考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

关键词： 空气阻力 气动 外形 列车

考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究（精选7篇）

篇1：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

采用三维Euler方程为控制方程,耦合静气动弹性平衡方程,进行机翼静气动弹性数值模拟;在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维大展弦比机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形.以某型支线飞机的大展弦比机翼为算例,进行了静气动弹性数值模拟和机翼型架外形设计研究,设计结果表明发展的.机翼静气动弹性数值模拟和型架外形设计方法是合理可行的.

作 者：程诗信 詹浩 朱军 CHENG Shi-xin ZHAN Hao ZHU Jun 作者单位：西北工业大学,翼型叶栅空气动力学国防科技重点研究室,陕西,西安,710072刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE年，卷(期)：38(2)分类号：V211.41关键词：Euler方程 静气动弹性 反设计 型架外形

篇2：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

与传统的优化方法相比,遗传算法以其极强的鲁棒性、随机搜索特性以及优化结果的全局性等特点而在工程优化中得到越来越广泛的应用.标准遗传算法中使用的二进制编码类似于生物染色体的组成,使算法易于用生物遗传学理论加以解释,同时也使交叉、变异等遗传操作易于实现.此外,使用二进制编码还有助于充分发挥算法隐含的并行性.本文对传统遗传算法加以改进,在二进制编码下引入分段进化的概念,再配以高效的交叉、变异算子,充分发挥二进制编码固有优势的同时在很大程度上提高了算法的优化效率,并与Euler方程数值解法相结合,对机翼外形进行了气动优化设计.优化后机翼的.升阻比有了显著提高,表明建立的优化模型是合理有效的.

作 者：李迅 孙刚 刘苏 LI Xun SUN Gang LIU Su 作者单位：李迅,LI Xun(上海交通大学工程力学系,上海,40)

孙刚,SUN Gang(复旦大学力学与工程科学系,上海,33)

刘苏,LIU Su(南京军区联勤部,南京,221004)

篇3：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

传统的机翼气动设计方法是借助于经验、现有翼型资料、风洞实验和飞行试验,通过多次分析、计算和实验来逐步修形改进。这种方法耗时耗资,同时还要求设计人员有丰富的经验和专业知识。随着现代飞行器的越来越复杂,设计周期越来越短,这类设计方法面临着严峻的挑战。随着设计空气动力学的发展,设计人员提出了一系列的设计方法,主要可以分为两类:优化设计和反设计。优化设计要花费大量的时间和精力,而反设计相对来说时间周期要短很多,因此本文选择反设计方法进行机翼型架外形设计。

反设计方法是在计算流体力学技术的基础上发展起来的。最早提出的用于跨音速翼型设计的是以Bauer,Garabedian & Korn为代表的速度图方法[1]。在工业界真正得到应用的翼型或机翼设计方法基本上是以全速势方程为出发方程的反方法,而且都是在成功的正计算方法的基础上发展的。

以往的机翼反设计方法认为机翼是理想刚性的,没有将气动与结构设计相结合,这样设计出来的机翼并不是工程上最终加工的机翼。在多学科一体化思想的指导下,本文考虑了结构变形的影响,将机翼的静气动弹性影响引入到机翼的气动外形设计中来,形成一种具有工程实用价值、高精度的机翼一体化设计方法。因此静气动弹性数值模拟的精度对整个一体化设计方法来说显然比较重要。本文采用三维N-S方程的有限体积法求解计算定常气动力,结构变形则采用结构有限元方法计算,对三维机翼的静气动弹性进行了数值模拟研究。

因此本文所做的工作是考虑弹性变形情况下,利用改进的Takanashi余量修正反设计法对三维大展弦比机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形

1 反设计

根据设计过程的不同,反设计可分为如下几类[2]:a) 逆解法,例如Carlson方法和Tranen方法;b) 虚拟气体法,例如Sobieczky方法;c) 迭代修正方法,例如Mcfadden方法;d) DISC方法(Direct Iterative Surface Curvature Method);e) Takanashi的余量修正机翼设计方法。

由于Takanashi的余量修正机翼设计方法相比其他几类方法具有如下一些优点:a) 与正计算方法相互独立,能够与现有的大部分流体计算程序相耦合,跟得上计算流体力学的发展;b) 能与尽可能先进与准确的计算程序耦合的特点,可以使反方法的准确性尽量提高;c) 可以只做较小的处理就可以直接利用正计算程序的输出结果,而无须对正计算程序作大量修改,所以设计人员可以选择自己熟悉、信任的正计算程序[5]。Takanashi法拥有的上述优点,使其得到了广泛的应用和发展。

