高亚音速下翼型非定常气动力数值仿真研究
地效飞行器波浪地面飞行气动性能数值研究
地效飞行器波浪地面飞行气动性能数值研究
屈秋林;刘沛清;秦绪国
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】2007(028)006
【摘要】使用Fluent软件求解非定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,采用滑移网格技术数值模拟地效飞行器在波浪地面上方飞行的全机流场,研究波浪地面对气动性能的影响.在余弦波浪地面上方飞行,气动力呈现周期性,文中给出了一个周期内气动力的变化规律,分析了飞行高度和迎角对气动力平均值和气动力波动幅度的影响规律.一个周期内翼剖面的压力分布表明,波浪地面主要影响机翼下表面的压力分布,对机翼上表面的压力分布影响很小.
【总页数】7页(P1327-1333)
【作者】屈秋林;刘沛清;秦绪国
【作者单位】北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083;北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083
【正文语种】中文
【中图分类】V211.4
【相关文献】
1.地效飞行器机翼气动性能数值分析 [J], 吴榕;梁峰
2.地效飞行器大迎角近地面飞行分离流动数值研究 [J], 屈秋林;刘沛清;秦绪国
3.地效飞行器地面巡航气动性能数值模拟及分析 [J], 屈秋林;刘沛清
4.地效飞行器近波浪地面大迎角飞行分离流动数值研究 [J], 屈秋林;刘沛清;秦绪国
5.超巨型地效飞行器巡航状态气动特性数值模拟 [J], 张思煜;聂宏;魏小辉;黄精琦因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
翼型舵面偏转非定常流动数值模拟_贾忠湖
1
1． 1
数值方法
控制方程 采用 ALE 有限体积描述下的二维无量纲可压缩
非定常流动的 Navier- Stokes 方程可表示为如下的积 分形式： t x） QdV + ［F （ Q，
c c Ω Ω
+ F v （ Q） ］ ·nd S = 0 （ 1）
2
2． 1
数值模拟
数值方法验证
n 为控制体边界 Ω 为控制体边界， 其中 Ω 为控制体， 外法向单位向量； 守恒变量 Q 表达式为： Q =［ ρ， ρu， ρv， ρe］
［10 ］ 。文献［ 11 － 12］ 网格技术（ DUM） 介绍了使用 CGM 13 － 14］ 方法得到了较好的数值模拟结果； 文献［ 采用
DUM 方法得到了较好的数值模拟结果。 1． 3 程
［15 ］
离散方法 本文采用格心格式的有限体积方法离散控制方 ， 获得空间 采用格林公式计算单元内变量梯度，
引言
飞行器在飞行过程中机翼很容易发生振荡现象， 机翼振荡问题是一个复杂物理现象， 如果要进行缩尺 模型的风洞试验， 一般情况下很难全部满足几何形状、 结构动力学和气动力相似率， 通常根据具体情况忽略 某些次要因素； 同时， 地面非定常风洞实验与其他空气 动力学问题相比， 由于要模拟时间相关的参数， 极大地 增加了测试技术难度， 这就要求实验和理论计算都要 对机翼的非定常气动特性研究投入大量工作 。 随着 CFD 技术的迅猛发展 ， 国内外对多段翼型的研究有了
应强， 很容易应用于几何特征可变化的非结构网格系 统。按照有限体积法得到的计算方法不但在模拟包含 有激波等间断的流场方面物理意义明确 ， 而且在动网 格技术和网格自适应加密等需要网格分割与合并的重 构过程时有优势。 动网格技术有杂交重叠网格 （ CGM ） 和非结构动
空气动力学与飞行原理课件：高速气动特性
高速气动特性
LOGO 1
第六节
目录页
学 习 大 纲
一、 二、 三、
翼型的亚音速空气动力特性 翼型的跨音速空气动力特性 翼型的超音速升力特性
2
壹 目录页
一、
翼型的亚音速空气动力特性
二、
翼型3
壹 翼型的亚音速空气动力特性
亚音速的定义：飞行 M 数大于0.4, 流场内各点的 M 数都小于1。
考虑空气密度随速度的变化，则 翼型压力系数基本按同一系数放大， 体现出“吸处更吸，压处更压”的特 点。因此，升力系数增大，逆压梯度 增大，压力中心前移,临界迎角减小， 阻力系数基本不变。
飞行M 数增大,升力系数和升力系数斜率增大 飞行M 数增大,最大升力系数和临界迎角减小
4
贰 目录
一、
翼型的亚音速空气动力特性
MCRIT 是机翼空气动力即将发生显著变化的标志。
6
贰
翼型的跨音速空气动力特性
升力系数随飞行 M 数的变化
1.考虑空气压缩性，上表面密度下降更多，产生附 加吸力,升力 CL 系数增加，且由于出现超音速区，压力更 小，附加吸力更大；
2.下翼面出现超音速区，且后移较上翼面快，下翼 面产生较大附加吸力，CL 减小；
二、
翼型的跨音速空气动力特性
三、
翼型的超音速升力特性
5
贰 翼型的跨音速空气动力特性
跨音速是指飞行速度没达到音速，但机翼表面局部已经出现超 音速气流并伴随有激波的产生。
机翼上表面流速大于飞行速度，因此当飞行 M 数小于1时，机 翼上表面最低压力点的速度就已达到了该点的局部音速(此点称为等 音速点)。此时的飞行 M 数称为临界马赫数 MCRIT 。
翼型的高速空气动力学特征
