力學(xué)大會2015集條帶懸掛內(nèi)式支撐系統(tǒng)干擾特性研究

中國力學(xué)大會-*，+，*，+，陳*（空氣動力學(xué)國家，綿陽，+（中國空氣動力研究與高速空氣動力，綿陽：針對標(biāo)模，在2.4跨聲速風(fēng)洞中使用尾撐作為輔助支撐對條帶懸掛內(nèi)式支撐系統(tǒng)進(jìn)行了支撐干擾扣除試驗結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的網(wǎng)格方法對其干擾特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。數(shù)值模擬與試驗結(jié)果吻合性較好，數(shù)值研究方法可靠性較高。試驗與數(shù)值研究結(jié)果表明：條帶支撐對模型試驗干擾很小，模型阻力和俯仰力矩在條帶干擾下略有增大。動帶支撐對模型干擾相互獨立，角下條帶干擾主要由動帶造成，較大迎角時干擾主要由定帶貢獻(xiàn)。相較于尾支撐、腹支撐等形式，條帶支撐干擾小的優(yōu)勢十分明顯。支撐干擾；條帶支撐；高速風(fēng)洞；CFD；網(wǎng)格引大型飛機(jī)是社會發(fā)展不可或缺的重要航空器，在商業(yè)或軍事領(lǐng)域都有極高的圖1高速風(fēng)洞中條帶支撐洞。該風(fēng)洞是一座半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞，試驗數(shù)范圍為0.3～1.43。試驗1）Theprojectwassupportedby 。。圖2Ty154標(biāo)模外形尺寸高0.1mm，圓柱與圓柱的間距2mm。轉(zhuǎn)捩圓柱位置分別為：機(jī)翼、平尾和為7%弦S bALwing=1.70682 L=1.95963試驗數(shù)范圍：M=0.4~0.8,迎角范圍模擬條模擬條12圖3條帶支撐干擾試驗氣動數(shù)據(jù)減去“狀態(tài)1”的氣動數(shù)據(jù)，就得到“條帶支撐”的干擾量。即：ΔCx=Cx,(Ty154model+Vanesupport)-Cx,Ty154離散方程組的求解采用LU-SGS方法，湍流模型為一方程SA圍的分離流動時有明顯的不足，具體見文獻(xiàn)[4]擇使用對于處理復(fù)雜外形計算域更有優(yōu)勢的多區(qū)/嵌套(Chimera)網(wǎng)格方法。的計算網(wǎng)格獨立生成，彼此存在著或嵌套關(guān)系，流場信息通過插值在區(qū)邊界進(jìn)行匹配和耦合。網(wǎng)格技術(shù)允許網(wǎng)格區(qū)塊之間的、嵌套、或覆蓋，無須進(jìn)行繁雜圖4網(wǎng)格空間結(jié)的計算網(wǎng)格，即圖5-(2)中構(gòu)型，無條帶支撐時，僅將支撐貼體網(wǎng)格刪除，其的背景網(wǎng)格保留，這樣盡最為驗證所采用網(wǎng)格方法的可靠性，本文還對Ty-154模型進(jìn)行了結(jié)構(gòu)對接網(wǎng)格的劃分（(1)Ty154模 (2)Ty154模型+全部條 (3)Ty154模型+動(4)Ty154模型+定 (5)Ty154模型+尾部支 (6)Ty154模型+腹部支圖5模型表面及對稱面網(wǎng)格劃分及挖洞結(jié)圖6多塊對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格空間圖

圖7Ty154模型數(shù)值計算結(jié)果與試驗結(jié)果的比較8，圖中虛線為對角下試驗曲線進(jìn)行擬合后求得的支撐干擾。可以看出試驗結(jié)果與5°<α<5°范圍內(nèi)的干擾量值。Exp:M Exp:M Exp:

0 05 05

圖8Ty154標(biāo)模支撐干擾量數(shù)值計算結(jié)果與試驗結(jié)果的比較M--數(shù)值模-圖9給出了典型迎角下條帶支撐干擾隨數(shù)變化的數(shù)值結(jié)果。角時（-4α<8°），在0.4≤M≤0.9范圍內(nèi)，各主要支撐干擾量隨數(shù)變化不明顯，但當(dāng)M>0.9時，干擾量開始急劇增大，且干擾規(guī)律不定，試驗數(shù)據(jù)可信度降低。在亞聲速階段（M<0.8），隨著數(shù) - - - - - M

