【可变翼型气动特性分析案例6300字】

可变翼型气动特性分析案例目录TOC\o"1-3"\h\u26388可变翼型气动特性分析案例 1231591.1前言 149531.2柔性后缘可变形翼型气动特性分析 237141.2.1后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型对比 2201711.2.2翼型的气动特性随后缘弯度改变的变化规律 10202461.3机翼气动特性随弦长的变化规律 14182861.1.1模型建立 14319131.1.2数值计算结果 1493141.4小结 201.1前言目前国内外已经有学者在后缘可变形机翼的气动方面进行了大量的研究。波音和NASA联合设计的可以连续改变后缘弯度的后缘襟翼系统，旨在通过连续改变后缘弯度的大小，提高飞行器在整个巡航过程中的升阻特性。国内学者也进行了许多这方面的研究，比如通过对柔性后缘不同偏转轨迹方案的设计以及气动特性的分析，发现可根据实际情况的需要设计出满足任何一个后缘偏转要求的自适应机翼[8]。再比如将柔性后缘机翼与传统的刚性机翼气动特性进行比较，发现与传统刚性机翼相比，柔性后缘机翼会产生较大的低头力矩从而使飞行器的操纵性下降。本文主要从两方面入手对柔性后缘可变翼型的气动特性进行研究：将后缘弯度可变的翼型与常规带缝隙简单襟翼的偏转进行对比研究，比较两者之间气动特性的差异。研究翼型的气动特性随后缘弯度改变的变化规律。同时本文也研究了机翼气动特性随其弦长改变的变化规律。1.2柔性后缘可变形翼型气动特性分析1.2.1后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型对比1.2.1.1后缘可变弯度翼型与常规机翼翼型将NACA0015翼型作为基本的翼型，柔性后缘大约为机翼弦长的40%，可上下偏转的角度范围为±20°。将转轴点与后缘点的连线与基本翼型弦线的夹角定义为后缘偏转角，规定向机翼后缘下偏转为正，常规机翼的中间缝隙取为机翼弦长的0.3%[9]，后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型模型如图3-1所示。图3-1后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型模型1.2.1.2数值计算结果在雷诺数、马赫数、以及后缘偏转角相同的情况下，通过对后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型气动特性进行数值模拟，分析比较两种翼型的升阻特性以及力矩特性。规定来流马赫数为0.1，后缘偏转角为10°，参考压力为1标准大气压，后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型升力系数为、阻力系数为、升阻比、力矩系数随攻角变化如图3-2所示。（a）升力系数（b）阻力系数（c）升阻比（d）力矩系数图3-2后缘下偏10°时后缘弯度可变翼型与常规带襟翼翼型比较由图（a）通过对可变形翼与常规机翼升力系数的对比可以发现，可变形翼的失速攻角要比常规机翼小，但两种翼型在失速攻角范围内的升力曲线斜率基本相同。在失速攻角范围内，可以看出可变形机翼的升力系数始终比常规机翼的升力系数大，当攻角分别为0°、2°和4°时，前者与后者的升力系数相比分别提高了27.9%、21%和20%，随着攻角的增大，升力系数的增加幅度逐渐变小。由图（b）可以看出，当攻角小于8°时，可变形机翼的阻力系数虽然要比常规机翼大，但两者阻力系数的差值并没很大，当攻角大于8°时，可变形机翼的阻力系数要比常规机翼大很多。