文献[6]的计算表明该方法可以经过五十次迭代得到翼根到翼尖所有剖面上前缘到后缘的全部坐标,除翼根剖面外,新机翼的压力分布与目标压力分布符合很好。但这种方法中采用了数值积分,它对积分区域的划分,积分点数,数值积分方法等因素的依赖性很强,这些都需要凭经验决定;同时,对于有激波的目标压力分布适应性较差,而且文献[6]中没有考虑机翼表面边界层的影响。对于上述的一些缺点,文献[7,8]对机翼的设计方法作了仔细而且全面的分析研究,并作了以下方面的改进:a) 用解析形式的积分表达式代替了原方法中的数值积分;b) 在设计中考虑了黏性修正;c) 在设计中采用了加权光顺技术,使设计结果光滑,收敛速度加快;d) 提高了对有激波目标压力分布的适应能力[9]。本文主要研究这种反设计方法的原理和应用。

Takanashi的方法是一种正-反迭代余量修正方法[3,4],于1984年首次公开发表,这种方法的设计思想是与二维Mcfadden设计的方法类似,但它采用了独立发展的积分形式的反方法。

其大致思想是:在给定目标压力分布下选择初始翼型进行正计算,求出与目标压力的插值ΔCp,引入余量速势Δ∅,对Δ∅采用小扰动假设。由ΔCp解逆问题得到几何修正量Δf,将Δf加到原始翼型上去;再以这个新翼型为出发,进行正计算得到新的,反复迭代,直到新的翼型的压力分布收敛于目标压力分布。

综合以上简介的Takanashi方法的基本原理,反方法的具体迭代求解包括如下步骤:

(1) 选取一个初始机翼,给出机翼剖面的基本翼型的分布f±(x,y,±0)选择符合实际的目标压力分布CpT(,x,y,±);

(2) 给定一个设计条件,用正计算方法对此机翼进行流场分析,得出该机翼表面的压力分布Cp(x,y,±0),由这个压力分布Cp(x,y,±0)与目标压力分布CpT(x,y,±0)之差得到压力残值ΔCp(x,y,±0);

(3) 求解Takanashi的跨音速小扰动方程,有压力残值Cp(x,y,±0)求出余量速势ϕχ(x,y,±0),进而求得Δws(x,y,±0)和Δwa(x,y,±0)。

(4) 由下式:

$\begin{array}{l}\Delta f^{\prime }{}_{+}(x,y)=\frac{1}{2}[\Delta w{}_a(x,y)+\Delta w{}_s(x,y)]；\\ \Delta f^{\prime }{}_{-}(x,y)=\frac{1}{2}[\Delta w{}_a(x,y)+\Delta w{}_s(x,y)]。\end{array}$

可分别得到Δf′+(x,y)和Δf′-(x,y),经数值积分可得到机翼各剖面修正量Δf′±(x,y);

(5) 将此修正量Δf′±(x,y);加到初始机翼各剖面上,得到一个新的机翼;

(6) 对上述过程得到的机翼进行第二步计算,如ΔCp(x,y,±0)满足收敛精度要求则计算结束,否则进行第三步继续迭代,如此反复,直到迭代收敛。图1为此方法的设计流程图。

2 静气动弹性计算

本文利用了一种计算流体动力学(CFD)和计算结构动力学(CSD)的耦合计算方法[10],采用三维Navier-Stokes方程的有限体积法求解计算定常气动力, 应力和结构变形则采用有限元方法计算, 对三维机翼的静气动弹性进行了数值模拟研究。其中在求解黏性流场时采用的是Menter's k-ε SST模型。

网格生成是进行流动控制方程求解的基础,为了保证动网格方法的快速高效,本文采用Hounjet和Meijer[11,12]提出的体样条插值技术来拟合各个块顶点的位移,以保证在大范围的几何外形变形时仍能得到较为合理的多块结构网格拓扑结构。

计算出多块结构网格各个块顶点的位移,即确定了新的多块结构网格的拓扑结构之后,采用无限插值法[13]来计算不在参数曲面上的块边、块面和块内网格点的位移。

本文在求解气动弹性问题采用弱耦合方法,因为该方法计算量比较小而且CSD/CFD网格位移能够保持高精度。CFD和CSD计算程序之间的数据信息交换包括力的交换和位移的交换,通过插值方法实现这一过程。本文选取了细平板样条法(TPS),作为一种三维插值方法,是利用最小能量方程来定义无规则表面。

气动弹性计算如图2所示:

计算过程流程如下:

①通过数值模拟(三维Navier-Stokes方程)求解气动力;②计算在表面的CFD网格点上的压力,并将CFD网格点上的压力转换到CSD节点上;③计算CSD,获得结构响应;④将CSD节点上的结构响应位移转换到表面的CFD网格点上;⑤变形整个CFD网格。

