高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究
发布时间：2021-08-27 14:32
分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式（尾支撑、腹支撑和条带支撑）的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma>0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。
【文章来源】：空气动力学学报. 2019,37(01)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
图１Ｔｙ－１５４标模外形尺寸图（单位：ｍ）Ｆｉｇ．１ＳｋｅｔｃｈｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌ
（ｃ）腹支撑（ｄ）条带悬挂支撑图２Ｔｙ－１５４标模与三种支撑方式（半模）Ｆｉｇ．２Ｔｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｉｔｓｓｕｐｐｏｒｔｓ（ｈａｌｆｍｏｄｅｌ）对于处理复杂外形计算域更有优势的多区重叠／嵌套（Ｃｈｉｍｅｒａ）网格方法，将复杂的流动区域分成几何边界比较简单的子区域，各子区域中的计算网格独立生成，彼此存在着重叠或嵌套关系，流场信息通过插值在重叠区边界进行匹配和耦合［１８］。由于研究中仅涉及模型的纵向气动特性，为节省网格计算资源，对半模型进行了网格划分。图３给出了计算模型表面及对称面网格划分情况，网格单元总量视构型不同从３３０万～４００万不等。在网格划分时，首先生成带支撑的计算网格，无支撑时，仅将支架贴体网格删除，其外围的背景网格保留（图３未给出），尽最大可能的保证了有无支撑网格间的一致性，减少网格因素带来的数值误差。（ａ）Ｔｙ－１５４模型（ｂ）Ｔｙ－１５４模型＋尾支撑（ｃ）Ｔｙ－１５４模型＋腹支撑（ｄ）Ｔｙ－１５４模型＋条带悬挂支撑图３模型表面及对称面网格划分及挖洞结果Ｆｉｇ．３ＳｕｒｆａｃｅａｎｄｓｙｍｍｅｔｒｙｐｌａｎｅｇｒｉｄｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｈｏｌｅ－ｃｕｔｔｉｎｇｒｅｓｕｌｔｓ１．３数值方法的可靠性验证图６给出了数值模拟与试验结果的对比，包括升力系数（ＣＬ）、阻力系数（ＣＤ）和俯仰力矩系数（Ｃｍ）随迎角的变化。其中实线是计算结果，圆圈代表试验结果。风洞试验是在２．４
ｐｌａｎｅｇｒｉｄｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｈｏｌｅ－ｃｕｔｔｉｎｇｒｅｓｕｌｔｓ１．３数值方法的可靠性验证图６给出了数值模拟与试验结果的对比，包括升力系数（ＣＬ）、阻力系数（ＣＤ）和俯仰力矩系数（Ｃｍ）随迎角的变化。其中实线是计算结果，圆圈代表试验结果。风洞试验是在２．４米风洞中采用条带支撑方式进行的，已通过试验方法扣除了支撑干扰量；数值模拟采用干净构型的Ｔｙ－１５４模型布局，没有任何支撑方式。图４Ｔｙ－１５４标模数值计算结果与试验结果的比较（Ｍａ＝０．６）Ｆｉｇ．４ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｂｅｔｗｅｅｎＣＦＤａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｒｅｓｕｌｔｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌ（Ｍａ＝０．６）可以看出数值与试验结果的升阻曲线吻合得很好，只在失速迎角后略有差异；俯仰力矩曲线数值与试验结果变化趋势一致，在α≤５°迎角时，数值结果力矩系数与试验基本一致，考虑到失速迎角后流动分离现象严重，试验结果精准度降低，且基于ＲＡＮＳ的数值方法对于分离现象模拟不足，α＞５°时力矩差异较为明显。在支撑干扰量的可靠性验证中，支撑的存在对模型产生的干扰采用如下公式计算：ΔＣｘ＝Ｃｘ，（Ｍｏｄｅｌ＋Ｓｕｐｐｏｒｔ）－Ｃｘ，Ｍｏｄｅｌ（６）图６中“?”符号代表在２．４ｍ风洞中使用条带７０空气动力学学报第３７卷
【参考文献】：
期刊论文
[1]2.4m跨声速风洞壁板参数对核心流均匀性的影响[J]. 刘光远,王瑞波,郭秋亭,魏志,谢疆宇. 航空学报. 2015(09)
[2]小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究[J]. 苏继川,黄勇,李永红,钟世东,单继祥. 空气动力学学报. 2015(03)
[3]大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究[J]. 熊能,林俊,贺中,郭旦平. 实验流体力学. 2012(02)
[4]2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究[J]. 王瑞波,吴军强,郭秋亭,魏志,钟世东. 实验流体力学. 2012(01)
[5]CFD模拟方法的发展成就与展望[J]. 阎超,于剑,徐晶磊,范晶晶,高瑞泽,姜振华. 力学进展. 2011(05)
[6]大上翘机身后体设计方法[J]. 张彬乾,王元元,段卓毅,董强,张子东,毛旭明. 航空学报. 2010(10)
[7]低速增压风洞支架干扰的数值研究[J]. 王延奎,刘伟,邓学蓥,陈宝,张连河. 飞机设计. 2009(02)
[8]无尾布局支撑干扰数值模拟[J]. 段卓毅,王运涛,庞宇飞,洪俊武. 实验流体力学. 2007(04)
[9]大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径[J]. 陈德华,林俊,郭旦平,熊能. 流体力学实验与测量. 2004(02)
