超臨界翼型
關注創建者：Oler 創建時間：2019-05-13
超臨界翼型的實例教程
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數據。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力。
圖 1 RAE2822跨聲速翼型風洞試驗模型
流場參數和網格
2.1 流場參數
RAE2822翼型在風洞中完成十余次試驗。其中，case 6、9和10廣泛用于CFD代碼的考核驗證。然而，由于受風洞試驗條件限制，試驗測得的馬赫數和攻角數據并不準確。因此，人們在開展數值計算和試驗對比研究時，需要對來流馬赫數和攻角進行修正，本文將參考表1 提供的參數進行計算。
展開 飛機空氣動力設計涉及的一些重點內容：
飛機空氣動力設計研制工作主要涉及機翼翼型設計、氣動噪音與模擬風洞實驗。在機翼設計中，超臨界翼型是改善飛機空氣動力性能的基本途徑之一。與常規翼型比較，超臨界翼型通過控制翼型外形，在設計點使翼型上表面出現較長范圍的超音速區，并利用等熵壓縮使超音速區以弱激波的形式結束。相對于常規翼型，超臨界翼型顯著提高了翼型的跨音速氣動特性，給機翼設計中在速度、厚度、升力系數等之間更大的選擇空間，為機翼設計提供一種新的設計思想。 提高遠程干線飛機的巡航馬赫數，能大大縮短飛行時間。超臨界機翼的臨界馬赫數高，能提供高的航程因子及大的抖振邊界，使飛機能有效降低巡航油耗。機翼氣動力布局參數對機翼阻力發散特性、抖振邊界、失速特性、力矩特性有直接的影響。超臨界機翼設計需要實現氣動與結構、部件與全機的綜合考慮，如何在氣動上兼顧設計點與非設計點、高速與低速、氣動力與氣動力矩從而滿足工程需要，這些都是超臨界機翼氣動力設計的難點。此外，對于三維增升裝置設計，還存在不小的困難，主要困難在于兩個方面。首先，外形復雜，機翼各段之間存在縫道，為了能在巡航狀態收起，翼型上往往還設計有方艙或凹槽，外形非常復雜且為多連通域。另外操縱面的偏轉會使外形上出現剪刀差的間斷，這樣的外形用CFD方法模擬具有相當的難度。其次，流動現象復雜。流動中各種粘性現象非常復雜，尺度差異很大。流動在剪刀差的端面會由于壓力不連續而導致強烈旋渦的產生，這一切對數值算法、湍流模式提出了極大的挑戰。即使是二維的增升裝置擾流中也存在激波附面層干擾、尾跡附面層干擾，尾跡相互融合，流動分離等復雜的粘性流動現象。
CFD在飛機外流模擬中的功能主要體現在：
(1) 可以在一定范圍內較準確地預測氣動力參數，代替部分風洞實驗；
(2) 可以與很多優化算法相結合，對氣動外形進行優化設計。
展開 另外，需要注意的是，對于一些后緣非常凹（比如說超臨界翼型）的機翼來說，需要對后緣進行圓滑或者光順，否則生成的網格極有可能出現skew》0.97的情況，從這點說，gambit生成結構網格的能力確實不行，提供網格光順基本上沒有用，不像pointwise等軟件，對于結構網格的光順能極大的提高網格質量。
本文轉自網絡，感謝原作者。
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展開 其造成的影響，足以讓具有高性能的超臨界翼型機翼的飛機無法起飛。
F-22之所以用恒溫恒濕的特質機庫，其中一個原因就是隱身涂料太嬌貴
飛機結冰的危害想必大家都有耳聞，沙塵暴比之則有過之而無不及。除能造成飛機感應器損壞外，沙粒之間及沙粒與飛機機體的摩擦所產生的靜電可使無線電通信和無線電羅盤失靈。而前者會影響戰機之間的信息溝通，嚴重影響作戰效能。后者我們就無需贅言了，至于好多人覺得可以在沙塵暴來臨時使用GPS，您接著往后看就都清楚了。
就電子設備而言，無論是軍用還是民用，無一例外的怕靜電
當然，作為飛機的頭號天敵，沙塵暴怎會放過航空發動機呢？事實上除損壞航空發動機的葉片外，更重要的事會進入航空發動機的油路，堵塞并形成腐蝕液體。根據美軍的研究報告，航空發動機在沙塵暴環境下每工作50個小時，就會造成15%動力損失和10%燃油損失。
很多人不太了解葉片的價格，事實上國內在造某型發動機的時候，就曾因葉片問題損失上百萬RMB，這還是一臺發動機葉片的價格
而沙塵也會讓航空發動機的油濾、噴油嘴出現磨損，大幅縮短航空發動機壽命。例如2003年伊拉克戰爭期間，美軍第101空中突擊師270架各類型直升機因一場沙塵暴導致一半兒飛機被迫檢修，對當時的戰局造成了一定影響！
航空發動機的油濾、噴油嘴問題可沒有汽車的那么簡單。這是北方某大廠出品的相關文獻，恰好證明了這一點
至于對精確制導武器的影響，聽聽身經百戰的美軍咋說就知道了。根據一份已公開的美軍報告，2003年伊拉克戰爭期間，在沙塵暴環境下，使用激光制導或紅外制導武器對目標的命中率從98%下降至62%，而衛星制導武器的命中率也受到極大影響。看來沙塵暴不光能防激光武器，還能屏蔽掉GPS武器。
展開 這期間，各國發展了一系列優秀的低速層流翼型（如NACA-16系列等），螺旋槳氣動力理論得到進一步完善，片條分析法成為一種標準理論。
