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国际创新研究期刊》的研究在科学、工程和技术

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翼尖涡流的计算预测了翅膀

Sangram Keshari Samal1迪沙2Bharath米3,Abhinash Sahoo4
  1. 教授,美国航空,布巴内斯瓦尔工程学院(BEC),布巴内斯瓦尔。印度
  2. 教授,美国航空,印度理工学院和科学,Padur,钦奈,印度
  3. 采矿工程的学生,航空航天技术的部门,马德拉斯理工学院,Chromepet,钦奈,600044年,印度
  4. B.E.学生,航空,布巴内斯瓦尔工程学院(BEC),布巴内斯瓦尔,印度
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文摘

的近场流结构翼尖涡向后倾斜的后面和锥形NACA 0015翼调查使用计算流体动力学(CFD)代码1.81 x 105。本文数值模拟的尖涡流进行了几何攻击8°角和翼尖涡流的切向速度的数值结果与实验结果由p Gerontakos和t .李麦吉尔大学低速风洞速度等于35米/秒。使用CFD代码得到的数值结果与实验结果显示了良好的协议。涡心位置的坐标是密切捕获的下游流和涡流的变化量与不同攻角。还在三个不同的循环后缘的下游位置计算

关键字
梢涡、CFD循环,向下运动

术语:
加州大学核心轴向速度
U∞自由流速度
vθ切向速度
x流明智的方向
y翼方向正常
z跨度明智的方向
一个¸€涡度
Γ循环或涡流强度
再保险雷诺数
λ锥度比(ct / cr)
cr根弦
ct提示和弦
r涡旋半径
基于“增大化现实”技术的长宽比

我的介绍。
翼梢涡升力面绕流如翅膀和螺旋桨叶片长期以来一直是话题的根本和实际利益在航空航天工业对气动性能的各个方面的影响。漩涡的调查是空气动力学的一个重要任务,因为他们的影响后,飞机因为这些漩涡的能量,这是直接关系到诱导阻力。实现这一预期的准确性是一个要求很高的任务,因为高分辨率网格是必要的在翼涡的边界和区域,速度梯度高的地方。因此,这将导致大量的细胞和很长的伸展细胞墙边界。
在一个有限的翅膀,有机会的压力作用于上、下表面附近的翼尖交互[1]。翼尖之间的距离越短,向下运动速度和诱导阻力越大[2]。的尾涡系统还生成一个升流区域以外的翼展在翼展和向下运动。这个向下运动产生的尾涡系统增加了向下运动产生的涡流系统[3]。
可以提高气动效率增加的最大升阻比在巡航飞行条件。因为诱导阻力通常总阻力的30%或更多在亚音速运输巡航飞行[4]。减阻10%大型军用运输机估计节省1300万加仑的燃料在其一生的[5]。世界机队规模大约在1.7万架飞机[6]。这样减少阻力可能导致燃料节省燃料1 x1010美元(美元)。这个拖低速更重要,在起飞条件下,它可以占80 - 90%的飞机拖[7]。
除了降低运营成本的优势,减少翼尖涡度,因此诱导阻力,也可以减少全球变暖,因为较低的燃料消耗。世界商业喷气式飞机产生超过6亿吨的二氧化碳每年[8]。技术的尖端漩涡减少包括机翼,翼尖帆,斜翼尖和s形的技巧。小翼的开发工作是由美国宇航局惠特科姆[9],[10]。
介绍了CFD代码的验证与麦吉尔大学的实验数据,然后找到环流的变化在不同区域的右边翼尖涡核心和切向速度在一个和弦下游的后缘。也显示了翼尖涡的减少通过应用吸入在翼尖。

