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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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降低诱导阻力的单槽斜翼尖

普拉萨德Swagat Das1的,Sangram Keshari Samal2,Radharaman达赖3,玛纳斯Ranjan Padhi4
  1. 打开学生,机械工程系,百夫长大学,布巴内斯瓦尔,印度
  2. 工程学院航空工程系教授,布巴内斯瓦尔,布巴内斯瓦尔,印度
  3. 大学机械工程系助理教授,百夫长,布巴内斯瓦尔,印度
  4. 大学机械工程系助理教授,百夫长,布巴内斯瓦尔,印度
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文摘

在本研究工作的主要目的是减少使用单缝斜翼尖诱导阻力。这两个翼尖几何图形如向后倾斜的&锥形翼尖和割缝斜翼尖的研究工作。梢涡特征的两个不同的机翼几何图形在不同角度的攻击所示为不同雷诺数等(1.82×105,3.12 x 105和4.16×105)。这些雷诺数是发现通过改变自由流速度的价值只有保持其他值恒定。切向速度的数值结果的预测,向后倾斜的升力系数和阻力系数和锥形NACA 0015翼与实验结果进行比较。使用CFD代码得到的数值结果与实验结果显示一个好的协议。可以看出,雷诺数对无因次气动参数的影响在高角度的攻击,即8°以上升力系数和阻力系数高于6 o。发现的最大升力系数(CL max),失速角和无因次气动参数增加而阻力系数与雷诺数增加减少。是观察到的诱导阻力降低单个槽斜翼尖与提高气动效率比向后倾斜的&锥形翼尖。

关键字
雷诺数,翼尖梢涡、斜槽、循环

介绍
空气动力学、诱导阻力和升力相关的阻力是一个阻力,每当发生一个移动物体重定向气流。这种阻力发生在飞机由于翅膀或解除身体将空气导致升力。与其他参数保持不变,随着迎角的增加诱导阻力增加。的粘性效应由雷诺数产生重大影响机翼升力,阻力,和其他空气动力特性。因此有必要分析雷诺数的影响在减少翼尖涡,从而降低诱导阻力。雷诺数是一个无量纲数,促进全面气动配置与测试模型,给煽动的力量以及空气动力特性。
不同的模拟等三种不同的雷诺数是1.82×105,3.12 x 105 x 105和4.16。最近工作的基本目标是找出雷诺数的影响在翼尖涡和减少使用单缝斜翼尖诱导阻力。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]。尾涡系统还生成一个清洗的区域之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]。世界机队规模估计约。1.7万飞机[6]。这样减少阻力可能导致燃料储蓄1 x1010美元(美元)。这个拖更显著的气流速度较低时,在起飞条件,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]。方法采用减少提示漩涡是机翼,翼尖帆,斜翼尖。小翼的大多数开发工作是由NASA惠特科姆[9],[10]。 Adding winglets to a wing can reduce and diffuse the vortex structure which originates at the tips [5, 12, and 13]. Also wing tip vortex can be reduced by using active means (i.e. suction at wing tip) rather than using passive means (i.e. shaping the wingtip )[14, 15].
需要更快和更准确的方法计算流场的翼尖配置导致了CFD的快速进化。介绍了CFD代码的验证与麦吉尔大学给出的实验数据和调查两种不同配置的三维流动结构viz.向后倾斜的&锥形翼尖和割缝翼斜翼尖,在Re = 1.81 x 105。特别关注了雷诺数对气动特性的影响的向后倾斜的&锥形翼尖和单缝斜翼尖。

二世。过程

一。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]目前CFD数值模拟的验证。还几个参数计算了两种不同的配置在不同雷诺数和图形格式。雷诺数是依赖于流体的密度,机翼相对于流体的平均速度,机翼的特征长度,以及动态粘度的液体。雷诺兹人数变化通过改变自由流速度和保持其他参数不变。我们也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的凌乱不堪并向后倾斜的翅膀(16、17)。
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、in-viscid半流体的层流和紊流流可以解决用流利。模拟也运行三个不同雷诺数(1.82×105,3.12 x 105和4.16 x 105)通过改变只有自由流速度。只修改了自由流速度来获得不同的雷诺数。自由流速度设置为35米/秒,60 m / s。雷诺兹和80 m / s,以达到相应的数字。
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、in-viscid半流体的层流和紊流流可以解决用流利。模拟也运行三个不同雷诺数(1.82×105,3.12 x 105和4.16 x 105)通过改变只有自由流速度。只修改了自由流速度来获得不同的雷诺数。自由流速度设置为35米/秒,60 m / s。雷诺兹和80 m / s,以达到相应的数字。

