薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响_李栋
前缘网格分布对超临界机翼低速气动特性影响研究
２１ ０ １年 ｌ ２ １月 １日收到 第一作者 简介 ： 郭星辉 （ ９４ ） 男 ， １８ 一 ， 汉族 ， 湖北宜 昌人 ， 西北工 业
计 算 所 采 用 的 模 型 的 左 视 图 和 俯 视 图 如 图 １ ａ 、 １ ｂ 所 示 。计 算 过 程 中所 采 用 的 网格 均 （）图 （ ） 采 用 多块 结 构 网格 ， 图 １ Ｃ 所示 ， 面附 近采 用 如 （） 物 ０形 网格 ， 以保证 对 附面层 内流动模 拟 的精 度 ， 附面 层第 一层距 离 为 １ ０～ｍ， ３ 。算 例对 比机翼前 共 ３层 缘 网格 分 布对于 超 临界 机 翼气 动特 性 的影 响 ， 算 计
机翼 流场 的失速 攻 角 、 大升 力 系 数 和失 速 特 性 的 最
关 键所 在 。现 针 对 某 型采 用 超 临 界 机 翼 的翼 身 组 合体 ， 运用 计算 流体 力 学方 法 数 值模 拟 了机 翼 前缘 网格分 布对 飞机低 速气 动 特性 的影 响 ， 入 分 析 了 深
⑥
２ １ ＳｉＴ ｃ． ｎｒ． ０ ２ ｃ ｅｈ Ｅ ｇｇ ．
航 空航 天
前缘 网格分布对超临 界机翼 低 速 气 动特 性 影 响研 究
郭 星辉 白俊 强 黄 琳
（ 西北工业大学航空学院， 西安 ７０ ７ ） １０ ２
摘
要
生成合理 的计算 网格是保证数值模 拟精度和准确 度 的前提 条件。超 临界机 翼前缘半径 较大且流 场变化剧 烈， 翼 机
关 键词 超临界机翼 前缘 网格 低速 气动特 性 分 离形 态
中图法分类号
Ｖ １．６ ２ １４ ；
动态失速
动态失速初步介绍，传统的静态失速认为，当翼型来流迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大规模流动分离而导致升力突然下降和阻力的突然增加[1]。
，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。
但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。
翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。
[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。
70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。
有进的识[],1988年Carr L W在他的文章[6]中指出动态失速的基本特征是流畅中存在复杂的非定常分离和大尺度涡旋结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。
年Ekaterinaris[7]等对过去人们研究翼型动1998Ek t i i[7]态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面翼型俯仰运动的折合频率、振全的总结表型俯仰动的折合频率振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状极大的影响动态失速特性同时翼型的几何形状也极大的影响动态失速特性一次振荡过程边界层发生逆流前缘发生流动分离，产生涡流涡沿着弦向流动，产生额外升力涡脱离翼型，进入深度失速下俯直到边界层再次依附，，综上，与传统的静态升力不同，动态失速现象是个非常复杂的非线性问题。
如果想得到精确的解则必须求解NS方程，而解NS方程方面所需计方程一方面所需计算时间比较久，另一方面由于是强烈的分离流动，选择合适的湍流模型也很困难。
所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。
测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。
关于军用飞机机翼构型失速特性的探究
关于高机动性飞机机翼构型失速特性的探究141090046 胡景轩摘要：失速，是指机翼在攻角（翼弦与自由流/相对风流的夹角，也称仰角）超过某个临界值后，举力系数随攻角增大而减小的现象。
当失速时，飞机无法获得足够的升力，于是开始坠落，伴随着失控的俯冲颠簸运动和发动机振动等情况。
据统计，和平年代超过三成的军机坠毁事故与失速现象有关，在设计与使用一款飞机的过程中，不可避免要考虑到应对这一现象。
本文从高机动性飞机机翼形状和结构角度出发，对不同类型机翼的失速特性进行了一点探究。
关键词：失速高机动性飞机攻角翼型机翼平面构型涡流气流分离气泡现代战争中，具有高机动性能的军用飞机扮演着不可或缺的角色。
但无论科技如何发展，这些形形色色的飞机都面临着一个共同的问题：如何在做出高过载机动之后还维持着飞机正常的升力特性。
在这其中，失速问题可谓是重要的一环。