二世。过程
答:概述
本文提出一种比较翼尖涡流场的CFD模拟和实验测量在麦吉尔大学完成p . Gerontakos和t·李,[11]的验证目前CFD数值模拟和几种不同的参数计算和图形格式。
目前的模拟运行ANSYS 13.0,模型的流体流动和传热问题复杂的几何图形。这种商业CFD软件解决了一般运输方程采用有限体积法。稳态、瞬态、不可压缩、可压缩、非粘性的半流体的,能够彻底解决层流和湍流流流利。
b .完整的几何情况
计算域包括半翼在风洞等(图1)所使用的一个p Gerontakos和t .李[11]。模型是一个无捻向后倾斜的,锥形翼的长宽比3.654,锥度比为0.375,半翼展51厘米,和机翼面积713厘米2。根弦是20.3厘米,顶端和弦是7.6厘米。广场将NACA 0015翼部分在8°攻角。自由流速度是35米/秒。下游涡流测量飞机的位置(用虚线)图1所示。的扫描角0.25和弦位置设定在240年。根弦cr是20.3厘米,顶端和弦ct是7.6厘米。广场将翼NACA 0015节。
图像
c网代
几何是导入到有限元分析软件ICEM CFD生成网格。ANSYS ICEM CFD提供先进的几何收购、网格生成、网格优化和后期处理工具来满足要求集成网格生成和后期处理工具对于今天的复杂的分析。保持密切关系的几何网格生成和后处理过程中,特别是在工程应用中使用ANSYS ICEM CFD计算流体动力学和结构分析等。
d .解算器配置
生成网格后饲料是解决计算流属性。这里使用的解算器是一个流利。ANSYS流利是一种先进的计算机程序模拟流体流动、传热和化学反应在复杂的几何图形。ANSYS流利使用一种客户端/服务器架构,它允许它运行作为单独的客户端桌面工作站和强大的计算机服务器上同步进程。这个体系结构允许高效的执行,交互控制和完整的灵活性之间不同类型的机器或操作系统。ANSYS流利提供了完整的网的灵活性,包括解决流动问题的能力使用非结构化网格,可以相对轻松地对复杂几何图形生成。支持网格类型包括2 d三角/四边形,三维四面体/六面体的金字塔/楔/多面,和混合网格(混合)。ANSYS流利还允许提炼或变粗糙网格基于流的解决方案。
e .边界条件
入口边界条件定义为一个统一的入口速度= 35米/秒。压力出口边界条件是基于出口条件。风洞的墙被定义为统一速度V∞滑动墙,墙上除了对称,正常速度分量是等于零。机翼表面被定义为一个固定的表面。
f .在翼尖涡环流
循环,用Γ被定义为[12]。
图像
负号出现在以上方程占positive-counter顺时针方向的积分和positivecounter顺时针方向的循环
为一个平面就[13]
图像
图像
表1和图2显示一个比较切向速度(vθ)自由流速度(U)测量由p Gerontakos和t·李和模拟在流利的完成。模拟显示良好的协议与实验数据。
图像
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涡心的位置(坐标和z坐标)沿着漩涡核心紧密捕获,并表示在表2和图3,4,分别。
图像
图像
图像
涡度计算出x / cr = 0.625在80年攻角和显示的分布没有维¯害怕一个½漩涡中心,如图5所示。
图像
涡流的变化量(即vθpeak,¯害怕½峰和加州大学)与攻角也调查并提出了图6 A - c。
图像
图像
图像
循环计算3下游位置(x = 0.3567米,0.4064米和0.6096米)并显示在图7中的涡流分布。涡的强度达到最大,仍然接近常数在每个情况下广泛。
图像

四。结论
三维近场平均流量向后倾斜的背后梢涡的结构和锥形NACA 0015翼3.654和0.375 k的基于“增大化现实”技术的研究在Re = 1.81 x 105。CFD模拟完成繁殖在当前的研究中所做的实验测量p Gerontakos和t . Lee[11]麦吉尔大学已经显示出很好的协议来预测翼尖涡流的形成后掠翼。重点是在水平的准确性与梢涡可以被捕捉到。
非维切向速度峰值和涡度被发现增加初始和减少在100年攻角。涡心的位置是密切了观察到的垂直位置(Y坐标)后增加最初和减少0.5 x / cr的涡心位置沿翼展(Z坐标)偏差很小。涡的强度计算3下游位置。它达到最大并保持接近常数。
总而言之,我们可以预测梢涡的各个方面使用现代CFD代码与值得称道的准确性,如涡心的切向速度、涡心的坐标,涡的强度和其他涡流数量与良好的精度

引用
  1. 贝尔坦公司,j。j和史密斯,m . L。,Aerodynamics for Engineers 3rd Edition, Prentice Hall, Upper Saddle River, NJ 1998.
  2. Stinton D。,The Design of the Aeroplane 2nd Edition, Blackwell publishing, London, Great Britain 2003.
  3. Hoerner,旧金山那里,Fluid Dynamic Drag Theoretical, Experimental and Statistical Information, Published by the author, Brick Town, N.J. 1965.
  4. 齐默,H。:在亚音速机翼的气动优化速度和翼尖设计的影响。美国宇航局tm - 88534, 1983。
  5. 托马斯,a。,“Aircraft Drag Reduction Technology – A Summary,” Advisory Group for Aerospace Research and Development (AGARD), Report 723, Belgium, 1985.
  6. Airguide”喷气式飞机舰队总结世界,“在线指南。航空2006班机。< http://www.airguideonline.com/ aircr_wfleet。htm >(2006年5月4日)。
  7. 克鲁人,即“非平面的翼概念飞机效率,增加“VKI系列讲座创新未来的民用航空器配置和先进概念,斯坦福大学,2005年。
  8. 巴奈特,一个。,“Pace hots up in a World forever n the move,” Guardian Unlimited. 2006. http://observer.guardian.co.uk/carbontrust/story/0,16099,1511925,00.html> (4 May 2006).
  9. 惠特科姆,R。,“A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Results at High Subsonic Speeds for Wing Tip mounted Winglets,” NASA TND- 8260, 1976.
  10. 惠特科姆,保留时间,“Methods for reducing subsonic drag due to lift,” Special course on concepts for drag reduction, AGARD, France 1977,pp. 2-1 to 2-11
  11. p . Gerontakos t·李,“近场梢涡背后扫翼模型,“实验液体40 (2006):141 - 155
  12. 小约翰·D·安德森,空气动力学的“基本”,第五版。麦格劳希尔。
  13. E L霍顿和N B瑟斯,“工科学生的空气动力学”第三版。