重复①～⑤步直到满足预选的收敛标准。这时便可得到结构弹性的最终变形,此时的机翼载荷就是弹性机翼在该飞行状态下的真实载荷。

3 基于静气动弹性的机翼型架外形设计方法

由于机翼发生弹性变形后,机翼翼剖面有效迎角减小,导致升力系数的下降,升阻比降低,机翼的气动特性变差。因此需要考虑结构变形的机翼型架外形设计方法是很有必要的。

在设计过程中所使用的反设计方法相对于静气动弹性分析部分是独立的。反设计是选择在若干个机翼剖面上进行的,在设计过程中,选择的剖面生成新的翼型,在这些翼型的基础上插值生成新的机翼。对于设计部分的目标压力,选取主要有两种:一种是逼近到原来的刚性机翼,初始压力直接取弹性机翼的变形之后的压力分布,初始机翼取刚性机翼的几何数据;另外一种就是根据经验设计一个比较理想的巡航压力分布。在确定以上数据之后再确定若干个沿展向的机翼剖面,作为反设计的控制翼型。

本文的设计过程流程如图3所示,实现如下:

①将理想刚性机翼按给定的设计条件,计算出机翼表面压力分布,将此压力分布作为机翼设计方法的目标压力分布,并以刚性机翼的几何参数作为程序最初的机翼几何参数;②对此弹性机翼进行静气动弹性计算,弹性变形收敛之后的压力分布作为初始压力分布;③进行机翼的反设计,得到新的机翼及机翼几何参数。

不断重复①～②步直到满足预定的收敛标准。这时便可设计出最终的机翼,此时的机翼载荷就是最初的弹性机翼在该设计条件下弹性变形后的真实载荷。

4 算例及其结果分析

本文将选择某客机方案的机翼作为初始机翼。该机翼半展长为17.83 m,展弦比为6.2,前缘后掠角为29.5°。设计状态为:马赫数0.78,初始迎角3°。

计算结果表明刚性机翼与设计机翼的升力系数、阻力系数和升阻比如表1所示。

应用本文实现的反设计方法,将理想刚性机翼上下表面压力分布作为机翼设计方法的目标压力分布来设计新的机翼。通过分析,新设计的机翼在考虑弹性变形后的气动力分布能够较好的收敛到了初始外形的理想刚性状态机翼的压力分布,与总的气动力特性变化基本一致。新机翼的设计结果表明,本文基于CFD/CSD耦合的机翼型架外形设计方法是可行的,有一定的工程应用价值。

摘要：在机翼静气动弹性分析的基础上,结合Takanashi余量修正方法对三维机翼进行气动外形反设计,以确定机翼的型架外形。其中静气动弹性分析采用耦合计算流体力学和计算结构动力学(CFD/CSD)方法进行数值模拟。气动力采用N-S方程的有限体积求解技术,结构响应则采用有限元数值求解技术。以某客机方案机翼作为算例,设计结果表明本文所建立的机翼型架外形设计方法是可行的,具有一定的工程应用价值。

篇4：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

关键词：数值模拟； 襟翼； 翼型； 攻角

中图分类号： TK 89 文献标志码： A

与水平轴和阻力型风力机相比，垂直轴风力机具有叶片设计简单、对风向不敏感等优点.但现有的垂直轴风力机与水平轴风力机相比效率相对较低，因此有必要对其进行进一步的研究，通过各种机械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部开槽或者采用襟翼是提高和改善整个翼型的空气动力学性能的主要技术方法[2].

国内外许多学者均对带有襟翼翼型的气动性能进行了相关研究，并得到了一些理论和实验结果.文献[3-4]的研究表明，安装襟翼的风力机叶片能有效提高风能利用系数.文献[5]测试了尾缘处安装有不同高度和安装角的襟翼翼型，结果发现，叶片加装襟翼不仅能有效增加翼型的升力，且在襟翼高度相同的条件下，安装角为90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通过实验证明：不同几何形状的襟翼可减少风力机叶片流动分离，提高效率.研究表明，合理的襟翼结构和对其采取的控制方法将改善和提高风力机气动性能，但单纯的固定式襟翼不适用于攻角变化大的垂直轴风力机，且随尖速比增加无法持续提高其气动性能，而分段式襟翼能显著改善翼型背风处的流动使其在大攻角下的分离区减小[7-8].上述研究均表明采用襟翼结构的翼型会改变翼型的攻角，而攻角又是影响翼型气动性能的重要参数.因此有必要研究因襟翼翼型摆角引起的攻角变化.

本文以NACA0012翼型作为基本翼型，对襟翼摆角引起的攻角变化情况进行研究与分析.

2 数值方法

2.1 控制方程与湍流模型

因风力机运行于低雷诺数Re下，故流场计算采用黏性不可压缩N-S方程，即

式中：ρ为流体密度；μ为动力黏度；p为压力平均值；u—i、u—j分别为流体速度在i、j方向上的变化率；u′i、u′j分别为i、j方向上的速度脉动.

本文采用SpalartAllmaras湍流模型，该模型计算逆向压力梯度问题时具有较高准确度且速度快、易收敛[9].

2.2 几何模型与计算域划分

两段式翼型如图1所示，图中：C为翼型弦长；θ为襟翼摆角.采用NACA0012对称翼型，以弦长1/4处的襟缝为界将翼型分为主翼及襟翼，出于结构考虑将襟缝宽度设为C/30[1].

计算域划分如图2所示.进口为半圆形区域，

距叶片尾缘10倍弦长，上、下表面距离叶片均为

10倍弦长，三者边界条件均为速度进口，来流速度

V=10 m·s-1；出口距叶片尾缘20倍弦长，以保证尾流发展充分，减少边界对其影响；边界条件设为压力出口，且表压为0 kPa；翼型上、下表面均设为无滑移壁面.流体介质为空气，密度为1.225 kg·m-3，马赫数Ma=0.03，雷诺数Re=6.85×105，μ=1.789 4×10-5 kg·m-1·s-1.

图3为襟翼摆角θ分别为0°、10°和20°时的网格分布.采用结构化网格，根据标准壁面函数法划分边界层网格，叶片壁面处y+控制在0.9～9.5，以满足黏流计算对壁面网格的要求[10]，网格数约为18.5万.本文共计算了7种不同摆角时的翼型气动性能，限于篇幅仅给出其中3种摆角时的网格分布.

对θ=0°的翼型网格进行无关性验证：当网格数为18.5万时，俯仰力矩系数Cm=-0.778；当对网格加密至21.2万时，俯仰力矩系数保持为Cm=-0.777.可知，当网格数大于18.5万时，计算结果与网格数无关，因此本文计算网格均采用总数为18.5万的网格.

2.3 有效性验证

为验证流场求解精度、网格质量、湍流模型选取及边界条件设置的准确性，将使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil软件计算结果[11]及实验数据[12]进行对比.

图4为Re=6.85×105时，翼型升力、阻力系数

实

验数据、Xfoil软件及CFD软件计算结果对比，

图中：

Cl为升力系数；Cd为阻力系数；α为攻角.由图可

知：失速前三者的升力、阻力系数均相近，误差小于5%；但失速后Xfoil和CFD软件计算结果与实验数据对比误差较大，即CFD和Xfoil软件的计算结果在失速前攻角范围（即有效攻角）内具有较高的计算精度.

3 计算结果与分析

3.1 不同摆角翼型的有效攻角范围

计算条件相同、襟翼摆角不同时流场流线分布如图5所示.当θ=0°时，随攻角增大

在尾缘处产生流动分离，分离点逐渐向前缘移动

且分离范围逐渐扩大，导致气动性能下降.这与原

NACA0012翼型的计算和实验结果吻合，也与文献[13]的结果一致.当12°<α<16°时，翼型产生尾缘涡并逐步向前发展，最后完全失速.因此，θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范围为-16°<α<16°.而对于θ=10°的襟翼翼型，在α<-12°时失速分离区域前移至翼型背风面，α<-15°时完全失速，其有效攻角范围为-14°<α<16°.

图6为不同摆角襟翼完全失速时的流线.由图可看出，不同摆角出现的完全失速攻角亦不尽相同：对于正攻角，所有摆角的失速攻角均为α=17°；而负攻角的失速攻角随翼型摆角增大而减小.因此，随襟翼摆角增大，翼型的有效攻角范围持续缩小，负攻角完全失速趋势愈加明显.

3.2 不同摆角翼型的攻角迁移现象

θ分别为0°、10°、20°、30°时的升力系数如图7所示.随着摆角增大，翼型有效攻角的升力系数向右下方移动.对比θ=20°时的最大升力系数对应的攻角与θ=0°时相同升力系数的攻角可知，

θ=20°时攻角右移约6°，而θ=30°时攻角右移约

8°.也就是说处于不同位置的襟翼，改变了整体翼型的攻角，增加了有效攻角范围.最大升力系数对应的攻角在原有翼型基础上有较大的增加，攻角产生了正迁移.同理，对于负攻角则产生了负迁移.

此现象可由图8所示的弦线变化示意图解释，图中α′为攻角迁移量.当摆角变化时，翼型所对应的弦长亦发生变化，而攻角的定义为翼型弦长与来流风速的夹角.因此，欲达到相同升力系数则需增大攻角，从而使得升力系数在增加摆角的情况下向右偏移，相当于攻角产生迁移.

