橫流不穩(wěn)定性是導(dǎo)致后掠機(jī)翼邊界層層流/湍流轉(zhuǎn)捩的主要形式,后掠翼的優(yōu)化設(shè)計(jì)和氣動(dòng)減阻離不開對(duì)橫流失穩(wěn)的認(rèn)識(shí)和理解。橫流失穩(wěn)受到馬赫數(shù)、攻角、后掠角和雷諾數(shù)等多種因素的共同影響。實(shí)際機(jī)翼設(shè)計(jì)中,其升力系數(shù)由載荷確定。本文在給定恒定升力系數(shù)的條件下,研究了攻角和后掠角對(duì)于后掠翼的橫流穩(wěn)定性影響。研究對(duì)象為超臨界RAE2822翼型,計(jì)算參數(shù)選取為適航狀態(tài)下的來(lái)流參數(shù);通過(guò)求解Navier-Stokes方程獲得其氣動(dòng)參數(shù),調(diào)整后掠角和攻角獲得恒定升力系數(shù)下兩者之間的關(guān)系;然后通過(guò)求解邊界層方程獲得邊界層內(nèi)的基本流;利用線性穩(wěn)定性理論研究了橫流的穩(wěn)定性特性,基于eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法預(yù)測(cè)了N值;采用拋物化穩(wěn)定性方程研究了基本流非平行性對(duì)橫流穩(wěn)定性增長(zhǎng)率和N值的影響;利用直接數(shù)值模擬計(jì)算了橫流渦的結(jié)構(gòu)與演化;最后將線性穩(wěn)定性分析和湍流模型模擬結(jié)合起來(lái),研究了阻力系數(shù)在恒定升力系數(shù)條件下的的變化規(guī)律。為工程上后掠角的選取提供了參考。利用拋物化穩(wěn)定性方程研究了幅值較大的定常橫流渦和橫流行進(jìn)波對(duì)TS波的影響。研究表明:基于升力線理論和簡(jiǎn)單后掠理論的公式與數(shù)值結(jié)果有一定偏差。將升力斜率用后掠角的線性函數(shù)近似后能夠...

【文章頁(yè)數(shù)】：69 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

圖1-1后掠機(jī)翼上橫流失穩(wěn)示意圖

第一章緒論在璧面處和邊界層外緣處均為零，因此存在速度二階導(dǎo)數(shù)為零面存在拐點(diǎn)，因此屬于無(wú)粘失穩(wěn)。與TS波粘性失穩(wěn)不同，橫常渦和行進(jìn)渦兩種模態(tài)。一般來(lái)說(shuō)，當(dāng)來(lái)流湍流度比較大時(shí)，；當(dāng)來(lái)流湍流度比較小時(shí)，轉(zhuǎn)捩主要由定常渦主導(dǎo)。由于飛機(jī)流度比較低，后掠翼上橫流失穩(wěn)主要由橫流定常渦主....

圖1-2傳統(tǒng)翼型與超臨界翼型比較

系列翼型在現(xiàn)代科學(xué)研究中依舊被廣泛使用2，在直升機(jī)葉片和風(fēng)機(jī)葉片中也得到了較多學(xué)理解的不足和設(shè)計(jì)工具的局限性，傳統(tǒng)翼隨著飛行馬赫數(shù)的增大，激波在翼型中部出為激波失速，此時(shí)的馬赫數(shù)叫做阻力發(fā)散馬，NASA在增大二維湍流翼的阻力發(fā)散馬赫臨界翼的概念[56]。如圖1-2所示，與傳....

圖1-3超臨界翼型典型的壓力系數(shù)分布

第一章緒論翼限于當(dāng)時(shí)的機(jī)翼制造水平，無(wú)法得到足夠光滑和無(wú)波紋翼大多是湍流翼。在利用CFD計(jì)算時(shí)，多是采用全場(chǎng)由于表面光滑度的提高，有著較長(zhǎng)距離的自然層流階段NS計(jì)算，機(jī)翼最終的阻力系數(shù)便會(huì)由于較大的湍流摩阻算機(jī)翼阻力系數(shù)，就需要將轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)與CFD計(jì)算計(jì)中，多....

圖2-1控制體示意圖

圖2-1控制體示意圖Figure2-1Configurationofcontrolvolume如圖2-1所示的控制體單元，0IJKIJKndstUFFn是控制體界面法向的流通量。采用一階Euler隱格式對(duì)時(shí)間110nnnIJKn....

本文編號(hào)：4029723