所谓失速，是指机翼在攻角（翼弦与自由流/相对风流的夹角，也称仰角）超过某个临界值后，举力系数随攻角增大而减小的现象。
当失速时，飞机无法获得足够的升力，于是开始坠落，伴随着失控的俯冲颠簸运动和发动机振动等情况。
据统计，和平年代超过三成的军机坠毁事故与失速现象有关，在设计与使用一款飞机的过程中，不可避免要考虑到应对这一现象。
本文从高机动性飞机机翼形状和结构角度出发，对不同类型机翼的失速特性进行了一点探究。
机翼的作用是产生升力，也起到一定的稳定和控制作用。
而失速现象的本质就是上翼面气流出现严重分离，导致举力系数骤降，飞机无法产生足够的升力而下落。
具体而言有三种失速形式：后缘分离、前缘长气泡分离和前缘短气泡分离。
一般说来，对于较厚的翼型（例如厚度在12%以上），气流从后缘开始分离。
随着攻角增大，分离区逐渐向前扩展。
对于薄翼型，当攻角不很大时，在翼型前缘形成分离气泡；视翼型和雷诺数（表征流体流动情况的无量纲数）不同，前缘气泡有长泡和短泡之分，长泡只发生在很薄的翼型上。
高机动性飞机的机翼平面形状大体可分为矩形翼、梯形翼、后掠翼、前掠翼、三角翼、鸭式三角翼、双三角翼、箭形翼、边条翼等，其气动特性各不相同，分别适用于不同作战目的的飞机。
无人机翼型基础知识及其选择
空气的流动（台风），皆属于不可压缩流场。但流体在
高速运动（流速接近于音速或大于音速）时，流体密度
会随着压力而改变，此时气体的流场称为可压缩流场。
当 ＜0.3 时为低速（可以不考虑空气压缩性影响）
当 0.3＜ ＜0.8 时为亚音速
当 0.8＜ ＜1.2 时为跨音速
字翼型用 4 个数字表示翼型的几何参数。第 1 个数
字表示相对弯度，第 2 个数字表示最大弯度相对位
置数值的 1/10。第 3 和第 4 个数字一起表示翼型的
相对厚度。以NACA2415 翼型为例说明，如图 2-3
所示。
NACA5 位数字翼型的第 1 个数字表示弯度，但不表示具体的
几何参数，而是设计升力系数的 20/3 倍；第 2 和第 3 个数字一起
数减小。无论摩擦阻力，还是压差阻力，都
与黏性有关。
1）在任何迎角下阻力系数都不会等于零，因为空气是黏性的，流过翼
型时必然产生阻力。
2）在迎角较小时，随着迎角的增大，阻力系数基本不变；当迎角较大
时，阻力系数随着迎角的增大而较快增加，这是由于黏性作用导致边界
层分离而引起的。
3）存在一个最小阻力系数。在迎角较小时，翼型的阻力主要是摩擦力，
确定翼型
2.2.2 影响翼型空气动力的因素
是标志空气压缩性影响的一个相似参数。对于多旋翼无人机前
飞时的前行桨叶翼剖面有
பைடு நூலகம்
2.马赫数 M
马赫数 （Mach Number）是物体速度与音速的
比值，即音速的倍数。因为音速在不同高度、温度等状
态下数值不同，所以只有给出高度和大气条件（一般默
认为国际标准大气条件），才能计算出马赫数的数值。
前缘外形对翼型动态失速特性影响分析
础 上 ，采 用 了 不 同 的 前缘 变 形 量 ，设 计 了 ３类 （每 类 ２种 ，修 改 翼 型 １～ ６）不 同 类 型 的 旋 翼 翼 型 ，并 对 比分 析 了这
３类翼 型 的 动 态 失 速 特 性 。 通 过 对 比 分 析 发 现 ：翼 型 上 表 面 变形 能 够 有 效 地 影 响 翼 型 的 动 态 失 速 特 性 ，上 表 面
收稿 日期 ：２０１５—１０－０１；修 订 日期 ：２０１６—０１—０１ 通 信 作者 ：招 启 军 ，男 ，教 授 ，博 士 生 导 师 ，Ｅ－ｍａｉｌ：ｚｈａｏｑ￣ｕｎ＠ ｎｕａａ．ｅｄｕ．ｃｎ。
Ｗａｎｇ Ｑｉｎｇ，Ｚｈａｏ Ｑｉｊｕｎ，Ｗ ａｎｇ Ｂｏ （Ｎａｔｉｏｎａｌ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ｏｎ Ｒｏｔｏｒｃｒａｆｔ Ａｅｒｏｍｅｃｈａｎｉｃｓ，Ｎａｎｊ ｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ
Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆ Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ）
直 升机 的 飞行 性 能 好 坏 在很 大 程 度 上 取 决 于 旋 翼 的气 动 特性 ，而旋 翼 的气 动特性 又 与旋翼 翼 型 密 切相 关 。相对 于 固定翼 飞行 器 的机翼 ，直 升机 旋
翼 通 常工作 在严 重 的非 定 常气动 环境 中，特别是 在 前 飞情 况下 ，旋翼 翼型 一直 处于 动态失 速状 态 。与 定 常状 态下 翼 型的气 动特 性不 同 ，动 态失 速状态 下
前 缘 外 形 对 翼 型 动 态 失速 特 性 影 响分 析
王 清 招 启 军 王 博
（南 京 航 空 航 天 大 学 直 升 机 旋 翼 动 力 学 国 家 级 重 点 实 验 室 ，南 京 ，２１００１６）
薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响_李栋
2006 年 09 月 文章编号 : 0258 -1825( 2006) 03 -0361 -06
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
Vol . 24 , No . 3 Sep . , 2006
薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响
( 5)
1 ～ σ-～ [ρ υ +ρ ( 1 + Cb2 )υ υ C b2] σ iρ σ σ σσ
n+1 n ～ i =～ Δυ υ -～ υ i i
＊=
n , if A1 ( or A2 )> 0 n +1 , if A 1( or A 后 , 得到 : ρ Ψ i
从图 2 可以看到 , 迎角从 6 ° 到 11 ° 变化时 , 存在一 些这样的现象 , 当迎角为 6° 时 , 流场是定常而且二维 的 , 而当迎角增加到 7° , 流场变的非定常 , 出现升力 随时间周期变化的现象 。 这种现象从迎角等于 8 ° 开 始消失 , 之后流场变得对时间的无规律性 。 考察迎角等于 8° 时在不同物理时间点上的流场 可以看到 , 在翼型的上表面 , 依次出现 : 大范围的分离 气泡 、 小范围的前缘分离气泡然后流体再附着接着分
σ ∶ σ ( i) <i s s ＊ Coef 1 · δ～ υ = Coef 2 · δ～ υ -
∑
σ ∶ σ ( i) >i
∑ Coef
2
s δ～ υσ (i)
( 8)
Cb2 ～) ～2 -～ υ i S σρ σ( n υ σ +( A1 ～ υ i + A2 υ i) Ψ i σ∑ σ ( 4) 其中 : Ψ σ为相邻单元 ; S σ 为单元体表 i 为网格体积 ; 面; n 为表面外法向 。 u =0 . 5( u+ |u | ) u =0 . 5( u|u | ) 对时间隐式离散 , 方程变成 :
有限翼展机翼失速特性控制研究
有限翼展机翼失速特性控制研究白亚磊;李鹏【摘要】For controlling the flow separation on the wing at high angle of attack, an innovative technique for a finites-span wing stall control, flow deflector, is studied in the present paper.Wind tunnel experiments are conducted to validate the reliability of the numerical simulation.The comparison between them indicates that the flow deflector can control the stall of a wing and restrain the flow separation effectively at high angle of attack.Deep research of flow direction changing trend and boundary layer are carried out to investigate the mechanism of flow deflector.The results indicate that the flow deflector increase the angle of flow around the leading edge of the wing and decrease the angle of the coming flow to make it deflect to the upside of the wing.The flow deflector can suppress the three dimensional effects and maintain the two-dimensional flow characteristics to some extent.Furthermore, the flow deflector can easily change the velocity profile in the boundary layer and make it more "fuller".It decreases the shape factor and increases the stability of the boundary layer to restrain the flow separation.%针对有限翼展机翼大迎角下的流动分离情况,研究了一种新型流动控制技术——流动偏转器.通过风洞实验和数值计算相结合的方法,既验证了计算的准确性,又阐述了流动偏转器可改善机翼大迎角失速特性的作用.通过对流动方向变化规律和翼面边界层的深入研究,探寻了流动偏转器的控制原理:使来流向机翼吸力面偏转；削弱机翼前缘附近流动的三维效应使流动趋近二元化；使边界层内速度型变得饱满,减小速度型形状因子H12,增大速度型的稳定性,抑制流动分离.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2013(031)001【总页数】6页(P9-14)【关键词】流动控制;流动偏转器;测力实验;数值计算;增升;翼型【作者】白亚磊;李鹏【作者单位】南京航空航天大学空气动力学系,江苏南京 210016;南京航空航天大学空气动力学系,江苏南京 210016【正文语种】中文【中图分类】V211.70 引言为了提高飞行器的效率，需要对机翼流动及其控制方法做广泛而深入的研究。
叶片前缘磨损形貌特征对风力机翼型气动性能的影响
叶片前缘磨损形貌特征对风力机翼型气动性能的影响李德顺;王成泽;李银然;李仁年;赵振希;陈霞【期刊名称】《农业工程学报》【年(卷),期】2017(33)22【摘要】根据实际风电场中风力机叶片前缘磨损在不同阶段的形貌特征,通过对DU 96-W-180风力机翼型前缘进行改型,建立几何模型,结合SST k-ω湍流模型求解RANS方程,分析了翼型的升力、阻力及流场特性,研究了风力机翼型前缘磨损形貌特征对其气动性能的影响.结果表明,前缘磨损特征为砂眼和小坑时,对翼型的升、阻力系数影响较小;而前缘磨损特征为脱层时,对翼型的升阻特性影响显著,尤其随着攻角增加,升力系数大幅减小,阻力系数急剧增大,并且随着磨损的加剧,减小和增加的幅度逐渐增大.前缘磨损加剧了翼型吸力面尾缘附近的流动分离,使分离点前移;砂眼和小坑对气流在翼型前缘的流动影响较小;脱层对翼型前缘附近流动影响很大,导致翼型表面出现台阶流,气流绕过台阶先发生分离,然后再次附着翼型表面流动.%Because wind turbine blades are exposed to complex natural environment for a long time, as time goes on, rain, snow, dust and other particles will gradually erode the surface of blade, then causing the erosion on the blade surface, especially at the leading edge of the blades, which is the area with the most serious wear. With wind turbine running time increasing, under the impact of various complex particles, the erosion process on wind turbine blades typically starts with the formation of small pits at the leading edge, which quickly develop into gouges with larger size and deeper depth, and then the increasing pits and gouges eventuallylead to the fact that material of the leading edge falls off largely, forming delamination. In order to simulate the leading edge erosion of wind turbine as accurately as possible, a geometric model which is close to the actual wear profile was established and a mathematical model which is suitable for airfoil calculation was selected. According to the erosion features on leading edge of wind turbine blade operating in actual wind farm, the leading edge of DU96-W-180 airfoil profile was modified to study the effects of aerodynamic characteristics caused by leading edge erosion on wind turbine blades. At the same time, a geometric model was built and numerical simulations were performed to solve the RANS equation based on SSTk-ωturbulence model. Lift force, drag force and flow field characteristics of the erosion airfoil were analyzed. And then the conclusions were drawn. In the situation that leading edge erosion is characterized by pits and gouges, the coefficients of lift and drag have a small change, and as the attack angle increases, the lift coefficient and lift-drag ratio decrease slightly, and the drag coefficient increases slightly. The influence of leading edge delamination is notable, especially under the situation of high attack angle, and the lift coefficient and lift-drag ratio are significantly reduced and the drag coefficient is sharply enlarged with the increase of the attack angle, and this change becomes more notable with the increase of erosion. The leading edge erosion intensifies the flow separation near the trailing edge of the airfoil suction surface, and makes the separation point move forward. The phenomenon of separation is more and more obvious as the degree of wear and tearing is graduallydeepening, and the eddy forms after separation gradually becomes larger, resulting in the fact that lift reduces and resistance increases. Pits and gouges have small influence on the flow near the airfoil leading edge. On the contrary, delamination leads to the step-flow around the airfoil surface, and air bypasses the step with separating flow, and then adheres to the airfoil surface again, so the delamination has a significant impact on the flow near the leading edge, which leads to the deterioration of airfoil aerodynamic performance.【总页数】7页(P269-275)【作者】李德顺;王成泽;李银然;李仁年;赵振希;陈霞【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州 730050;甘肃省风力机工程技术研究中心,兰州 730050;甘肃省流体机械及系统重点实验室,兰州 730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州 730050;湘电风能有限公司,湘潭 411101;兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州 730050;甘肃省风力机工程技术研究中心,兰州730050;甘肃省流体机械及系统重点实验室,兰州 730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州 730050;甘肃省风力机工程技术研究中心,兰州 730050;甘肃省流体机械及系统重点实验室,兰州 730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,兰州 730050【正文语种】中文【中图分类】TK83【相关文献】1.前缘保护膜对风电叶片翼型\r气动性能的影响研究 [J], 毛晓娥;李成良;任旺2.前缘锯齿形叶片对对旋轴流风机气动性能的影响 [J], 张昕;高贵军;钱钰;李鑫鑫3.翼型前缘对风力机翼型气动性能的影响 [J], 卜庆东;李春;余万;朱海天4.前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响 [J], 李仁年;于佳鑫;李德顺;李银然5.仿鸮翼非光滑前缘对风力机叶片气动性能的影响 [J], 姚伟伟;陈坤;魏建晖;高瑞彪因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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空 气 动 力 学 学 报 第 24 卷
