在飞机设计中,结构计算是一项重要的工作。为了进行这些计算,需要了解结构的几何形状、所用材料的性质以及作用在该结构上的载荷。关于结构载荷,除了众所周知的重量和惯性载荷,空气动力载荷也同样重要。利用这些载荷信息,可以计算出非常复杂的结构的应力极限,并通过使用计算工程软件(如ANSYS,NASTRAN等)进行高精度的空气动力学计算。在飞机结构中,机翼承受最主要的负载,它也是飞机最重要的功能部件。机翼上的载荷除了重量和惯性载荷,还有空气动力载荷。空气动力载荷对于机翼设计是非常重要的,需要知道机翼上的载荷分布并通过对机翼几何形状进行优化来改善载荷分布。机翼的几何形状对其空气动力学性能有巨大影响,比如翼型、梢根比、纵横比和后掠角度等。机翼的几何特征包括前缘、后缘、翼尖弦、翼根弦和机翼翼型等,它其中翼型是决定机翼形状最重要的因素。因为翼型对许多不同的参数都有重要的影响,特别是升力和阻力。如今,许多国家都研发了各种翼型。为了区别这些翼型,有相应的参数定义机翼厚度从前缘到后缘的分布。例如,由美国航空委员会(NASA)开发的翼型NASA 4415和NASA 23012等数字化参数定义,又比如由英国开发的皇家飞机翼型(RAE 2822)。梢根比的定义为尖弦与根弦的长度比值,并且其比值在0到1之间。当梢根比等于1时,表示为矩形翼;而梢根比等于0时,则称为三角翼。锥形机翼对空气动力学性能的影响至关重要。如果主要考虑可制造性和成本,则可以选择低锥度形翼;但如果性能、稳定性和安全性是首要考虑因素,则应该选择高锥翼型。通常,尽管矩形机翼具有诸如成本低、易于制造和性能上的一些优点,但由于其空气动力学性能较差,因此往往并不是首选。在矩形机翼中,更强的下洗流动出现在翼尖,因此有效攻角小于根部。于是,翼根将可能比翼尖更早地发生失速。椭圆机翼则不同,考虑到翼展方向升力分布,椭圆形的机翼被认为是沿机翼产生升力分布的最佳机翼。虽然椭圆机翼的诱导阻力可能是薄翼型理论所给出的最低值,但椭圆机翼的制造非常困难,因为前缘和后缘都是弯曲的。因此,设计梢根比参数可以减小由于诱导阻力引起的空气阻力,从而获得更好的性能。另外,由于根弦长度大于尖弦,因此在翼尖处的下洗角和雷诺数将较低。这两种效应将减小当地失速角,于是在机翼尖端可能较先发生失速。考虑到横向稳定性和横向控制,并不希望出现这些现象,梢根比的设计则可以成为这些问题的解决方案。锥形翼效应可归纳如下:1.锥形翼改变机翼上的升力分布。机翼的主要设计目标之一是使其升力分布尽可能地与椭圆机翼保持一致。锥形值可以通过比较与椭圆机翼沿翼展方向的升力分布来确定。2.在矩形机翼中,所有肋条尺寸都相似,但在锥形机翼中,每个肋条尺寸都不同,因此制造不同尺寸的肋条会导致成本增加。3.使用锥形机翼的一个优点是使重心更靠近机身,并且在这方面,由于机翼重量的减少,在机翼尖端处发生较小的弯矩。如果核心问题是重量,则可以选择三角翼(λ=0)形状。4.使用锥形翼可以减小绕纵轴的质量惯性矩,这有助于改善飞机的横向控制性能。具有最佳横向控制性能的锥形翼是三角翼(λ=0)5.此外,锥形翼可以影响静态横向稳定性。前缘后掠(ΛLE)是指机翼前缘和飞机y轴之间的角度。1935年,德国空气动力学家阿道夫布塞曼(Adolf Busemann)预测,后掠翼将减少可压缩性的影响,这也会减少所有马赫数的波动漂移。除了这些优点之外,使用后掠翼还可带来其他方面的提升。比如:由于飞机重心的变化,它提供了更好的纵向稳定性;压力分布也因前缘到后缘的距离增加而改变;使用后掠角也可以减少波阻,提升飞机机动性和升力系数。后掠角的设计目标和效果,其优点和缺点如下:1.使用后掠翼通过延迟压缩效应(例如升力,阻力和俯仰力矩的变化)来改善空气动力学特性,用于跨音速,超音速和高超音速飞行条件。2.在后掠翼飞机中,飞机的重心发生了变化。而且纵向稳定性。此外,飞行员视野优于非后掠飞机。3.由于从前缘到后缘的距离增加,后掠角将改变压力分布。4.后掠翼可以减少由于压力阻力而产生的波阻。5.后掠翼效应改变了机翼纵向的升力分布,造成这种情况的原因是:空气动力学中心更加靠近翼尾,由于下洗流的影响空气动力学中心的这种变化相比机翼内侧更多提高了机翼外侧的升力系数。6.随着后掠角的增加,最大升力系数也增加,但有用的最大升力系数并不会增大。有用的最大升力与此效果相反,因为在俯仰控制情况下具有困难性。7.后掠翼也有助于提高机动性能。8.在较低的速度下,非后掠机翼所关注的阻力要高于后掠机翼。因为后掠机翼两尖端的跨度小于非后掠机翼。上面提到的这些几何参数具有一些负面影响,例如尖端失速,涡旋和尾流紊流。