【三维机翼不同展长与后掠角气动特性数值模拟分析案例5800字】

三维机翼不同展长与后掠角气动特性数值模拟分析案例目录TOC\o"1-3"\h\u8979三维机翼不同展长与后掠角气动特性数值模拟分析案例 1110201.1前言 1128071.2滑动变形机翼气动特性数值模拟 299391.2.1滑动变形机翼气动外形 2143171.2.2数值计算结果 2205011.2.3变后掠翼飞行器巡航性能与俯冲性能 759901.2.4前缘斜率不同的滑动变形机翼 7316171.2.4.1前缘斜率不同的滑动变形翼气动外形 794021.2机械变后掠角机翼气动特性数值模拟 9239091.2.1机械变后掠角机翼气动外形 9142241.2.2数值计算结果 10309691.3滑动变形翼与机械变形翼气动特性比较 13285891.3.1机械变后掠翼气动外形 1368361.3.2数值计算结果 13277531.4三维机翼不同展长气动特性数值模拟 15159651.4.1不同展长机翼气动外形 15299391.4.2数值计算结果 161.1前言目前国内已有研究人员通过将机翼变展长的过程视为准定常过程，变后掠角的过程视为非定常过程对机翼的气动特性进行数值模拟，得出气动特性随机翼展长与后掠角改变的变化规律。本文不考虑机翼变后掠角对来流速度的影响，因此将变后掠角这一过程视为准定常过程，变后掠角可以分为滑动变形与机械变形两种方式，本文主要研究准定常条件下机翼气动特性随机翼展长的变化以及机翼的气动特性随后掠角的变化。并且在来流马赫数以及机翼后掠角相同的情况下，对滑动变形机翼与机械变形机翼气动特性进行了比较分析。1.2滑动变形机翼气动特性数值模拟1.2.1滑动变形机翼气动外形以NACA4418为基准翼型进行机翼的三维模型建立，变形前机翼的展弦比为3，滑动变形机翼的后掠角分别为0°、20°、40°和60°，三维模型的建立如图5-1所示。（a）后掠角为0°（b）后掠角为20°（c）后掠角为40°（d）后掠角为60°图5-1滑动变形不同后掠角三维机翼模型1.2.2数值计算结果当来来流马赫数为0.5，飞行攻角为2°时，升力系数、阻力系数、力矩系数和升阻比随机翼后掠角的变化如图5-2所示。（a）升力系数随机翼后掠角的变化曲线（b）阻力系数随机翼后掠角的变化曲线（c）升阻比随机翼后掠角的变化曲线（d）力矩系数随机翼后掠角的变化曲线图5-2升力系数、阻力系数升阻比和力矩系数随机翼后掠角的变化图当机翼采用滑动变形时，由图（a）可以看出，升力系数随着机翼后掠角的增大而减小，当后掠角小于20°时，升力系数随机翼后掠角增大的下降幅度很小，而当后掠角大于20°时，升力系数随着机翼后掠角的增大存在大幅度的下降。随着机翼后掠角的增大，机翼的展弦比与翼面面积变小，通过式4.1可以知道升力系数会随之减小。由图（b）可知，阻力系数随着机翼后掠角的增大而减小，当后掠角小于20°时，阻力系数随机翼后掠角增大的下降幅度很小，而当后掠角大于20°时，阻力系数随着机翼后掠角的增大存在大幅度的下降，变化规律与升力系数相似，因为阻力可分为零升阻力和诱导阻力，诱导阻力是由升力引起的，所以依旧可以通过式4.2得出阻力系数与升力系数变化规律相似。由图（c）可以看出升阻比随着机翼后掠角的增大同样呈现出降低的趋势。