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1、第39卷第4期航空计算技术Vo.l39No.42009年7月AeronauticalComputingTechniqueJu.l2009大厚度翼型分离流场的稳定性探讨叶正寅,胡珺(西北工业大学翼型、叶栅空气动力学国防科技重点实验室,陕西西安710072)摘要:基于k的SST两方程湍流模型,求解了雷诺平均NavierStokes方程获得定常和非定常气动力,耦合翼型弹性振动方程,在时间域内模拟了弹性支撑下的大厚度对称翼型流场及其翼型动态过程,研究结果发现:在所给定的雷诺数条件下,弹性支撑下的大厚度翼型在一定大迎角范围内存在分离流场稳态的转化现象,此结
2、果的意义在于:1)同一基本迎角下的翼型分离涡存在多个稳态流场;2)弹性支撑的翼型在大迎角分离流条件下气动力在物理上本身就存在非唯一性,从一个新的角度解释了大迎角气动力测量中的分散性。关键词:流固耦合;分离流;稳定性中图分类号:V211文献标识码:A文章编号:1671654X(2009)04000604引言从一种稳定值转化到另一个稳定值,间接体现翼型大迎角分离涡流场的变化,从物理上说明翼型大迎角气众所周知,在飞行器或飞行器部件的风洞实验中动力测量中存在分散性的必然性。事实上,对于大展存在气动力测量上的分散性,尤其是大迎角分离流的弦比、小后
3、掠角的机翼而言,翼型流动具有一定的代表气动试验中,气动数据的分散性更加突出。一般认为,性,由于机翼本身具有悬臂梁的特征,翼型相当于处在风洞测量的分散性来源于信号的噪声、气动脉动和测[1-4]弹性支撑的状态下,所以,本文思路不仅能够捕捉到翼量信号传输中的误差等不确定因素,而在大迎角型大迎角分离涡流场的稳定状态变换,也能够真实再风洞实验中还存在分离涡的非定常脱落因素、非对称[5-6]现实际工程问题中翼型的工作环境。涡的双稳态。随着CFD技术的迅速发展,运用CFD手段研究风洞实验中的问题成为重要研究途[6]1二维流场数值模拟方法径。本文就是利用CFD技术,从物理
4、流场本身的角出于计算量的考虑,以二维翼型问题为研究对象,度探索翼型大迎角风洞实验中气动力分散性的机理。为了保证流动的粘性特征得到很好模拟,同时考虑到关于翼型分离涡的稳定性问题研究,从理论上讲,非定常运动过程中重新生成网格的效率问题,采用改描述这种分离流动是流体力学的NS方程,但从NS[7]进的无限插值理论生成绕翼型的C型网格,该方法方程出发无法发现分离流的稳定性。从风洞实验研究可以很灵活地控制翼型表面附近的正交性和网格垂直途径看,要捕捉到翼型大迎角分离涡流场的不同稳定方向网格尺度变化。状态非常困难,除非象细长体大迎角非对称涡的大变流动基本方程为雷诺平均的
5、可压缩、非定常NS化才容易在实验中测试出来,而二维翼型大迎角的分方程,其积分形式为:离涡流场可能只是分离涡位置上的细微变化,测量很可能,而且干扰因素多,如果翼型大迎角分离涡存在多QdV+Fnds=0(1)tVV个稳定状态,则翼型大迎角气动力就存在本身固有的其中:分散特征。本文的研究思路是:让翼型处于弹性支撑TQ=[,u,v,e]的自由状态下,给翼型施加一定的扰动,如果翼型在大,u,v,e分别为空气密度、x,y方向的速度分量和迎角条件下稳态的分离涡流场发生转变,由于翼型姿单位体积的总内能,n为线积分的法向单位向量,V为态不是固定的,则翼型可
6、以根据流场和气动力的变化积分域,V为包含体积分域的边界,F为通量项,它包自动适应到新的稳定状态,从而刻画出翼型的气动力收稿日期:20090119基金项目:国家自然科学基金资助项目(10572120,10872171)作者简介:叶正寅(1963-),男,湖北浠水人,教授,博士,研究方向为计算流体力学。2009年7月叶正寅等:大厚度翼型分离流场的稳定性探讨7括无粘项FE和粘性项Fv两部分:2弹性支撑下的翼型运动方程求解方法F=FE+Fv(2)为了清楚地研究空气动力学方面的非线性问题,为了在非定常情况下,采用全隐式双时间方法求翼型的弹性
7、位移采用线性模型,并假设翼型具有典型解非定常NS方程,伪时间采用LUSGS隐式方法以的两个自由度(沉浮h和俯仰!),则此两个变量就能提高计算效率,离散后的NS方程在时间和空间上均够描述翼型姿态的变换,以这两个变量为基础建立动具有二阶精度。此外,为了更好地适应低速流动计算,力学方程:[8]22对空气动力学基本方程运用了预处理方法。dhd!m2+S!2+Khh=-Ldtdt22(3)dhd!S!2+I2+K!!=Mzdtdt其中,m为翼型质量,S!为静矩,I为翼型的转动惯量,Kh和K!分别为支撑翼型的沉浮弹簧刚度和俯仰扭转刚度,L为翼型的升力,Mz为俯仰力
8、矩。在大迎角条件下,基本迎角的定常气动力会使得弹性支