由图（d）可以看出当攻角相同时，可变形机翼的低头力矩要远大于常规机翼。由图可以看出，在攻角大于0°时，可变形机翼的升阻比始终呈现下降的趋势，当攻角为0°时升阻比取得最大值51.39，常规机翼的升阻比呈现先上升后降低的趋势，当攻角为2°时升力系数取得最大值49.09。当攻角小于7.5°时，可变形机翼的升阻比要比常规机翼大，当攻角大于7.5°时，可变形机翼的升阻比要比常规机翼小。综上所述可以发现，攻角在0°到7.5°这一范围内，可变形机翼的升阻特性要比常规机翼的升阻特性好，由于在同一攻角下，可变形机翼的低头力矩比较大，所以与常规机翼相比，可变形机翼的稳定性较高，操纵性较低。从机翼表面的速度分布与压力分布入手，分析产生上述气动特性的机理。在攻角为4°、8°和10°时，两翼型周围的速度分布、压力分布以及机翼表面压力系数线如图3-3~3-5。（a）常规机翼压力分布（b）可变形翼压力分布图（c）常规机翼速度分布（d）可变形机翼速度分布（e）两翼型压力系数图图3-3，时两种翼型压力分布云图、速度分布云图以及压力系数图常规机翼压力分布（b）可变形翼压力分布图 （c）常规机翼速度分布（d）可变形机翼速度分布（e）两翼型压力系数图图3-4，时两种翼型压力分布云图、速度分布云图以及压力系数图当攻角为4°的时候，常规翼型与可变形翼流动分离区域的大小相差不多，所以两翼型的阻力相差不大，再结合观察两翼型的压力分布云图可以得出速度越大的地方，压力越小。由压力系数分布图线可以看出，可变形机翼表面的压力系数分布线是平滑过度的，而常规机翼表面的压力系数分布线在襟翼前缘的局部位置处存在一定的凸起，其主翼面上表面的压力系数明显大于可变形机翼，下表面的压力系数比可变形机翼小，而襟翼处除了前缘的局部位置不满足上述规律，大部分位置处压力系数的大小关系与主翼相同。所以从整体上来看的话，可变形机翼上下表面的压力系数图线所围成的面积要远大于常规翼型上下表面压力系数图线所围成的面积，因此与常规机翼相比，可变形机翼拥有更大的升力。当攻角为8°时，可变形机翼的流动分离区域要比常规机翼大，因此可变形机翼的阻力系数要比常规机翼大很多。升力系数较常规机翼增大的百分比为15.5%，比攻角为4°时升力系数的增长幅度小。常规机翼压力分布（b）可变形翼压力分布图（c）常规机翼速度分布（d）可变形机翼速度分布（e）两翼型压力系数图图3-5，时两种翼型压力分布云图、速度分布云图以及压力系数图当攻角达到10°时，可变形机翼的流动分离区域覆盖住了整个后缘，已经完全失速，而常规机翼的分离区域相对较小，失速后阻力系数会迅速增加，所以可变形机翼的阻力系数要比常规机翼大很多，可以看出攻角为10°时与常规机翼相比阻力系数增大的幅度要远大于攻角为8°时的情况。机翼后缘处流动分离区域的大小不同，会导致机翼上下表面的压力分不同，因此会导致升力系数、阻力系数、力矩系数以及升阻比的不同。从机翼的变形方式来看，柔性可变后缘弯度的翼型表面是光滑无缝连接的，因此机翼表面的压力系数图线时平滑过渡的，造成常规机翼襟翼压力系数图线形式的一部分原因是由于襟翼与主翼之间存在一定的缝隙，在上下翼面压力差的作用下，会使下翼面的气流沿着襟翼与主翼之间的缝隙向上翼面流动，这会使得襟翼前缘靠近上翼面一侧的局部位置处流速加快，靠近下翼面的局部位置处流速减小，因此压力系数图线会有一个凸起的部分，而随下翼面的气流不断向上翼面流动，会造成上下翼面的压力差变小，使得襟翼处的升力变小。可变形机翼与常规机翼两种翼型的变形范围相同，当后缘偏转角度相同时，可变形机翼后缘的中弧线是抛物线，而常规机翼襟翼的中弧线是直线，柔性后缘的抛物线很大一部分在襟翼中弧线之上，因此可变形翼的弯度要比常规机翼大。