由图（d）可知，力矩系数随着机翼后掠角的增大呈现先增大后降低的趋势，当后掠角在0°~40°之间时，力矩系数随后掠角的增大而增大，飞行器的纵向稳定性增大，操纵性降低，当后掠角在40°~60°之间时，力矩系数随后掠角的增大而减小，飞行器的纵向稳定性减小，操纵性升高。我们通过不同机翼后掠角下机翼表面的压力分布云图以及在距离对称面1m位置处所作截面的速度分布云图，如图5-3和图5-4所示，对上述流动机理进行说明，尤其是对不同机翼后掠角范围内升力系数随后掠角增大的下降幅度不同这一现象进行说明。（a）0°后掠角（b）20°后掠角（c）40°后掠角（d）60°后掠角图5-3不同机翼后掠角下机翼表面压力分布云图（a）0°后掠角截面速度分布图（b）20°后掠角截面速度分布图（c）40°后掠角截面速度分布图（d）60°后掠角截面速度分布图图5-4不同机翼后掠角下距离对称面1m位置处所作截面的速度分布云图通过观察图5-3我们可以看出随着机翼后掠角的增大，机翼上表面的吸力减小，同时机翼前缘处的压力值也在变小，由前面对二维翼型气动特性的分析我们知道机翼的升力主要由机翼的前缘提供，因此随着机翼后掠角的增大，升力系数会变小。通过对比图5-3机翼后掠角分别为0°和20°时机翼表面的压力分布可以发现此时随着后掠角增大机翼上表面与机翼前缘处压力分布变化并不明显，所以此时升力系数下降幅度较小，对比机翼后掠角为20°、40°以及60°时机翼表面的压力分布可以发现此时随着后掠角增大机翼上表面与机翼前缘处压力分布变化明显，所以此时升力系数下降幅度较大。通过图5-4可以看出，当机翼后掠角小于20°时，随着后掠角增大机翼前缘速度与上表面速度分布变化并不明显，而当后掠角大于20°时，随着后掠角增大机翼前缘速度明显增大因此会造成上述的压力分布。同时由于机翼上下翼面存在压力差，下翼面的气流会在压力差的作用下从翼尖处流向上翼面，产生翼尖涡，使上翼面气流流速降低，后掠角的增大会使机翼的展弦比与翼面面积减小，因此会增大翼尖涡所能影响的范围，造成升力下降。由下图5-5可以看出飞行器由亚声速加速到超声速的过程中，随着机翼后掠角的增大，阻力系数减小，机翼后掠角相同时，阻力系数均随马赫数的增大而增大，但当机翼的后掠角较大时，阻力系数随马赫数增长的幅度减小，可以看出后掠角越大，阻力系数曲线的斜率越小。因此当飞行器想要完成由亚声速到超声速这样一个加速过程时，减小机翼的后掠角有利于飞行器在加速的过程中克服更少的阻力，减少能量的损失。图5-5不同机翼后掠角飞行器由亚声速加速到超声速过程中阻力系数的变化规律1.2.3变后掠翼飞行器巡航性能与俯冲性能综合上述计算结果我们可以发现当机翼的后掠角为0°时，机翼的翼面面积与展弦比为最大值，此时飞行器拥有最大的升力与升阻比，所以机翼后掠角为0°时飞行器处于平飞状态需要的迎角最小，并且可以使飞行器飞行较远的航程，拥有较长的滞空时间，因此机翼后掠角为0°适合于巡航状态的飞行。飞行器可通过增大机翼的后掠角来减小所受到的升力，进而降低升力方向的过载系数，根据式4.3和式4.4可知，过载系数降低，可以使飞行器在进入俯冲直线阶段具有较大的速度，使飞行器在改出俯冲阶段具有较小的高度损失，较高的安全系数。1.2.4前缘斜率不同的滑动变形机翼与上述变后掠角机翼不同之处在于，上述变后掠角机翼前缘的斜率处处相同，而前缘斜率不同的滑动变形翼在靠近翼根处机翼前缘斜率较小，在靠近翼稍处机翼前缘斜率较大，如图5-6所示。