跨声速机翼阻力分解的一种改进方法
发布时间：2021-08-17 07:25
提出黏性区域探测器的一种改进形式,并用于捕捉激波和翼梢涡的熵增阻力;给出尾迹平面的可压缩涡动力学诱导阻力表达式,并与基于热力学的诱导阻力对比。在跨声速来流状态下,对ONERA M6和某民用飞机巡航状态下的机翼阻力进行分解,同时分析该民用飞机机翼安装翼梢小翼前、后的远场阻力构成。结果表明:新的区域探测器合理可靠,黏性阻力与伪熵阻力的计算结果更加准确;2种诱导阻力计算方式的计算结果一致,但基于涡动力学的诱导阻力计算方法受积分平面位置的影响更小;安装翼梢小翼基本不影响整个流场的黏性阻力,减阻的主要效果体现为诱导阻力的减小。
【文章来源】：计算机辅助工程. 2019,28(03)
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
机翼物面网格和65%展向站位压力因数分布b)65%展向站位压力因数
激波的上、下游区域，区域探测函数F满足Fshock＞Kcw时认为是激波区域。Kcw的定义为Kcw=(1+0．5(γ－1)F2shock，max)(γF2shock，max－0．5(γ－1槡))(18)式中:Fshock，max为Fshock的最大值。LOVELY等［22］提出改进判据F'shock，即F'shock=－a1ΔpΔ·(ρV)+M·ΔpΔp＞Kcw(19)F'shock增加额外项考虑激波的移动，适用范围更广泛。激波区域的探测结果见图2，其中ds/Ｒ为当地熵增。探测器捕捉到机翼的λ激波，且没有混杂边界层的熵增。图2激波区域可视化探测结果2．3黏性区域探测器定义边界层和黏性尾迹区域的区域探测函数为Fviscous=μl+μtμl(20)式中:μl和μt分别为层流黏性系数和湍流黏性系数。［3］当Fviscous满足Fviscous＞Kbl·Fviscous，∞时，认为所在位置属于边界层和黏性尾迹区域，其中Kbl为截断常数(通常设为1．1)，Fviscous，∞为探测函数在远场边界的取值。要注意区域的划分应对Kbl取值不敏感。未加修正项的黏性探测器可视化结果见图3a)。在近似二维流动的翼根位置，采用基于Fviscous的探测器可较好地识别出边界层和尾迹区域，基本覆盖局部熵增较大的区域。然而，在靠近翼梢的区域，基于Fviscous的探测器只捕捉到边界层和尾迹部分的熵增，没能捕捉到翼梢涡对上翼面影响导致的熵增。M?HEUT等［23］提出uirr表达式成立的条件为p＜p∞，因此在流动分离区域、涡量强的区?
http://www．chinacae．cncae@shmtu．edu．cn;smucae@163．coma)未加修正项的探测结果b)添加修正项并排除激波区域的探测结果图3不同黏性探测器的可视化结果2．4阻力分解结果随积分平面的变化为减少网格数量，边界层和尾迹区域网格划分较密集，远场边界附近区域网格较稀疏。远场的数值耗散要大于实际情况，因此实际计算时通常只对积分平面的尾迹区域进行积分，以排除数值耗散和网格粗化的影响。积分平面法得到的阻力构成随dx/c的变化曲线见图4。图4ONEＲAM6的阻力构成随积分位置的变化图4中:DffT为基于热力学的远场总阻力;DffV为基于涡动力学的远场总阻力;Dv为积分平面上游的黏性阻力计算结果，用以直观表示尾迹区域黏性阻力的增加;下标old和new分别指Fviscous和F'viscous的熵增阻力分解结果;dx为积分平面距机翼后缘的距离;c为平均气动弦长。由此可以看出，随着dx/c的增大，黏性阻力增大，诱导阻力减小，这是诱导阻力在黏性尾迹区域的耗散的结果。使用Fviscous的确会将一部分黏性阻力当做伪熵阻力，导致黏性阻力项偏小，而改进的F'viscous可正确识别黏性区域，从而获得更准确的黏性阻力和更小的伪熵阻力。远场阻力约在dx/c=60的位置与近场阻力平衡。诱导阻力的2种计算方法结果基本一致，只是DiV在dx/c＜1时，出现诱导阻力计算偏小的情况，这是因为积分平面的流动变量不能满足线性化条件。另外，DiV在1＜dx/c＜10的近场区域受积分平面移动的影响较小，约为50．0个阻力因数单位，积分结果具有更好的一致性;基于热力学的DiT在近场区域仍然变化
【参考文献】：
期刊论文
[1]大型客机远场阻力分解方法验证研究[J]. 李典,郝海兵,颜洪,梁益华. 航空计算技术. 2018(05)
