这是期刊网上某篇论文的底稿(来源于其它途径,非本人原创),算是一个小小的总结吧!
等速上仰翼型动态失速现象研究
白鹏,崔尔杰,周伟江,李锋
(北京空气动力研究所 100074)
摘要 翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化,但利用非定常运动所产生的动态失速效应,可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生。本文采用Rogers[9]发展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N-S方程。数值模拟了低雷诺数条件下(Re=4.8×104)NACA0015翼型作等速上仰(α=0o~60o)的动态失速过程,同Walker的试验结果[4]比较,验证了计算结果的正确性。研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展,升力系数随攻角变化,以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响。
1 引言
翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化。但利用非定常运动所产生的动态失速效应,可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生,使之在超过静态失速的大迎角条件下,仍能保持较高的气动效益。[1]
几十年来,众多研究者对此类既有实用价值又有理论意义的动态失速问题进行了大量研究。早期是为了理解和预测在直升机前飞条件下,桨叶俯仰振荡所产生的气动现象;随后高性能飞行器所要求的“过失速机动”等非常规机动能力,成为对此类问题研究的重要目的;近年来受到广泛关注的,处于小雷诺数范畴的微型飞行器研究,包括固定翼和扑翼问题,也为动态失速问题研究提出了新的目标。可见此类动态失速问题已成为现代飞行器设计中具有重要意义的研究课题。
由于这种复杂的问题很难用经典的静态线性理论进行分析,所以研究者主要采用试验
[2-5]和数值模拟方法[6-8]。Walker等对翼型等速上仰问题进行了大量的试验研究[2-4],给出了大量的试验照片和定量结果。他指出当攻角大于静态失速攻角时,动态失速涡的存在对翼型上表面速度和压力分布存在重大影响。随着翼型上仰速度的增加,动态失速涡的出现角度增加,附着在翼型上的时间相对更长,可以显著的增加翼型大攻角条件下的时均气动力。翼型转轴向后缘移动的效应类似于增加上仰速率[2,3]。Walker给出了NACA0015翼型在Re=4.8×104~1.9×105范围等速上仰,攻角α=0o~60o升力系数随攻角变化的试验结果[4]。
++Albertson[5]等还指出对于较低的无量纲上仰速度(如:α=ωc/U∞=0.05,0.02。其中α为无
量纲上仰速率,ω为上仰速率,c为翼型弦长,U∞为来流速度),也可以使最大升力系数大大增加(分别增加100%和50%),这对飞行器的机动性能是重要的。J.C.Wu[6]通过求解非定常涡量输运方程数值模拟了NACA0012翼型等速上仰的气动特性,上仰攻角范围为α=0o~34.4o,并对上仰速率和转轴位置的影响进行了研究。Visbal[7,8]采用Beam-Warming隐式格式求解二维可压缩N-S方程,数值模拟了NACA0015翼型,不同上仰速度,不同转轴位置的动态失速效应,并同Walker的试验结果[4]进行了比较,得到了相似的结论。 本文采用Rogers[9]发展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N-S方程。数值模拟了低雷诺数条件下(Re=4.8×104)NACA0015翼型作等速上仰(α=0o~60o)的动态失速过程,并同Walker的试验结果[4]进行比较,验证了计算结果的正确性。研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡结构的发展历程,升力系数随攻角变化规律,以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响。
2 数值方法
控制方程为曲线坐标系下守恒型不可压N-S方程。引入人工可压缩关系,在方程中加入虚拟时间导数项。应用Euler隐式差分对虚拟时间导数进行离散,物理时间导数采用二阶
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