可变形机翼的中弧线靠近后缘点处的斜率比常规机翼大，会使得机翼的攻角增量变大进而增大了有效攻角的数值，所以可变形机翼的失速攻角较小，同时根据非对称翼型的低速薄翼绕流理论（其中为有效攻角，为升力系数）可知有效攻角越大，升力系数越大，因此可变形机翼拥有比较大的升力。1.2.2翼型的气动特性随后缘弯度改变的变化规律1.2.2.1不同后缘弯度下的翼型以翼型NACA4418为基准翼型，机翼的后缘弯度分别为0°、4°、8°、12°、16°和20°。翼型如图3-6所示：图3-6不同后缘弯度翼型1.2.2.2数值计算结果来流马赫数为0.5时，飞行攻角为0°~10°时，不同机翼后缘弯度下，升力系数、阻力系数、升阻比以及力矩系数随攻角的变化曲线如图3-7所示。（a）不同机翼后缘弯度升力系数随攻角变化曲线（b）不同机翼后缘弯度阻力系数随攻角变化曲线（c）不同机翼后缘弯度升阻比随攻角变化曲线（d）不同机翼后缘弯度力矩系数随攻角变化曲线图3-7不同后缘弯度的升阻特性以及力矩系数随攻角变化曲线由图（a）可以看出，升力系数随着后缘弯度的增大而不断增大，后缘偏转角为0°时，随着攻角的增大升力系数始终呈现出上升的趋势，当后缘偏转角范围在4°~16°之间时，随着攻角的增大，升力系数呈现出先升高后降低的趋势，并且失速攻角逐渐变小，因为随着后缘弯度不断增大，后缘中弧线靠近后缘点的斜率增大，有效攻角增大，进而造成机翼所受的升力增大但也会导致失速攻角减小。但当机翼后缘偏转角为20°时，攻角为0°~2°时，升力系数有小幅度的上升，攻角为2°~8°时，升力系数呈现下降的趋势，攻角为8°~10°时，升力系数又呈现出上升的趋势。由此可以看出，当后缘偏转角为20°时，可以对失速起到一定的抑制作用。由图（b）可以看出，阻力系数随后缘弯度的增大而不断增大。观察图（c）可以发现当后缘偏转角为0°和4°时，随着攻角的增大，升阻比呈现先增高后降低的趋势，当后缘偏转角为8°、12°、16°和20°时，随着攻角的增大，升阻比保持持续下降的趋势，当攻角小于1.6°时，后缘偏转角为4°时可获得最大的升阻比，当攻角大于1.6°时，随着后缘偏转角的增大，升阻比越来越小。由图（d）可以看出，随着后缘偏转角的增大，机翼的低头力矩增大，会导致机翼的操纵性降低但稳定性增强。对于后缘偏转角为20°时能够对失速起到抑制作用这一现象，可以通过机翼周围的速度分布以及机翼上下表面的压力系数图线来进行对流动机理的说明。图3-8给出了后缘偏转角为20°时不同攻角下的速度分布图，图3-9给出了后缘偏转角为20°时，不同攻角下的压力系数图线。（a）攻角为0°（b）攻角为2°（c）攻角为4°（d）攻角为6° （e）攻角为8°（f）攻角为10°图3-8后缘偏转角为20°时不同攻角下的速度分布图图3-9后缘偏转角为20°时，不同攻角下的压力系数图线由图3-8可以看出当攻角落在在2°~8°范围内时，机翼后缘处的流动分离区域随着攻角的增大不断向前扩展。由图3-9可以看出，此时随着攻角的增大，机翼前缘的吸力峰值在不断增大，可以起到增大升力的作用，机翼后缘处上翼面的压力系数增大会造成升力减小。所以从整体上来看，由于后缘流动分离区域不断向前扩张引起的升力损失要比增大攻角引起的升力增量大，最后造成整个机翼的升力随攻角的增大而减小。当攻角落在8°~10°范围内时，如图（e）和（f）所示，流动分离区域不再向前扩展，基本保持不变。此时由图3-9可以看出，随着攻角的增大机翼前缘处的吸力峰值变大，而后缘处的压力系数分布基本保持不变，此时由攻角增大引起的升力增量要比后缘处流动分离引起的升力损失要大，整体上表现为升力系数随攻角的增大而增大，但由于此时已经出现了一定程度的流动分离，因此升力系数随攻角增大的升高幅度并不明显。