在物面和来流处均定义 ～ υ=0 , 初始值也设为零 。 函 数 ft 2 为 : ft 2 = ct 3 exp( - ct 4 χ) 模型中的常数如下 : c b1 = 0 . 1355 , σ = 2/ 3 , cb2 = 0 . 622 , κ= 0 . 41 , c 21 = cb1 κ +( 1 +c b2)σ, cw2 = 0 . 3 , c w3 = 2 , cv 1 = 7 . 1 , ct 1 = 1 , ct 2 = 2 , ct 3 = 1 . 1 , ct 4 = 2 1. 2 Detached-Eddy Simulation 通过对 SpalartAllmaras 湍流模型进行修正 , 使其 在近壁面处体现为雷诺平均方程的湍流模型特性 , 而 在远壁面处表现为大涡模拟的 亚格子模型的 特点 。 这样就综合了上述两种方法分别在薄附面层和脱体 分离区的数值模拟上的优势 。 在 DES 方法中 , SA 模型中的长度尺度 , 流场中 ～ ～ 任意点到最近物 面的距离 d , 用 d 来代 替 , d 表达 为: ～ d ≡ min( d , CDES Δ ) 离中最大的一个 , 式中系数定义为 : CDES = 0 . 65 1. 3 求解 S-A 方程 方程 ( 1) 中右端最后一项模拟层流到湍流的转 捩 , 在本文中略去了此项 , 方程变为 : 1 ～ ～ ～ )k ～ ρ υ+ k ( ρ υ uk )= [( ρ υ +ρ ( 1 +Cb2 )υ υ ] t σk Cb2 2 -～ υ σ k [ ρk ～ υ ] + A1 ～ υ + A2 ～ υ 用有限体积方法离散后 : ρ Ψ i + ～ υ i + + ～σ Sσ ρ σ ( un , i ～ υi + u n , σ ( i) υ ( i) ) t =- ∑ σ 1 ～ σ] ( k ～ [ρ υ 1 +Cb2)υ υi ) σ σ +ρ σ( σ σ∑ σ ( 3) ( 2)
∑
σ
S ∑
σ
σ dis , σ
Γ
1 s～ s ( δυ σ ( i ) -δ υ i )+ hσ ( 6)
在当前计算中 , Δ 是网格中心到相邻单元中心距
n+ 1, s s ( A1 +2 ～ υ i A 2) δ～ υi · Ψ i
其中 s 为内迭代时间步 。
s + 1 , s+ 1 n+ 1, s ～n δ～ υ i = υ i -～ υ i
n+ 1 , s+ 1 n+ 1,s ～ υi -～ υ i ρ Ψ i + 1 , s+ 1 n+ 1,s ～n =- Δ (υ i -～ υ i )Δτ
ρ Ψ i + 1 , s+ 1 n+ 1, s n+ 1, s ～n (υ i -～ υ i )+Re s Δ + s ～ S σρ ( u n , i δ～ υi +u n , σ υσ σ ( i )δ (i) +
空 气 动 力 学 学 报 第 24 卷
内迭代使用的是龙格-库塔显式当地时间步进方法 。 在此选用三种不同的内迭代次数来考察其对计算结 果的影响 , 分别为 2 、 20 、 40 。 对应的升力时间历程如 图 5 所示 。 计算都是以均匀场作为初始条件 。 从图 中可以看到 , 当内迭代的次数大于等于 20 后 , 增加内 迭代的次数对升力的时间历程已经影响不显著 。 因 此为了节省计算量 , 内迭代的次数在本研究中选用的 是 20 次 。
+
2 流场分析
考虑到分离流动的三维性 , 翼型的计算采用了三 维网格 , 在本文计算中 , 展长选择等 于翼型的弦长 。 网格如图 1 所示 。 对于薄翼失速类型的翼型 NACA64A006 , 当迎角 增加到一定角度时 , 首先在翼型上表面前缘附近出现 一个分离气泡 。 在此之前升力一直是随迎角线性增
第 24 卷 第 3 期
2006 年 09 月 文章编号 : 0258 -1825( 2006) 03 -0361 -06
空 气 动 力 学 学 报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
Vol . 24 , No . 3 Sep . , 2006
薄翼失速翼型前缘分离泡对失速特性的影响
σ ∶ σ ( i) <i s s ＊ Coef 1 · δ～ υ = Coef 2 · δ～ υ -
∑
σ ∶ σ ( i) >i
∑ Coef
2
s δ～ υσ (i)
( 8)
