發(fā)布時間：2021-06-11 02:46

　　采用計算流體力學(xué)方法,研究在不同位置開射流口的環(huán)量控制方法對S809翼型氣動性能的影響,研究發(fā)現(xiàn),當Re=1×10⁶,射流口高度h=0.2%c（c為翼型弦長）時,不同攻角下,射流口位于75%c處,控制效果優(yōu)于70%c、80%c、90%c處,其中在18°攻角下,升阻比相比原始S809翼型最大可提高51%;在此基礎(chǔ)上研究了射流口位于75%c時,不同射流高度對S809翼型氣動性能的影響,發(fā)現(xiàn)射流口高度為0.1%c時,控制效果較好,且耗能最小。 

【文章來源】：太陽能學(xué)報. 2020,41(07)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

計算域示意圖

圖3 計算域示意圖為了驗證數(shù)值方法的有效性，本文首先在Re=1×106情況下對S809翼型在0°～20°攻角范圍內(nèi)的繞流進行計算，并與文獻[7]的模擬值和文獻[8]的實驗值進行對比，見圖5，本文的阻力系數(shù)模擬值接近徐帥模擬值，對升力系數(shù)，當攻角小于8°時，本文的模擬結(jié)果較接近徐帥的模擬值，且兩者均小于實驗值；當攻角為10°、12°和18°時，本文的升力系數(shù)模擬值在文獻[7]模擬值及實驗值之間；當攻角為14°、16°和20°時，本文的升力系數(shù)模擬值低于實驗值和文獻[7]模擬值�？偟膩碚f，三者吻合較好，驗證了該方法的有效性。

為了驗證數(shù)值方法的有效性，本文首先在Re=1×106情況下對S809翼型在0°～20°攻角范圍內(nèi)的繞流進行計算，并與文獻[7]的模擬值和文獻[8]的實驗值進行對比，見圖5，本文的阻力系數(shù)模擬值接近徐帥模擬值，對升力系數(shù)，當攻角小于8°時，本文的模擬結(jié)果較接近徐帥的模擬值，且兩者均小于實驗值；當攻角為10°、12°和18°時，本文的升力系數(shù)模擬值在文獻[7]模擬值及實驗值之間；當攻角為14°、16°和20°時，本文的升力系數(shù)模擬值低于實驗值和文獻[7]模擬值�？偟膩碚f，三者吻合較好，驗證了該方法的有效性。2 計算結(jié)果及分析

【參考文獻】：
期刊論文
[1]前緣靜止及振動微小圓柱對S809翼型氣動性能的影響[J]. 徐帥,黃典貴.  熱能動力工程. 2017(08)
[2]風(fēng)力機翼型在復(fù)合運動下的動態(tài)失速數(shù)值分析[J]. 劉雄,梁濕.  工程力學(xué). 2016(12)
[3]環(huán)量控制對翼型氣動特性的作用機理[J]. 張艷華,張登成,胡孟權(quán),鄭無計,李靖濤.  空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版). 2015(01)
[4]穩(wěn)定射流環(huán)量控制的仿真研究[J]. 鄭無計,張登成,張艷華,李靖濤.  航空計算技術(shù). 2014(04)



本文編號：3223647