圖9條帶支撐的干擾量隨數(shù)變化LowerFrontBackUpperLowerFrontBackUpper圖10條帶支撐對模型表面壓力系數(shù)干擾量?Cp分布（M=0.6α本文還分別進(jìn)行了動、定帶干擾的模擬（圖11），難看出，動、定帶干擾滿足疊加關(guān)帶在角下是條帶支撐對阻力和俯仰力矩產(chǎn)生干擾的主要原因；定帶對升力干擾隨迎角變化比較明顯，角下對阻力和俯仰力矩的干擾量很小，較大迎角下條帶整體干擾作

- -

-5() - 5()

- 5()

圖11動、定帶及全部條帶干擾量對圖12動帶附近模型機(jī)身表面壓力干擾量ΔCp?Cp分布(M=0.6,

-- -

- - 5() - 5() - 5() 圖13定帶對機(jī)身、翼身組合體、全機(jī)構(gòu)型干擾量對如帶對全機(jī)升力干擾的主要來源（圖14定帶附近模型表面及空間壓力分布對比圖15模型尾部表面流線及定帶對壓力系數(shù)干擾量ΔCp如圖16定帶對機(jī)翼內(nèi)翼段、平尾表面壓力系數(shù)干擾量ΔCp定帶對機(jī)翼的干擾集中在內(nèi)翼段后緣，在角下該干擾對翼面上下表面對稱，因看作“遠(yuǎn)場干擾”，非常微弱。受其影響，平尾在角下出現(xiàn)上翼面壓力增大，下翼面壓 。雖然該干擾量值不大(?CP最大僅略高于0.01)，但其對上下翼面的作用反號，因本文還對尾支撐（Post）、腹支撐（Blade）的支撐干擾特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究帶支撐的干擾結(jié)果對比如圖17--

--

-- - - - 圖17三種支撐方式支撐干擾結(jié)果對，但當(dāng)α>6°時，腹支撐干擾量有較大提升，與條帶支撐|ΔCm|量值度較高。在角范圍內(nèi)，條帶支撐的干擾量很?。耗Ｐ蜕ο禂?shù)略微降低，試驗阻力系數(shù)增大，并產(chǎn)生一個很小的抬頭力矩；M≤0.9M≤0.9時，條帶支撐各主要干擾量隨數(shù)變化不明顯，M>0.9時，支撐干擾量劇增。動、定帶對試驗?zāi)Ｐ蜌鈩犹匦缘母蓴_相互獨立。動帶干擾主要作用機(jī)身對稱面上，引起一個抬頭力矩，是整個條帶在角下阻力和俯仰力矩干擾的主要貢獻(xiàn)。定陳等,大型飛機(jī)高速氣動力關(guān)鍵問題解決的技術(shù)及途徑[J],流體力學(xué)實驗與測量,陳等,大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞條帶懸掛支撐試驗技術(shù)研究[C].第九屆實驗流體力學(xué)學(xué)術(shù)會等,2.4米跨聲速風(fēng)洞條帶支撐干擾試驗研究[D].第九屆實驗流體力學(xué)學(xué)術(shù)會 閻超,計算流體力學(xué)方法及應(yīng)用[M],航空航天大學(xué)INVESTIGATIONONTHESUPPORTINTERFERENCEOFINTERNALBALANCEVANESUSPENSIONSUPPORTSYSTEMQiangLI1,2,DaweiLIU1,2,DehuaStateKeyLaboratoryofAerodynamics,Mianyang621000,HighSpeedAerodynamicsInstitute,AerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,:Anexperimentonthecorrectionoftheinterferenceofvanesuspensionsupportsystem(VSSS)isconductedin2.4mtransonicwindtunnel.NumericalmethodbasedonthestructuralchimeragridsisalsousedtostudytheinterferencecharacteristicsofVSSS.Thenumericalresultsarecomparedwithexperimentalresultstomakethenumericalmethodreliable.Theexperimentandnumericalresultsindicatethat:theinterferenceofVSSSisquitesmall,thedragandpitchmomentincreasealittlewiththeVSSS.Thefrontandbackvanesinterferenceindependently.TheinterferenceofVSSSismainlycausedbyfrontvaneatlowangleofattack,whilebackvanemademuchmoreinterferenceathighan