• M 再增大，将出现头部激波(图E)，后缘激波更向后倾斜。
• 上述关于局部激波在上下表面的产生和发展过程，虽然只是 某一翼型的实验结果，但具有一定的代表性。对于其它翼型，尽 管在数量上有差别，但规律大体是一样的。因此，研究机翼的跨 音速空气动力特性，我们就上述关于局部激波的发展趋势和过程 作为基础 。
• (三)阻力特性
• 飞行M数增大，一方面前缘压强由于空气压缩性的影响 而有额外增加，压差阻力系数增大。但增大很有限。另一 方面飞行M数增大(或者飞行速度增大，或者音速减小一气 温降低，粘性系数μ减小)，雷诺数Re增大，导致摩擦阻力 系数减小。但减小也很有限。于是，随着飞行M数的增大， 压差阻力系数的增大和摩擦阻力系数的减小相抵，机翼型 阻系数(压差阻力系数与摩擦阻力系数之和)基本不随飞行M 数而变化。
•
力系数均可用上式计算。
dV
不可压流，根据质量方程的微分形式得 V
dA A
• 则不可压流的压力系数
p不可压
2 V V
2 A A
• 而可压流中速度与截面积之间的关系由前式可知
dV V
1
1
M
2
( dA) A
• 则得可压流的压力系数：
•
p可压
2 V V
2
1
M
2
( A) A
• 比较上述两式，若两种情况下的相同，可得
1 1 M 2
1
0 ( p下不可压 p上不可压)dx
• 因为
1
C y不可压 0 ( p下不可压 p上不可压 )dx
1
• 所以 C y不可压 0 ( p下不可压 p上不可压 )dx
• 将上式对迎角求导，得 •
•
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。
由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。
为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。
在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。
下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。
一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。
在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。
我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。
目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。
基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。
二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。
传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。
对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。
采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。
三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。
高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。
在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。
高超声速飞行器动力学建模的开题报告
高超声速飞行器动力学建模的开题报告一、研究背景高超声速飞行器是指速度超过5马赫的飞行器，其速度约为每秒1700米以上，飞行高度达到20到30公里以上，是一种高速高空飞行的新型飞行器。
高超声速飞行器具有高速、高空、高温等特点，其研制涉及到材料、结构、热力学以及动力学等多个学科领域。
其中，动力学是高超声速飞行器研究的核心。
高超声速飞行器在飞行过程中受到的气流、温度、压力等外部环境因素的影响很大，如何对其质量、力学特性以及运动规律进行全面准确的建模，是高超声速飞行器设计研究的重要问题。
因此，针对高超声速飞行器的动力学建模研究具有重大的理论和应用价值。
二、研究内容本文将重点研究高超声速飞行器的动力学建模问题，主要包括以下内容：1.高超声速飞行器的运动规律建模：研究高超声速飞行器在空气动力学力和力矩的作用下的运动规律，主要考虑飞行器的运动学参数和姿态参数。
2.高超声速飞行器力学性能建模：研究高超声速飞行器的质量、重心、惯性矩阵等力学性能参数，并建立相应的数学模型。
3.高超声速飞行器气动力学特性建模：考虑高超声速飞行器的空气动力学特性，如气动系数、升力系数、阻力系数等，并建立相关的数学模型。
4.高超声速飞行器控制建模：研究高超声速飞行器的控制方法，包括姿态控制、航向控制等，并对其进行建模。
5.高超声速飞行器仿真验证：对建立的高超声速飞行器动力学模型进行仿真验证，并对仿真结果进行分析。
三、研究意义高超声速飞行器的研究和应用是当前航空航天领域的重要研究方向之一，其具有广泛的军事和民用应用价值。