Cb2 ～) ～2 -～ υ i S σρ σ( n υ σ +( A1 ～ υ i + A2 υ i) Ψ i σ∑ σ ( 4) 其中 : Ψ σ为相邻单元 ; S σ 为单元体表 i 为网格体积 ; 面; n 为表面外法向 。 u =0 . 5( u+ |u | ) u =0 . 5( u|u | ) 对时间隐式离散 , 方程变成 :
李 栋 , Igor Men' shov , 中村佳朗
1 2 2
( 1. 西北工业大 学航空学院翼型叶栅重点实验室 , 陕西 西安 710072 ; 2. 名古屋大学工学部航空系 , 日本名古屋市 464 -8603) 摘 要 : DES 方法结合了 RANS( Reynolds -averaged Navier -Stokes) 和 LES( Large Eddy Simulation approaches) 的优点 。 在近 壁面它体现为 RANS 模型的特点而在 远离物 面处又 起到 LES 的亚 格子模 型的 特性 。 论 文应 用 DES( Detached-Eddy Simulation) 方法讨论了影响薄翼失速的分离泡对翼型的升力特性影响 。 关键词 : Detached -Eddy Simulation ; 薄翼翼型失速 ; Spalart-Allmaras 湍流模型 中图分类号 : V211 . 3 文献标识码 : A
பைடு நூலகம்
第 3 期 李 栋等 : 薄翼失速翼型前缘分离泡 对失速特性的影响
363
加的 。 分离泡出现时 , 升力曲线对应出现一个非线性 现象 , 对当前翼型 , 对应的迎角是 α =5 . 27° , 如图 4 所 显示 。 值得注意的是从分离气泡产生到翼型失速之 间 , 分离气泡的变化规律及其对升力的影响 。 每个迎 角下升力系数随物理时间的变化如图 2 显示 。
( 1) 其中 ～ υ t = υ fv 1 , fv 1 =
3 ～ χ υ 3 , χ≡ υ χ +c v 1 3
υ 是分子粘性系数 , 方程( 1) 的右端项分别是生成项 、 再分布项和耗散项 。 其中生成项中的变量定义为 : ～ ～ υ χ S ≡ S + 2 2 fv 2 , fv 2 = 1 1 +χ fv 1 κd 这里 S 是旋度的大小 , d 是离壁面的距离 。 其中函 数 fw 是 : fw = g
[ 3]
1 数值方法
1. 1 Spalart-Allmaras Model 湍流模型 Spalart-Allmaras 湍流模型
[ 4]
求解了关于 ～ υ的偏
微分方程 。 这个变量和湍流粘性相关 。
2 ～ cb1 D～ υ υ = c b1[ 1 - f t 2] S ～ υ - cw1 fw - 2 ft 2 + Dt d κ 1 2 2 [ ·( ( υ+ ～ υ ) ～ υ )+c b2 ( ～ υ )] + ft 1 Δ U σ
( 5)
1 ～ σ-～ [ρ υ +ρ ( 1 + Cb2 )υ υ C b2] σ iρ σ σ σσ
n+1 n ～ i =～ Δυ υ -～ υ i i
＊=
n , if A1 ( or A2 )> 0 n +1 , if A 1( or A 2)< 0
使用伪时间技术 , 并线性化方程后 , 得到 : ρ Ψ i
图 3 迎角 8 ° 时不同时刻的流场 Fig . 3 Flow field at α =8 °
升力曲线如图 4 所显示 , 可以看到当分离气泡出 现后( 迎角等于 6 ° ) , 一直到翼型失速 , 由于流动的复 杂性 , 计算与实验有一定的差别 , 数值模拟需要进一 步提高其精度 。
364
2 2
ρ Ψ i + n+ 1 + 1 ～n Δ～ υ Sσ ρ ( un , i ～ υ +u n , σ )+ i =σ i ( i) υ σ ( i) ∑ Δt σ
∑S
其中 : Γ dis , σ =
σ dis , σ
n+ 1 Γ (n ～ υ ) + σ
n+ 1 ＊ 2 ～ ＊) ( A1 ～ υ ) σ ( A1 ～ υ + A2 (υ ) Ψ i
从图 2 可以看到 , 迎角从 6 ° 到 11 ° 变化时 , 存在一 些这样的现象 , 当迎角为 6° 时 , 流场是定常而且二维 的 , 而当迎角增加到 7° , 流场变的非定常 , 出现升力 随时间周期变化的现象 。 这种现象从迎角等于 8 ° 开 始消失 , 之后流场变得对时间的无规律性 。 考察迎角等于 8° 时在不同物理时间点上的流场 可以看到 , 在翼型的上表面 , 依次出现 : 大范围的分离 气泡 、 小范围的前缘分离气泡然后流体再附着接着分
在内迭代中 , 第 s 步的值看作已知 , 方程是关于变量
s δ～ υi 的线性方程 , 其中包括未知的相邻单元的变量 。
形式如下 : ρ Ψ s i n ～ in +1 , s - ～ Coef1 · δ～ υ (υ υ i = i = i ) Δt n+ 1,s s +Res -∑ Coef 2 δ ～ υσ ( t) ( 7) 使用 LU-SGS 方法求解上面方程的格式如下 : s ＊ s s Coef 1 · δ～ υ =R Coef2 δ～ υσ ( i)