風洞到飛行相關性修正是獲取現(xiàn)代大型客機低速氣動特性的重要手段,通常采用增壓提高風洞試驗雷諾數(shù),而支架干擾修正是該修正體系的一個關鍵環(huán)節(jié)。采用數(shù)值模擬研究了增壓風洞腹撐的支架干擾,并分析了腹撐對飛機各部件的干擾及其對風洞流場的影響。通過數(shù)值模擬與風洞試驗對比,表明升力系數(shù)相差0.006,阻力系數(shù)最大相差0.001 2,俯仰力矩系數(shù)最大相差0.01,驗證了CFD數(shù)值模擬方法的可靠性。CFD計算結果表明:腹撐使得全機升力增加、阻力減小,俯仰力矩增加;腹撐對升力影響的主要部件是機翼,腹撐使得風洞中心以上動壓增加,提升上翼面流速,從而增加了機翼的升力;與傳統(tǒng)認識不同的是腹撐對阻力影響為負,且主要影響部件為縫翼,原因為縫翼下偏使得法矢分量向前從而減小了阻力;腹撐對俯仰力矩影響的主要部件是機身及平尾。研究結果揭示了腹撐對飛機氣動特性影響的量級、主要影響部件及其流場變化,可為支架干擾數(shù)據(jù)修正及支架優(yōu)化設計提供參考。所得結論可更好用于支架干擾試驗的開展及風洞到飛行數(shù)據(jù)的修正,具有一定的工程實用性。 

【文章來源】：航空學報. 2020,41(04)北大核心

【文章頁數(shù)】：11 頁

【部分圖文】：

模型部件貢獻

風洞中的試驗模型

采用ANSYS ICEMCFD進行網(wǎng)格劃分，結構化網(wǎng)格數(shù)量約6 300萬，對稱邊界，網(wǎng)格劃分如圖2所示。根據(jù)經(jīng)驗，一般控制模型表面第1層網(wǎng)格高度使其y+～1量級，模型及支桿第1層網(wǎng)格高度為0.01 mm，增長因子為1.2。洞壁第1層網(wǎng)格高度為0.1mm，增長因子為1.2。數(shù)值模擬的速度、溫度及壓力參數(shù)與試驗保持一致，確保數(shù)值模擬的馬赫數(shù)Ma及雷諾數(shù)Re與試驗相同。采用ANSYS CFX進行穩(wěn)態(tài)求解，介質(zhì)為10.5°空氣理想氣體，動力黏性系數(shù)采用Sutherland公式進行計算，湍流模型為k-ω剪切應力輸運（SST）。邊界條件采用速度入口及壓力出口設置，入口速度為Vin=67.5 m/s，相應的Ma=0.2，出口相對壓力為0Pa，參考壓力設置與試驗保持一致，為0.37 MPa，以平均氣動弦長為參考長度的雷諾數(shù)Re=6.4×106，壁面光滑無滑移。

【參考文獻】：
期刊論文
[1]低速高雷諾數(shù)風洞腹撐支架干擾研究[J]. 鄭新軍,焦仁山,蘇文華,馬洪雷,張連河.  空氣動力學學報. 2017(06)



本文編號：3021296