8m＊6m风洞升力干扰因子数值计算

8m＊6m风洞升力干扰因子数值计算 8m,6m风洞升力干扰因子数值计算 ,, 7流体力学实验与测量 f1^jl999年6月 MEAsuREMEXEPNETRs1MINENFLTuSIADNMDEcHANIcsV0l13No.2 8m×6m风洞升力干扰因子数值计算 ……酬绵阳621009) //l7/(中国空气动力研究与爰四川绵阳V' 6m风洞洞壁升力效应的模拟方法,计算了8m×9m风洞的升力摘要:叔述了8m× 干 扰因子.并和8rex9m风洞现采用的干扰因子曲线以及低速风洞试验提供的资料值 进行了比 较.结果 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 明.本计算得到的干扰因子和资料值的一致性较好.说明所采用的模拟 方法是可行 的.此外,计算还给出了机翼偏离风洞中心和机身存在对升力干扰因子的影响. 关键词:壁王-翌:!+苎旦比较超!L7同 中圈分类号:0357;V211文?I标识码:A文章墒号1007—3124(1鲁99)02—0079— 04 8m×6mWindTunnelLiftInterferenceFactor NumericalCalculation QiuYuxin (ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter Mianyang,Sichuan621000) Abstract:Herearepresentedanumericalsimulationmethodofthe8mX 6mwindtunnelwal1interference.thecalculated1iftinterferencefactor,andthe comparisonofthenumericalresultswiththedatapresentlyusedin8mX6m tunne1andtheonefromthereference2.Theresultshaveshownthereisbetter agreementbetweenthem,anditcanbedrawnthatthesimulationmethodis feasible.Inthepaperarealsogiventheeffectsofawingapartfromthetunnel centerandafuselageontheliftinterferencefactor. Keywords:tunnelwal1interference;numerlca1simulation,interference factor;comparison O引言 随着计算机及相关技术的发展,计算流体力学(CFD)日益在航空航天飞行器的研制 中发挥着重要的作用.据国外资料介绍,由于CFD和计算机技术的发展和应用?可以减 少1/4的风洞试验,井预测到本世纪末.近50%的风洞试验任务可由计算来代替渡音777 的研制成功就是CFD和计算机技术应用的典范.不仅如此,CFD技术的发展又推动了风 洞试验技术的发展数值计算和风洞试验相结合?即进行风洞的计算机模拟,必定会进一 收稿日期:1998—1l一3O 作者简介:邱玉鑫(1945一)一男?重庆江津人一研究员. 80流体力学实验与测量(1999)第13卷 步提高风洞试验的质量和水平. 为了实现计算机模拟风洞,必须解决试验模型,支撑系统和风洞洞壁的数值模拟.支 撑系统的数值模拟与试验模型没有本质差别,可直接使用高阶面元程序,限于VAX,? 计算机的内存,本计算不考虑支撑系统的模拟,同时也便于更好检验所采用的洞壁模拟的 可行性.所以本文重点考虑洞壁升力效应的数值模拟.以解决计算机模拟风洞的关键技术 之一. l程序 计算用程序为亚声速高阶面元全机程序0].面元网格自动生成.并进行双三次曲面拟 合,因而能处理复杂的飞机几何外形,在翼身相接处还进行光滑几何相贯. 在物面面元上布线形分布的源汇,在机翼的中弧面上布二次分布的偶极子,面元形心 取为不穿透条件的控制点,翼面的中弧面向机身垂直对称面处延伸.以计人机身的升力贡 献中弧面在后缘处经适当弯折后顺来流方向拖出,以模拟翼面尾迹,库塔条件在十分临 近后缘的尾迹面元上满足.为了保证求得面元强度的连续性,考虑了相邻九块面元强度的 逐次相关 计算结果包括飞机各部件载荷,全机载荷.表面流场和空间流场 普朗特一格劳握修正用于亚声速压缩性修正. 2风洞洞壁升力效应的数值模拟 洞壁的存在会使来流速度的大小和方向发生变化.速度大小的变化归人阻塞修正,气 流方向的变化,即下洗的改变归人洞壁的升力效应修正,升力效应修正用升力干扰因子来 进行.升力干扰因子通常以计算方法得到,或采用映象法,或在洞壁布涡格反复迭代求 解洞壁干扰因子.近年来,国外发展布偶极子的方法进行数值模拟,本文选取布偶极子的 方案. 图1风洞及机翼几何形状茼圈 Fig1Thesketchofthe州州tunnel andthewinggeometry 8m×6m风洞试验段长15m.截面为切 角矩形?洞壁以无厚度的平板模拟,面元均 布.面元上布二次分布的偶极子,面元形心取 为不穿透条件控制点. 由于只计算纵向试验的洞壁干扰因子, 限于计算机内存.只进行半个洞壁的计算,除 垂直壁均布200块网格外,其余为150块,半个 洞壁约800块,如图1 直角坐标系原点在风洞试验段人口中心 处,轴顺来流方向,y向指向右方,z轴垂 直于XY平面指向上方.计算只取Y轴正向半洞壁和相应的半模型. 3计算 内容 财务内部控制制度的内容财务内部控制制度的内容人员招聘与配置的内容项目成本控制的内容消防安全演练内容 及数据处理 通常,洞壁干扰因子的计算都选取三个以上不同展宽比(机翼展长/试验段宽度),相 <\ ,>\ 第2期邱玉鑫8m×6m风洞升力干扰园子数值计算8l 同平面形状,位于风洞中心,以有无洞壁干扰的升力系数差来计算升力干扰因子为此,本 文选取三个展宽比(O.4?0.6,0.8),展弦比为10.NACA0012翼型的直机翼,5.迎角,1/4弦 线位于风洞中心进行有无洞壁干扰的计算.机翼表面及中弧面上沿弦向非均布25块面元, 半个机翼沿展向均分4段,约300块面元.尾迹延至2.5倍半翼展. 升力干扰因子以下式计算: .氟丽?cI 其中:ACL为有无洞壁干扰的机翼升力系数之差;s为计算机翼参考面积;c为风洞 试验段中心截面面积;为计算的无洞壁干扰的机翼升力系数;c为计算的无洞壁干扰 的机翼升力线斜率. 此外,一般认为机翼偏离中心后,升力干扰因子有所变化.文献[3]指出,当偏置 比(机翼离风洞中心距/翼展)小于0.06时,认为影响很小,另外,还指出机身会增加升 力因子,通常达到1O%的量级8m×6m风洞还缺乏这方面的工作,为此.本计算选取展 宽比为0.6的机翼,在三个偏置比(O.0,0.05,0.1)和运七相似机身下进行了升力干扰 因子影响计算. l4计算结果和讨论 41风洞升力千扰因子 计算得到的三种展宽比机翼的升力干扰因子为0.119,0.118,0.128,如表l所示.表中 还给出8m×6m风洞现采用的相应展宽比的升力干扰因子(8×6),以及文献[3]提供的风 洞高宽比为o.778的相应展宽比的升力干扰因子(资料值),也给出计算值相对于(8×6)因 子的偏差. 襄1升力干扰圈子比较 Tahie1liftifllerference factorcomparison 展宽比04O.60.8 升力(计算)01190.1】80.128 千抗(8×6)O.118O.1200.135 因子(资料值)0.1l20.1140.119 偏差126 图2给出干扰因子随展宽比的变化.数据表明,随 着展宽比增大,升力干扰因子增大,超过0.8后增加迅 速.这是由于侧壁的影响趋重而致的.这同于(8×6)及 资料值的类似趋势也符合洞壁干扰的一般规律.此 外,计算的升力干扰因子和两者的一致性较好,与(8× 6)的偏差只有在0.8后才明显.而且计算的升力因子与 资料值变化趋势十分接近,都落在资料曲线的上方.这 是由于两个试验段的截面形状相同,但资料值所对应 的风洞比8m×6m风洞略高.因而(8×6)的干扰应该稍大些,但随展宽比的变化应相似. 由计算的升力干扰因子的量级和随展宽比的变化趋势,可以认为此项计算是可信的. 因而用偶极子模拟洞壁升力效应的方法是可行的. 4.2机翼偏离风洞中心的影响 理论分析表明:机翼距一个洞壁越近.洞壁干扰因子应增大.牵次计算的三个偏置比 机翼升阻特性的变化,如表2: 82流体力学实验与测量(1999)第13卷 衰2机曩偏离风洞中心的影响 Table2effectofwingsdeviating fro111thetunnelcenter 偏置比O.0O.05O1 O.44860.44880.4492 O.O1731O.O17280.O1723 表中CC"分别为计算的升力系数和诱导阻力系 数,可见随着偏置比增大,机翼的升力系数略有增加, 诱导阻力系数略有下降,这符合洞壁干扰的一般规律. 因为洞壁的存在,在机翼处诱导上洗,因而升力增加, 诱阻下降,随着离洞壁越近,干扰越强,但在o.1偏置比 内,其偏差很小,可以略去不计.O.1的偏差比相当于机 翼偏离风洞中,0o.48m目前在8m×6m风洞中试验 模型机翼的偏置大都在这个尺度内,因而可以认为对通常的试验模型可以不考虑机翼偏 置的影响. 圈2风洞升力干扰因子 F.2Windt~nne[iiftinterferencefactors 4.3机身对洞璧干扰园子的影响 文献[3]指出:机身的存在在会使干扰因 子增大,并提出o.1的修正量.本次计算的有 机身后0.6展宽比的全机干扰因子为O.132, 确实比纯机翼的干扰因子有显着增加,约 为】2的量级.因此,全机试验中,机身对洞 壁干因子的影响不能忽视. 5结语 由于计算的洞壁升力干扰因子和(8×6) 结果及资料值一致性较好.而且所得结果符合洞壁干扰的一般规律.因此可以认为: (1)本计算采用的以无厚度平板模拟洞壁,其上布二次分布的偶极子的数值模拟方法 计算结果可靠. 是可行的, (2)就8m×6m风洞,其机翼偏离风洞中心在O.48m下,可不考虑升力干扰因子的偏 置修正,而机身对干扰因子影响显着,必须采取适当的方法予以考虑. 参考文就 1邱玉鸯.一十高酐面元程序殛在航空器研制中的作用.第三届计算气动会议.1991.1】 2恽起麟.风裥试验数据的误差与修正.国防工业出版社t1996.1 3威尔利亚姆H雷t艾佗披普.1陆莲风洞试验空气动力试验与研究编辑部-1988