變形振蕩翼的動態(tài)失速特性研究
發(fā)布時間：2021-03-31 19:10
該文針對NACA0012振蕩翼型動態(tài)失速流動現(xiàn)象,采用二維非定常數(shù)值模擬的方法,在考察湍流模型和網(wǎng)格分辨率影響的基礎(chǔ)上,對比了動網(wǎng)格、多參考系動流域和網(wǎng)格點直接更新法模擬翼型動態(tài)失速引起氣動力非線性遲滯特性的能力,并側(cè)重分析了輕失速和深失速工況、剛性翼和圓弧變形翼的升阻力曲線及渦量場隨攻角變化的演化過程。結(jié)果表明:（1）三種模擬振蕩翼流場的數(shù)值計算方法是等價的;（2）輕失速和深失速工況下的流場結(jié)構(gòu)區(qū)別明顯,輕失速在振蕩周期內(nèi)流場結(jié)構(gòu)變化不大,而深失速流場出現(xiàn)了明顯的分離渦結(jié)構(gòu),變化劇烈;（3）不同大小變形量對翼型升力系數(shù)有著明顯影響;合適的變形量大小能夠減弱翼型下俯過程中的升力振蕩現(xiàn)象;變形量的增大可抑制上仰過程中渦的分離,從而推遲了深失速遲滯效應的發(fā)生。
【文章來源】：水動力學研究與進展（A輯）. 2019,34(03)北大核心CSCD
【文章頁數(shù)】：8 頁
【部分圖文】：
模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions
張俊偉，等：變形振蕩翼的動態(tài)失速特性研究333散均采用二階精度，應用基于壓力基并耦合速度場，實現(xiàn)控制方程組的同步求解。流場計算采用速度入口和壓力出口邊界條件，翼型表面設置為無滑移壁面。在非定常數(shù)值計算時，以初始固定角度的穩(wěn)態(tài)流場作為初場，通過監(jiān)控方程迭代殘差和翼型表面的氣動力系數(shù)的周期性變化判斷計算結(jié)果的收斂性。根據(jù)先前的測試表明[25-26]，計算時間步長取振蕩周期T的1/1000，整個數(shù)值計算的周期大約為5個周期可獲得計算收斂解，將最后一個周期的流場作為最終數(shù)值分析的結(jié)果。1.2網(wǎng)格結(jié)構(gòu)以NACA0012翼型為研究對象，選定的計算域范圍為85C×70C，其中翼型旋轉(zhuǎn)軸位于距左側(cè)入口邊界35C的中間位置，翼型周圍包含半徑為5C的旋轉(zhuǎn)區(qū)域，C為翼型的弦長，整個計算域如圖1所示。采用ICEMCFD軟件生成的全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對翼型表面附近進行局部加密，以保證y+<=1。圖1模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型變形規(guī)律翼型的變形采用中弧線圓弧變形方式，并保證中弧線弧長不變，即=||=C，其控制方程為：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL為變形時前緣點在豎直方向的最大變形量，hcT為變形時尾緣點在豎直方向的最大變形量。S為相對于弦長C的變形量自定義系數(shù)；O點為俯仰軸中心，在變形過程中保持位置不變；R為圓弧半徑。翼型的變形采用用戶自定義程序(UDF)進行控制。圖2圓弧變形方式示意圖Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰運動規(guī)律設距翼型前緣0.25倍弦長位置為俯仰軸，翼型繞軸俯仰運動的攻角變化規(guī)律為0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0為平均攻角；α為攻