图5-6前缘斜率不同的滑动变形翼概念图1.2.4.1前缘斜率不同的滑动变形翼气动外形为与上述变形方式机翼的气动特性进行比较，此处依旧采用NACA4418为基础翼型，来流马赫数为0.5，飞行攻角为2°，机翼气动外形如图5-7所示，其中翼稍前缘处切线的倾斜角度为60°。图5-7前缘斜率不同的滑动变形翼气动外形1.2.4.2数值计算结果将前缘斜率不同的滑动变形翼的升力系数、阻力系数、升阻比以及力矩系数与后掠角分别为40°与60°的情况进行对比，如表5-1所示。表5-1前缘斜率不同的滑动变形翼的升力系数、阻力系数、升阻比以及力矩系数与后掠角分别为40°与60°的情况对比变形方式ClCdCl/CdCm滑动变形0.8730.05216.7880.642后掠角为40°0.8860.05711.5431.213后掠角为60°0.3340.02811.9280.557由表5-1可知，前缘斜率不同的滑动变形机翼与后掠角为40°的机翼相比具有较小的升力系数与较小的低头力矩系数；与后掠角为60°的机翼相比具有较大的升阻比。由此可见当与机翼的大后掠角变形相比较时，前缘斜率不同的滑动变形机翼能够在保持较小的升力的同时保持较大的升阻比，同时飞行器的操纵性较高，因此飞行器进入俯冲阶段时，机翼采用前缘斜率不同的滑动变形可进一步改善飞行器的俯冲性能。接下来可根据前缘斜率不同的滑动变形翼的几何特征与以及表面的压力分布云图（如图5-8）对以上流动机理进行说明。图5-8前缘斜率不同的滑动变形翼表面压力分布云图由图5-8可以看出，前缘斜率不同的滑动变形翼在靠近翼根处机翼前缘处的压力较大，而靠近翼稍处机翼前缘处的压力较小，这是因为靠近翼根处机翼前缘处切线的斜率较小，相当于机翼后掠角比较小时的情况，所以压力分布与小后掠机翼压力分布类似，而靠近翼稍处机翼前缘处的切线斜率比较大，相当于机翼后掠角比较大时的情况，所以压力分布与大后掠机翼压力分布类似。由此可见前缘斜率不同的滑动变形翼可以看成是不同后掠角机翼的结合，因此同时具有升力系数、力矩系数较小，升阻比较大的特点，更适用于俯冲阶段的飞行。1.2机械变后掠角机翼气动特性数值模拟1.2.1机械变后掠角机翼气动外形以NACA4418为基准翼型进行机翼的三维模型建立，变形前机翼的展弦比为3，机械变形机翼的后掠角分别为0°、20°、40°和60°，三维模型的建立如图5-9所示。 （a）后掠角为0°（b）后掠角为20°（c）后掠角为40°（d）后掠角为60°图5-9机械变形不同后掠角三维机翼模型1.2.2数值计算结果当来流马赫数为0.5，飞行攻角为2°时，升力系数、阻力系数、力矩系数和升阻比随机翼后掠角的变化如图5-10所示。（a）升力系数随机翼后掠角的变化曲线（b）阻力系数随机翼后掠角的变化曲线（c）升阻比随机翼后掠角的变化曲线（d）力矩系数随机翼后掠角的变化曲线图5-10升力系数、阻力系数升阻比和力矩系数随机翼后掠角的变化图由图5-10可知，当机翼采用机械变形的方式来改变其后掠角时，机翼气动特性随后掠角改变的变化规律与采用滑动变形来改变后掠角的情况类似，依旧表现为升力系数、阻力系数以及升阻比均随后掠角的增大而减小，力矩系数随着后掠角的增大呈现出先增高后下降的趋势。与采用滑动变形不同之处在于当机翼的后掠角落在0°~20°范围内时，如果机翼采用机械变形，其升力系数随后掠角增大的下降幅度要比采用滑动变形时升力系数的下降幅度大。接下来通过不同后掠角下机翼表面的压力分布云图，如图5-11所示对上述流动机理进行说明。