由此可以看出，当机翼的后缘弯度比较大，后缘产生流动分离时，如果由攻角增大引起的升力增量比由流动分离引起的速度损失要大，则从整体上看升力随着攻角的增大而增大，相反，如果由攻角增大引起的升力增量比由流动分离引起的速度损失要小，则从整体上看升力随着攻角的增大而减小。从机翼后缘弯度的变形方式上来看，随着后缘偏转角的增大，后缘中弧线靠近后缘点的斜率变大，这样可以使后缘的流动分离不易向前扩展，对流动分离起到限制的作用。由图3-9可以看出，机翼的升力主要由机翼的前缘提供，所以通过将流动分离区域限制在后缘处，能够起到维持机翼升力的作用，从而使失速后维持升力再次增加，具有较好的失速特性。1.3机翼气动特性随弦长的变化规律1.1.1模型建立以NACA4418为基准翼型，研究机翼的气动特性随机翼弦长的变化规律，机翼的弦长分别1m、1.5m和2m，模型建立如下：图1.10不同弦长翼型1.1.2数值计算结果当来流马赫数为0.5，飞行攻角为0°~10°时，不同弦长下机翼的升力系数、阻力系数以及力矩系数随攻角的变化如图3-1所示。（a）不同机翼弦长升力系数随攻角的变化规律（b）不同机翼弦长阻力系数随攻角的变化规律（c）不同机翼弦长力矩系数随攻角的变化规律图3-11不同机翼弦长，升力系数、阻力系数以及力矩系数随攻角的变化规律由图（a）可知，在失速攻角范围内，不同弦长的机翼其升力均系数随攻角的增大而增大，当攻角相同时，机翼的弦长越长，升力系数越大。不同弦长下，升力系数的曲线斜率不同，表现为机翼的弦长越大，升力系数的曲线斜率越大，说明机翼的弦长越大，单位攻角所引起的升力增量越大。由图（b）可知，不同弦长的机翼其阻力均系数随攻角的增大而增大，当攻角相同时，机翼的弦长越长，阻力系数越大。由图（c）可以看出，当攻角相同时，机翼的弦长越长所受到俯仰方向的低头力矩就越大，可根据低速薄翼绕流理论式1.1对力矩系数的变化规律做出解释。 （1.1）式中表示俯仰力矩系数，表示升力系数，是由翼型弯度产生的俯仰力矩系数，也就是攻角为0°时的俯仰力矩系数，从图（c）可以看出，攻角为0°时，机翼的弦长越大，力矩系数就越大，相同攻角时，升力系数也随着机翼弦长的增大而增大，因此俯仰力矩系数也随着机翼弦长的增大而增大。俯仰力矩系数的增大，可以提高飞行器的稳定性，但会使飞行器的操纵性下降。我们从攻角分别为2°和6°时不同弦长机翼周围的速度分布云图以及机翼表面压力系数分布图线，如图3-12和图3-13所示，对上述流动机理进行说明。 （a）机翼表面压力系数分布图线（b）机翼弦长为1m时周围速度分布图（c）机翼弦长为1.5m时周围速度分布图（d）机翼弦长为2m时周围速度分布图图3-12攻角为2°时，不同弦长下机翼周围的速度分布云图以及机翼表面压力系数分布图线（a）机翼表面压力系数分布图线（b）机翼弦长为1m时周围速度分布图（c）机翼弦长为1.5m时周围速度分布图（d）机翼弦长为2m时周围速度分布图图3-13攻角为6°时，不同弦长下机翼周围的速度分布云图以及机翼表面压力系数分布图线由图3-12和3-13的压力云图可以看出，当攻角为2°时，弦长为1m的机翼在后缘处流动有小部分的分离，弦长为1.5m与2m的机翼，流体流过机翼上下表面在后缘处平滑汇合，没有流动分离的出现；当攻角为6°时，弦长为1m的机翼在后缘处流动出现较大的分离，弦长为1.5m的机翼后缘处流动分离区域较小，而弦长为2m的机翼后缘处几乎不存在流动分离，流动的分离区域越大，会造成升力的损失增加，导致升力减小，同时也会导致机翼所受到的阻力增大。也可从几何尺寸的角度对上述规律进行说明，机翼的弦长越大，翼面面积就会越大，机翼所受的合力就会越大，在平行于速度方向与垂直于速度方向的力的分量也会变大，因此机翼受到的升力与阻力就会变大。综上所