[10]机身后体气动特性及其张线支撑影响研究[J]. 王延奎,黄涛,邓学蓥. 力学学报. 2004(03)
硕士论文
[1]高速风洞条带悬挂支撑干扰特性及机理分析研究[D]. 李强.中国空气动力研究与发展中心 2015
本文编号：3366528
【文章来源】：空气动力学学报. 2019,37(01)北大核心CSCD
【文章页数】：7 页
【部分图文】：
图１Ｔｙ－１５４标模外形尺寸图（单位：ｍ）Ｆｉｇ．１ＳｋｅｔｃｈｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌ
（ｃ）腹支撑（ｄ）条带悬挂支撑图２Ｔｙ－１５４标模与三种支撑方式（半模）Ｆｉｇ．２Ｔｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｉｔｓｓｕｐｐｏｒｔｓ（ｈａｌｆｍｏｄｅｌ）对于处理复杂外形计算域更有优势的多区重叠／嵌套（Ｃｈｉｍｅｒａ）网格方法，将复杂的流动区域分成几何边界比较简单的子区域，各子区域中的计算网格独立生成，彼此存在着重叠或嵌套关系，流场信息通过插值在重叠区边界进行匹配和耦合［１８］。由于研究中仅涉及模型的纵向气动特性，为节省网格计算资源，对半模型进行了网格划分。图３给出了计算模型表面及对称面网格划分情况，网格单元总量视构型不同从３３０万～４００万不等。在网格划分时，首先生成带支撑的计算网格，无支撑时，仅将支架贴体网格删除，其外围的背景网格保留（图３未给出），尽最大可能的保证了有无支撑网格间的一致性，减少网格因素带来的数值误差。（ａ）Ｔｙ－１５４模型（ｂ）Ｔｙ－１５４模型＋尾支撑（ｃ）Ｔｙ－１５４模型＋腹支撑（ｄ）Ｔｙ－１５４模型＋条带悬挂支撑图３模型表面及对称面网格划分及挖洞结果Ｆｉｇ．３ＳｕｒｆａｃｅａｎｄｓｙｍｍｅｔｒｙｐｌａｎｅｇｒｉｄｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｈｏｌｅ－ｃｕｔｔｉｎｇｒｅｓｕｌｔｓ１．３数值方法的可靠性验证图６给出了数值模拟与试验结果的对比，包括升力系数（ＣＬ）、阻力系数（ＣＤ）和俯仰力矩系数（Ｃｍ）随迎角的变化。其中实线是计算结果，圆圈代表试验结果。风洞试验是在２．４
ｐｌａｎｅｇｒｉｄｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌａｎｄｈｏｌｅ－ｃｕｔｔｉｎｇｒｅｓｕｌｔｓ１．３数值方法的可靠性验证图６给出了数值模拟与试验结果的对比，包括升力系数（ＣＬ）、阻力系数（ＣＤ）和俯仰力矩系数（Ｃｍ）随迎角的变化。其中实线是计算结果，圆圈代表试验结果。风洞试验是在２．４米风洞中采用条带支撑方式进行的，已通过试验方法扣除了支撑干扰量；数值模拟采用干净构型的Ｔｙ－１５４模型布局，没有任何支撑方式。图４Ｔｙ－１５４标模数值计算结果与试验结果的比较（Ｍａ＝０．６）Ｆｉｇ．４ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｂｅｔｗｅｅｎＣＦＤａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｒｅｓｕｌｔｓｏｆＴｙ－１５４ｍｏｄｅｌ（Ｍａ＝０．６）可以看出数值与试验结果的升阻曲线吻合得很好，只在失速迎角后略有差异；俯仰力矩曲线数值与试验结果变化趋势一致，在α≤５°迎角时，数值结果力矩系数与试验基本一致，考虑到失速迎角后流动分离现象严重，试验结果精准度降低，且基于ＲＡＮＳ的数值方法对于分离现象模拟不足，α＞５°时力矩差异较为明显。在支撑干扰量的可靠性验证中，支撑的存在对模型产生的干扰采用如下公式计算：ΔＣｘ＝Ｃｘ，（Ｍｏｄｅｌ＋Ｓｕｐｐｏｒｔ）－Ｃｘ，Ｍｏｄｅｌ（６）图６中“?”符号代表在２．４ｍ风洞中使用条带７０空气动力学学报第３７卷
【参考文献】：
期刊论文
[1]2.4m跨声速风洞壁板参数对核心流均匀性的影响[J]. 刘光远,王瑞波,郭秋亭,魏志,谢疆宇. 航空学报. 2015(09)
[2]小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究[J]. 苏继川,黄勇,李永红,钟世东,单继祥. 空气动力学学报. 2015(03)
[3]大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究[J]. 熊能,林俊,贺中,郭旦平. 实验流体力学. 2012(02)
[4]2.4m跨声速风洞试验质量影响因素分析及改进措施研究[J]. 王瑞波,吴军强,郭秋亭,魏志,钟世东. 实验流体力学. 2012(01)
[5]CFD模拟方法的发展成就与展望[J]. 阎超,于剑,徐晶磊,范晶晶,高瑞泽,姜振华. 力学进展. 2011(05)
[6]大上翘机身后体设计方法[J]. 张彬乾,王元元,段卓毅,董强,张子东,毛旭明. 航空学报. 2010(10)
[7]低速增压风洞支架干扰的数值研究[J]. 王延奎,刘伟,邓学蓥,陈宝,张连河. 飞机设计. 2009(02)
[8]无尾布局支撑干扰数值模拟[J]. 段卓毅,王运涛,庞宇飞,洪俊武. 实验流体力学. 2007(04)
[9]大型飞机高速气动力关键问题解决的技术手段及途径[J]. 陈德华,林俊,郭旦平,熊能. 流体力学实验与测量. 2004(02)
[10]机身后体气动特性及其张线支撑影响研究[J]. 王延奎,黄涛,邓学蓥. 力学学报. 2004(03)
硕士论文
[1]高速风洞条带悬挂支撑干扰特性及机理分析研究[D]. 李强.中国空气动力研究与发展中心 2015
本文编号：3366528
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