[2]阻力精确分解的方法研究与数值模拟[J]. 高飞飞,郝海兵,颜洪. 航空计算技术. 2017(02)
[3]基于尾迹积分的阻力计算方法研究[J]. 陈真利,张彬乾. 空气动力学学报. 2009(03)
本文编号：3347339
【文章来源】：计算机辅助工程. 2019,28(03)
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
机翼物面网格和65%展向站位压力因数分布b)65%展向站位压力因数
激波的上、下游区域，区域探测函数F满足Fshock＞Kcw时认为是激波区域。Kcw的定义为Kcw=(1+0．5(γ－1)F2shock，max)(γF2shock，max－0．5(γ－1槡))(18)式中:Fshock，max为Fshock的最大值。LOVELY等［22］提出改进判据F'shock，即F'shock=－a1ΔpΔ·(ρV)+M·ΔpΔp＞Kcw(19)F'shock增加额外项考虑激波的移动，适用范围更广泛。激波区域的探测结果见图2，其中ds/Ｒ为当地熵增。探测器捕捉到机翼的λ激波，且没有混杂边界层的熵增。图2激波区域可视化探测结果2．3黏性区域探测器定义边界层和黏性尾迹区域的区域探测函数为Fviscous=μl+μtμl(20)式中:μl和μt分别为层流黏性系数和湍流黏性系数。［3］当Fviscous满足Fviscous＞Kbl·Fviscous，∞时，认为所在位置属于边界层和黏性尾迹区域，其中Kbl为截断常数(通常设为1．1)，Fviscous，∞为探测函数在远场边界的取值。要注意区域的划分应对Kbl取值不敏感。未加修正项的黏性探测器可视化结果见图3a)。在近似二维流动的翼根位置，采用基于Fviscous的探测器可较好地识别出边界层和尾迹区域，基本覆盖局部熵增较大的区域。然而，在靠近翼梢的区域，基于Fviscous的探测器只捕捉到边界层和尾迹部分的熵增，没能捕捉到翼梢涡对上翼面影响导致的熵增。M?HEUT等［23］提出uirr表达式成立的条件为p＜p∞，因此在流动分离区域、涡量强的区?
http://www．chinacae．cncae@shmtu．edu．cn;smucae@163．coma)未加修正项的探测结果b)添加修正项并排除激波区域的探测结果图3不同黏性探测器的可视化结果2．4阻力分解结果随积分平面的变化为减少网格数量，边界层和尾迹区域网格划分较密集，远场边界附近区域网格较稀疏。远场的数值耗散要大于实际情况，因此实际计算时通常只对积分平面的尾迹区域进行积分，以排除数值耗散和网格粗化的影响。积分平面法得到的阻力构成随dx/c的变化曲线见图4。图4ONEＲAM6的阻力构成随积分位置的变化图4中:DffT为基于热力学的远场总阻力;DffV为基于涡动力学的远场总阻力;Dv为积分平面上游的黏性阻力计算结果，用以直观表示尾迹区域黏性阻力的增加;下标old和new分别指Fviscous和F'viscous的熵增阻力分解结果;dx为积分平面距机翼后缘的距离;c为平均气动弦长。由此可以看出，随着dx/c的增大，黏性阻力增大，诱导阻力减小，这是诱导阻力在黏性尾迹区域的耗散的结果。使用Fviscous的确会将一部分黏性阻力当做伪熵阻力，导致黏性阻力项偏小，而改进的F'viscous可正确识别黏性区域，从而获得更准确的黏性阻力和更小的伪熵阻力。远场阻力约在dx/c=60的位置与近场阻力平衡。诱导阻力的2种计算方法结果基本一致，只是DiV在dx/c＜1时，出现诱导阻力计算偏小的情况，这是因为积分平面的流动变量不能满足线性化条件。另外，DiV在1＜dx/c＜10的近场区域受积分平面移动的影响较小，约为50．0个阻力因数单位，积分结果具有更好的一致性;基于热力学的DiT在近场区域仍然变化
【参考文献】：
期刊论文
[1]大型客机远场阻力分解方法验证研究[J]. 李典,郝海兵,颜洪,梁益华. 航空计算技术. 2018(05)
[2]阻力精确分解的方法研究与数值模拟[J]. 高飞飞,郝海兵,颜洪. 航空计算技术. 2017(02)
[3]基于尾迹积分的阻力计算方法研究[J]. 陈真利,张彬乾. 空气动力学学报. 2009(03)
本文编号：3347339
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