為在大攻角下提升機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)性能,提出一種在機(jī)翼結(jié)構(gòu)表面開(kāi)孔,建立廊道連通上、下翼面的方法,可促使飛機(jī)從失速狀態(tài)中改出。采用Realizable k-ε湍流模型和SIMPLE算法,在fluent軟件上數(shù)值模擬了不同攻角下,機(jī)翼表面開(kāi)孔的大小及角度對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響,并討論了開(kāi)孔機(jī)翼表面繞流的規(guī)律。結(jié)果顯示,對(duì)比基于NACA0018翼型的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼,在小攻角條件下,表面開(kāi)孔機(jī)翼的升力系數(shù)略低;但當(dāng)攻角增至16°時(shí),標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼開(kāi)始出現(xiàn)明顯的失速特征,而此時(shí)開(kāi)孔機(jī)翼的升力系數(shù)高于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼,可在大攻角下維持良好的氣動(dòng)性能。以圓形開(kāi)孔為基礎(chǔ),研究了不同開(kāi)孔尺寸對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響,數(shù)據(jù)表明,當(dāng)開(kāi)孔尺寸較小時(shí),在大攻角下機(jī)翼的升力系數(shù)隨開(kāi)孔尺寸的增大而增大,當(dāng)?shù)竭_(dá)臨界值即開(kāi)孔尺寸為006m時(shí),氣動(dòng)性能最佳,繼續(xù)增大開(kāi)孔尺寸,機(jī)翼的升力系數(shù)反而減小。另外,順時(shí)針傾斜方向的開(kāi)孔方式,其氣動(dòng)性能要優(yōu)于垂直于弦線方向的開(kāi)孔方式。 

【文章來(lái)源】：沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào). 2020,37(04)

【文章頁(yè)數(shù)】：12 頁(yè)

【部分圖文】：

標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和開(kāi)孔機(jī)翼三維模型圖

圖2為計(jì)算域網(wǎng)格的劃分情況及機(jī)翼表面網(wǎng)格劃分情況。在機(jī)翼的前緣建立半徑為10c的半圓弧邊界，在機(jī)翼后緣建立長(zhǎng)度和寬度都為10c矩形邊界，翼展方向?yàn)闄C(jī)翼的展長(zhǎng)。流體網(wǎng)格全部使用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，采用Realizable k-ε湍流模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理方法。對(duì)機(jī)翼的邊界層進(jìn)行處理，使得首層網(wǎng)格的高度的y+=100，邊界層數(shù)不少于10。開(kāi)孔機(jī)翼的網(wǎng)格數(shù)量約為150萬(wàn)，而標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的則為120萬(wàn)左右。雷諾數(shù)Re=106，介質(zhì)為空氣。流場(chǎng)的半圓弧入口及矩形下邊界設(shè)置為速度入口，矩形右邊界及上邊界條件設(shè)置為壓力出口，開(kāi)孔機(jī)翼和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的上下表面均設(shè)為無(wú)滑移壁面，使用壓力修正的SIMPLE迭代算法和二階迎風(fēng)格式。各參數(shù)收斂殘差值設(shè)置為10-6，合理調(diào)節(jié)松弛因子，使得殘差曲線達(dá)到收斂狀態(tài)。2 結(jié)果與分析

為進(jìn)一步探究開(kāi)孔機(jī)翼在大攻角下的氣動(dòng)性能，將標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和開(kāi)孔機(jī)翼在攻角為10°及20°時(shí)的壓力云圖分布情況進(jìn)行了比較。當(dāng)攻角為10°時(shí)，機(jī)翼表面的壓力云圖如圖4所示。標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的上表面壓力從前緣到后緣逐層遞增，且在機(jī)翼的前緣處最小。此時(shí)，由于表面開(kāi)孔，少部分氣體從下表面經(jīng)孔流至上表面，且上表面孔后部分氣體出現(xiàn)回流現(xiàn)象，導(dǎo)致開(kāi)孔機(jī)翼的上表面壓力在機(jī)翼的前端明顯高于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，下表面的壓力略低于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼。因此，當(dāng)攻角為10°時(shí)，開(kāi)孔機(jī)翼升力系數(shù)小于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]基于射流飛控技術(shù)的無(wú)操縱面飛行器研究進(jìn)展[J]. 徐悅,杜海,李巖,李小飛,陳黎.  航空科學(xué)技術(shù). 2019(04)
[2]零質(zhì)量射流對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型動(dòng)態(tài)失速特性的影響[J]. 祝健,王曉東,馬璐,康順.  可再生能源. 2019(03)
[3]微型撲旋翼飛行器懸停的空氣動(dòng)力學(xué)研究[J]. 周超,吳江浩.  無(wú)人系統(tǒng)技術(shù). 2018(04)
[4]尾緣襟翼縫隙大小對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響[J]. 賈亞雷,韓中合,安鵬,李恒凡,董帥.  空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào). 2018(01)
[5]超聲速飛行器后緣舵縫隙影響研究[J]. 王明昆,馬林靜,張?jiān)o,周丹杰.  戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈技術(shù). 2017(02)
[6]射流技術(shù)提升風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能研究[J]. 丁文祥,蔡新,張羽,高強(qiáng).  可再生能源. 2016(02)
[7]合成射流對(duì)角區(qū)馬蹄渦的影響研究[J]. 王建明,馬馳,李明,朱建勇,馬樹(shù)元.  航空科學(xué)技術(shù). 2016(01)
[8]翼尖開(kāi)孔吹氣流動(dòng)控制數(shù)值模擬研究[J]. 龔志斌,李杰,張恒.  航空計(jì)算技術(shù). 2015(04)
[9]撲翼飛行器機(jī)翼開(kāi)孔對(duì)氣動(dòng)特性的影響研究[J]. 高廣林,宋筆鋒,王利光,丁祥.  實(shí)驗(yàn)流體力學(xué). 2010(05)



本文編號(hào)：3250005