机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究（精选4篇）
篇1：机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究
霜状结冰及其对机翼气动特性影响的数值模拟
在霜状冰结冰过程及结冰对机翼气动特性影响的`数值模拟中,基于壁面函数法引入了粗糙度影响,结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,文中以NACA0012为对象进行了霜状冰结冰过程的数值模拟,并把计算得到的冰形与试验数据及国外的结冰预测软件的结果进行了对比.本文同时考察了结冰对机翼气动特性的影响,结果表明结冰后最大升力系数降低了26%,失速攻角降低了3°,并且阻力系数也有了增加.
作 者：陈维建 张大林 CHEN Wei-jian ZHANG Da-lin 作者单位：南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016,中国刊 名：南京航空航天大学学报(英文版) EI英文刊名：TRANSACTIONS OF NANJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS & ASTRONAUTICS年，卷(期)：22(1)分类号：V244.1 V211.3关键词：数值模拟 防/除冰 霜状冰 粗糙度 气动特性 numerical simulation anti/de-icing rime ice roughness aerodynamic performance
篇2：机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究
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3：机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究
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。
篇4：机翼曲面成型技术对气动特性影响的研究
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：
[1] XIAO Q，LIU W D，INCECIK A.Flow control for VATT by fixed and oscillating flap[J].Renewable Energy，2013，51：141-152.
[2] PARASCHIVOIU I.垂直轴风力机原理与设计[M].李春，叶舟，高伟，译.上海：上海科学技术出版社，2012.
[3] 朱文祥，于国亮，田茂福，等.加装Gurney襟翼对提高风力机性能的研究[J].可再生能源，2008，26（2）：24-26.
[4] 申振华，于国亮.Gurney 襟翼对水平轴风力机性能影响的实验研究[J].太阳能学报，2007，28（2）：196-199.
[5] YANG K，ZHANG L，XU J Z.Simulation of aerodynamic performance affected by vortex generators on blunt trailingedge airfoils[J].Science in China Series E：Technological Sciences，2010，53（1）：1-7.
[6] KENTFIELD J A C.Theoretically and experimentally obtained performances of Gurneyflap equipped wind turbines[J].Wind Turbines，1994，18（2）：63-74.
[7] WERNERSPATZ C，HEINZE W，HORST P，et al.Multidisciplinary conceptual design for aircraft with circulation control highlift systems[J].CEAS Aeronautical Journal，2012，3（2/3/4）：145-164.
[8] 张鹏，叶舟.小攻角下翼型边界层分离对数值模拟结果的影响研究[J].能源研究与信息，2009，25（4）：240-244.
[9] 陈江涛，张培红，周乃春，等.基于SA湍流模型的DES方法应用[J].北京航空航天大学学报，2012，38（7）：905-909.
[10] 崔鹏.基于CFD/CSD的机翼气动弹性计算研究[D].南京：南京航空航天大学，2011.
[11] DRELA M.XFOIL：An analysis and design system for low Reynolds number airfoils[C]∥Proceedings of the Conference Notre Dame，Indiana，USA.Berlin，Heidelberg：Springer，1989：1-12.
[12] PARASCHIVOIU I.Wind turbine design：with emphasis on Darrieus concept[M].Canada：Polytechnic International Press，2002.