20世紀50年代中期，渦輪噴氣發動機技術的不斷發展完善，逐步從軍用領域推廣到民用領域，使螺旋槳的發展受到一定的阻力。除在特殊飛行器領域（如短距起降、長航時等），螺旋槳的應用逐漸減少。
20世界70年代初期，世界性石油危機爆發，由于采用發動機加螺旋槳的動力單元形式能夠顯著降低油耗，螺旋槳技術重新獲得重視。英、美等國的航空研究機構率先在提高槳葉氣動性能方面進行了大量工作，借助風洞試驗，先后發展了一系列螺旋槳專用的新翼型。采用新翼型的螺旋槳被不斷用于支線客機、公務機及小型飛機上。
2、先進航空螺旋槳技術的發展
(1) 先進氣動性能研究
為了提高螺旋槳氣動性能。英、美等國相繼開展了專用翼型研制。美國NASA與哈密爾頓公司開發了HS-1、HS-2翼型系列，英國航空研究協會（ARA）與道帝公司開發了ARA-D翼型系列。作為超臨界翼型，能夠滿足飛機空氣動力和使用的要求。擁有較高的升力系數和高拉力水平。
圖5 航空螺旋槳翼型氣動特性（Ma=0.3）
(2) 先進復合材料槳葉制造技術
由于復合材料在重量、結構阻尼性、破損安全和維修性等方面的優勢。發展復合材料螺旋槳是一種必然趨勢。但由于復合材料槳葉的結構設計、強度計算、材料選擇、工藝成型和無損檢測都存在許多關鍵技術。英、美、俄等國家早在上世界60年代就開展了相應研究。如槳葉整體強度的設計，因其影響因素復雜，完整的理論計算非常困難，因此，建立槳葉強度試驗能力在槳葉設計中必不可少。
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超臨界翼型的最新內容
與早期層流翼型不同，現代可用于高速飛行的層流翼型大致分為兩大類：第一類兼顧低速、高度時的層流特性，在設計條件下無激波或只有弱激波，壓力分布類似于超臨界翼型，但前緣半徑更小，從前緣到轉捩點具有較大的表面斜率，轉捩位置主要靠表面斜率設計控制；第二類能夠保證在設計條件下無激波且保持大范圍的層流，但低速時不要求層流特征，外形更接近于超臨界翼型，亞聲速時前緣負壓使得轉捩在前緣發生，而超臨界飛行時，允許存在弱激波以抬高翼型后部的負壓
美國NASA與哈密爾頓公司開發了HS-1、HS-2翼型系列，英國航空研究協會（ARA）與道帝公司開發了ARA-D翼型系列。作為超臨界翼型，能夠滿足飛機空氣動力和使用的要求。擁有較高的升力系數和高拉力水平。
圖5 航空螺旋槳翼型氣動特性（Ma=0.3）
(2) 先進復合材料槳葉制造技術
由于復合材料在重量、結構阻尼性、破損安全和維修性等方面的優勢。
低雷諾數條件下，翼型在小攻角時就可能發生流動分離，翼型的升力線斜率也會降低，難以獲得高升阻比[14]，現有長航時無人機的升阻比通常在20以下，長航時無人機的代表“全球鷹”升阻比達到28左右.長航時無人機機翼通常采用小后掠角、大展弦比形式，機翼具有較弱的三維效應，因此二維翼型的氣動特性對提高飛機的性能和飛行品質有直接影響，需要同時具備高升阻比、高升力和緩失速特性[15].常用翼型的類型主要包括：層流翼型、高升力翼型和超臨界翼型等
另外，需要注意的是，對于一些后緣非常凹（比如說超臨界翼型）的機翼來說，需要對后緣進行圓滑或者光順，否則生成的網格極有可能出現skew》0.97的情況，從這點說，gambit生成結構網格的能力確實不行，提供網格光順基本上沒有用，不像pointwise等軟件，對于結構網格的光順能極大的提高網格質量。
本文轉自網絡，感謝原作者。
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動分離。為了獲得RAE2822翼型的流動特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續式跨聲速風洞中開展了一系列試驗。測試馬赫數范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗數據。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測試算例，檢驗SU2對于跨聲速翼型流場的模擬能力
其造成的影響，足以讓具有高性能的超臨界翼型機翼的飛機無法起飛。
F-22之所以用恒溫恒濕的特質機庫，其中一個原因就是隱身涂料太嬌貴
飛機結冰的危害想必大家都有耳聞，沙塵暴比之則有過之而無不及。除能造成飛機感應器損壞外，沙粒之間及沙粒與飛機機體的摩擦所產生的靜電可使無線電通信和無線電羅盤失靈。而前者會影響戰機之間的信息溝通，嚴重影響作戰效能。
在機翼設計中，超臨界翼型是改善飛機空氣動力性能的基本途徑之一。與常規翼型比較，超臨界翼型通過控制翼型外形，在設計點使翼型上表面出現較長范圍的超音速區，并利用等熵壓縮使超音速區以弱激波的形式結束。相對于常規翼型，超臨界翼型顯著提高了翼型的跨音速氣動特性，給機翼設計中在速度、厚度、升力系數等之間更大的選擇空間，為機翼設計提供一種新的設計思想。 提高遠程干線飛機的巡航馬赫數，能大大縮短飛行時間。