（a）0°后掠角（b）20°后掠角（c）40°后掠角（d）60°后掠角图5-11不同后掠角下机翼表面的压力分布云图由图5-11可以看出，随着机翼后掠角的增大，机翼前缘的吸力值减小，机翼上表面的压力值增大，进而造成升力下降，结合图5-3机翼采用滑动变形时机翼表面的压力分布云图可以看出无论是滑动变形还是机械变形，随着机翼后掠角的增大，机翼表面的压力分布变化趋势相似，因此两种变形方式下，机翼的升力系数、阻力系数、升阻比以及力矩系数随后掠角增大的变化趋势相似。但当后掠角小于20°时，随着后掠角的增大，虽然两种变形方式下机翼的展长变化相同，但机械变形翼翼面面积的减小量要比滑动变形翼翼面面积的减小量大，因此会造成升力有较大幅度的下降。1.3滑动变形翼与机械变形翼气动特性比较1.3.1机械变后掠翼气动外形当机翼后掠角为60°时，机械变形翼与滑动变形翼气动外形对比图如图5-12所示。 （a）机械变形翼（b）滑动变形翼图5-12机械变形翼与滑动变形翼气动外形对比图1.3.2数值计算结果当来流马赫数为0.5，机翼的后掠角为60°时，滑动变形翼与机械变形翼升力系数、阻力系数以及升阻比随攻角的变化曲线如图5-10所示。（a）滑动变形翼与机械变形翼升力系数随攻角的变化曲线（b）滑动变形翼与机械变形翼阻力系数随攻角的变化曲线（c）滑动变形翼与机械变形翼升阻比随攻角的变化曲线图5-13滑动变形翼与机械变形翼升力系数、阻力系数以及升阻比随攻角的变化曲线通过图5-13（a）可以看出，滑动变形翼与机械变形翼的升力系数均随攻角的增大而增大，当攻角小于2°时，滑动变形翼的升力系数要大于机械变形翼的升力系数，而当攻角大于2°时，机械变形翼的升力系数要比滑动变形翼的升力系数大，这主要是由于当机翼后掠角为60°时，机械变形翼的翼面面积要比滑动变形翼大。通过5-13（b）可以看出，两种变形翼的阻力系数均随攻角的增大而增大，但攻角相同时滑动变形翼的阻力系数要远小于机械变形翼的阻力系数，这也在一定程度上造成了滑动变形翼的升阻比不论是峰值还是其他攻角下的值都始终比机械变形翼的升阻比要大。综上所述可以看出，在来流马赫数与机翼后掠角相同的情况下，滑动变形翼的升阻特性要比机械变形翼好。分别在距离对称面0.7m和1.2m处取截面，通过观察截面内机翼周围的速气体速度分布云图，如图5-14和5-15所示，对上述流动机理进行说明。（a）滑动变形翼周围速度分布云图（b）机械变形翼周围速度分布云图图5-14距离对称面0.7m处截面内速度分布云图（a）滑动变形翼周围速度分布云图（b）机械变形翼周围速度分布云图图5-15距离对称面1.2m处截面内速度分布云图由图5-14和5-15可以看出，当机翼采用滑动变形时，在机翼后缘处机翼上下表面的气流平滑汇合，不存在流动分离现象，而当机翼采用机械变形时，会使得沿来流方向的机翼截面不再为基准翼型，同时也或造成翼尖不在与来流的方向平行，因此流场内部会出现较大的流动分离，增加了机翼所受到的阻力，降低了机翼的升阻比。由此可以看出，虽然当机翼的后掠角为60°时，滑动变形翼的翼面面积比机械变形翼的翼面面积要小，但与机械变形翼相比，滑动变形翼的升阻特性更好，这说明因机械变形造成来流方向机翼截面形状发生变化对机翼升阻特性的影响要比翼面面积发生变化而产生的影响大。1.4三维机翼不同展长气动特性数值模拟1.4.1不同展长机翼气动外形以NACA4418为基础翼型，机翼的展长分别为3m、4m、5m和6m时进行机翼模型的建立，如图5-16所示。（a）机翼展长为3m（b）机翼展长为4m（c）机翼展长为5m