通过对高超声速飞行器的动力学建模研究，可以提高高超声速飞行器的飞行性能和控制性能，为高超声速领域的进一步研究和应用奠定基础。
四、研究方法本文采用数学建模和仿真方法进行研究。
首先，通过对高超声速飞行器的运动规律、力学性能、气动力学特性和控制方法进行分析，建立高超声速飞行器的动力学数学模型。
然后，对建立的数学模型进行仿真验证，通过对仿真结果进行分析，验证模型的准确性和可靠性。
飞行器气动性能的数值模拟研究
飞行器气动性能的数值模拟研究在现代航空航天领域，飞行器的气动性能是决定其飞行性能、安全性和经济性的关键因素。
为了更好地设计和优化飞行器的外形，提高其气动性能，数值模拟技术成为了一种重要的研究手段。
本文将对飞行器气动性能的数值模拟研究进行详细的探讨。
一、数值模拟的基本原理数值模拟是基于流体力学的基本方程，如纳维斯托克斯方程（NavierStokes equations），通过数值计算的方法来求解飞行器周围流场的物理量分布。
这些物理量包括速度、压力、温度等。
数值模拟的过程通常包括以下几个步骤：首先是建立几何模型。
这需要精确地描述飞行器的外形，包括机翼、机身、尾翼等部件的形状和尺寸。
然后是网格生成。
将几何模型划分成许多小的单元，形成网格，以便于进行数值计算。
接下来是选择合适的数值算法和求解器。
常见的算法有有限体积法、有限差分法等。
最后是设定边界条件和初始条件，进行数值求解，并对结果进行后处理和分析。
二、数值模拟方法的分类数值模拟方法主要可以分为两类：雷诺平均纳维斯托克斯方程（RANS）方法和大涡模拟（LES）方法。
RANS 方法通过对瞬时的纳维斯托克斯方程进行时间平均，得到平均流动的控制方程。
这种方法计算效率较高，但对于一些复杂的流动现象，如分离流、漩涡等，模拟精度可能不够高。
LES 方法则直接求解大尺度的涡，而对小尺度的涡进行模型化处理。
它能够更准确地捕捉流动中的细节，但计算成本较高，目前在工程应用中还受到一定的限制。
三、数值模拟在飞行器设计中的应用1、机翼设计机翼是飞行器产生升力的主要部件。
通过数值模拟，可以优化机翼的翼型、弯度、扭转等参数，以提高升力系数、减小阻力系数，从而改善飞行器的气动性能。
例如，在设计民用客机的机翼时，可以通过数值模拟分析不同翼型在不同飞行条件下的压力分布和流场结构，选择最优的翼型方案。
2、机身设计机身的外形对飞行器的阻力有很大影响。
通过数值模拟，可以优化机身的横截面形状、长度、头部和尾部的形状，以减小阻力。
【国家自然科学基金】_非定常数值模拟_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139 140 141 142 143 144 145 146 147 148 149 150 151 152 153 154 155 156 157 158 159 160
非定常性 非定常n-s 方程 速度场 远场噪声 近似解析 运动模型 迎风格式 边界层 轴流式通风机 轴流式水轮机 轴流压气机 轴向槽 转捩 跨音速转子 跨声速压气机 跨声压气机 贯流风机 试验 计算流体力学 自由表面形状 脱落涡 脉动风压 脉冲爆震发动机 能量法 胸鳍 聚合物熔体 网格局部重构 细长体 粒子图像测速 空间结构 空穴漏气 空化模型 空化 稳定性 离心风机 离心压缩机 瞬态过程 瞬态启动 直升机 界面反转 独立膨胀原理 特低渗透 熔体对流 热毛细对流 热斑 炮口制退ห้องสมุดไป่ตู้ 火炮身管 激波 滤波器 滑移网格 滑坡涌浪 湍流数值模拟 湍流场 涡轮
非定常性 非定常响应 非定常分析 非定常n-s方程 阻力 阀门 间隔 钝锥 采样时间 通道涡 进水流道 进气道 迎风紧致格式 轴流泵 跨音速转子 跨音速流动 跨音速动导数 超声速冲压喷气发动机 计算机仿真 补气 行进波 虚拟压缩方法 蓄热式加热炉 自由射流 脉动 翼型结冰模拟 缩流及扩散 缘线匹配 粘弹性蜻蜓模型翼 管口效应 突然起动翼型 稳定性 离心泵 离心压缩机 瞬态流动 直接数值模拟 界面反转 生物仿生流体力学 熔体对流 热源模型 热对流作用 激波装配法 激波 潜艇 滤波器模型 滚转运动 湍流 混流式转轮 液滴热毛细迁移 涡轮叶栅 涡激振动 消能 流量比 流场模拟
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第1 期
计
算
机
仿
真
2013 年 1 月
文章编号： 1006 － 9348 （ 2013 ） 01 － 0165 － 04
高亚音速下翼型非定常气动力数值仿真研究
钱
1 2 1 宇 ， 邓月莲 ， 肖艳平
（ 1． 中国民航飞行学院飞行技术学院， 四川 广汉 618307 ； 2． 中国东方航空股份有限公司运行管理部， 上海 200051 ） 摘要： 非定常气动力的研究是气动弹性研究的基础 。 针对高亚音速下翼型强迫周期运动的非定常气动力数值模拟， 采用 Jameson 提出的有限体积法求解 Euler 方程， 利用具有二阶离散精度的双时间隐式推进方法， 在验证了程序可靠性的基础上， 研究了高亚音速时不同飞行马赫数 、 初始迎角、 振幅和减缩频率时翼型做强迫俯仰振荡的迟滞效应。仿真结果表明， 随着飞 行马赫数的增加， 迟滞环的面积逐渐增大， 俯仰力矩系数的迟滞环随着马赫数走向将发生变化； 俯仰力矩系数的迟滞环随着 初始迎角的增大由动稳定变化为动不稳定， 同时走向发生改变； 随着减缩平率的增大， 非定常迟滞效应越明显。 关键词： 数值模拟； 非定常流动； 迟滞效应； 迟滞环 中图分类号： V211． 3 文献标识码： B