張俊偉，等：變形振蕩翼的動態(tài)失速特性研究333散均采用二階精度，應用基于壓力基并耦合速度場，實現(xiàn)控制方程組的同步求解。流場計算采用速度入口和壓力出口邊界條件，翼型表面設置為無滑移壁面。在非定常數(shù)值計算時，以初始固定角度的穩(wěn)態(tài)流場作為初場，通過監(jiān)控方程迭代殘差和翼型表面的氣動力系數(shù)的周期性變化判斷計算結(jié)果的收斂性。根據(jù)先前的測試表明[25-26]，計算時間步長取振蕩周期T的1/1000，整個數(shù)值計算的周期大約為5個周期可獲得計算收斂解，將最后一個周期的流場作為最終數(shù)值分析的結(jié)果。1.2網(wǎng)格結(jié)構(gòu)以NACA0012翼型為研究對象，選定的計算域范圍為85C×70C，其中翼型旋轉(zhuǎn)軸位于距左側(cè)入口邊界35C的中間位置，翼型周圍包含半徑為5C的旋轉(zhuǎn)區(qū)域，C為翼型的弦長，整個計算域如圖1所示。采用ICEMCFD軟件生成的全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對翼型表面附近進行局部加密，以保證y+<=1。圖1模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型變形規(guī)律翼型的變形采用中弧線圓弧變形方式，并保證中弧線弧長不變，即=||=C，其控制方程為：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL為變形時前緣點在豎直方向的最大變形量，hcT為變形時尾緣點在豎直方向的最大變形量。S為相對于弦長C的變形量自定義系數(shù)；O點為俯仰軸中心，在變形過程中保持位置不變；R為圓弧半徑。翼型的變形采用用戶自定義程序(UDF)進行控制。圖2圓弧變形方式示意圖Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰運動規(guī)律設距翼型前緣0.25倍弦長位置為俯仰軸，翼型繞軸俯仰運動的攻角變化規(guī)律為0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0為平均攻角；α為攻
【參考文獻】：
期刊論文
[1]后緣小翼對旋翼氣動特性的控制機理及參數(shù)分析[J]. 馬奕揚,招啟軍. 航空學報. 2018(05)
[2]翼型動態(tài)特性數(shù)值模擬及其影響因素分析[J]. 張瑞民,趙俊波,郭少杰. 航空計算技術(shù). 2016(04)
[3]仿鸮翼的三維仿生翼型葉片氣動特性研究[J]. 李典,劉小民,楊羅娜. 西安交通大學學報. 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]多段翼型流動非定常性計算研究[J]. 焦予秦,范娟莉,羅淞. 科學技術(shù)與工程. 2011(13)
[6]考慮轉(zhuǎn)捩影響的翼型動態(tài)失速數(shù)值模擬[J]. 錢煒祺,Randolph C.K.Leung. 空氣動力學學報. 2008(01)
本文編號：3111934
【文章來源】：水動力學研究與進展（A輯）. 2019,34(03)北大核心CSCD
【文章頁數(shù)】：8 頁
【部分圖文】：
模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions
張俊偉，等：變形振蕩翼的動態(tài)失速特性研究333散均采用二階精度，應用基于壓力基并耦合速度場，實現(xiàn)控制方程組的同步求解。流場計算采用速度入口和壓力出口邊界條件，翼型表面設置為無滑移壁面。在非定常數(shù)值計算時，以初始固定角度的穩(wěn)態(tài)流場作為初場，通過監(jiān)控方程迭代殘差和翼型表面的氣動力系數(shù)的周期性變化判斷計算結(jié)果的收斂性。根據(jù)先前的測試表明[25-26]，計算時間步長取振蕩周期T的1/1000，整個數(shù)值計算的周期大約為5個周期可獲得計算收斂解，將最后一個周期的流場作為最終數(shù)值分析的結(jié)果。1.2網(wǎng)格結(jié)構(gòu)以NACA0012翼型為研究對象，選定的計算域范圍為85C×70C，其中翼型旋轉(zhuǎn)軸位于距左側(cè)入口邊界35C的中間位置，翼型周圍包含半徑為5C的旋轉(zhuǎn)區(qū)域，C為翼型的弦長，整個計算域如圖1所示。采用ICEMCFD軟件生成的全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對翼型表面附近進行局部加密，以保證y+<=1。