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高升力下二维构型阻力准确测量研究 总被引:1,自引:1,他引:0
翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围.在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术.通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式.研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值. 相似文献
73.
二元机翼滑模变结构控制颤振主动抑制 总被引:2,自引:1,他引:1
颤振主动抑制(AFS,Active Flutter Suppression)是气动弹性综合研究的活跃分支,对飞行器设计具有重要意义.以带后缘控制面的二元机翼为对象,研究滑模控制(SMC,Sliding Mode Control)用于气动弹性AFS的可行性与机理.基于准定常气动力理论建立二元机翼气动弹性系统模型,设计SMC的滑模切换面及状态反馈控制切换函数,以实现受控对象AFS,从相空间状态轨线的角度,阐述SMC使闭环系统稳定的根源.此外,还对SMC的鲁棒性及延时效应做了分析与讨论.研究表明:该控制策略可用于AFS,在气动弹性主动控制方面具有应用前景. 相似文献
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针对半环形式翼上螺旋桨构型,研究了螺旋桨-机翼耦合流场特性,并以短距起降(STOL)状态最优升阻特性为目标对机翼翼型进行全局优化。首先,针对螺旋桨-气动面耦合构型,通过动量源法与真实桨叶模型CFD的计算对比,分析动量源法用于该构型设计分析的可行性。其次,为得到有利于桨-翼耦合特征的新翼型,建立了翼上螺旋桨构型自由型面变形(FFD)参数化模型,采用遗传算法对翼上螺旋桨构型机翼翼型进行全局寻优设计,分析了优化翼型参数及流场变化规律。最后,将优化翼型用于三维半环形机翼,分析其流场特性与二维计算结果的异同,验证二维翼型优化的有效性。结果表明:真实桨叶多重参考系(MRF)方法不能准确计算翼上螺旋桨构型下的流场结构,而动量源法计算结果与真实桨叶滑移网格非定常方法较为吻合;采用二维动量源CFD方法进行翼型的遗传算法优化是有效的,受半涵道的保护,二维优化翼型的优势在三维构型中得到了有效继承;翼上螺旋桨构型的翼型优化应当着重关注翼面曲率变化,在本文计算状态下,通过增加桨盘附近翼面曲率、保持附着流动来加强Coanda效应,有效实现了气动增升,优化后机翼升力提高了22.51%,显著减弱桨盘后高压区并产生二次吸力峰值,同时保持了机翼负阻力特性。 相似文献
76.
某支线客机总体方案中增升装置的设计与优化 总被引:2,自引:2,他引:0
武明建朱建辉肖天航李正洲张九阳闫文吉 《南京航空航天大学学报》2017,49(3):411-419
针对某支线客机,从工程设计的角度,完成了该客机增升装置的气动优化设计。首先根据飞机的相关参数确定增升装置所要达到的气动目标,设计增升装置在机翼的展向和弦向的类型和布置方式,从而确定增升装置的总体设计方案。在二维增升装置设计中,使用NURBS曲线参数化拟合多段翼型缝道部分的外形,通过数值模拟方法和优化算法对三段翼型的缝道外形和缝道参数进行优化设计,最终确定了三段翼型起飞、着陆构型,提出一种二维三段翼型(前缘缝翼、主翼、后缘襟翼)的参数化优化设计方法。在三维增升装置设计中,根据增升装置在机翼展向和弦向的布置方式,取若干关键截面,按照三段翼型的优化结果生成三维增升装置。对三维增升起飞构型和着陆构型的气动特性分析评估表明,所设计的三维增升装置满足设定的气动目标。 相似文献
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在襟翼上表面填充多孔吸声材料,虽然缝道的噪声有所降低,但翼型升力系数也有较大损失。为了确定是否因多孔材料造成翼面粗糙度增加而降低了升力系数,也为了进一步确定数值模拟中粗糙表面简化模型的适用性,通过风洞试验和数值模拟进行研究。数值模拟采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度,采用ANSYS-Fluent的二维模块、非结构网格和k-ωSST湍流模型进行计算。风洞试验在某NF-3低速翼型风洞中完成,采用等弦长的二维测压模型,光滑模型表面是通过在吸声材料上覆盖光滑薄膜实现的。结果表明:可以采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度对升力特性的影响;吸声材料的粗糙度影响翼型的升力系数。因此,若通过吸声材料降低缝道流动噪声,需要进一步研究吸声性能好且表面比较光滑的材料/结构。 相似文献
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79.
翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。 相似文献
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本文提出一种适用于可控环量机翼研究的势流/粘性流的数值解法,包括钝体分离绕流的一种势流解,以及改进的Spalding统一边界层理论的解。通过对具有壁面切向喷流可控环量圆柱绕流和类椭圆翼绕流所作出的数值计算表明,在其计算模型确定后,就不必依赖实验数据来模拟实际问题,计算结果与实验数据符合较好。 相似文献