投稿指南
来稿应自觉遵守国家有关著作权法律法规,不得侵犯他人版权或其他权利,如果出现问题作者文责自负,而且本刊将依法追究侵权行为给本刊造成的损失责任。本刊对录用稿有修改、删节权。经本刊通知进行修改的稿件或被采用的稿件,作者必须保证本刊的独立发表权。 一、投稿方式: 1、 请从 我刊官网 直接投稿 。 2、 请 从我编辑部编辑的推广链接进入我刊投审稿系统进行投稿。 二、稿件著作权: 1、 投稿人保证其向我刊所投之作品是其本人或与他人合作创作之成果,或对所投作品拥有合法的著作权,无第三人对其作品提出可成立之权利主张。 2、 投稿人保证向我刊所投之稿件,尚未在任何媒体上发表。 3、 投稿人保证其作品不含有违反宪法、法律及损害社会公共利益之内容。 4、 投稿人向我刊所投之作品不得同时向第三方投送,即不允许一稿多投。 5、 投稿人授予我刊享有作品专有使用权的方式包括但不限于:通过网络向公众传播、复制、摘编、表演、播放、展览、发行、摄制电影、电视、录像制品、录制录音制品、制作数字化制品、改编、翻译、注释、编辑,以及出版、许可其他媒体、网站及单位转载、摘编、播放、录制、翻译、注释、编辑、改编、摄制。 6、 第5条所述之网络是指通过我刊官网。 7、 投稿人委托我刊声明,未经我方许可,任何网站、媒体、组织不得转载、摘编其作品。

前缘下垂对翼型气动特性的影响(2)

来源:地学前缘 【在线投稿】 栏目:期刊导读 时间:2021-05-01
作者:网站采编
关键词:
摘要:(2)翼型前缘下垂的实现方法。随着人们生活水平要求的提高,增升装置设计的指导思想转变为在满足气动及噪声要求的前提下尽可能简单可靠,本文针对在

(2)翼型前缘下垂的实现方法。随着人们生活水平要求的提高,增升装置设计的指导思想转变为在满足气动及噪声要求的前提下尽可能简单可靠,本文针对在高度为一万一千米,马赫数Ma=0.7条件下,使翼型后缘保持不变,仅改变前缘,使其下垂一个角度进行研究。这样对翼型的改变非常小,并且结构简单容易实现。前缘下垂的实现方法如图3所示:

图3 前缘下垂偏转角实现

(3)参数和变量设置。本文主要分析研究RAE2822翼型在高空工况下的气动特性,其各参数为:Ma=0.7,H=m,米处状态参数:P=pa,T=216.77k,相对空气密度ρ=0.2968Kg/m3,空气密度ρ=0.3648Kg/m3,c=296m/s,侧滑角β=0°;变量为:迎角α=0°,4°,8°前缘下垂角度分别为0°、3°、5°、8°。

(4)湍流模型的确定。湍流又称紊流(Turbulent Flow),是流体的一种流动状态。当流速很大时,流线不可以被清晰的辨认出来,并且流场中会出现有许多小旋涡,这种流态称为湍流。

特点:(1)无序性;(2)耗能性;(3)扩散性。

经计算在设定参数下的雷诺数Re远远大于2320,并且是在Ma=0.7的来流速度下研究,用FLUENT计算[5]时需要开启相关能量方程如下:

控制能量方程:

N-S方程:

湍流运动的连续方程:

综上,本文讨论研究在湍流模型[6]下前缘下垂对RAE2822翼型的气动特性的影响,而湍流模型则是选择了标准的k-ε模型、机翼近壁面处理[7]则选择了standard wall function选项设置。

4计算分析

(1)前缘下垂角度的设定。首先前缘下垂是机翼前缘绕铰链轴向下旋转以增大低速飞行时的可用迎角,前缘下垂一定角度会提升翼型的气动特性,但是下垂角度如果过大,那么就会起到相反的效果,使机翼产生的阻力大大增加,故本文在小范围内进行调整前缘下垂的角度,设置其下垂角度分别为:原始翼型0°、3°、5°、8°四个角度,迎角设置为0°、4°、8°三个角度。

(2)计算。现分别以迎角为0°、4°、8°均对应前缘下垂角度为0°、3°、5°、8°的情况,通过FLUENT软件进行计算分析[8],得出不同迎角下各个前缘下垂角度下升阻比结果见表2:

表2 不同迎角下不同前缘下垂角度下的升力和阻力的比值前缘下垂角度迎角 0°3°5°8°0°°°

将升阻比表转换为折线图如图4所示:

图4 不同迎角下不同前缘下垂角度的升阻比值

以迎角为横坐标,升阻比为纵坐标作图生成的折线图如图5所示:

图5 不同前缘下垂角度下不同迎角下的升阻比值

(3)结果分析。由以上实验研究数据结果表明:飞机在各迎角下飞行时,升阻比随着前缘下垂角的增加先增加后减少,其中在迎角为0°时,升阻比随着下垂角的增加一直减少,主要是由于迎角为0°时前缘下垂角的加大会使机翼迎角变为负迎角,从而致使阻力增加,升力减小的原因。

5结语

本文是基于标准的k-ε湍流模型,应用POINTWISE软件和FLUENT流体计算软件针对RAE2822翼型,研究分析不同迎角下几种前缘下垂角度机翼的气动特性,结果数据表明在迎角确定且不为0°时,前缘下垂角度为3°左右时翼型的气动特性明显优于其他几种角度下的气动特性。

综上所述,在可控的范围内,综合考虑结构问题,使用前缘下垂的形式改善翼型的气动特性是可行的,同时本文对前缘下垂的实现机理、以及相关计算处理方法的使用,可为后续研究者提供参考。

[1]李为吉,王正平,艾剑良.飞机总体设计.西安:西北工业大学出版社,2005.

[2]王新月.气体动力学基础.西北工业大学出版社,2012.

[3]苗业新.翼型RAE2822及ONERA M6三维翼数值研究[D].北方民族大学,2019.

[4]张一帆,张小莉.RAE2822翼型跨音速流动CFD计算的可信度分析,2009.

[5]王福军.计算流体动力学分析.清华大学出版社,2004

[6]肖志祥,陈海昕,李启兵,等.湍流模式对转捩的初步研究[J].计算物理,2006.

[7]赵辉,胡星志,张健,陈江涛,马明生.湍流模型系数不确定度对翼型绕流模拟的影响[J].航空学报,2019,40(06):68-78.

[8]韩占忠,王敬,兰小平.Fluent:流体工程仿真计算实例与应用.北京理工大学出版社,2004.

文章来源:《地学前缘》 网址: http://www.dxqyzz.cn/qikandaodu/2021/0501/491.html



上一篇:涵养四气与做合格党员
下一篇:波音飞机前缘位置传感器分析

地学前缘投稿 | 地学前缘编辑部| 地学前缘版面费 | 地学前缘论文发表 | 地学前缘最新目录
Copyright © 2018 《地学前缘》杂志社 版权所有
投稿电话: 投稿邮箱: