（1）绕动态失速翼型的流场结构十分复杂，轻失速和深失速在流动特性上有很大区别。计算结果显示：轻失速主要是由于后缘分离引起，分离涡的影响范围主要是在后缘附近。而深失速则首先形成很大的前缘分离涡，该分离涡在翼型表面上运动，并诱发出二次分离涡，引起翼型升、阻力系数的显著变化。（2）对于动态失速的翼型绕流，k－ωSST湍流模式是较为有效的，计算出的气动力系数迟带曲线变化趋势与实验结果符合得比较好。     

等离子体合成射流改善翼型气动性能实验研究

等离子体合成射流(PSJ)是一种新型主动流动控制激励器,目前研究大多集中于激励特性,对于流动控制的应用研究还明显不足。为了深入探究PSJ翼型流动分离的控制能力与规律,以高升力翼型为载体,在翼型前缘施加等离子体合成射流激励(PSJA),研究激励器对升力特性的影响。结果表明:在翼型前缘施加PSJA,可以有效抑制流动分离;近失速迎角状态下,各个激励频率下都能产生良好的控制效果;过失速迎角状态下,低频效果最好,随激励电压增加,有效频率范围变宽;激励效果随来流速度增加而减弱,当来流速度20m/s时,翼型的失速迎角提高5°,最大升力系数提高8.1%;当来流速度为40m/s时,失速迎角提高3°,最大升力系数提高4.5%。     

直升机动态失速研究

本文简要介绍了旋翼和翼型的动态失速特性、动态失速主动和被动控制、旋翼综合法预测使用的一些动态失速模拟方法.UH-60A直升机飞行试验11029飞行是一个典型的旋翼动态失速实例,表演出旋翼后行桨叶上出现高攻角引起的动态失速,而前行桨叶上则出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速.翼型的动态失速特性方面介绍了典型的动态失速迟滞回线(攻角正弦变化和锯齿变化)、缩减频率和雷诺数对翼型动态失速特性的影响等.动态失速主动控制介绍可动前缘翼型的情况,被动控制则是使用前缘涡发生器的情况.     

前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性计算

结冰将改变飞机空气动力表面形状,不仅使飞机空气动力性能下降,还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响,采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分,采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算,采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数,获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明,0°或小攻角时,靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时,靠近后缘的区域发生流动分离,使后缘的表面声功率增加,进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动噪声增加的主要原因。     

薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响

DES方法结合了RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)和LES(Large Eddy Simulation approaches)的优点。在近壁面它体现为RANS模型的特点而在远离物面处又起到LES的亚格子模型的特性。论文应用DES(Detached-EddySimulation)方法讨论了影响薄翼失速的分离泡对翼型的升力特性影响。     

大型飞机铰链下垂前缘多段翼型气动优化设计与研究

随着增升装置的发展,新型商用飞机机翼内侧采用了结构简单的铰链下垂前缘,与使用最多的前缘缝翼相比,它具有减阻降噪,提高升阻比等优点。针对大型飞机铰链下垂前缘翼型进行了气动优化设计及数值研究。首先设计出铰链下垂前缘的二维翼型,然后通过iSIGHT平台对翼型进行气动优化,分析铰链下垂前缘翼型的低速气动特性,并且得出最佳翼型,最后与前缘缝翼翼型的气动性能进行对比,说明使用铰链下垂前缘的可行性。     

零质量射流推迟翼型失速的数值模拟

 通过在具有分离流动的翼型表面局部地引入零质量射流干扰，可以较小的能量代价实现对翼型绕流的全局性主动控制，从而达到抑制分离、推迟翼型失速的目的。本文发展了零质量射流与翼型绕流干扰的数值分析方法。在格心有限体积法的基础上，空间离散采用AUSM+up格式，时间推进运用含牛顿型LU-SGS子迭代的全隐式双时间法，且引入了预处理方法和多重网格法等技术。以TAU0015翼型失速主动控制为算例，通过在翼型上表面前缘附近引入零质量射流控制，使翼型失速特性得到改善。将计算结果与实验结果做了比较，验证了本文发展的数值模拟方法及程序的正确性。还以NACA0015翼型为例研究了射流动量系数、射流频率、射流偏角等关键参数对失速控制效果的影响，得出一些关于如何选择控制参数的结论。     

低雷诺数下小型无人机翼型气动特性分析

以小型无人机翼型研究为背景,利用基于线性稳定性理论的eN方法对对小型无人机常用的翼型CLARKY在雷诺数Re=1.0×10~5、5×10~5、1.0×10~6,迎角由-5°~20°时的气动性能进行了计算和对比分析。随着雷诺数的增大,翼型上表面的转捩位置不断向前缘移动,气流分离则由完全分离逐渐转变为层流分离泡结构,使得翼型的最大升力系数和临界迎角增大,阻力减小,最大升阻比显著增大,有利迎角逐渐减小,翼型CLARKY的气动特性逐渐得到改善。     

前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性研究

大型民机高升力构型多采用多段式增升装置，大迎角飞行时，前缘缝翼上表面可能出现流动分离，造成缝翼尾迹流区迅速增厚，加剧缝翼与下游翼段气流的交混作用，导致各翼段环量减小、升力下降，最终发展为失速。针对多段式增升装置大迎角失速问题，本文基于有限体积RANS方法，研究了前缘缝翼开缝改善增升装置失速特性的作用机理与参数影响规律。研究发现：前缘缝翼开缝可有效推迟缝翼流动分离的发生，抑制缝翼尾迹区发展及缝翼与下游翼段附面层气流的交混，减缓对襟翼流动的不利影响，显著改善增升装置失速特性；开缝位置及射流出口方向对前缘缝翼流动的控制效果影响明显，应根据前缘缝翼形状和工作状态合理设计前缘缝翼开缝方案，以便获取更好的气动性能收益。     

翼型表面粗糙度对结冰的影响分析

飞机的结冰表面出现微小的凹凸不平,即形成所谓的粗糙度,对飞机气动性能产生一定的影响。在考虑表面粗糙度时,针对对流换热系数的计算建立了热力学模型,同时对只有单个粗糙微元的表面进行了流场计算和表面对流换热效果分析;然后利用边界层积分方法,对某一翼型光滑表面和不同程度的粗糙表面分别进行了流场计算、对流换热系数计算以及结冰冰形的模拟仿真。结果表明：结冰表面粗糙度很大程度增强了表面的对流换热效果,导致在翼型前缘位置结冰厚度更大、冰角突出更为明显并且距离驻点区域更近。     

雷诺数变化对翼型边界层发展及失速特性的影响

翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大,转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。