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低速计算案例——TrapWing高升力外形
分类:CFD    发布时间:2016-07-05 13:40:22    访问量:3887

对于大型运输机和民航飞机,高升力系统对飞行器的性能有很大影响,因此高升力系统设计及其气动特性预测一直是航空界(尤其是民用飞机)的前沿课题。虽然利用CFD方法和软件预测真实飞行器气动性能的能力已基本获得飞行器设计师的认可,然而,对于高升力外形的数值模拟可信度水平仍然较低。高升力外形对CFD的挑战主要体现于流动现象的复杂性:多段翼型产生的复杂缝隙效应,空间流场压力恢复效应,尾迹与边界层相互作用,大范围分离,翼稍涡卷起,层流湍流转捩等。以上因素的叠加,给高升力外形的CFD数值模拟带来了很大的困难。

为了评估当前CFD技术对高升力外形的预测能力,为工程应用提供经验指导,进一步提高高升力外形CFD预测的可信度,AIAA分别于2010年、2012年举办了两次高升力外形预测活动(AIAA High-Lift Prediction Workshop),他们选用了NASA梯形翼(TrapWing)构型作为主要研究对象。该活动吸引了全球多个国家和地区的CFD研究者参与并提交结果。为了便于参与者验证与确认自主发展的CFD软件,活动组织者特别提供了详细的风洞试验数据。国内先后开展的两期航空CFD可信度研讨活动也选取了该外形作为主要研究对象之一。

计算采用的高升力外形是NASA梯形翼外形。该外形是安装在机身上的大弦长、半展、三段构型,机翼无扭转、无上反角。High-Lift活动中要求对襟副翼折转角分别为20(构型8)和25(构型1)度的两个外形进行计算。

该外形的风洞试验是1998年在NASA Langly 14×22英尺亚声速风洞中完成的,其试验条件为:马赫数M=0.2,雷诺数Re=4.3×106。试验时,机身固连于垫块,垫块安装于风洞壁,在CFD计算时,垫块气动力也计入总气动力。图 1是几何外形。


TrapWing算例_z.docx


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