b。完整的几何情况
近场流结构的两种不同的配置(如,向后倾斜的&锥形翼尖和割缝翼斜翼尖)研究了利用计算流体动力学(CFD)。基线几何(锥形向后倾斜的机翼配置)是一种半翼模型(图1)所使用的p . Gerontakos和t . Lee[11]麦吉尔大学在低速风洞。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平方厘米。根弦是20.3厘米,顶端和弦是7.6厘米。这个测试模型用于三种不同的自由流速度为35米/秒,60 m / s。和80 m / s。下游涡流测量飞机的位置(用虚线,x / cr = 2)图1所示。的扫描角0.25和弦位置设定在240年。广场将NACA 0015翼部分在整个跨8°攻角。
图像
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第二个配置(单缝斜翼尖)创建的基线配置。锥形向后倾斜的翼(基线几何)修改为斜翼尖(图2)通过改变翼尖几何。
图像
翼尖是模仿类似于斜翼尖配置的波音787。然后斜翼尖几何修改保持槽像鸟的羽毛上得到一个倾斜的部分如图3所示创建单一割缝斜翼尖。

三世。结果与讨论
这项工作的主要目的是调查不同雷诺数的梢涡的特征,对于这两种不同的翼尖配置,如向后倾斜的锥形翼尖和单缝斜翼尖,拍摄不同角度的攻击。本研究工作包括三个部分。第一部分讲述CFD代码与实验数据的验证和其他两个部分阐明的雷诺数对翼尖涡流的影响特性向后倾斜的&锥形翼尖和单缝斜翼尖配置。

一个)的验证CFD代码:
在自由流速度35 m / s,无因次切向速度分布((vθ/ u∞)计算涡中心8°攻角。这个计算值与实验结果做了麦吉尔大学p . Gerontakos和t·李,[11]。
图像
图4显示了一个比较数值模拟在流利的完成和vθ/ u∞的实验结果。仿真显示了与实验数据吻合很好。

b。调查向后倾斜的锥形
循环可以通过计算线积分的速度在一个封闭的曲线或曲面积分在涡度(18、19)。流通的价值可以从曲面积分获得如下…
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线和曲面积分方法被用来计算循环。作为这两个计算方法之间没有发现显著差异所以只有线积分法找出循环。不同流动参数计算了三种不同的雷诺数在不同角度的攻击和图形表示在图5中。
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注意到,随着角度的增加攻击,vθpeak的价值观,ΓcΓ0增加和加州大学是降低了。发现,增加攻击的角度,流参数(vθpeak,Γc和Γ0)显示连续增加的趋势而加州大学展示了不同雷诺数下降趋势。无量纲流量参数计算的三种不同的雷诺数不同角度的攻击和图形格式在图6中给出。
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vθpeak的差异不显著,ΓcΓo和加州大学被发现在低角度的攻击但雷诺数的影响是注意到在更高角度的攻击。流参数随着雷诺数增加而增加在高攻角(即以上8点)。
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攻角之间2 o 14 o,升力和阻力系数计算的值。图7和8显示了变化的升力和阻力系数分别与不同角度的攻击三个不同的雷诺数。直到8点攻角无显著的影响雷诺数在CL注意到。但8 o迎角后,明显的变化(CL ~α)曲线为不同雷诺数被发现。这是观察到,最大CL和失速角随雷诺数的增加。但在情况下的阻力系数雷诺数效应比早些时候发现升力系数(即上图6 o攻角)。阻力和升力系数与雷诺数的增加分别减少和增加在更高角度的攻击
图像
气动效率(CL / CD)也计算和图形格式表示。图9显示了气动效率的变化与不同角度的攻击2 o 14 o之间的三个不同的雷诺数。气动效率不受任何变化的雷诺数较低角度的攻击,但随雷诺数高攻角(即6度以上)。

c。调查单缝斜翼尖配置
无因次流参数计算三种不同雷诺数和图10中以图形的方式呈现。向后倾斜的详细比较和锥形翼尖和割缝翼斜翼尖为在下一节中给出了三个不同的雷诺数。
图像

