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《翼型舵面偏轉(zhuǎn)非定常流動數(shù)值模擬》由會員上傳分享，免費在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學術(shù)論文-天天文庫。
1、第４４卷第３期航空計算技術(shù)Ｖｏｌ．４４Ｎｏ．３２０１４年５月ＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｍｐｕｔｉｎｇＴｅｃｈｎｉｑｕｅＭａｙ．２０１４翼型舵面偏轉(zhuǎn)非定常流動數(shù)值模擬１２１１賈忠湖，董海波，柳文林，鄭小洪（１．海軍航空工程學院飛行器工程系，山東煙臺２６４００１；２．大連理工大學航空航天學院，遼寧大連１１６０２４）摘要：針對ＮＡＣＡ００１２翼型舵面偏轉(zhuǎn)問題，數(shù)值模擬了不同參數(shù)對翼型氣動特性的影響?；诜墙Y(jié)構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)，采用ＡＬＥ有限體積描述下的二維可壓縮非定常Ｎ桘Ｓ方程，計算通量采用Ｖａｎｌｅｅｒ格式、時空二階格式，利用Ｖｅｎｋａｔａｋｒｉｓｈｎａｎ限制器抑制數(shù)值振蕩。非定常計算結(jié)果
2、表明，ＮＡＣＡ００１２翼型繞１／４弦點作周期性俯仰振動的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)吻合良好，驗證了數(shù)值方法的準確性；在翼型舵面表面有分離區(qū)產(chǎn)生，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)形成滯回環(huán)，在亞聲速情況下，滯回環(huán)幅值較小，進入超聲速階段以后，幅值增大，隨著翼型間縫隙寬度逐漸增加，翼型升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)與無縫翼型相比逐漸降低。關(guān)鍵詞：ＮＡＣＡ００１２翼型；非定常流動；舵面偏轉(zhuǎn)；有限體積法；數(shù)值模擬中圖分類號：Ｖ２１１文獻標識碼：Ａ文章編號：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引言大量進展，文獻［１］中介紹Ｌｉｅｂｅｃｋ最早發(fā)表了Ｇｕｒｎｅｙ飛行器在飛行過程中機翼很容易發(fā)生振蕩現(xiàn)象，襟翼的實驗數(shù)據(jù)，文獻［２］建立了帶后緣襟翼的槳葉機翼振蕩問題是一個復雜物理現(xiàn)象，如果要進
