变形振荡翼的动态失速特性研究
发布时间：2021-03-31 19:10
该文针对NACA0012振荡翼型动态失速流动现象,采用二维非定常数值模拟的方法,在考察湍流模型和网格分辨率影响的基础上,对比了动网格、多参考系动流域和网格点直接更新法模拟翼型动态失速引起气动力非线性迟滞特性的能力,并侧重分析了轻失速和深失速工况、刚性翼和圆弧变形翼的升阻力曲线及涡量场随攻角变化的演化过程。结果表明:（1）三种模拟振荡翼流场的数值计算方法是等价的;（2）轻失速和深失速工况下的流场结构区别明显,轻失速在振荡周期内流场结构变化不大,而深失速流场出现了明显的分离涡结构,变化剧烈;（3）不同大小变形量对翼型升力系数有着明显影响;合适的变形量大小能够减弱翼型下俯过程中的升力振荡现象;变形量的增大可抑制上仰过程中涡的分离,从而推迟了深失速迟滞效应的发生。
【文章来源】：水动力学研究与进展（A辑）. 2019,34(03)北大核心CSCD
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions
张俊伟，等：变形振荡翼的动态失速特性研究333散均采用二阶精度，应用基于压力基并耦合速度场，实现控制方程组的同步求解。流场计算采用速度入口和压力出口边界条件，翼型表面设置为无滑移壁面。在非定常数值计算时，以初始固定角度的稳态流场作为初场，通过监控方程迭代残差和翼型表面的气动力系数的周期性变化判断计算结果的收敛性。根据先前的测试表明[25-26]，计算时间步长取振荡周期T的1/1000，整个数值计算的周期大约为5个周期可获得计算收敛解，将最后一个周期的流场作为最终数值分析的结果。1.2网格结构以NACA0012翼型为研究对象，选定的计算域范围为85C×70C，其中翼型旋转轴位于距左侧入口边界35C的中间位置，翼型周围包含半径为5C的旋转区域，C为翼型的弦长，整个计算域如图1所示。采用ICEMCFD软件生成的全结构化网格，并对翼型表面附近进行局部加密，以保证y+<=1。图1模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型变形规律翼型的变形采用中弧线圆弧变形方式，并保证中弧线弧长不变，即=||=C，其控制方程为：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL为变形时前缘点在竖直方向的最大变形量，hcT为变形时尾缘点在竖直方向的最大变形量。S为相对于弦长C的变形量自定义系数；O点为俯仰轴中心，在变形过程中保持位置不变；R为圆弧半径。翼型的变形采用用户自定义程序(UDF)进行控制。图2圆弧变形方式示意图Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰运动规律设距翼型前缘0.25倍弦长位置为俯仰轴，翼型绕轴俯仰运动的攻角变化规律为0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0为平均攻角；α为攻
张俊伟，等：变形振荡翼的动态失速特性研究333散均采用二阶精度，应用基于压力基并耦合速度场，实现控制方程组的同步求解。流场计算采用速度入口和压力出口边界条件，翼型表面设置为无滑移壁面。在非定常数值计算时，以初始固定角度的稳态流场作为初场，通过监控方程迭代残差和翼型表面的气动力系数的周期性变化判断计算结果的收敛性。根据先前的测试表明[25-26]，计算时间步长取振荡周期T的1/1000，整个数值计算的周期大约为5个周期可获得计算收敛解，将最后一个周期的流场作为最终数值分析的结果。1.2网格结构以NACA0012翼型为研究对象，选定的计算域范围为85C×70C，其中翼型旋转轴位于距左侧入口边界35C的中间位置，翼型周围包含半径为5C的旋转区域，C为翼型的弦长，整个计算域如图1所示。采用ICEMCFD软件生成的全结构化网格，并对翼型表面附近进行局部加密，以保证y+<=1。图1模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型变形规律翼型的变形采用中弧线圆弧变形方式，并保证中弧线弧长不变，即=||=C，其控制方程为：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL为变形时前缘点在竖直方向的最大变形量，hcT为变形时尾缘点在竖直方向的最大变形量。S为相对于弦长C的变形量自定义系数；O点为俯仰轴中心，在变形过程中保持位置不变；R为圆弧半径。翼型的变形采用用户自定义程序(UDF)进行控制。图2圆弧变形方式示意图Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰运动规律设距翼型前缘0.25倍弦长位置为俯仰轴，翼型绕轴俯仰运动的攻角变化规律为0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0为平均攻角；α为攻
【参考文献】：
期刊论文
[1]后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析[J]. 马奕扬,招启军. 航空学报. 2018(05)
[2]翼型动态特性数值模拟及其影响因素分析[J]. 张瑞民,赵俊波,郭少杰. 航空计算技术. 2016(04)
[3]仿鸮翼的三维仿生翼型叶片气动特性研究[J]. 李典,刘小民,杨罗娜. 西安交通大学学报. 2016(09)
[4]Numerical investigation of transonic flow over deformable airfoil with plunging motion[J]. N.NEKOUBIN,M.R.H.NOBARI. Applied Mathematics and Mechanics（English Edition）. 2016(01)
