為在大攻角下提升機(jī)翼結(jié)構(gòu)的氣動性能,提出一種在機(jī)翼結(jié)構(gòu)表面開孔,建立廊道連通上、下翼面的方法,可促使飛機(jī)從失速狀態(tài)中改出。采用Realizable k-ε湍流模型和SIMPLE算法,在fluent軟件上數(shù)值模擬了不同攻角下,機(jī)翼表面開孔的大小及角度對機(jī)翼氣動性能的影響,并討論了開孔機(jī)翼表面繞流的規(guī)律。結(jié)果顯示,對比基于NACA0018翼型的標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼,在小攻角條件下,表面開孔機(jī)翼的升力系數(shù)略低;但當(dāng)攻角增至16°時,標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼開始出現(xiàn)明顯的失速特征,而此時開孔機(jī)翼的升力系數(shù)高于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼,可在大攻角下維持良好的氣動性能。以圓形開孔為基礎(chǔ),研究了不同開孔尺寸對機(jī)翼氣動性能的影響,數(shù)據(jù)表明,當(dāng)開孔尺寸較小時,在大攻角下機(jī)翼的升力系數(shù)隨開孔尺寸的增大而增大,當(dāng)?shù)竭_(dá)臨界值即開孔尺寸為006m時,氣動性能最佳,繼續(xù)增大開孔尺寸,機(jī)翼的升力系數(shù)反而減小。另外,順時針傾斜方向的開孔方式,其氣動性能要優(yōu)于垂直于弦線方向的開孔方式。 

【文章來源】：沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報. 2020,37(04)

【文章頁數(shù)】：12 頁

【部分圖文】：

標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和開孔機(jī)翼三維模型圖

圖2為計算域網(wǎng)格的劃分情況及機(jī)翼表面網(wǎng)格劃分情況。在機(jī)翼的前緣建立半徑為10c的半圓弧邊界，在機(jī)翼后緣建立長度和寬度都為10c矩形邊界，翼展方向為機(jī)翼的展長。流體網(wǎng)格全部使用六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，采用Realizable k-ε湍流模型及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)處理方法。對機(jī)翼的邊界層進(jìn)行處理，使得首層網(wǎng)格的高度的y+=100，邊界層數(shù)不少于10。開孔機(jī)翼的網(wǎng)格數(shù)量約為150萬，而標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的則為120萬左右。雷諾數(shù)Re=106，介質(zhì)為空氣。流場的半圓弧入口及矩形下邊界設(shè)置為速度入口，矩形右邊界及上邊界條件設(shè)置為壓力出口，開孔機(jī)翼和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的上下表面均設(shè)為無滑移壁面，使用壓力修正的SIMPLE迭代算法和二階迎風(fēng)格式。各參數(shù)收斂殘差值設(shè)置為10-6，合理調(diào)節(jié)松弛因子，使得殘差曲線達(dá)到收斂狀態(tài)。2 結(jié)果與分析

為進(jìn)一步探究開孔機(jī)翼在大攻角下的氣動性能，將標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼和開孔機(jī)翼在攻角為10°及20°時的壓力云圖分布情況進(jìn)行了比較。當(dāng)攻角為10°時，機(jī)翼表面的壓力云圖如圖4所示。標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的上表面壓力從前緣到后緣逐層遞增，且在機(jī)翼的前緣處最小。此時，由于表面開孔，少部分氣體從下表面經(jīng)孔流至上表面，且上表面孔后部分氣體出現(xiàn)回流現(xiàn)象，導(dǎo)致開孔機(jī)翼的上表面壓力在機(jī)翼的前端明顯高于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，下表面的壓力略低于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼。因此，當(dāng)攻角為10°時，開孔機(jī)翼升力系數(shù)小于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼。

【參考文獻(xiàn)】：
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本文編號：3250005