采用計(jì)算流體力學(xué)方法,研究在不同位置開射流口的環(huán)量控制方法對S809翼型氣動(dòng)性能的影響,研究發(fā)現(xiàn),當(dāng)Re=1×10⁶,射流口高度h=0.2%c（c為翼型弦長）時(shí),不同攻角下,射流口位于75%c處,控制效果優(yōu)于70%c、80%c、90%c處,其中在18°攻角下,升阻比相比原始S809翼型最大可提高51%;在此基礎(chǔ)上研究了射流口位于75%c時(shí),不同射流高度對S809翼型氣動(dòng)性能的影響,發(fā)現(xiàn)射流口高度為0.1%c時(shí),控制效果較好,且耗能最小。 

【文章來源】：太陽能學(xué)報(bào). 2020,41(07)北大核心EICSCD

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

計(jì)算域示意圖

圖3 計(jì)算域示意圖為了驗(yàn)證數(shù)值方法的有效性，本文首先在Re=1×106情況下對S809翼型在0°～20°攻角范圍內(nèi)的繞流進(jìn)行計(jì)算，并與文獻(xiàn)[7]的模擬值和文獻(xiàn)[8]的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對比，見圖5，本文的阻力系數(shù)模擬值接近徐帥模擬值，對升力系數(shù)，當(dāng)攻角小于8°時(shí)，本文的模擬結(jié)果較接近徐帥的模擬值，且兩者均小于實(shí)驗(yàn)值；當(dāng)攻角為10°、12°和18°時(shí)，本文的升力系數(shù)模擬值在文獻(xiàn)[7]模擬值及實(shí)驗(yàn)值之間；當(dāng)攻角為14°、16°和20°時(shí)，本文的升力系數(shù)模擬值低于實(shí)驗(yàn)值和文獻(xiàn)[7]模擬值。總的來說，三者吻合較好，驗(yàn)證了該方法的有效性。

為了驗(yàn)證數(shù)值方法的有效性，本文首先在Re=1×106情況下對S809翼型在0°～20°攻角范圍內(nèi)的繞流進(jìn)行計(jì)算，并與文獻(xiàn)[7]的模擬值和文獻(xiàn)[8]的實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對比，見圖5，本文的阻力系數(shù)模擬值接近徐帥模擬值，對升力系數(shù)，當(dāng)攻角小于8°時(shí)，本文的模擬結(jié)果較接近徐帥的模擬值，且兩者均小于實(shí)驗(yàn)值；當(dāng)攻角為10°、12°和18°時(shí)，本文的升力系數(shù)模擬值在文獻(xiàn)[7]模擬值及實(shí)驗(yàn)值之間；當(dāng)攻角為14°、16°和20°時(shí)，本文的升力系數(shù)模擬值低于實(shí)驗(yàn)值和文獻(xiàn)[7]模擬值�？偟膩碚f，三者吻合較好，驗(yàn)證了該方法的有效性。2 計(jì)算結(jié)果及分析

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]前緣靜止及振動(dòng)微小圓柱對S809翼型氣動(dòng)性能的影響[J]. 徐帥,黃典貴.  熱能動(dòng)力工程. 2017(08)
[2]風(fēng)力機(jī)翼型在復(fù)合運(yùn)動(dòng)下的動(dòng)態(tài)失速數(shù)值分析[J]. 劉雄,梁濕.  工程力學(xué). 2016(12)
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[4]穩(wěn)定射流環(huán)量控制的仿真研究[J]. 鄭無計(jì),張登成,張艷華,李靖濤.  航空計(jì)算技術(shù). 2014(04)



本文編號：3223647