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1、第36卷第5期力学学报2004年9月ACTAMECHANICASINICASePt.,2004‘,等速上仰翼型动态失速现象研究白鹏崔尔杰周伟江李锋,北京(北京空气动力研究所100074)摘要翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化,但利用非定常运动所产生的动态失速效应,可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生.采用Rogers发展的双时间步Roe格式,求解拟压缩性修正不可压N一S.R。=4.8x4NACA0015。二0o60。方程数值模拟了低雷诺数(10)条件下翼型作等速上仰(~)的动态失速过程,同Wr,.、alke的试验结果比较验证了计算结果的正确性研究了该过程中主涡二
2、次涡和三次涡的发展,升力系数随攻角变化,以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.关键词动态失速,低雷诺数,不可压缩,等速上仰引言给出了NACA0o15翼型在R。为4.5只104~1.9:、105,。范围等速上仰攻角a=0o、60升力系数随攻角翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和变化的试验结果闺.Alber七son等[s]还指出对于较..气动性能急剧恶化但利用非定常运动所产生的动低的无量纲上仰速度(如。十=、。/Uo为005,0.02.,,,态失速效应可以大大地延缓气流分离和失速现象。+为无量纲上仰速率、为上仰速率C为翼其中,,,〕,的发生使之在超过静态失速的大迎角条件下仍型弦长
3、Ux为来流速度)也可以使最大升力系数.能保持较高的气动效益[l],大大增加(分别增加100%和50%)这对飞行器的.几,v叭l[0]通过十年来众多研究者对此类既有实用价值又机动性能是重要的求解非定常涡量输有理论意义的动态失速问题进行了大量研究.早期运方程数值模拟了NACAo012翼型等速上仰的气动,.,是为了理解和预测在直升机前飞条件下,桨叶俯仰特性上仰攻角a的范围为0o~3440并对上仰.7,;速率和转轴位置的影响进行了研究Visbal[s]采振荡所产生的气动现象随后高性能飞行器所要求“”,一的过失速机动等非常规机动能力成为对此类问用Beam、从建ming隐式格式求解二维可压缩N-S
4、方,,,,题研究的重要目的;近年来受到广泛关注的处于程数值模拟了NACA0015翼型不同上仰速度,,r小雷诺数范畴的微型飞行器研究包括固定翼和扑不同转轴位置的动态失速效应并同认傲Ike的试验.翼问题,也为动态失速问题研究提出了新的目标.结果[’]进行了比较,得到了相似的结论,Rs[0]Ro。可见此类动态失速问题已成为现代飞行器设计中具本文采用oger发展的双时间步格式有重要意义的研究课题.求解拟压缩性修正不可压N一S方程.数值模拟了低雷诺数(R。二4.8又104)条件下NAcA0015翼型作由于这种复杂的问题很难用经典的静态线性理,,“一5a、6论进行分析所以研究者主要采用试验[]和数
5、值等速上仰(为0o0)的动态失速过程并同,r模拟方法[6一5].认、Ike:等[“一4]对翼型等速上仰问题Walke的试验结果川进行比较验证了计算结果的.、进行了大量的试验研究,给出了大量的试验照片和正确性研究了该过程中主涡二次涡和三次涡结,,定量结果,并指出当攻角大于静态失速攻角时,动态构的发展历程升力系数随攻角变化规律以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.失速涡的存在对翼型上表面速度和压力分布存在重大影响.随着翼型上仰速度的增加,动态失速涡的出1数值方法,,现角度增加附着在翼型上的时间相对更长可以显.著地增加翼型大攻角条件下的时均气动力翼型转轴控制方程为曲线坐标系下守恒型不可
6、压N一s方.向后缘移动的效应类似于增加上仰速率阵3}认、Iker程.引入人工可压缩关系,在方程中加入虚拟时间.一一,一一0420040519收到第1稿200408收到修改稿1)国家自然科学基金资助项目(,10032060.10232010)5702004年第36卷导数项.应用Euler隐式差分对虚拟时间导数进行,离散物理时间导数采用二阶精度三点向后差分格,,式并且对右端余量R的虚拟时间步做线化处理则得到以增量形式表示的非定常不可压三维守恒形式的控制方程二’,,+“+‘饥十‘一+‘一+‘一-队f塑、1沙加)、LdD/J.几+‘,“”一介。+1,。华(15户m一2户+图1计算O型网格t
7、、Fig.1Comutational“O,typegrid△p.705户卜‘)1(),,UBaB分别为壁面速度和加速度。为壁面外法,.n表示物理时间步二表示虚拟时间步采用向矢量.rSRRoge[0]发展的三阶精度oe迎风差分矢通量分裂(3)周向Cut边界采用周期性边界条件.格式离散对流项.隐式方法采用LGs(hne一relaxationGauss一Seidel)格式[9〕.2计算结果分析物理时间推进采用双时间步方法[0].虚拟时间,本文研究上仰