圖1模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型變形規(guī)律翼型的變形采用中弧線圓弧變形方式，并保證中弧線弧長不變，即=||=C，其控制方程為：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL為變形時前緣點在豎直方向的最大變形量，hcT為變形時尾緣點在豎直方向的最大變形量。S為相對于弦長C的變形量自定義系數(shù)；O點為俯仰軸中心，在變形過程中保持位置不變；R為圓弧半徑。翼型的變形采用用戶自定義程序(UDF)進行控制。圖2圓弧變形方式示意圖Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰運動規(guī)律設距翼型前緣0.25倍弦長位置為俯仰軸，翼型繞軸俯仰運動的攻角變化規(guī)律為0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0為平均攻角；α為攻
張俊偉，等：變形振蕩翼的動態(tài)失速特性研究333散均采用二階精度，應用基于壓力基并耦合速度場，實現(xiàn)控制方程組的同步求解。流場計算采用速度入口和壓力出口邊界條件，翼型表面設置為無滑移壁面。在非定常數(shù)值計算時，以初始固定角度的穩(wěn)態(tài)流場作為初場，通過監(jiān)控方程迭代殘差和翼型表面的氣動力系數(shù)的周期性變化判斷計算結(jié)果的收斂性。根據(jù)先前的測試表明[25-26]，計算時間步長取振蕩周期T的1/1000，整個數(shù)值計算的周期大約為5個周期可獲得計算收斂解，將最后一個周期的流場作為最終數(shù)值分析的結(jié)果。1.2網(wǎng)格結(jié)構(gòu)以NACA0012翼型為研究對象，選定的計算域范圍為85C×70C，其中翼型旋轉(zhuǎn)軸位于距左側(cè)入口邊界35C的中間位置，翼型周圍包含半徑為5C的旋轉(zhuǎn)區(qū)域，C為翼型的弦長，整個計算域如圖1所示。采用ICEMCFD軟件生成的全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對翼型表面附近進行局部加密，以保證y+<=1。圖1模擬計算域與邊界條件Fig.1ComputingDomainandBoundaryConditions1.3翼型變形規(guī)律翼型的變形采用中弧線圓弧變形方式，并保證中弧線弧長不變，即=||=C，其控制方程為：Osin(2)hcLSAft(1)Osin(2)hcTSBft(2)式中：hcL為變形時前緣點在豎直方向的最大變形量，hcT為變形時尾緣點在豎直方向的最大變形量。S為相對于弦長C的變形量自定義系數(shù)；O點為俯仰軸中心，在變形過程中保持位置不變；R為圓弧半徑。翼型的變形采用用戶自定義程序(UDF)進行控制。圖2圓弧變形方式示意圖Fig.2Schematicdiagramofarcdeformationmode1.4翼型俯仰運動規(guī)律設距翼型前緣0.25倍弦長位置為俯仰軸，翼型繞軸俯仰運動的攻角變化規(guī)律為0α=ααsin(2ft)(3)式中：α0為平均攻角；α為攻
【參考文獻】：
期刊論文
[1]后緣小翼對旋翼氣動特性的控制機理及參數(shù)分析[J]. 馬奕揚,招啟軍. 航空學報. 2018(05)
[2]翼型動態(tài)特性數(shù)值模擬及其影響因素分析[J]. 張瑞民,趙俊波,郭少杰. 航空計算技術(shù). 2016(04)
[3]仿鸮翼的三維仿生翼型葉片氣動特性研究[J]. 李典,劉小民,楊羅娜. 西安交通大學學報. 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]多段翼型流動非定常性計算研究[J]. 焦予秦,范娟莉,羅淞. 科學技術(shù)與工程. 2011(13)
[6]考慮轉(zhuǎn)捩影響的翼型動態(tài)失速數(shù)值模擬[J]. 錢煒祺,Randolph C.K.Leung. 空氣動力學學報. 2008(01)
本文編號：3111934
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