文摘

作为一个实际的后缘翼型同轴转子,dbln - 526是一种首尾对称翼型较低一侧有两个步骤。这种机翼已经使用同轴转子系统的内侧部分。背后总有两个涡流翼因为它的后缘圆,分离和之间的交互应该考虑转型。因此,不稳定Reynolds-averaged n - s -(跑)的基础模型被用来分析和分离特性不稳定过渡。三种不同的后缘与dbln - 526翼型进行了比较。功率谱密度分析计算表明,dbln - 526的升力系数波动小于其他圆翼型不同的角度。进一步调查表明,过渡dbln - 526的位置可以固定在一个广泛的角度较低一侧的独特设计。因为这个解决过渡位置、大小的分离是减少,和分离的位置,从而导致更低的升力系数波动。转型后的湍流动能更高,而大量的能量注入边界层,和分离区附近的过渡位置相对较小。这项研究提供了一个指示控制分离和减少对后缘圆翼型非定常波动。

1。介绍

实现高速性能的前提下对旋转翼飞机悬停效率一直是一个挑战。叶片失速撤退叶片和压缩性影响推动叶片的两个主要现象限制传统的单一主旋翼飞机的最大速度。同轴转子系统可以克服这些限制,使高速车辆。同轴刚性转子直升机已被建议作为未来高性能旋翼飞机概念(1]。然而,不稳定的加载同轴转子的至少一个数量级比单个孤立转子在同等条件下(2,3]。高振动载荷有多种原因,包括上下转子之间的交互(2,4,5)和反向流动分离区域(5- - - - - -7]。反向流动时流体从几何的机翼后缘几何前缘。由此产生的流场通常指的是一个负升力,早期出现流动分离,周期性的涡旋脱落,被认为有助于由转子叶片非定常气动载荷有经验(6]。最近实验研究全面uh - 60 A转子证实逆流负责大不稳定负荷(8]。

在1970年代,一项调查是在兰利低紊流压隧道进行确定低速翼型的二维特征(弧形的领先和圆形的后缘)研究后缘圆翼型气动特性的反向流(9]。X2技术演示了一个圆形的后缘翼dbln - 526在内侧部分缓解流动分离回流,改善XH-59A转子的空气动力学效率和全面落后于翼型高于参考转子(10,11]。实验调查的逆流夏普和后缘圆翼型进行提供基本了解翼型的选择一个桨叶的内侧部分的最优性能的正向和反向流动(12,13]。不同的实验表明,后缘圆翼型后缘有更好的性能比传统的锋利翼型(10- - - - - -13]。前者可以减少阻力,削弱流动分离,延迟失速反向流动。尽管许多实验研究已经证实后缘圆翼型的优点,只有少数数值研究关注他们。太阳et al。14)研究的性能后缘厚圆翼型16%,周et al。15]最近讨论的空气动力学行为后缘圆翼型在高角度的攻击,和汉族等。16)优化后缘圆翼型不同的厚度。因为一个圆形的优越性后缘机翼后缘急剧机翼已经证明在以前的实验研究,重要的是要探索后缘圆翼型的非定常气动特性及其机制,通过数值模拟。

在这项研究中,不稳定Reynolds-averaged n - s - (17)(巨蜥)的基础过渡模式17,18)使用,时间上和后缘圆翼型非定常气动特性进行了数值分析。首先,时间上的字符dbln - 526计算并与实验。结果显示良好的协议,表明数值模拟的可靠性。第二,比较了三种不同的翼型与dbln - 526。圆形的不稳定特点详细讨论了翼型后缘。数值结果表明,dbln - 526翼型的不稳定力明显小于cambered-elliptic机翼。最后,确定低升力dbln变动的原因- 526,一种机制进行了研究。机械的研究表明,两步dbln - 526翼下表面低升力波动的原因。通过这些步骤,dbln - 526下表面的过渡位置是固定的 ,在一个大范围的角度,两个稳定后边缘附近的漩涡了。非定常空气负载可以大大减少了征收边界层转捩改变后缘分离从层流到湍流分离。

2。风洞试验

dbln - 526翼型(图1)是为数不多的公开现代圆翼型后缘和类似于配置文件用于X2TD,最大厚度 ,4%的弯度,独特的微妙的“步骤”之间的下表面 和 (12]。