对比两种构型(向后倾斜的&锥形翼尖和割缝翼斜翼尖)
图表如图11、12、13需要对升力系数的比较,分别阻力系数和气动效率之间向后倾斜的&锥形翼尖和单缝斜翼尖为三个不同的雷诺数。
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图表如图10所示的比较升力系数,向后倾斜的&锥形翼尖和单槽之间为三个不同的雷诺数。斜翼尖。直到10 o攻角无显著差异被发现CL -α曲线,但上面发现了明显的变化。CL和αStall增加的值比向后倾斜的单槽斜翼尖锥形翼尖(图11)
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图12显示了不同的阻力系数值在不同角度的攻击三个不同的雷诺数。在低攻角(即小于5 o)没有发现明显的差异在CD,但效果是注意到上面的割缝斜翼尖配置5 o攻角。
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图13给出了比较不同的空气动力学效率(CL / CD),它被发现比向后倾斜的单槽斜翼尖锥形翼尖。
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图14显示了单槽气动效率的增加比向后倾斜的斜翼尖锥形翼尖。

四。结论
雷诺数的影响在本研究工作为两个不同的翼尖配置(例如,向后倾斜的锥形翼尖和单缝斜翼尖)研究了在不同角度的攻击用流利的数值模拟。向后倾斜的背后的梢涡的流动结构和锥形NACA 0015翼3.654研究的基于“增大化现实”技术的三种不同的雷诺数(即1.81 x105, 3.12 x105和4.16 x105)在不同角度的攻击两种不同配置(sweptback-tapered翼尖和单缝斜翼尖)。数值模拟在当前研究表明良好的协议与实验测量由p . Gerontakos和t .李麦吉尔大学在预测翼尖涡流的形成为一个向后倾斜的锥形。
最初,切向速度峰值、核心循环,总发行量被发现与增加攻角增加到100,然后往往为所有三个雷诺兹数减少。高攻角是单槽比向后倾斜的斜翼尖锥形翼尖。但加州大学的价值被发现最初下降100,然后所有三个雷诺兹数增加。没有发现显著差异的无量纲参数(viz. vθpeak,Γc,Γo和加州大学)在低角度的攻击,但高的攻击角度观察雷诺数的影响(图5)。所有的三个不同的雷诺数的值CL, CD和CL / CD的配置计算。雷诺数的影响为CL和CD,并未观察到一定角度的攻击,但影响也注意到8点攻角CL -α曲线及以上6 o攻角CD -α曲线。随着雷诺数的增加,CL最大的价值和失速角被发现增加的配置,但阻力系数是降低了。雷诺数的影响上面的空气动力学效率观察6 o攻角。随着攻角的增加,气动效率增加的百分比三雷诺数。也发现,气动效率高是单身有槽比向后倾斜的斜翼尖锥形翼尖的所有三个雷诺数。
基于目前的研究,得出结论,雷诺数对气动特性的影响被发现在更高角度的攻击而不是在较低角度的攻击。气动效率的增加更多的单槽比向后倾斜的斜翼尖锥形翼尖,最终导致降低诱导阻力。进行进一步的调查,将是非常有益的探讨其影响非常低雷诺数和可压缩流。

引用
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  2. Stinton D。,The Design of the Aeroplane 2nd Edition, Blackwell publishing, London, Great Britain 2003.
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  5. 托马斯,a。,“Aircraft Drag Reduction Technology – A Summary,” Advisory Group for Aerospace Research and Development (AGARD), Report 723, Belgium, 1985.
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  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。
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  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. 韦伯,G.W. Dansby, T。,“Wing Tip Devices for Energy Conservation and Other Purposes,” Canadian Aeronautics and Space Journal, Vol. 29, No. 2, June 1983, pp. 105-200.
  13. Gerontakos, P。,and Lee, T. “Effects of Winglet Dihedral on a Tip Vortex”, AIAA Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 1, January, 2006.
  14. Sangram Keshari Samal, p . k .破折号博士”,减少吸入的翼尖涡在翼尖”,机械工程研究;3卷,1号;2013年
  15. Sangram Keshari Samal, p . k .博士,“减少翼尖涡流通过活跃的手段”,国际科学和工程研究期刊》的研究,4卷,问题。4,4月,2013年
  16. Sangram Keshari Samal, s . Venkatramanan Swagat Prasad Das,“近场梢涡的无捻矩形翼”,国际期刊的研究在航空和机械工程,体积。1、7号,2013年11月
  17. Sangram Keshari Samal,迪沙,Bharath M, Abhinash Sahoo,“翼尖涡流的计算预测了翼”,IJIRSET, 2卷,2013年11月11号。
  18. 小约翰·D·安德森,空气动力学的“基本”,第五版。麦格劳希尔。