扰动风作用下多段翼型流动分析

扰动风作用下多段翼型流动分析

0动态嵌套网技术在现代飞机的设计中，应考虑各种特殊环境，并将干扰风作为不可避免的因素，这引起了飞机研究的高度关注。从20世纪50年代到现在关于飞行器在扰动风和阵风作用的响应的研究已经很多从飞行的角度来说,人们期望这样的波动或不稳定性尽量少的发生,或者能采取一定的办法来抑制扰动风的负面作用。从流体力学的角度来说,抑制扰动风作用的最有效的办法是进行流动控制。对于目前常见流动控制的研究方法基于此,本文拟对多段翼型在扰动风作用下的非定常流动及其控制进行研究。由于机翼的机械运动相对于采取吹气和吸气、微射流、零质量射流等更具有改变流场区域的能力,因此本文采用襟翼摆动的方法进行流动控制。在襟翼的摆动过程中,襟翼和主翼之间存在相对运动,所以,在网格布局时采用了动态嵌套网技术。借鉴文献[7]的做法,采用网格速度方法模拟扰动风。系统地研究了在扰动风作用下多段翼型上的升力的响应规律;进一步研究了襟翼的摆动幅值和摆动相位对扰动风影响的作用规律,研究表明,针对一定范围的扰动风,可以找到合适的襟翼摆动幅值和提前相位角来有效地控制多段翼型上的升力波动。1数值方法1.1tokis方程本文采用了有限体积积分的二维非定常NavierStokes方程其中,式中,ρ、(u,v)、E、H、p、T分别为流体的密度、速度q在绝对坐标系下的两个分量、总能、总焓、压强、温度;q、q1.2网格嵌套网格的建立网格速度法是根据相对运动的思想提出的嵌套网格主要包括两个部分:将整个计算区域分成多个相互之间具有重叠部分的子区域,分别建立各个子区域的内外边界条件;建立各个子区域的信息传递关系。对于本文中研究的多段翼型的襟翼每一个运动时刻,襟翼与主翼之间位置关系都在发生变化,因此需要对每一个非定常计算的时刻,重新建立主翼与襟翼之间网格嵌套关系。对于每块网格插值边界位置条件随网格嵌套关系的变化而发生变化,因此在对于每一非定常计算的时刻,都要重新建立插值边界点的插值位置关系,从而使得嵌套网格之间的信息交换时刻保持对应性。对于本文中多段翼型在扰动风作用的流动控制的研究中,由于扰动风变化使用了整体网格速度代替,因此无论襟翼与主翼之间的相对位置关系是否发生变化,主翼和襟翼网格都具有与扰动风速度对应的网格速度。虽然所有的网格区域具有与扰动风速度对应的网格速度,但在计算插值过程中并没有考虑代替扰动风速度的那部分网速度引起机翼在空间位置上的变化。对于每个插值点的信息都是绝对坐标下的速度信息,每一个网格点的速度也是绝对坐标下的网格速度,与本文中的数值求解方法是没有任何冲突。2论文的价值方法2.1网格网格划分用网格速度技术的方法对NACA0006翼型在受如图1中所示的阵风作用下的升力响应进行了数值计算,计算网格为202×61的C型网格。阵风W如图3中给出了该理论与计算结果的比较,理论解用“Exact”进行标记,计算解用“CFD”进行标记。可以看出,计算结果与理论解是一致的。由此说明,用网格速度法处理扰动风的办法是可靠的。3多翼处理工艺对动态气动力响应的影响由于飞行器在飞行过程中受到扰动风影响最敏感的方向是垂直于来流方向,因此本文选取如图4所示的扰动风形式进行研究。扰动风速度方向与来流速度方向垂直,其函数形式:式中:珨W数值计算中,主翼计算网格为291×61的C型网格,襟翼计算网格为209×41的C型网。网格间的嵌套关系为如图5所示。主翼网格为A,A-HD为主翼网格挖洞区域;襟翼网格为B,B-HD为襟翼网格挖洞区域。襟翼与主翼之间的夹角θ对于上述的扰动风形式,取f=0.0306、0.0153、0.0076和珨W由上式去掉各个函数的平均值部分得到主翼、襟翼、整体机翼上升力波动随时间的波动函数分别为:波动函数幅值与机翼受到扰动风引起的升力波动强度对应,而波动函数的相位差反应是机翼升力响应滞后相位。再利用机翼上升力在一个稳定循环周期内随时间变化的数据,通过参数辨识,可以近似得到B那么对于频率相同、扰动风速度幅值不同机翼上升力响应波动函数变化规律如何,在表1中给出了扰动风速度幅值为珨W上述给出的都是襟翼与主翼夹角θ为10°时,扰动风作用下机翼升力响应的波动函数参数。