為了研究雙射流環(huán)量控制對(duì)超臨界翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律和作用機(jī)理,采用基于雷諾平均N-S方程數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了氣動(dòng)特性計(jì)算和流場(chǎng)分析。分別研究了雙射流口按不同動(dòng)量系數(shù)大小和比例吹氣對(duì)翼型氣動(dòng)特性和流場(chǎng)特性的影響。結(jié)果表明:雙射流環(huán)量控制相對(duì)于單射流能夠有效提高升阻比,同時(shí)升力系數(shù)隨射流動(dòng)量系數(shù)的增大而增大,表現(xiàn)出兩個(gè)明顯的線性階段變化規(guī)律;通過(guò)調(diào)節(jié)上下射流口動(dòng)量系數(shù)的比例,能夠?qū)崿F(xiàn)操縱力矩的改變;同時(shí),當(dāng)雙射流動(dòng)量系數(shù)的比例維持在較低水平時(shí),翼型的升阻比較大。 

【文章來(lái)源】：飛行力學(xué). 2020,38(04)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：6 頁(yè)

【部分圖文】：

修形后的超臨界翼型

本文的數(shù)值模擬采用基于k-ω SST湍流模型的雷諾平均N-S方程求解。該模型對(duì)于壁面邊界層、自由剪切流都有較好的模擬性能,對(duì)有較大逆壓梯度下的邊界層流動(dòng)、分離的預(yù)測(cè)也表現(xiàn)良好。模型中的動(dòng)量項(xiàng)、湍動(dòng)能項(xiàng)都采用二階迎風(fēng)格式。翼型表面采用無(wú)滑移壁面條件,遠(yuǎn)場(chǎng)邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)。設(shè)置來(lái)流速度為30 m/s,雷諾數(shù)為500 000。計(jì)算域生成O型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu),計(jì)算域邊界距翼型前后緣15倍弦長(zhǎng),在翼型前后緣以及射流口附近局部加密。為確保計(jì)算網(wǎng)格的y+<1,貼近翼型表面的第一層網(wǎng)格高度為1×10-5 m,射流口附近第一層網(wǎng)格高度2×10-6 m。網(wǎng)格總數(shù)約為58萬(wàn)。圖2為翼型網(wǎng)格以及后緣加密情況。2.2 計(jì)算模型驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文數(shù)值計(jì)算方法的準(zhǔn)確性,對(duì)無(wú)射流情況下的翼型進(jìn)行仿真計(jì)算,并將計(jì)算得到的氣動(dòng)參數(shù)與文獻(xiàn)[6]進(jìn)行對(duì)比,如圖3所示。由圖可知,計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)基本吻合,僅在失速階段試驗(yàn)結(jié)果比仿真計(jì)算的結(jié)果略低4.2%左右。這說(shuō)明本文所采用的數(shù)值計(jì)算方法、計(jì)算網(wǎng)格等均滿足精度要求。Cμ=0.03時(shí)翼型的流場(chǎng)圖如圖4所示。將試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)[6]中的相關(guān)數(shù)據(jù)對(duì)比可知,射流分離點(diǎn)位置相近,本文采用的數(shù)值模擬方法可以較好地模擬后緣的射流流動(dòng)。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]環(huán)量控制技術(shù)在飛機(jī)縱向俯仰控制中的應(yīng)用[J]. 齊萬(wàn)濤,呂新波,伍智敏.  飛行力學(xué). 2019(02)
[2]激勵(lì)器位置影響環(huán)量控制翼型氣動(dòng)特性的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 李林,張艷華,張登成,舒杰,秦昂.  高電壓技術(shù). 2018(12)
[3]鈍后緣風(fēng)力機(jī)翼型的環(huán)量控制研究[J]. 喬晨亮,許和勇,葉正寅.  力學(xué)學(xué)報(bào). 2019(01)
[4]基于等離子體環(huán)量控制的翼型氣動(dòng)特性[J]. 張艷華,李林,張登成,梁華.  強(qiáng)激光與粒子束. 2017(06)
[5]環(huán)量控制技術(shù)研究[J]. 朱自強(qiáng),吳宗成.  航空學(xué)報(bào). 2016(02)
[6]合成射流環(huán)量控制翼型增升技術(shù)[J]. 張攀峰,燕波,戴晨峰.  中國(guó)科學(xué):技術(shù)科學(xué). 2012(09)



本文編號(hào)：3509186