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机翼跨声速抖振特性数值模拟研究

姚猛  
【摘要】:为了改善机翼在跨声速飞行过程中的气动特性,拓展其可用迎角范围,本文对典型翼型和翼身组合体展开数值模拟研究,分析其跨声速抖振过程中的典型气动特性及流场结构,并对抖振特性抑制方法开展了初步探索研究。首先,对NACA0012翼型和ONERA M6机翼进行了数值模拟,并与试验结果进行了对比,结果表明本文所采用的数值模拟方法可以较为准确的模拟此类翼型流动,预测抖振初始迎角判据有效,预测结果可信。其次,分别采用定常数值模拟、基于UDF的变来流条件方法以及基于动网格技术的非定常数值模拟对典型翼型在不同来流迎角下的流动进行了数值仿真研究,分析了翼型气动特性随迎角的变化规律,多种数值仿真方法所得到的典型翼型气动特性曲线随迎角的变化规律相似,具体数值略有差异。然后,对翼身组合体开展了定常三维数值仿真研究,给出了翼身组合体气动特性随来流迎角的变化规律,并对抖振初始迎角进行了预测,结果显示:采用升力系数曲线、激波位置转折、俯仰力矩曲线、后缘压力曲线和极限流线五种抖振初始迎角预测判据预测出翼身组合体的抖振初始迎角均为4°。接着,对翼身组合体在固定迎角状态和连续迎角变化状态下的流动开展了非定常数值仿真研究,结果显示:定迎角非定常数值模拟并未出现明显的非定常气动现象;采用五种抖振初始迎角预测判据对连续迎角变化下的翼身组合体的抖振初始迎角进行了预测。除后缘压力曲线最大偏差1.02°外,其余四种预测方法获得的抖振初始迎角偏差均在0.22°以内;且非定常数值仿真结果所得到的抖振初始迎角比定常数值仿真结果整体偏大4.24°。最后,数值模拟研究了在不同翼型及机翼后缘安装微型扰流片对翼型和机翼气动特性及抖振初始迎角的影响。结果显示:对于本文所研究的三种翼型,在特定来流马赫数下抖振初始迎角均提高0.5°。在ONERA M6机翼上翼面尾缘处安装扰流片,使得机翼在特定来流马赫数下抖振初始迎角增加1°。


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