那么对于襟翼(绕图4中固定点Q)相对于主翼取不同位置θ=2°~18°,在具有相同幅值(珨W在此对襟翼相对主翼不同位置夹角θ,用相同的上述扰动风作用下机翼上升力响应进行了数值研究,得到了机翼上升力响应曲线,为了进一步说明流场中襟翼夹角与各个机翼升力波动函数参数之间关系,采用参数辨识得到各个波动函数参数。如图7、图8所示,分别给出了主翼、襟翼、整体机翼上升力响应波动函数幅值B4翼型的机械运动对飞行的控制效果由前面的研究可以看出,在扰动风作用下,多段翼型上的升力会出现波动,这样会影响飞行器在空中飞行的平稳性。针对空间上大尺度的扰动风带来的波动,采取翼型的机械运动来进行控制,效果会如何呢?下面就进行一些研究。由于这类扰动风在形式上对机翼升力的影响具有统一性。下文就其中一种扰动风参数情况(即珨W式中:θ(t)、θ4.1无扰动风作用下压力对压力的影响在研究襟翼摆动对多段翼型在扰动风作用下的流动控制作用之前,研究一下无扰动风作用下襟翼摆动对多段翼型升力特性的影响是必要的,因为它有助于了解襟翼摆动对机翼的升力的影响作用。为此,让襟翼绕固定点Q(如图4中所示的Q点)做周期性摆动,函数形式为式(7),取频率f=0.0306。如图9中给出了无扰动风作用下襟翼绕固定点(如图4中Q点)做周期性摆动(摆动幅值δ=3°、襟翼摆动函数可控相位差θ通过参数辨识,得到各个波动函数的参数。如图10所示,给出了主翼、襟翼、整体机翼上升力波动幅值A4.2摆动幅值和相位角综述上面的研究表明:襟翼摆动作用(无扰动风作用)机翼上升力响应变化曲线(如图9)和只有扰动风作用(襟翼静止)机翼上升力响应变化曲线(如图6)具有类似的变化趋势。将襟翼摆动运动应用于对扰动风作用下机翼升力波动响应的控制研究中;如果能够找到适当的控制参数(襟翼摆动幅值δ和摆动提前相位θ考虑到襟翼做摆动运动对扰动风作用下机翼升力响应进行控制过程中,襟翼与主翼之间的夹角位置是变化的。借鉴第3节中研究的襟翼在不同位置夹角下(襟翼静止)扰动风作用机翼上升响应函数形式变化规律。由式(3)~(5)形式给出扰动风作用下(襟翼静止,襟翼夹角在摆动范围内)机翼升力响应的波动部分的波动函数的平均表达式:由此进一步假设对于在扰动风作用下襟翼摆动运动能进行控制的参数(即襟翼摆动角幅值δ和襟翼运动提前相位角θ如图12给出了这一控制条件下,机翼主翼、襟翼、整体机翼升力时间函数曲线,从中与图6中没有控制情况扰动风影响下曲线对比,整体机翼升力曲线的波动变的平缓多了,说明得到襟翼摆动控制参数的解析解有很好知道对扰动风影响波动控制研究的指导作用。为了进一步说明襟翼摆动角度幅值δ和相位提前角θ4.3扰动风作用下多段翼型升力响应的控制方程通过上文对具有特定频率和幅值的扰动风进行控制的研究表明:分别对只有扰动风或者只有襟翼摆动的情况进行研究,得到了特定扰动风作用下,襟翼摆动使翼型升力波动影响最小的控制参数。进一步对不同频率、不同幅值的扰动风作用下多段翼型的流动进行了研究,并给出在具有一定频率定义扰动风频率和扰动风速度幅值与前面研究特定扰动风的频率和幅值的关系为:其中:ε为当前扰动风幅值W可得扰动风的形式为:则襟翼摆动控制方程形式为:研究表明,对于式(17)中形式的扰动风,当扰动频率比值ξ∈(0.25,3.75),扰动幅值比值ε∈(0.5,2),并且这两个系数的乘积ξε∈(0.16,4)时,能得到翼型在此种扰动风作用下,使升力响应波动尽量减小的襟翼摆动控制参数δ、θ式中:p5扰动幅值与扰动风频率的关系本文通过对多段翼型扰动风作用下的气动性能及其流动控制的研究得到以下结论:(1)在与来流方向垂直的周期性扰动风作用下,多段翼型的主翼、襟翼、整体机翼上升力响应波动函数的频率与扰动风频率大致相同,扰动强度幅值与扰动风速度幅值成正比,扰动风扰动幅值的大小对机翼升力波动函数相位差的影响不大,并且针对襟翼相对主翼不同位置夹角,同一周期扰