风洞试验进行NF-3风洞(图2西北工业大学),西安,中国,这是一个低速风洞放空, , , ,和速度从20 m / s - 130 m / s。

名义流入湍流强度大约是0.045%。均方根和功率谱的表面脉动压力是用来判断这个实验边界层转捩。15动态压力传感器安装在上、下表面的测试模型。两种脉冲压力实验数据收集:收集在零状态的风洞无风脉动压力传感器的数据;风后,模型的表面脉动压力与原始数据收集分析过渡。测试中使用的机翼是一个组合的钢框架模型,木质结构,铝合金。模型的跨度为1.593米,与弦长是0.5米。降低侧壁干扰,采用三级传播模型,模型的两个外段仅支持和模拟了流。模型的总体结构如图3。

在实验条件下,边界层保持层流长范围的上、下表面,和后缘分离总是可见由于四舍五入后缘。实验结果包括极地曲线、压力分布和产品化进口侧的位置。由于相对较少的动态压力测量点和其他干扰信号,这个测试技术和数据处理方法需要进一步改进。过渡的实验误差出现的位置大约是0.1摄氏度。

3所示。数值方法

所有数值模拟进行过渡模型集成到NASA兰利的CFL3D19代码,这是一个三维结构网格求解基于有限体积公式。时间提前执行的双重时间步进方法;非粘性的通量计算了MUSCL重建和罗伊的通量差分分裂计划;粘性通量计算二阶中央差异。freestream条件表中列出1。时间提前,无因次时间步的地方 为0.025,迭代的数量是6000,subiterations 30。周围的源项方法(20.)是用来防止流入湍流强度衰减在前缘之前。控制方程的三维非定常跑。

3.1。转换模型

的过渡Langtry提出的模型,表示“状态”,在不同领域取得了很大的成功18]。不同的过渡模式可以解释在这个模型中,使用不同的经验相关性和数量需要本地化。因此,这个模型也称为本地correlation-based转换模型。本文中使用的参数模型校准,并已取得良好的效果在不同的过渡问题[21]。

一旦动量厚度雷诺数超过了过渡发生动量厚度雷诺数 ,流动从层流到湍流的转换。的通过两个传输方程模型可以描述这一过程:间歇性的因素和当地过渡发生动量厚度雷诺数 ,如下:

引发的过渡 ,和经验相关性可以本地化的输运方程 。 和生产和破坏条件是什么和 ,分别。提高预测能力separation-induced过渡的模型,已经修改,加上在湍动能输运方程吗SST湍流模型如下:

在哪里和原始生产和破坏词风场的湍流动能。可以判断的类型转换。

3.2。计算网格

o类型的结构化网格如图4在这个研究是用于计算。获得独立的解决方案,三个不同层次的网格生成,如表中列出2。所有网格值小于1。过渡位置向后移动无论上层或低表面网格的大小增加。不同压力分布的三个网格与实验比较,如图所示5。比较表明,介质和细网格有一个几乎一致的分布和在良好的协议与实验的趋势,特别是在0.72 c - 0.76 - c在上下表面。摩擦力分布不同的网格如图6,过渡位置获得的中、细网格不同很少。考虑计算成本和准确性,所有后续计算进行介质网格,在281点分布在上下表面;远场是500弦长度;第一个网格高度 确保 在墙上。网格总共包含165132点和在领先的加密和机翼后缘的公寓,如图4和7。

4所示。结果与讨论

4.1。时间平均空气动力特性

简化图8表明这两个涡流是固定的后缘后面dbln - 526翼型由于其形象。此外,有一个低表面泡沫分离从0.70摄氏度到0.75摄氏度,这造成的不良压力梯度。如图9,分离泡沫流过渡引起的。情节的攻角和升力和阻力系数图所示10和11分别。对升力系数,实验显示-14°和8°之间的两个线性区域,吸引人的数值解。从-14°到0°,数值解略低于实验,和第二线性区域从0°到8°,计算流体动力学(CFD)解决方案几乎是相同的实验。失速的升力系数评价CFD大于实验。至于阻力系数,CFD解决方案和实验很好的协议除了24°和30°之间,发生大规模的流动分离,和巨蜥不是有效的方法,但过渡dd方法可以提供良好的解决方案(15]。在这里,我们不讨论dbln - 526的特点在高攻角;因此,模拟的巨蜥是充分的。对比数值和实验结果证明了本研究中采用的数值方法的可靠性。

4.2。非定常空气动力学特征圆翼型后缘

翼型的非定常特性对同轴转子的设计非常重要。因为后缘分离的圆形,圆形后缘机翼绕流的一种不稳定的性质,和空气负荷不稳定。非定常空气负载可能会导致振动和噪声,增加叶片的疲劳,中心,和球场链接(8]。非定常空气动力特性量化 ,这是定义为最大升力系数减去最小升力系数时,振荡幅度是恒定的。在以下的计算,计算使用最后的1000步。

两个典型的非定常气动特性后缘圆翼型进行了比较:dbln - 526翼型和椭圆翼型 和4%的曲面(这里表示Elliptic264)。这两个翼型的几何形状比较图12。这两个翼型的整体几何形状非常相似,只有细微的差别上。他们的主要差异是位于较低的一边,“步”之间存在的地方 和 在dbln - 526翼型,而Elliptic264光滑。时均压力分布的dbln - 526和Elliptic264翼型 和 ,和 如数据所示13和14,分别。数值结果dbln - 526是在良好的协议与实验结果;因此,尽管差异观察由于后缘分离,数值结果代表dbln - 526翼型的主要特征。dbln - 526和Elliptic264过渡位置的不同值与实验数据的趋势15和16。同样的值,较低的过渡位置表面的两个翼型与攻角的增加出现了倒退。计算过渡的位置都是在实验误差范围内(0.1c)。为 ,从-14°到2°,两个衬托几乎相同的过渡位置,2°后,dbln - 526的过渡位置是固定在0.75摄氏度,直到4°的过渡位置又开始向后移动。Elliptic264的过渡位置向后移动到0°。过渡的位置“步骤”dbln - 526通过CFD被捕。为 ,Ellipcic264的过渡位置背后的dbln - 526,和很大的区别。的“步骤”dbln - 526开始从0°10°,而实验表明,“一步”开始从3°到8°。过渡位置在“步骤”被实验dbln - 526是CFD的解决方案。计算结果都在误差范围内。

的在 , , 计算和结果列在表吗3和4和比较图17。虽然只有细微的差别在几何图形观察,不稳定特性的差异是显著的。的Elliptic264是一个或两个数量级高于dbln - 526翼型。dbln - 526翼显然比椭圆翼型非定常特性。

图18显示一个比较的功率谱密度(PSD)的两个翼型 , ,斯特鲁哈尔数计算的吗 , 采用1米,采用Ma倍音速(334.22米/秒)。Elliptic264和dbln - 526的高峰值 ,和 ,分别。Elliptic264的峰值是四个数量级高于dbln - 526,表明振荡的Elliptic264大大强于dbln - 526升力系数。PSD分析是一致的计算。

4.3。进一步调查后缘圆翼型的非定常字符

后缘附近的流动分离的特点是圆翼型后缘。边界层分离导致减少升力和阻力的增加。此外,流动分离导致振荡,自助餐,噪音等等。这个问题尤为常见雷诺兹的数字层流时普遍较低(22)后缘为实际圆翼型,它是至关重要的缓解空气不稳定负荷减少流动分离,和dbln的优越性- 526翼型的非定常特征是突出的从上面的结果。

定位的差异的来源 ,上、下表面的影响分别进行了研究。另外两个测试建立了翼型:UpDBLN和DownDBLN(图12)。UpDBLN由dbln - 526机翼的上表面和下表面Elliptic264机翼;DownDBLN是由Elliptic264机翼的上表面和下表面dbln - 526翼型。流入条件中描述的相同部分4.2。计算值在表中列出的四翼型5- - - - - -7和比较图19。电梯的时间历史系数比较图20.。

我们可以看到在图19,当 ,的dbln - 526和DownDBLN非常类似的价值观以及Elliptic264和UpDBLN。当 ,的的DownDBLN急剧增加的大小Elliptic264 UpDBLN。从所有的表DownDBLN的快速变化 。Elliptc264和UpDBLN后急剧增加 和附近达到峰值 升力系数的时间历史的四翼型的升力系数的变化表明dbln - 526和DownDBLN翼型是相同的秩序和大大小于Elliptic264 UpDBLN翼型。升力系数随时间的变化是一致的计算和证实的可靠性计算。当 ,四翼型表明之间的比较 ;低低的表面dbln - 526翼型,而在哪里 ;这是连接到dbln - 526机翼的上表面。这一结论进一步支持数据的功率谱分析策划21和22。这些分析显示UpDBLN相似性和Elliptic264 DownDBLN和dbln - 526之间。

过渡发生位置的数据的四翼型进行了比较23和24( )。上表面,过渡发病位置推进与攻角的增加,和四翼型有非常相似的过渡位置。dbln - 526和UpDBLN几乎相同的转变发生在上表面,而背后的DownDBLN Elliptic264。这表明dbln - 526的上表面是低的关键后 下表面,过渡位置Elliptic264和UpDBLN顺利非常相似,不同攻角。dbln - 526和DownDBLN翼型在出现类似的过渡位置 °;在 °,大约发生在过渡 ;它突然从增加 大约 在 ;它仍在 直到 DownDBLN和 dbln - 526。随后,过渡地位跃升至约 。dbln - 526和DownDBLN过渡的位置有两个相对固定的位置( 和 ),是按照“步骤”位置的下表面dbln - 526翼型。独特的过渡现象归因于逆压力梯度引起的“步骤”。

我们可以看到在图25,压力系数分布表明,“一步”引起强烈的逆压力梯度约 和 。这也表明了压力梯度的分布参数如图26。的定义在方程(3)和计算使用转换模型。在哪里是密度,是边界层动量厚度,是分子粘度,U是本地的速度,然后呢是流线的方向。

在图26,压降区域所示 ,和压强增加区域所示 。两个强大的逆压力梯度区域观察到,位于 和 。

因此,可以得出结论,“一步”下表面的过渡位置有重要影响,和过渡位置对非定常空气动力特性有显著影响。转变对非定常空气动力特性的影响研究如下。数据27- - - - - -30.显示表面摩擦、湍流动能分布和流线的dbln - 526和Eliptic264翼型 和 。的下表面dbln - 526翼型流过渡 通过分离泡沫和边界层湍流边界层,这仍然连接到附近的湍流分离 。两个稳定的后缘分离旋涡被观察到。Elliptic264机翼,发生在层流分离 ,和发生在过渡 。这层流分离发生早于湍流分离,这还观察到在机翼后缘附近。后缘的漩涡是不稳定的,在计算观察涡旋脱落。

在 和 ,时间上湍流动力学在 ,大约是在边界层的中心,是列在表吗8和比较图31日。可以看出,后过渡 ,的湍流动力学dbln - 526和DownDBLN翼型显著增加,而提高了分离边界层的抵抗能力。压力和摩擦系数的变化在低表面表中列出9。的压力和摩擦系数变化dbln - 526和DownDBLN翼型是一个数量级低于UpDBLN机翼,这可能是由于相对稳定的湍流边界。这种趋势也可以观察到数据32和33的大小,UpDBLN显然高于dbln - 526和DownDBLN翼型。

边界层的湍流动能定律与过渡是湍流动能在层流区域是零和快速增加的峰值过渡,逐步减少与下行流在随后的湍流边界层的发展。如数据所示34和35,过渡的位置上游的增加 。根据湍流动能的变化规律在边界层,早期过渡的湍流动能小于在同一车站后的过渡。这可以证实在湍流动能云。因此,距离分离前的过渡位置显著影响分离区域的大小。略高于分离的过渡位置注入大量的能量进入边界层,削弱了分离。分离区域的变化将明显改变整体压力分布,升力和阻力。dbln - 526翼型的分离是影响过渡的位置,导致其气动特性敏感的动荡和来流雷诺数。

5。结论

在这项研究中,后缘圆翼型非定常特征的分析,和上级不稳定的机理特征dbln - 526翼型了。与URANS-based进行了数值模拟模型。从上级不稳定的研究机制特点dbln - 526翼型,三个结论是:(1)的优越性dbln - 526翼型的非定常空气动力学特征是由于其独特的低表面设计,也就是说,“步骤”,从 来 。(2)这个“一步”的主要功能是控制过渡开始位置。这个步骤造成的逆压力梯度 导致流过渡 相对大攻角范围。此外,早期的过渡造成的“步骤”改变了分离型后缘从层流到湍流分离。固定过渡位置可以阻止互动的变化过渡位置和分离。(3)湍流分离更稳定和不稳定造成更少的空气比层流分离负荷,和湍流分离地区比层流分离较小的地区。(4)湍流分离主要是受边界层的能量,能量分布的边界层在机翼后缘的密不可分的过渡位置。当过渡位置搬回来,流动分离将会降低。这transition-separation钝后缘翼型的交互现象表明,过渡位置的一个小差异可能会导致巨大的整体气动特性的变化。总之,“步”的独特设计的主要原因是低表面的优越性dbln - 526翼型非定常字符。钝后缘翼型设计,控制背后的转折点不能仅仅维持一个更大的层流区域也减少分离,从而达到减少阻力和改善不稳定特性的目的。

机械的后缘圆翼型的研究提供见解的设计降低后缘圆翼型表面和提供一个了解被动控制,这在实际应用是很容易的。稍后,我们将研究不稳定流入的影响条件和不同几何参数的一步dbln - 526和不稳定的特征将有助于先进的后缘圆翼型的设计。

数据可用性

通讯作者的同意,所有的数据都是可用的。

的利益冲突

作者宣称没有利益冲突。

确认

这项研究得到了陕西省自然科学基础研究计划(2021号金桥- 076),中央大学,基础研究基金和国家科学与技术重点实验室的基础上气动设计和研究(排名6142201200106)。所有作者都感激陆教授夏在西北工业大学对她的帮助在绘画和写作。