[5]多段翼型流动非定常性计算研究[J]. 焦予秦,范娟莉,罗淞. 科学技术与工程. 2011(13)
[6]考虑转捩影响的翼型动态失速数值模拟[J]. 钱炜祺,Randolph C.K.Leung. 空气动力学学报. 2008(01)
本文编号：3111934
【文章来源】：水动力学研究与进展（A辑）. 2019,34(03)北大核心CSCD
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions
张俊伟，等：变形振荡翼的动态失速特性研究333散均采用二阶精度，应用基于压力基并耦合速度场，实现控制方程组的同步求解。流场计算采用速度入口和压力出口边界条件，翼型表面设置为无滑移壁面。在非定常数值计算时，以初始固定角度的稳态流场作为初场，通过监控方程迭代残差和翼型表面的气动力系数的周期性变化判断计算结果的收敛性。根据先前的测试表明[25-26]，计算时间步长取振荡周期T的1/1000，整个数值计算的周期大约为5个周期可获得计算收敛解，将最后一个周期的流场作为最终数值分析的结果。1.2网格结构以NACA0012翼型为研究对象，选定的计算域范围为85C×70C，其中翼型旋转轴位于距左侧入口边界35C的中间位置，翼型周围包含半径为5C的旋转区域，C为翼型的弦长，整个计算域如图1所示。采用ICEMCFD软件生成的全结构化网格，并对翼型表面附近进行局部加密，以保证y+<=1。图1模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型变形规律翼型的变形采用中弧线圆弧变形方式，并保证中弧线弧长不变，即=||=C，其控制方程为：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL为变形时前缘点在竖直方向的最大变形量，hcT为变形时尾缘点在竖直方向的最大变形量。S为相对于弦长C的变形量自定义系数；O点为俯仰轴中心，在变形过程中保持位置不变；R为圆弧半径。翼型的变形采用用户自定义程序(UDF)进行控制。图2圆弧变形方式示意图Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰运动规律设距翼型前缘0.25倍弦长位置为俯仰轴，翼型绕轴俯仰运动的攻角变化规律为0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0为平均攻角；α为攻
张俊伟，等：变形振荡翼的动态失速特性研究333散均采用二阶精度，应用基于压力基并耦合速度场，实现控制方程组的同步求解。流场计算采用速度入口和压力出口边界条件，翼型表面设置为无滑移壁面。在非定常数值计算时，以初始固定角度的稳态流场作为初场，通过监控方程迭代残差和翼型表面的气动力系数的周期性变化判断计算结果的收敛性。根据先前的测试表明[25-26]，计算时间步长取振荡周期T的1/1000，整个数值计算的周期大约为5个周期可获得计算收敛解，将最后一个周期的流场作为最终数值分析的结果。1.2网格结构以NACA0012翼型为研究对象，选定的计算域范围为85C×70C，其中翼型旋转轴位于距左侧入口边界35C的中间位置，翼型周围包含半径为5C的旋转区域，C为翼型的弦长，整个计算域如图1所示。采用ICEMCFD软件生成的全结构化网格，并对翼型表面附近进行局部加密，以保证y+<=1。图1模拟计算域与边界条件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型变形规律翼型的变形采用中弧线圆弧变形方式，并保证中弧线弧长不变，即=||=C，其控制方程为：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL为变形时前缘点在竖直方向的最大变形量，hcT为变形时尾缘点在竖直方向的最大变形量。S为相对于弦长C的变形量自定义系数；O点为俯仰轴中心，在变形过程中保持位置不变；R为圆弧半径。翼型的变形采用用户自定义程序(UDF)进行控制。图2圆弧变形方式示意图Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰运动规律设距翼型前缘0.25倍弦长位置为俯仰轴，翼型绕轴俯仰运动的攻角变化规律为0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0为平均攻角；α为攻
【参考文献】：
期刊论文
[1]后缘小翼对旋翼气动特性的控制机理及参数分析[J]. 马奕扬,招启军. 航空学报. 2018(05)
[2]翼型动态特性数值模拟及其影响因素分析[J]. 张瑞民,赵俊波,郭少杰. 航空计算技术. 2016(04)
[3]仿鸮翼的三维仿生翼型叶片气动特性研究[J]. 李典,刘小民,杨罗娜. 西安交通大学学报. 2016(09)
[4]Numerical investigation of transonic flow over deformable airfoil with plunging motion[J]. N.NEKOUBIN,M.R.H.NOBARI. Applied Mathematics and Mechanics（English Edition）. 2016(01)
[5]多段翼型流动非定常性计算研究[J]. 焦予秦,范娟莉,罗淞. 科学技术与工程. 2011(13)
[6]考虑转捩影响的翼型动态失速数值模拟[J]. 钱炜祺,Randolph C.K.Leung. 空气动力学学报. 2008(01)
本文编号：3111934
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