三角形机翼参数化有限元网格划分与调整方法

为缩短有限元建模周期,提高三角形机翼结构分析、设计与优化的效率疲,首先,以其满足预定气动性能的几何外形为输入,定义了易用的有限元节点与单元的编号规则;基于可设计的机翼内部构型参数及可变的有限元尺寸参数的设置,引入了翼肋贯穿截止准则以满足任意输入的内部构型的初步判断;借助自定义形状矩阵完成了节点布置与单元生成,进一步通过有限元网格细化完成了开口设置、翼肋贯穿位置修正及桁条建模.然后,基于已建立的有限元网格实现了内外侧副翼翼肋位置的小幅调整及旋转舵面的角度调整,以满足不同飞行状态下结构分析需求.最后,应用PCL语言开发了参数化建模模块,实例表明了方法的有效性和模块可靠性.      

上仰及小振幅振荡三角翼流动显示研究

为验证折合频率与无量纲频率对涡破裂点位置的影响,在北航大水洞用动态机构三角翼分别进行了不同折合频率k(k=à C/2U∞)的上仰.停止运动及不同无量纲n(n=fc/U∞)的小振幅的俯仰振荡实验.实验结果表明,在不同迎角范围上仰时不同折合频率对涡破裂点位置有很大影响,如在破裂涡迎角范围.破裂点随迎角的变化曲线会出现山峰状;对于在破裂涡区作小振幅振荡的三角翼,无量纲频率n,对破裂点位置变化也有很大影响.其中,无量纲频率n在1.0左右时为临界值.     

双三角翼飞机气动力工程计算研究

 双三角机翼比三角机翼气动布局具有更优越的升阻特性.飞机空气动力的工程计算是用数值方法寻求飞机最优设计方案的基础.采用基于面积比思想的半经验工程算法计算了双三角翼飞机的升力系数曲线斜率、零升阻力系数和诱导阻力因子.结果经风洞试验数据校验,精度完全能满足飞机方案设计要求.算法在某改型飞机方案设计中得到了成功的应用.     

后缘喷流对三角翼绕流影响的N-S方程数值分析

本文用拟压缩性方法求解不可压流雷诺平均拟压缩Ｎ－Ｓ方程组,对带有后缘喷流的三角翼粘性绕流进行了数值模拟,求解中采用了Ｂｅａｍ－Ｗａｒｍｉｎｇ隐式近似因子分解格式以及ＭＭＬ代数湍流模型。计算结果说明,后缘喷流使涡核压强降低,使涡核速度增大,从而对三角翼前缘分离涡有稳定作用,并能增大上翼面的负压值和下翼面的正压值,从而可以增加部分升力。计算结果还说明,喷口面积或喷流下偏会使上述作用增强。     

后缘喷流对三角翼前缘涡的影响

本实验应用染色液流动显示技术和激光测速技术 (LDV)研究了 6 0°后掠三角翼在后缘差动喷流、对称喷流情况下前缘涡破裂位置、涡核的空间分布、涡核的速度分布以及三角翼背风面流动结构随迎角的演化等。实验结果表明 ,喷流增大了三角翼前缘涡涡核保持高速度的区域 ,推迟了涡核减速的位置 ,在大迎角情况下 ,对称喷流有助于消除由前缘涡振荡引起的“摇滚”现象。     

双立尾/三角翼布局的立尾抖振研究

在北航的风洞中进行了双立尾-三角翼布局的立尾抖振实验,目的是研究立尾抖振产生的原因.主要采用了激光测振仪测立尾加速度和动态压力传感器测立尾表面的动态压力的实验方法.实验结果表明在旋涡破裂以后,立尾上就会产生强烈的抖振.抖振是由立尾上表面压力的周期性脉动造成的.对机翼和立尾表面的压力频谱分析表明,立尾上的压力脉动来源于机翼前旋涡破裂流中的螺旋波.对于本实验使用的模型来说,当机翼迎角α=0°~20°范围,由于流动是附着流和涡流,所以立尾没有明显抖振;当机翼迎角在α=20°~56°范围,立尾处在破裂涡流的范围,立尾抖振明显,并且抖振强度在35°~50°之间达到最大.因此,三角翼破裂涡流中的螺旋波正是双立尾产生抖振的主要原因.     

低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构实验研究

通过水洞流动显示实验对低雷诺数非细长三角翼绕流流动结构进行了研究,特别是前缘剖面对50°三角翼绕流涡结构的影响及存在双涡结构时模型的最大后掠角.实验表明,双涡结构对染色液的注入位置很敏感,且这一双涡结构现象在64°三角翼绕流中仍可观测到;此外,前缘剖面形状严重影响涡破裂位置及涡核的空间分布.与迎风面倒角前缘相比,背风面倒角的三角翼易于产生双涡结构、可以推迟涡破裂并使涡核靠近模型上表面,进而有利于提高三角翼的气动特性.     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

前缘修形三角翼翼面背风区涡系研究

本文对一组前缘修形三角翼翼面背风区流场进行了实验研究,给出了几种修形三角翼上翼面处空间涡系涡迹及表面流谱,研究了各涡之间的相互干扰。结果表明:使用前缘修形可以在一定程度上避免基本三角翼大迎角时产生的翼面主涡破碎;修形三角翼翼面背风区存在两条较为稳定的涡,两涡间有利干扰将改善翼面处流场。     

动态试验中支架对三角翼涡破碎影响研究

在南京航空航天大学低我洞中用前缘后掠角分别为６５°和７０°三角翼模型，采用不同厚度和不同位置安装的类似后横向支架进行过失速非定常破碎涡的测定实验，涡及破碎点位置由ＴｉＣｌ４烟流显示，并用相机记录。实验表明，在非定常过失速情况下，涡的破碎位置和非定常气动力一样具有迟滞环特性。