充气Edge-Based动态失速控制主要考虑固耦合

文摘

充气前缘(ILE)探讨作为一个动态失速控制的概念。固耦合(FSI)数值方法构造了弹性膜结构基于不稳定Reynolds-averaged n - s(巨蜥)和(MSD)质-弹结构动态模型。基于径向基函数(RBF)的网格变形算法和拉普拉斯算子,使流场采用文中针对网格平滑算法的模拟实现的俯仰振荡翼型和确保网格质量。机翼是freestream马赫数为0.3,chord-based雷诺数 。被选中的翼型对其quarter-chord轴在一个正弦运动。数值结果表明,ILE可以改变机翼前缘的曲率半径,这可能会减少流向不良压力梯度和抑制动态失速涡的形成(深潜器)。尽管翼型的最大升力系数略有降低在控制过程中,翼型的最大阻力和俯仰力矩系数大大降低了66%和75.2%,分别。ILE的相对位置对其控制效果有显著的影响。通货膨胀和通货紧缩的控制律也影响ILE的控制能力。

1。介绍

动态失速风洞是一个复杂的问题遇到了直升机旋翼。传统直升机在向前飞行时,撤退叶片的攻角高于推动叶片,保持机身的力矩平衡。因此,撤退叶片的攻角可能超过静态失速攻角在一个较高的推进率和大推力系数,从而导致动态失速现象的发生。动态失速是指一种流现象的发生失速延迟超出静态失速攻角,当翼型正在经历不稳定运动1,2]。在运动的一击,层流分离泡(LSB)将出现在机翼的前缘。进一步增加攻角,LSB的破裂发生。LSB的破裂后,井下安全阀出现(3,4]。井下安全阀动作时迅速朝后缘,那一刻发生失速,从而导致过度叶片投手链路负载和限制了直升机的飞行包线5]。因此,许多研究人员已经提出了多种解决方案可以解决这个问题。

目前,主要行业中使用的解决方案是优化翼型形状,以改善其动态失速特性速度相对较低。被动控制方法对于动态失速,如旋涡发生器、干扰发生器,进行了研究。然而,这些方法牺牲其他方面的直升机螺旋桨的性能,以换取更好的动态失速特性。随着科学技术的发展,研究人员开始研究主动流动控制技术缓解或抑制动态失速,希望获得一种主动流动控制的方法,可以应用于工程,进一步提高直升机的性能。到目前为止,活跃的动态失速流控制方法已成为研究热点。广泛的调查方法主要包括等离子体致动器(6- - - - - -8),合成射流(9,10,吹11- - - - - -13),动态变形前缘(武汉和平)14),后缘襟翼(15- - - - - -18]。大多数血浆致动器的研究仅限于低速和低雷诺数条件下结果。很少有研究针对高速度和高雷诺数条件。进一步发展了相应的分析模型对等离子体执行机构是必要的。Blowing-based动态失速控制能够实现更好的结果在实际飞行条件下的直升机旋翼。美国航空航天局已经进行了大量的相关理论计算和风洞实验,获得了大量有价值的数据13]。武汉和平研究主要是对数值模拟和风洞实验(14,19,20.]。现有的研究是改变叶片的内部结构和机制实现变形。武汉和平可以彻底改变转子叶片的内部结构安排。此外,叶片工作在一个复杂的交变载荷环境。因此,它几乎是不可能实现武汉和平的机械设备。的后缘者则对直升机旋翼动态失速控制是最有前途的方法在工程应用中。除了降低俯仰力矩叶片动态失速,期间经历的后缘襟翼也可以用来减少噪音的叶片涡相互作用[21]。最近,Visbal和本顿(22探索一个高频主动流动控制策略针对LSB的自然不稳定推迟深潜器的形成,这是值得深入的研究。

徐et al。23基于ILE)研究动态失速控制利用计算流体动力学(CFD)方法在二维空间中。Ref的ILE配置。23)指的是一种主动流动控制装置,包括弹性膜三部分连接到机翼表面和有关通胀和通缩系统。弹性膜和机翼表面在一起形成一个充气细胞和整流罩细胞。充气细胞可以通过通货膨胀和通货紧缩的充气和放气系统。整流罩细胞是通过管道连接到大气中保持平衡的内部和外部压力的压力。ILE形状由简单的几何描述方法没有解决结构动力学方程。结果表明,动态失速控制方法基于ILE是有效的。的影响的大小和相对位置的ILE控制能力进行了研究。完成工作后裁判。23),作者编写了一个固耦合数值方法程序弹性膜结构为了研究结构动态特性的ILE。在研究期间,发现“鞭打”和“皱纹”现象出现在弹性膜。然后,ILE配置在裁判。23被修改,它最终成为了ILE装置,包括只有一块的弹性膜和相关的通货膨胀和通货紧缩的系统。ILE配置使用固耦合数值方法研究。ILE抑制的流机制的形成深潜器详细描述。FSI的结构动态特性的影响讨论了ILE。弹性模量的影响,弹性膜的相对位置是调查。最后,通胀和通缩的控制律的弹性膜也进行了研究。

2。ILE概念及相关说明

ILE形状的充气和放气状态如图1。ILE指的是一种主动流动控制装置,包括一块弹性膜连接到机翼表面和相关的通货膨胀和通货紧缩的系统。弹性膜和机翼表面形成一个密闭空间,可以由通胀和通缩充气和放气系统在投球周期。当机翼的阶段的一击,ILE将膨胀的规模和成长,改变机翼前缘的形状。当机翼向下的阶段,ILE将放气,减少体积。弹性膜高度完全机翼表面之前移动到最低攻角。

动态失速边界附近发生的直升机飞行包线,和它不出现在撤退叶片在其他飞行条件。因此,没有必要激活动态失速主动流动控制装置在大多数飞行条件。要求的弹性膜ILE可以牢牢地附着在机翼表面大多数飞行条件下保持原始形状的机翼。图2显示了可能出现的起皱现象在弹性膜,当机翼俯仰运动。起皱是容易发生弹性膜不能承受弯曲载荷。因此,一个设计合理的ILE需要与有关参数来防止这一现象。图3图显示了受力分析弹性膜的收缩状态。ILE处于收缩状态时,预应力在弹性膜可以通过缩短的原始长度增加弹性膜AB,所以张力的合力将定向到机翼的内部。弹性膜的原始长度的一半曲线AB机翼表面在目前的工作。同时,内部的压力ILE应该尽可能低的收缩状态。弹性膜压在机翼表面通过内部和外部之间的压力差的笑容。综合效应下的张力和压差,防止起皱现象。

与其他主动流动控制方法相比,动态失速,ILE可以完全抑制深潜器的形成。同时保持较高的升力系数,ILE消除叶片由于深潜器的俯仰力矩载荷。弹性膜可以紧密地附着在叶片表面的收缩状态,保持原来的高速翼型的气动性能。因此,ILE可以抑制形成撤退的深潜器叶片不增加促进叶片的拖累。安装ILE不改变叶片的内部结构安排。当然,也有一些缺点ILE:例如,(1)要求使用的弹性膜的弹性模量是足够高,以获得理想的控制效果,(2)起皱现象容易出现在弹性膜,(3)和弹性膜容易疲劳问题是由于通货膨胀和通货紧缩的反复拉伸过程。

3所示。数值方法

3.1。CFD数值方法

转子的动态失速机翼使用能够二维流动数值模拟解算器基于非结构混合网格。有限体积方法是用来控制方程离散化。对流项是空间离散采用AUSM +方案,并使用詹姆逊的粘性通量计算二阶中心计划。为了模拟动态失速的不稳定特性,双重时间方法用于物理时间行进。拟时间游行采用LU-SGS隐格式,它可以有效地增加时间步长,提高计算效率。Spalart-Allmaras湍流模型。

3.2。网格变形和平滑算法

RBF-based网格变形算法采用非结构混合网格。布尔et al。24]首先应用rbf网格变形算法,已经广泛应用由于其网格变形能力强。RBF interpolation-based网格变形算法的基本原理,结构边界节点的位移由RBF插值,然后,边界位移效应是顺利分发给整个计算域的构造RBF序列。网格变形过程中有两个主要步骤。首先,对象表面节点的权重系数方程解决根据插值条件,然后,计算域网格更新。尽管RBF-based网格变形算法有很强的能力来处理网格变形在一个大边界运动,它生成许多劣质网格在某些情况下。在目前的研究中,结合拉普拉斯算子,文中针对网格平滑算法由Canann [25是用来保证高质量的网格。

3.3。结构动力学模型

弹性膜结构的建模使用质谱进行结构动态模型,这是广泛应用于降落伞研究领域(26]。如图4,默沙东公司模型的基本原理是将弹性膜划分为几个大规模节点通过弹簧和阻尼器连接。在目前的工作,阻尼力方面被忽略。图5显示弹性膜的自由体图节点 。 节点之间的紧张关系吗和节点 ,和节点之间的紧张关系吗和节点 。为了简单起见,假设弹性膜材料服从胡克定律,读取张力与应变是线性的。因此,线性增长压力,以同样的方式处理。压力是由于从节点压差的膜吗到节点 。 压力是由于压差在弹性膜从节点到节点 。 弹性膜之间的接触力和机翼表面。

在本节中,弹性膜节点的运动方程。的加速度方向的弹性膜节点给药

的加速度方向的弹性膜节点给药

方程的矩阵形式(1)和(2)可以写成

是二维机翼的气动弹性方程的简化形式(27]。我们考虑到阻尼, 在哪里是质量矩阵,阻尼矩阵,刚度矩阵,是广义力向量。方程的动力学方程是所有节点的弹性膜。

3.4。接触和影响算法

在机翼俯仰振荡,ILE的通货膨胀和通货紧缩将导致弹性膜机翼表面接触,这就需要接触和影响算法分析。算法基于罚函数接触和影响(28)是从事目前的工作。算法的基本原理是检查是否每个奴隶节点渗透的主要表面在每个时间步,如果没有穿透,不需要治疗。接触力计算公式写成 在哪里弹性膜之间的接触力和机翼表面,然后呢是集弹性模量,是穿透深度。如果渗透,大量奴隶节点之间的界面接触力介绍和主要表面渗透的大小成正比的穿透深度。为了防止非物质反弹现象之间的接触弹性膜和表面的机翼,一个判断条件添加到接触力的计算过程。也就是说,如果在时间的穿透距离 等于或小于时间吗 ,然后在时间的接触力 是零。在目前的工作,只有正常的接触力计算,和切向摩擦力忽略。忽略弹性膜的厚度的联系和影响的过程。

3.5。RBF-Based流体和结构域之间的数据传输算法

一般来说,流体域的网格密度比这大得多的结构域,从而导致不同域的网格不匹配的通用接口。这是一个艰巨的任务两个nonmatching网格之间传输数据以一个合理的方式,这是FSI的插值问题分析。尽管许多开发方法的问题,这些方法的一个共同缺点是数据传输往往取决于两个网格之间的连接关系。

在目前的工作,RBF-based插值算法(29日是用来处理流体和结构域之间的数据传输。该算法的一个杰出的优点是,需要指定任何连接信息完全删除。很容易两网格之间的传输数据,即使是低质量的网格的流体和结构域可能互相交叉。

3.6。松散耦合的固耦合算法

固耦合算法应用于目前的工作是松散耦合的。图6显示了固耦合算法的流程图。在松散耦合的算法,它能够很方便的使用现有的CFD代码和CSD代码来实现固耦合的数值模拟。方程(4)是由混合线性多步方法解决的27]。

定义弹性膜结构状态向量 ,动态方程(4在状态空间可以写成: 在哪里

方程(6亚当斯)可以集成的标准二阶显式线性多步方案。

亚当斯也可以集成的二阶隐式线性多步方案基于预估过程。

方程(校正步骤的9),由方程(外推10)。

用方程(10)在方程(9),二阶混合线性多步方案。

4所示。俯仰振荡和相关参数

的翼型被认为是在freestream马赫数0.3和chord-based雷诺数 。翼型对quarter-chord斜轴根据以下表达式: 在哪里和平均角9.78度和9.90度的俯仰振荡幅度,分别为(30.]。

在俯仰振荡翼型,降低频率通常是用来描述不稳定运动,它的定义是 在哪里弦长,freestream的速度。机翼弦长是0.61米。降低频率 是就业。

添加的目的 术语的表达是确保攻角是最低在初始时刻,这对FSI分析是非常重要的。因为俯仰率是零攻角最小,它可以保证结构节点的初始速度和加速度都是零。

5。结果和讨论

5.1。验证数值方法

验证了数值方法的可靠性计算非定常气动力的原始翼型动态失速条件下。SC1095原始翼型。评估网格分辨率的影响,三个大小不一的网格生成。网格,第一层间距等于以确保小于1。图7显示了在翼型网格。远场边界位于100倍弦长机翼。网状细胞的总数是粗网格从2.3万增加到13万年的细孔。投手循环也同样分为2000个物理时间步为了准确模拟非定常在俯仰振荡翼型的气动特性。subiteration收敛准则是无量纲的剩余价值降低 。三种不同网格的结果如图所示8。如图,所有网格的计算结果相当好同意实验数据。这是证明了数值方法可以用来模拟翼型的非定常气动特性动态失速条件下。除非另外注明,细孔是用来研究翼型的气动特性。

5.2。的细节控制通货膨胀和通货紧缩和模拟案例法

通货膨胀和通货紧缩的控制律在投球周期如图9。表示一个投手的持续时间周期。在投球周期,机翼开始上升,同时ILE膨胀。起初,压力ILE压力最低的0.5自动取款机。当到达 ,4 atm的压力达到最大。机翼俯仰运动仍在继续。当到达 ,ILE开始缩小。在通货紧缩的过程中,压力ILE线性降低。当机翼面向最低攻角,压力达到最低0.5自动取款机。

表1显示了控制律的相关参数和结构安排在不同的情况下。表明弹性模量的比值的弹性膜材料在每种情况下,在案例1中,这是用来调查的影响弹性模量动态失速控制。代表点的位置 。同样的,代表点的位置相对于机翼的共鸣。

5.3。ILE形状改变通货膨胀和通货紧缩的过程

在调查ILE对动态失速的影响之前,有必要讨论ILE形状如何变化在俯仰振荡freestream速度为零。图10显示了通货膨胀和通货紧缩的控制律在投球周期在案例1。ILE的形状和张力的比率在不同角度的攻击在投球周期1所示图11。代表弹性膜上的张力的比值在不同角度的攻击至少攻角。

机翼的俯仰率最低攻角为零,也就是说,等于0.0吨。如图(11日)的弹性膜ILE紧密连接到机翼表面由于压差和自己的紧张,和弹性膜上的张力分布是均匀的。上行程过程中,ILE变得越来越大,由于压力差,从而导致更高的弹性膜张力。当攻角14.27度,也就是说,等于 ,大区的压力是最大的。弹性膜上的张力趋于最大。ILE形状几乎是相同的过程中从14.27度的一击到9.78度向下的,这是由于大区恒压和足够高的弹性模量弹性膜材料。足够高的弹性模量可以有效地减少ILE形状上的俯仰运动的影响。

如图11 (b)机翼继续俯冲,ILE开始迅速缩小自己的紧张和压力的作用下它的内部和外部之间的区别。当机翼达到最低攻角,ILE完全高度的弹性膜表面的机翼。虽然弹性膜高度在1.0 T,机翼表面的张力分布是不均匀的,这将影响ILE形状在接下来的投手周期。因此,初始位置和零重新分配到所有节点的坐标和速度最低攻角,分别。这个的目的是为了避免非均匀分布的影响张力的ILE形状。

5.4。ILE静态失速的影响

在研究ILE对动态失速的影响之前,有必要研究它对机翼的静态失速的影响。图12显示了一个比较原始的机翼之间的空气动力系数和例1的ILE机翼。

freestream马赫数为0.3。如图,ILE翼型的失速攻角增加了2.95度。同时,最大升力系数增加了0.268。证明了ILE可以延迟静态失速的发生。在低攻角,ILE机翼的阻力高于原始翼型。ILE机翼首先增加的俯仰力矩系数随着迎角的增加,当机翼迎角小于13.0度。然后,ILE机翼俯仰力矩系数的减少随着迎角的增加。当攻角高于静态失速攻角,ILE机翼俯仰力矩系数大大增加。

5.5。ILE对动态失速的影响和控制机制的分析

从空气动力系数的比较(如图13),这是相当明显的,ILE能够推迟电梯停止,减少阻力和俯仰力矩系数的峰值在案例1中。ILE翼型的最大升力系数降低了近8.2%,原始翼型的最大升力系数。虽然ILE翼型的最大升力系数略有降低,最大ILE机翼的阻力和俯仰力矩系数大大降低50.1%和55.3%,分别比原翼型。

投手翼型的流场演变的描述。图14显示了流场流线和压力系数轮廓的原始翼型和例1的ILE机翼在不同角度的攻击。图15显示了翼型表面压力分布在不同角度的攻击。

原始和ILE翼型流动附加攻角13.30度,和峰值低于-10年的数字(15日)。的原始翼型的峰值超过-11,结果形成的LSB附近的翼型前缘(如图(16日)a1)。如图(17日),表面摩擦系数的一部分原始机翼的上表面是负值的攻角14.43度由于LSB的外观。数据16 (b)、b1和(17日)LSB显示不存在附近的ILE机翼前缘。皮肤摩擦系数是正的。进一步增加攻角,LSB变得越来越走向后缘。LSB的破裂发生由于增加逆压力梯度。LSB的破裂后,深潜器出现在原始翼型(如图16)。

从14.43度至16.89度,深潜器的原始翼型后缘开始走向和生长在大小,结果在一个快速增长的俯仰力矩系数的原始翼型。那一刻发生失速,如图13 (c)。形成一个低压区上表面的原始翼型攻角16.89度。图17 (b)表明,表面摩擦系数的上表面的一部分原机翼的迎角16.89度负值由于深潜器的外观。随着迎角的增加从16.89度至17.97度,电梯斜率增加,升力系数增加迅速,如图(13日)。原始翼型的涡度轮廓图所示(18日)a2的涡度轮廓ILE机翼图所示18 (b)b2。

如图(13日),升力系数达到最大攻角17.97度。随着深潜器继续朝着后缘,电梯发生失速,升力系数大幅降低。当攻角达到最大19.68度,原始翼型在完全停滞状态。当原始翼型攻角8.22度,机翼表面流动恢复到连接状态。

深潜器完全抑制ILE机翼。山峰ILE机翼的阻力和俯仰力矩系数大大降低。深潜器完全压制的原因是ILE改变曲率分布的前沿,这有效地减少了流向不良ILE机翼表面压力梯度。因此,深潜器的形成是在俯仰振荡抑制。从图13 (c),注意到峰值的俯仰力矩系数由于深潜器大大降低。

5.6。弹性模量的影响

控制动态失速的机制使用ILE是上面所讨论的。案例1中的数值结果表明ILE抑制深潜器的形成和发展,减少阻力和俯仰力矩系数的峰值。在本节中,对动态失速控制弹性模量的影响进行了探讨。

弹性膜的弹性模量在例1中,2和3是降低反过来,如表所示1。图19显示,山峰的俯仰力矩系数这三个情况下是不同的。ILE翼型的最大升力系数在3相比减少了近8.1%的原始翼型。虽然ILE翼型的最大升力系数略有降低俯仰周期期间在案例3中,最大ILE机翼的阻力和俯仰力矩系数大大降低66%和75.2%,分别比原翼型。减少的数值结果表明,弹性模量、最大阻力和俯仰力矩系数ILE翼型的降低,最大升力系数略有增加。弹性膜的弹性模量越高,峰值越大阻力和俯仰力矩系数。换句话说,随着弹性膜的弹性模量增加,ILE动态失速控制能力的下降。

ILE形状和流场数据进行分析后在投球循环在这三个案例中,结果表明,较低的弹性模量会导致一个更大的ILE形状在同一大区的压力,使机翼的有效弦长时间和增加了力量区域。图20.显示ILE形状和攻击的压力分布角度为17.97度的一击和19.26度向下的情况下1,2,3。ILE形状在案例3比1。的形状改变ILE也改变机翼表面压力分布在这三个案例。较大的ILE改变机翼表面压力分布和移动中心对机翼的前缘的压力,从而导致更低的俯仰力矩系数比1。

5.7。投资策略基金会的影响

ILE是一种灵活的膜结构进行周期性变形在俯仰振荡。因此,有必要探讨影响FSI的动态ILE翼型的失速。在本节中,讨论了FSI对动态失速控制的影响。弹性膜的弹性模量在1和3是依次降低,如表所示1。

如图21例1和3,俯仰力矩系数的峰值考虑与non-FSI FSI不一致。Non-FSI表示FSI被忽略的影响和压力外ILE假定1 atm在俯仰振荡。如数据所示(21日)、a2和21 (b)、b2、不同价值之间的阻力系数的峰值FSI和non-FSI情况3比案例1。如数据所示(21日)、a3和21 (b)b3,俯仰力矩系数的峰值差异FSI和non-FSI情况3比案例1。拖的比较和俯仰力矩系数,FSI的影响变得更强,弹性膜的弹性模量降低。因为更高的弹性模量弹性膜有更强的能力来减少freestream动态压力的作用,弹性模量越小,越强FSI的俯仰力矩系数的影响。图22显示了ILE形状从案例1例3的攻角19.26度向下的,实线代表FSI,虚线代表non-FSI。图23显示了压力系数分布的攻角19.26度向下的。由于低压区靠近机翼的前缘,弹性膜接近点的一部分在这些情况下与non-FSI凸起,比较。因此,高弹性模量的材料应该尽可能多的使用,以减少在ILE freestream形状的影响。

5.8。点的位置的影响

点的位置例1、4和5逐渐走向机翼的前缘,如表所示1。点的位置相对于机翼弦在例1中,4和5是11.5%,10.35%,和9.25%,分别。

图24在案例1中显示空气动力系数4和5。数值结果表明,动态失速的发生在这三个情况下延迟是由于ILE的角色。点的位置太靠近前缘,ILE动态失速的控制能力降低。ILE失去的能力,抑制深潜器,以防5的形成,导致急剧增加,俯仰力矩系数的峰值。俯仰力矩系数的峰值情况5大于原来的机翼。

这一现象的原因是,“太小”ILE不能抑制深潜器,以防5的形成。图25显示了ILE形状的攻角17.69度和19.32度的一击为例1,4,5。显然,越接近这一点是前缘,ILE形状越小。向前移动的点的位置导致弹性膜AB变短。抵制同一压差时,较短的弹性膜需要较少的变形,从而导致ILE形状在例5小于1。因此,机翼前缘的曲率半径,以防5小于1。如数据所示(26日)和26日(b)“太小”曲率半径在机翼前缘以防5导致更高的逆压力梯度和深潜器形成和发展的结果。图27显示深潜器,以防5的形成和发展在不同角度的攻击。

5.9。点的位置的影响

点的位置在例1中,6、7逐渐走向机翼后缘的,如表所示1。点的位置相对于机翼弦在例1中,6和7是1.3%,1.9%,和2.5%,分别。

图28显示情况下的空气动力系数1、6和7。数值结果表明,动态失速的发生在这三个案例中延迟是由于ILE的效果。但ILE失去能够抑制深潜器在6和7的形成,导致大幅增加机翼俯仰力矩系数的上限。

为什么ILE失去能力抑制深潜器的形成是弹性膜接近B点在上仰运动形成一个“坑”,和坑导致井下安全阀在6和7的形成。数据(29日)和30日(一)显示的位置。点附近的弹性膜膨胀的情况下6和7,形成机翼表面的坑。因为点6和7的情况下走向机翼后缘,弹性膜的长度变得更长。ILE需要更大的比例1产生足够高的张力平衡前缘吸力和压力之间的压差ILE。如图(29日)越多,点走向的后缘,弹性膜凸起。当的最大攻角19.68度,前缘吸力崩溃。内部和外部之间的压力差ILE变得更小。因此,坑就在攻角小于18.92度。图30.显示了ILE形状在不同角度的攻击,以防7和图31日显示了简化和马赫数轮廓在案例7同位角的攻击。当攻角18.11度,分离涡形成的坑。分离涡变得更强,当迎角达到18.61度。攻角的进一步增加,分离涡破裂和动态失速发生。

5.10。的影响

的值在例1中,8,9正逐渐增加,如表所示1。的值在例1中,8和9是0.325吨,0.5吨,0.75吨,分别。通货膨胀和通货紧缩的控制律在例1中,8,9所示图32。

图33例1中显示了空气动力系数,8,9。虽然动态失速延迟的发生在这三个案例中,ILE不防止井下安全阀的形成和发展在8和9情况下,导致大幅增加机翼俯仰力矩系数的上限。

为什么ILE失去了控制的能力动态失速情况下8和9是ILE“太小”。图34显示了一个比较ILE形状在不同角度的攻击情况下8和9的一击。图35显示深潜器的形成和发展,以防8。当攻角达到16.89度,以防ILE形状8太小,防止LSB(如图的形成35(一个))。“太小”ILE不充分减少流向机翼表面的逆压力梯度,最终导致LSB的形成和发展。的进一步增加攻角,LSB分解和动态失速发生。

5.11。的影响

如表所示1的值,在例1中,10,11逐渐降低了学习的效果在投球时动态失速控制循环。的值例1、10和11是0.75吨,0.5吨,分别和0.375 T。图36显示了通货膨胀和通货紧缩的控制律在例1中,10和11所示。

图37例1中显示了空气动力系数,10和11所示。图38显示了一个比较ILE形状和压力系数分布在不同攻角为例1,10和11所示。数值结果表明,ILE失去了控制动态失速情况下11的能力。从上面的描述,如果的价值“太大”,大区将失去控制动态失速的能力。相反,如果的价值“太小”,ILE将失去控制动态失速的能力。井下安全阀将会出现。的价值等于0.375 T,以防11通货紧缩意味着ILE执行操作前最大攻角。由于通缩最大攻角之前,小ILE形状增加流向逆压力梯度,和LSB出现,如图38(一个)、a2和38 (b)b2。的进一步增加攻角,LSB分解,深潜器。深潜器导致更高的峰值的ILE机翼俯仰力矩系数情况下11与原来的机翼相比。

6。结论

ILE-based动态失速控制数值研究,使用FSI弹性膜结构的数值方法。原始翼型和ILE翼型freestream马赫数为0.3,chord-based雷诺兹的数量 。翼型的搭quarter-chord轴在一个正弦振荡。动态失速控制基于ILE详细研究。本文主要关注的是ILE形状变异和控制机制在俯仰振荡动态失速。

数值结果表明,ILE能够改变机翼前缘的形状。机翼的前缘较大的曲率半径大。控制通货膨胀和通货紧缩的法律,ILE增加的曲率半径最大攻角和完全连接到机翼表面至少攻角。流场数据的分析表明,ILE能够减少流向逆压力梯度附近的翼型前缘和抑制深潜器的形成合适的结构参数和控制法律。然而,ILE失去控制在某些情况下动态失速的能力。点的运动(联合点弹性膜的机翼表面)向前沿的结果在一个相对较小的ILE形状最大攻角,减少了深潜器抑制的能力。点的运动(联合点弹性膜的机翼表面)对后缘的结果在一个坑,导致分离涡和动态失速的发生原因。“太大”的价值(大区时刻的压力达到最大的通货膨胀过程中)和“太小”的价值(大区时刻的压力开始下降)的原因也可能是ILE失去了抑制深潜器的形成能力。

数据可用性

使用的数据来支持本研究的结果包括在本文中。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

这部分工作是由中国国家自然科学基金(批准号。11972306,11972306),中央大学的基础研究基金(批准号310201901 a004),国家重点实验室的基础,中国的111项目(B17037)。作者要感谢的计算服务西北工业大学高性能计算中心。

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