翼型舵面偏转非定常流动数值模拟

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1、第４４卷第３期航空计算技术Ｖｏｌ．４４Ｎｏ．３２０１４年５月ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅＭａｙ．２０１４翼型舵面偏转非定常流动数值模拟１２１１贾忠湖，董海波，柳文林，郑小洪（１．海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台２６４００１；２．大连理工大学航空航天学院，辽宁大连１１６０２４）摘要：针对ＮＡＣＡ００１２翼型舵面偏转问题，数值模拟了不同参数对翼型气动特性的影响。基于非结构动网格技术，采用ＡＬＥ有限体积描述下的二维可压缩非定常Ｎ桘Ｓ方程，计算通量采用Ｖａｎｌｅｅｒ格式、时空二阶格式，利用Ｖｅｎｋａｔａｋｒｉｓｈｎａｎ限制器抑制数值振荡。非定常计算结果

2、表明，ＮＡＣＡ００１２翼型绕１／４弦点作周期性俯仰振动的升力系数和俯仰力矩系数结果与实验数据吻合良好，验证了数值方法的准确性；在翼型舵面表面有分离区产生，升力系数和俯仰力矩系数形成滞回环，在亚声速情况下，滞回环幅值较小，进入超声速阶段以后，幅值增大，随着翼型间缝隙宽度逐渐增加，翼型升力系数和俯仰力矩系数与无缝翼型相比逐渐降低。关键词：ＮＡＣＡ００１２翼型；非定常流动；舵面偏转；有限体积法；数值模拟中图分类号：Ｖ２１１文献标识码：Ａ文章编号：１６７１桘６５４Ｘ（２０１４）０３桘００５８桘０４NumericalSimulationofRudderReflectionUnsteadyFl

3、owofanAirfoil１２１１ＪＩＡＺｈｏｎｇ桘ｈｕ，ＤＯＮＧＨａｉ桘ｂｏ，ＬＩＵＷｅｎ桘ｌｉｎ，ＺＨＥＮＧＸｉａｏ桘ｈｏｎｇ（１．DepartmentofAirborneVehicleEngineering，NavalAeronauticalandAstronauticalUniversity，Yantai２６４００１，China；２．SchoolofAeronauticsandAstronautics，DalianUniversityofTechnology，Dalian１１６０２４，China）Abstract：Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｒｕｄｄｅｒｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎ

4、ｐｒｏｂｌｅｍｏｆＮＡＣＡ００１２ａｉｒｆｏｉｌ，ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｐａ-ｒａｍｅｔｅｒｓｔｏａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ．Ｂａｓｅｄｏｎｄｙｎａｍｉｃｕｎｓｔｒｕｃ-ｔｕｒｅｄｇｒｉｄｓ，ｔｈｅ２ＤｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｕｎｓｔｅａｄｙＮ桘ＳｅｑｕａｔｉｏｎｗｉｔｈｔｈｅＡＬＥｆｉｎｉｔｅｖｏｌｕｍｅｍｅｔｈｏｄｉｓａｐｐｌｉｅｄ．ＴｈｅｆｌｕｘｉｓｃａｌｃｕｌａｔｅｄｂｙＶａｎｌｅｅｒｓｃｈｅｍｅａｎｄｔｉｍｅ桘ｓｐａｃｅ２Ｄｓｃｈｅｍｅ．ＴｈｅＶｅｎｋａｔａｋｒ

5、ｉｓｈｎａｎｌｉｍｉｔｅｒｉｓｕｓｅｄｔｏｃｏｎｔｒｏｌｎｕｍｅｒｉｃａｌｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗ：Ｔｈｅｌｉｆｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｐｉｔｃｈｉｎｇｍｏｍｅｎｔｃｏｅｆｆｉ-ｃｉｅｎｔｏｆＮＡＣＡ００１２ａｉｒｆｏｉｌｐｅｒｉｏｄｉｃｉｔｙｐｉｔｃｈｉｎｇｖｉｂｒａｔｉｏｎｗｉｎｄｉｎｇｑｕａｒｔｅｒｓｔｒｉｎｇｐｏｉｎｔａｇｒｅｅｗｅｌｌｗｉｔｈｅｘ-ｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ．Ｔｈｅｖｅｒａｃｉｔｙｏｆｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｉｓｐｒｏｖｅｄ．Ｔｈｅｓｅｐａｒａｔｉｏｎｚｏｎｅａｐｐｅａｒｓｏｎｔｈｅｓｕｒｆａｃｅｏｆａｉｒｆｏｉ

6、ｌｒｕｄｄｅｒ．Ｔｈｅｌｉｆｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｔｈｅｐｉｔｃｈｉｎｇｍｏｍｅｎｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｃｏｍｅｉｎｔｏｂｅｉｎｇｈｙｓｔｅｒｅｔｉｃｌｏｏｐ．Ｔｈｅｈｙｓｔｅｒｅｔｉｃｌｏｏｐａｍｐｌｉｔｕｄｅｉｓｓｍａｌｌｕｎｄｅｒｓｕｂｓｏｎｉｃｖｅｌｏｃｉｔｙ，ａｎｄｔｈｅｈｙｓｔｅｒｅｔｉｃｌｏｏｐａｍｐｌｉｔｕｄｅｉｓｂｉｇｇｅｒｕｎ-ｄｅｒｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃｖｅｌｏｃｉｔｙｔｈａｎｔｈａｔｕｎｄｅｒｓｕｂｓｏｎｉｃｖｅｌｏｃｉｔｙ．Ｔｈｅｌｉｆｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｔｈｅｐｉｔｃｈｉｎｇｍｏｍｅｎｔｃｏ-ｅｆｆｉｃｉｅｎｔｆａｌｌａｌｏｎｇｗｉｔｈ

7、ｔｈｅｇａｐｏｎｔｈｅｓｔｒｅａｍｌｉｎｅｐａｔｔｅｒｎｓｏｆａｉｒｆｏｉｌａｄｄｉｎｇ．Keywords：ＮＡＣＡ００１２ａｉｒｆｏｉｌ；ｕｎｓｔｅａｄｙｆｌｏｗ；ｒｕｄｄｅｒｒｅｆｌｅｃｔｉｏｎ；ｆｉｎｉｔｅｖｏｌｕｍｅｍｅｔｈｏｄ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ引言大量进展，文献［１］中介绍Ｌｉｅｂｅｃｋ最早发表了Ｇｕｒｎｅｙ飞行器在飞行过程中机翼很容易发生振荡现象，襟翼的实验数据，文献［２］建立了带后缘襟翼的桨叶机翼振荡问题是一个复杂物理现象，如果要进