据此可知，当θ=10°时，α′=2.49°，但升力系数曲线实际偏移量为3.75°，如图7所示.

为进一步说明升力系数的偏移现象，表1给出了静态情况下摆角与对应攻角迁移量的关系.从表1中可看出，考虑弦长改变所引起的攻角迁移量计算值与CFD软件模拟值变化趋势一致，表明该对应关系在一定程度上可确定翼型在静态情况下改变摆角时对应的攻角迁移量，从而可通过改变摆角达到改变攻角的目的.

3.3 不同摆角翼型的表面压力变化

图9为α=0°时，不同摆角翼型上、下表面压力差分布.从图中可知，随襟翼摆角增大，翼型同一坐标点的上、下表面压力差增大，其受力反向增大.

通常风力机通过变浆改变翼型上、下表面压差，但垂直轴风力机扭转需克服较大翼型俯仰力矩.而通过襟翼摆角改变翼型上、下表面压力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.该方法对制定垂直轴风力机叶片攻角控制策略具有一定理论指导意义.

4 结 论

本文计算了不同摆角襟翼翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数，并与Xfoil软件计算值及实验数据进行了可靠性验证.结果表明：

（1） SpalartAllmaras湍流模型可用于襟翼翼型气动性能的计算.

（2） 襟翼摆角增大，负攻角时翼型的尾缘涡提前分离，有效攻角范围减小.随襟翼摆角增大，翼型上、下表面压力差增大，其受力反向增大.

（3） 通过弦线变化原理得出了摆角θ与攻角迁移量α′的对应关系.

参考文献：

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[12] PARASCHIVOIU I.Wind turbine design：with emphasis on Darrieus concept[M].Canada：Polytechnic International Press，2002.

篇5：剪切翼尖对机翼气动效能影响研究

剪切翼尖对机翼气动效能影响研究

尖切翼尖作为一种重要的翼尖装置,由于实现简单,能有效得减小机翼得诱导阻力且对飞机的其它性能影响小,而受到广泛的应用.基于数值模拟结果对尖切翼尖的前缘后掠角及根梢比对机翼气动性能的.影响进行了对比研究.给出了前缘后掠角和根梢比对气动性能的影响规律,并通过分析涡位置和强度的变化,得出涡位置及强度和气动性能的关系.

作 者：黎伟明 白俊强 朱军 LI Wei-ming BAI Jun-qiang ZHU Jun 作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072刊 名：航空计算技术 ISTIC英文刊名：AERONAUTICAL COMPUTING TECHNIQUE年，卷(期)：200838(6)分类号：V211.3关键词：剪切翼尖 诱导阻力 翼尖涡 减阻

篇6：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

随着列车速度的不断提高,也带来了一连串的空气动力学问题,如空气阻力、列车交会以及穿越隧道产生的空气压力变化、气动噪声以及对周围环境的影响等,均与列车外形的流线程度有关。为此,必须进一步优化车体外形,以减小空气阻力、交会压力波等对列车的影响。高速列车在穿越隧道过程中,隧道内空气压力会在极短时间内产生剧烈变化,形成空气压力波,空气压力波会影响到行车安全以及乘客的舒适性。同时,列车高速运行时受到的阻力也会增加,导致列车能耗增大。因此从20世纪60年代开始,日、英、法、德等国开始进行了隧道空气动力学系统的研究。与国外相比,中国对该问题的研究起步较晚,一直到20世纪90年代中期才开展了隧道空气动力学问题的研究。这类问题的研究方法主要有:模型实验、现场实测、数值模拟。其中,数值模拟具有研究周期短、耗费低等优点,越来越多地被应用到高速列车隧道效应的研究中来。过去由于计算机硬件的限制,主要采用一维数值模拟[1,2],随着计算机和计算方法的快速发展,二维和三维数值模拟逐步被采用,主要数值方法包括有限体积法、有限差分法、有限元法和面元法等[3,4]。三维数值模拟[5,6,7,8,9]可以得到列车在隧道内运行时列车断面上的流速和压力分布的详细信息,因此成为了研究该类问题的主要方法。毛军等学者[10]对侧风风场特征对高速列车气动性能作用进行了研究。马梦林等人[11]对空调导流罩对列车气动阻力影响进行了研究。苗秀娟等人[12]对峡谷风对桥梁上列车气动性能的影响进行了研究。张经强等人[13]对高速列车外形的气动性能进行了数值计算和头部外形的改进,针对列车气动外形存在的问题,对列车头部外形进行了改进,并提出了列车头部外形改进方案且分别对其进行数值模拟研究。陈喜红[14]对高速列车外形及发展趋势进行了总结,指出必须寻求最佳列车外形以降低列车的空气阻力和能耗。梁习锋等人[15]分析了高速列车外形计算机辅助设计的方法,介绍了一种自主研发的用来进行高速列车头尾部流线外形方案设计的计算机辅助几何造型软件。

