摘要: 本文基于不可压缩、无粘性、无旋流动假设,首先给出描述机翼非定常运动产生扰动流场的控制方程和边界条件.在惯性坐标系下应用面元法求解控制方程,对二维机翼表面分布强度线性变化的涡,用离散点涡模拟尾涡,用与尾缘相连的常值涡片模拟每一时间步尾涡下... 展开 本文基于不可压缩、无粘性、无旋流动假设,首先给出描述机翼非定常运动产生扰动流场的控制方程和边界条件.在惯性坐标系下应用面元法求解控制方程,对二维机翼表面分布强度线性变化的涡,用离散点涡模拟尾涡,用与尾缘相连的常值涡片模拟每一时间步尾涡下泄,涡片的长度和方向迭代确定;对三维机翼表面分布常值源和常值面偶极,尾涡面上分布常强度面偶极,指定当前时间步下泄尾涡面长度和方向.尾涡诱导速度计算采用消除奇异性公式,尾涡以当地流体速度运动.应用线性涡分布的面元法模拟了二维机翼的突然起动问题,将面元法计算升力系数与wagner函数比较,将升沉运动、俯仰运动、升沉和俯仰组合运动的面元法计算升力系数与Theodorsen函数对比,所有小扰动情况的计算结果与经典线性理论较好地符合,证明了二维数值模型的可靠性.检验了计算点涡诱导速度公式中涡团半径对计算结果的影响.讨论了约化频率、无因次升沉运动幅度、俯仰运动幅度、升沉和俯仰运动的相位差、尾流时均速度剖面、尾涡卷起程度对振动翼推力和推进效率的影响.应用线性涡分布的面元法模拟了二维相互靠近双翼的突然起动问题,讨论了前翼起动涡对后翼升力时间历程的影响.考虑了垂向间距对反相对称振动双翼推力和推进效率的增强效应,振动翼尾涡能量的利用.重点探讨了不同空间位置、机翼之间运动相位差对前后翼推力和推进效率的影响,分析了产生有利干扰、不利干扰的空间位置和相位差,尾流时均速度剖面和尾涡相互作用机制与后翼推进性能的关系.应用三维数值模型模拟不同展弦比机翼的突然起动问题,将计算升力系数与线性理论比较,检验算法的可行性.进而研究了约化频率、无因次升沉运动幅度、俯仰运动幅度、升沉和俯仰运动相位差对展弦比AR=2和AR=6机翼推进性能的影响.在三维干扰问题中,着重分析了后翼推进性能对流向间距、前后翼之间运动相位差的依赖性,比较研究了典型的不同尾涡相互作用机制与后翼推进性能的关系. 收起