术， 对振荡叶栅绕流进行了分析， 并对简单结构模型进行了 颤振分析。由于非定常问题的复杂性， 仍需进行大量、 细致、 深入的研究工作。 本文采用 Jameson 提出的有限体积法求解 Euler 方程， 利用具有二阶离散精度的双时间隐式推进方法， 在验证了程 研究了 NACA 0012 翼型在亚音速及高亚 序可靠性的基础上， 音速情况下不同飞行马赫数 、 初始迎角、 振幅和减缩频率时 翼型做强迫俯仰振荡的迟滞效应， 得到了一些有意义的结 论， 从而实现了对高亚音速下振荡翼型非定常气动力问题进
1
引言
安全是民航生存的基本 。 随着现代民用客机巡航速度
界问题和运动网格的应用， 并对程序作了一系列来自证工作 。 周新海［2 ］
通过求解雷诺平均 N － S 方程并结合移动网格技
的不断提高， 现代客机巡航速度一般都在 0． 74 Ma ～ 0． 85 Ma 之间。飞机在这个速度范围飞行时， 机翼处在强非定常 流动中。非定常气动力的研究是气动弹性研究的基础， 能够 在设计阶段避免颤振、 抖振现象的发生， 在工程上具有重要 意义。迟滞效应是非定常气动特性的一种体现， 由于其流场 的复 杂 性 一 直 是 空 气 动 力 学 研 究 的 一 个 重 要 领 域 。 Nichols［1］ 等发展了一种全隐式子迭代算法用于研究运动边
Numerical Simulation of Unsteady Aerodynamic Loads at High Subsonic Mach Numbers
QIAN Yu1 ， DENG Yue － lian2 ， XIAO Yan － ping1
（ 1． CivilAviation Flight University of China，Guanghan Sichuan 618307 ，China； 2． Operational Management Department， China Eastern Airline，Shanghai 200051 ，China） ABSTRACT： The unsteady aerodynamic loads are the basis of the aeroelasticity． This paper focused on the computation of the unsteady aerodynamic loads for forced periodic motions under high subsonic Mach numbers． The flow was modeled using the Euler equations and an unsteady time － domain solver was used for the computation of aerodynamic loads for forced periodic motions． The Euler equations were discretized on curvilinear multi － block body conforming girds using a cell － centred finite volume method． The implicit dual － time method proposed by Jameson was used for time － accurate calculations． Rigid body motions were treated by moving the mesh rigidly in response to the applied sinusoidal motion． For NACA 0012 airfoil，a validation of the unsteady aerodynamics loads was first considered． Furthermore，a study for understanding the influence of motion parameters，the Mach number，the mean angle of incidence，the reduced frequency，the amplitude，was also conducted． A reverse of the trend of hysteretic loops can be observed with the increasing of the Mach number． Nonlinear hysteretic loops were turned up when increasing the amplitude and the reduced frequency during the applied pitch sinusoidal motion． KEYWORDS： Numerical simulation； Unsteady flow； Hysteresis effect； Hysteresis loop