本研究通过求解非定常、可压缩黏性Navier-Stokes方程以及κ-ε两方程湍流模型,采用动网格方法,对CRH3型的高速列车隧道系统进行三维数值模拟。针对不同列车外形进行计算,得到相应流场和列车阻力随时间的变化规律,为高速列车的设计提供参考。

1 计算模型

1.1 控制方程

高速列车通过隧道引起的空气流动是三维可压缩非定常流动,流动遵守N-S方程:

其中,矢量W、F和G分别为:

式中:ρ,v,E,p—流体的密度、速度、单位质量的总能量以及压力;τij—粘性应力张量;q—热流量。

1.2 边界条件和与初始条件

隧道壁面采用无滑移边界条件,即流体的法向速度为零。为得到列车驶入和驶出隧道时空气流动特征,本研究在隧道出口和入口处各增加一段空气域,空气域分别设置为出口、入口边界,出口、入口压力设置为环境大气压101325 Pa。列车及列车周围区域设置为运动域,运动速度等于车速120 m/s。时间步长取为0.001 s。

1.3 网格划分

整个计算区域分为静止区域和运动区域,静止区域内的网格始终保持不变,运动区域内的网格随着列车的运动进行合并和分裂。静止区域和运动区域通过滑移交界面连接,交界面两侧为非正则网格,数据传递通过差值来实现。划分网格之前,本研究首先对列车模型进行必要的简化,忽略门把手、受电弓和转向架等对隧道内压力、列车气动阻力影响,把车体看作是一个具有光滑外形的几何体。不考虑隧道的坡度、道衬砌壁和路面的细部结构,把隧道壁面和地面作为光滑表面来处理。

2 计算方法

本研究结合局部网格重组法和动态分层法的优点,采用域动网格技术对高速列车穿越隧道进行数值模拟,域动网格技术只需要对简单边界处进行分层差值运算,这加快了网格更新速度,从而保证了仿真计算的高效性和稳定性。

本研究通过求解非定常可压缩流动的RANS方程和Realiazableκ-ε二方程湍流模型,对隧道-列车系统的流场进行数值模拟。用有限体积法离散方程,动量、能量和方程中的对流项采用二阶迎风格式离散,时间项采用一阶隐式格式,压力速度耦合采用耦合算法。

列车的运动使用自定义函数进行控制。

3 计算结果

3.1 不同时刻列车表面等压分布

不同时刻列车及隧道壁面等压分布如图1所示。

由图1可以看出:在不同时刻,列车头部的压力始终较大,列车肩部存在较大的低压区,这对行车阻力会产生较大影响,因此通过合理设计列车头部形状可以减少列车阻力。

3.2 列车头型对尾涡的影响

列车头型示意图如图2所示。

其中,γ=b/a称为列车头型的长细比,b为列车车头的长度,a为列车车头的最大高度,γ可以用来代表列车的流线化程度。

不同列车头型的列车尾涡图如图3所示。

本研究选取了长细比为γ=2.2,2.3,2.4,2.5的列车头型分别进行了列车尾涡的分析。由图3可以看出,在列车尾部的横截面上产生了一对对称的涡流,涡心较低。随着车头长细比的增加,涡心降低,涡核外移,能量降低,列车阻力减小。

3.3 列车头型对列车表面压力的影响

列车头型对列车表面压力的影响如图4所示。

图4中:L—无量纲车长;cp=2F/ρν2;F—列车空气阻力,N;ρ—空气密度,kg/m3;ν—列车速速,m/s。

由图4可以看出,不同长细比的列车头型,列车表面压力分布规律类似,在列车车身部位的压力相差不大,但在列车头部和尾部的相差较大。随着列车头型长细比的增加,列车的表面压力减小。

3.4 车长对空气阻力的影响

列车在运行过程中受到的空气阻力包括摩擦阻力和压差阻力两部分。

车长对压差阻力影响如图5所示。

图5中:L—车长;pf—压力系数,pf=2Ff/ρv2;Ff—压差阻力,N;ρ—空气密度,kg/m3;ν—列车速度,m s。

由图5可以看出,随着列车长度对压差阻力影响不大,随着列车长度的增大,在压差阻力的波峰处压差阻力稍有增大,在压差阻力波谷处,压差阻力稍有减小。

车长对摩擦阻力的影响如图6所示。

图6中:L—车长;pp—压力系数,pp=2FP/ρv2;Fp—压差阻力,N;ρ—空气密度,kg/m3;ν—列车速度,m s。

由图6可以看出,随着列车长度的增加,列车摩擦阻力显著增加。

列车长度是影响列车摩擦阻力的一个重要因素,合理缩短列车长度可以有效地减小列车的空气摩擦阻力,从而减小列车总阻力。

4 结束语

本研究对不同列车长度、头型的长细比进行了数值计算,分析了头型对列车尾涡以及对列车表面压力的影响,同时开展了列车长度对空气阻力的影响研究。最后,得到了以下主要结论:

(1)列车头型对列车尾涡的影响较大,当列车头型的长度较大时,列车的尾涡的强度减小,涡心较低,阻力较小。

(2)列车的头型的长细比对列车表面压力也有影响,当列车头型的长细比较大时,列车的表面压力减小,尤其对车头和车尾的效果更为明显。

(3)列车车长对列车的摩擦阻力影响较大,对列车的压力阻力影响较小,合理地减小列车的长度,可以有效地减小列车的行车阻力。

由以上结论可以看出,列车头型的长细比与列车阻力和列车的表面压力有关,对列车的行车安全和寿命都有影响,列车设计过程中可以通过合适地增加头型长细比来实现列车减阻。

摘要：为解决隧道与列车相对运动的问题,将域动网格技术应用到列车隧道效应研究中。通过建立高速列车隧道物理模型,采用有限体积法求解三维可压缩非定常流动模型以及双方程湍流模型,开展了高速列车穿越隧道时的非定常流场的数值模拟。研究了列车头型对列车尾涡的影响,列车头型对列车车身表面压力的影响,车长对列车摩擦阻力和列车压差阻力的影响。在计算结果的基础上对高速列车的头型和车长进行了评价。研究结果表明:列车头型的流线化程度越高,列车的气动阻力越小,列车尾涡涡心越低;列车长度对列车的压差阻力影响不大,对列车的摩擦阻力影响较大;通过数值计算得到的结果可以为列车头型的设计提供理论依据,为列车车长的定型和列车减阻提供参考。

篇7：考虑气动弹性影响的机翼气动外形设计研究

常见的外挂物如发动机短舱、副油箱、导弹、炸弹等, 其外形一般为细长旋转体。在气动设计中, 这些外挂物对气动力的主要贡献是阻力, 但其也可以产生一定的升力, 这在外挂颤振中也是需要考虑的重要因素。根据有关文献[10], 对于机身采用细长体理论分析所得压力分布结果相对较差。因此在颤振分析中, 有必要对外挂物的气动力进行修正。在工程颤振分析中, 一般是基于试验测试气动力[10—12]或者CFD[13]计算所得的气动力, 对常用的偶极子格网法理论进行经验修正。文献[14]对各种成熟的气动力修正方法进行了详细介绍。

本文分别采用十字交叉升力面模型和细长体模型, 对外挂物进行气动力建模, 并采用两类外挂物气动力模型研究了某机翼/外挂颤振特性。针对细长体模型, 对截面高/宽比进行了变参颤振分析, 并采用简单修正系数法, 对十字交叉升力面外挂气动力模型进行了经验修正。

1 外挂气动力模型

在工程颤振分析中, 细长型外挂物的气动力模型可简化为“十字”交叉型升力面模型以及细长体模型, 分别如图1 (a) , 图1 (b) 所示。

1.1 升力面气动力理论

在偶极子格网法 (DLM) 升力面气动力理论中, 采用三个矩阵方程来定义气动力影响系数, 并建立压强与升力面与气流之间的夹角诱导的无量纲垂向或法向速度之间的关系。首先是下洗方程

可由升力面变形前乘差分矩阵获得下洗

对压强进行积分可获得升力和力矩:

式中wj为下洗, wjg为静态下洗 (由初始攻角, 弯度和扭转诱导所致) , fj为作用在升力面单元j上的压强, q珋为动压, k为减缩频率, Ajj为气动力影响系数, uk, Pk分别为升力面网格结点上的位移和气动力, D1jk, D2jk分别为无量纲差分矩阵的实部和虚部, Skj为积分矩阵。

根据以上三个方程可以获得气动力影响系数矩阵

所有的气动力理论方法均需要在用户指定的马赫数和减缩频率下计算矩阵S、D1、D2。DLM和ZO-NA51理论在计算出矩阵A, 通过矩阵分解和前后迭代来计算矩阵Q, 并不直接对A求逆, 以提高计算效率。

1.2 旋转体模型气动力理论

在亚音速翼体干扰建模时, 常采用细长体理论来模拟各种体的升力特性, 如机身、短舱或者外挂物。对于细长体的气动力建模引入两个方面的简化:

(1) 采用等效的旋转体来代表细长体的气动外形, 即离散为所谓细长体单元, 用来模拟细长体自身的运动。

(2) 采用等截面的圆柱面来考虑翼体干扰效应, 即离散为干扰体单元, 用来模拟与其他体或者升力面之间的气动干扰。

细长体理论的基本方法是对奇异性及其镜像进行叠加。有两类基本的奇异性:“力”和修改的加速度势“偶极子”。每个“力”奇异性等价于尾流中的一条偶极子线。对于翼面网格, 使用“力”型奇异性, 位于网格的1/4弦线处。对于干扰体单元采用“偶极子”奇异性。而对于细长体单元则两者兼用。下洗与奇异性之间的关系表示为:

式中, ww是翼面网格3/4弦线处的下洗, ws是细长体单元的下洗, fw是翼面网格1/4弦线处的压强, μI是干扰体偶极子强度, μs是加速度势细长体偶极子强度。

力与奇异性之间的关系为

式中Pw为翼面网格上的气动力, Ps为体元上的气动力, Sww为翼面单元网格面积对角阵, Cs为单位长度单位动压下的细长体气动力, Sss为体单元的长度Δx, Ssw为单位翼面压力引起的单位长度上的细长体气动力, Ss I为干扰体偶极子单位加速度势对应的单位长度上的细长体气动力[15]。

体单元上的气动力与偶极子强度之间的关系可表示为如下差分方程:

式中, x为顺气流方向的坐标。

2 线性气动力修正方法

Rodden首先提出了线性气动力修正方法[14], 基于很少的已知信息 (例如风洞测得的全机气动力系数) 即可进行气动力修正。其采用的方式是直接在DLM方法所得的压强向量ΔCpth或下洗向量上前乘一修正系数对角阵Wp。对于前者, 修正公式为

式中, ΔCpexp为实测压强。

实际上计算中进行修正的对象是气动力影响系数Ce, 可通过积分矩阵S与压强向量建立关系

式中, Ceexp为试验修正后的气动力影响系数。

依据上述方法, 在Nastran软件中, 提供了对DLM气动力理论进行修正的两种接口:

式中, [Wkk]是经验修正因子矩阵, 用来调整每个气动网格单元上的力和力矩, 修正因子可由不同攻角下的试验数据或计算数据获得。是在参考攻角下 (如零攻角) 由试验测得的各网格单元上的压强向量。

3 机翼/外挂颤振分析结果及讨论

3.1 两种外挂物气动力理论模型对应的颤振结果对比

分别采用“十字”交叉型升力面模型以及细长体模型进行了外挂物气动力建模, 所得结果与不考虑外挂气动力的结果对比如表1所示。从表1中可见, 考虑外挂物气动力后, 机翼/外挂颤振速度降低较多, 表明此时外挂气动力对机翼/外挂颤振特性的影响不容忽视。两种外挂物气动力模型对应的颤振速度和颤振频率相当, “十字”交叉型升力面模型所得结果相对细长体模型的结果稍保守。

此外, 采用两种气动力模型, 在减缩频率0.001时, 分别计算了单独外挂的六阶刚体模态对应的广义气动力影响系数矩阵的对角项的实部, 并列于表2中。由表2可以看出, 除第4阶和第6阶模态, 细长体模型所得气动力系数明显大于“十字”交叉型升力面模型对应结果, 其余各阶模态下, 两种外挂物气动力模型所得的广义气动力系数相差不超过20%。

3.2 细长体气动力模型变高/宽比分析

在细长体气动力模型中, 允许考虑截面高/宽比参数。由于实际的外挂物截面一般并非理想的圆截面, 故而本节进行了细长体气动力模型截面高/宽比的变参颤振分析。采用细长体外挂气动力模型, 计算了三种截面高/宽比参数下的机翼/外挂颤振特性, 列于表3。由表中可见, 截面高宽比对该模型的颤振特性几乎没有影响。

3.3 外挂气动力修正分析

鉴于外挂物气动力建模精度有限, 实际工程中需要进行外挂物气动力的修正。本文采用了简单乘子修正方式, 即同时对升力面各网格上的升力和力矩乘以一个修正系数, 对“十字”交叉型升力面外挂气动力模型进行修正。由于暂时没有可参照的理论或实验结果, 这里采用了4个修正系数, 并与未修正情况下的结果对比列于表4中。

由表4结果可见, 随着修正系数的减小, 所得颤振速度逐步增大。表明外挂气动力修正对机翼/外挂颤振特性具有重要影响, 在工程实践中有必要对该问题加以深入研究。

4 结论

本文研究了外挂物气动力建模对机翼/外挂颤振特性的影响, 针对某机翼/外挂模型, 分析得到以下结论:

(1) 考虑外挂物气动力后, 机翼/外挂颤振速度降低显著。

(2) 外挂物的细长体理论模型与“十字”交叉型升力面模型所得颤振结果基本相当, 前者相对稍大。