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临界迎角动态失速的涡破裂及大分离数值研究

刘健  
【摘要】:流向涡破裂和边界层分离是三角翼布局飞行器和小后掠机翼失速时两种典型的流动结构,在时空上表现出多主导频率、多尺度的特点。对更常见的迎角连续变化引起的动态失速,这两种流动结构表现出强烈的非线性迟滞,流动不再仅仅是飞行器状态的函数,而极度依赖于运动历程及相关运动参数。本文采用数值模拟对静动态失速过程中涡破裂点、分离点的流向振荡,螺旋结构、漩涡脱落等流动结构等非定常特征进行了研究,分析了气动力/力矩系数变化、俯仰动稳定性等与流动结构之间的相互关系,具体工作如下:1.在实验室UNITs(Unsteady NavIer–sTokes solver)程序的基础上,发展了刚性旋转网格方法;引入边界层“保护函数”,解决了当边界层中网格较密时自适应耗散格式中的自适应耗散函数提前开启而影响数值稳定性的缺点;提出了一种自适应系数的延迟脱体涡模拟方法(DDES-AC),基于NACA0015翼型静动态失速流动进行了验证,证明了DDES-AC方法能够有效减缓“灰区”,促进剪切层的失稳,加快RANS到LES的转换,改善了计算结果。2.采用DDES方法对80°/65°双三角翼a=36°静态以及a=36°+6°sin(2k_pt)正弦俯仰振荡运动进行了数值模拟,研究了静态和俯仰运动涡破裂点的运动行为和破裂后螺旋结构的演化,以及其对表面压力、气动力脉动的影响;分析了减缩频率的影响。俯仰振荡运动改变了涡破裂后螺旋结构沿流向的增长速度;36°迎角涡破裂点流向自然振荡频率St_n是涡破裂点运动行为、俯仰动稳定性的临界值,当强迫振荡频率小于St_n时,涡破裂点上行快于下行,俯仰动态失稳;当强迫振荡频率大于St_n时,涡破裂点上行慢于下行,俯仰动稳定。3.采用DDES-AC方法对NACA0015翼型静动态失速进行了数值模拟,分析了静态失速时分离点的流向振荡、剪切层失稳及脱落和尾缘涡的脱落,探讨了其对翼型表面压力脉动、气动力的影响,研究了迎角的影响;对某典型深度动态失速过程中气动力/力矩的变化规律及流动机理进行了分析,阐述了分离位置、空间涡结构、表面压力系数等的时间演化。静态失速时,分离点表现为低频振荡,导致升力系数大幅度脉动;分离位置与升力系数同相变化;迎角增大,分离点的振荡频率降低。采用“流量动态平衡”的观点解释了分离点的振荡,提出了新的无量纲频率形式,本文及文献中类似低频振荡可以用其重新归一化,值约为0.038。


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