由于机翼上表面较凸下表面较平,因此机翼上表面的流速较快而下表面的较缓,根据伯努利方程,上表面的压力便较低而下表面的压力便较高。因此,在机翼下方和上方产生压力差因而产生升力。然而,随着弦长到机翼尖端逐渐减小,从机翼的下表面到其上表面的翻转流动开始发生。这种压力差产生的翻转流动会使当地的升力减小。在文献中,这种翻转流动产生的涡旋称为翼尖涡。该涡流由于会减小机翼尖端的升力,于是便增加了飞机的燃料消耗。此外,梢根比和涡流之间存在反向关系,梢根比的减小会带来涡流的增大。由前面飞机留下的翼尖涡流会对一定距离内后面跟随的飞机造成重大危险,其涡流速度可以在飞机后面达到90米/秒。由于无法以任何方式检测到尾流紊流,飞行员必须考虑它们的分布和持续时间,以及现有风速和方向对尾流紊流的影响。尾流紊流的开始和结束产生于在飞行过程中飞机前轮开始离开地面和飞机前轮开始接触地面。所有的飞机和直升机都会产生尾流紊流,但大型飞机产生的尾流紊流是最危险的。其尾流紊流最危险的时刻是当飞机开始攀爬或者将要着陆的时侯,换言之,在许多飞机经过的地方附近最危险。尾流紊流的不利影响可能是带来飞机失控和结构损坏。如果这些影响发生在非常接近地面的时侯,飞行员可能没有足够的时间和高度来摆脱将要面临的灾难。尾流紊流的特征根据产生湍流的飞机的不同而变化。通过增加机翼的重量,翼展距离和攻角以及降低飞机的梢根比和飞行速度,可以增加这种尾流紊流。本文介绍了所使用的建模方法,建模和计算软件,计算工况和结果等。本文完成了170种不同的仿真工况,研究了不同攻角下(0°-2°-4°-5°-7°-9°)RAE 2822翼型在不同后掠和不同梢根比下对升力和阻力的影响。本文设计了五种不同的后掠角(20°-25°-30°-35°-40°)和七种不同的梢根比(0.075-0.16-0.25-0.35-0.45-0.6-0.8)。表1给出了不同尖弦长度下的梢根比。使用Solid Works软件建立了不同梢根比和不同后掠角下的三维机翼模型和计算域。并没有再单独创建不同攻角下的机翼模型,而是通过在分析程序中改变空气来流角度来节省时间。在Solid Works中创建的几何模形保存为.IGS格式后,导入到Pointwise软件来划分网格结构。在该过程中,整个计算域采用三维六面体网格划分。之后又进行多次计算域不同网格数的结果影响分析,发现在网格单元总数高于300万之后分析结果没有太大变化,但需要更多的计算时间。因此,为了有效地利用时间,每个计算域模型网格数均设置为平均300万个单元。计算域网格划分完后,又进行了边界条件如压力远场,压力出口,对称面和无滑移壁面等的设置。之后选择相应解算器并将网格模型另存为.CAS文件格式。在本论文中,所有创建的几何模型都在ANSYS FLUENT 16软件中进行了仿真分析。计算工况的输入参数由表6.2中给出其中的压力和温度值是根据飞机在10000米处的高度环境确定的。模型建立和网格划分所需的时间约为1-1.5小时,每个工况仿真计算所需的时间约为7-9小时。也就是说,170次不同仿真的所需总时间约为1530小时。如果考虑到前处理阶段所犯的错误以及计算机造成的错误,那么总时间就会大大增加。从给出的升力和阻力系数的结果可看出,各种后掠角和梢根比值以及模型的攻角如何变化,以及得出最合理的升力系数和阻力系数。当梢根比增大时,产生的升力也随之增大直到达到正常失速角下的情况,然而机翼表面也在增大因此阻力也随之增大。根据图5所示的2°攻角情况,在后掠角为20°和梢根比为0.8时产生的总升力值最大(40.84108吨)。另外,产生的最小总阻力(0.73168225吨)发生在后掠角为40°和梢根比为0.075的情况下。因此可参考2°攻角的最高升力和最小阻力来得到最佳的升阻比。根据图示,一些机翼模型的失速角为7°,并且随着后掠角和梢根比的增加,一般将推迟失速角。攻角达到失速角时机翼获得的升力最大,在该角度值之后,如果攻角继续增大,则升力减小,并且阻力开始增大。尽管在失速角时具有最大升力,但它并不是飞机的最佳攻角,该值由升力和阻力的比例决定。以后掠角度为20°和40°,2°攻角作为参考,根据给出最高的CL/CD,梢根比对升力系数和阻力系数有相当大的影响。在5°攻角后,阻力系数值增加得更快,并且这种增大的阻力系数值导致升阻比在减小,因为总升力值的增加不像阻力增加的快。在分析结果中,后掠角为40°、梢根比为0.075、攻角为2°时机翼获得最大的CL/CD(30.3398)。在后掠角20°和梢根比为0.075时获得最小的CL/CD(7.0589),此时攻角为9°。此外,所有攻角的最大CL/CD比发生在2°攻角下,并且在该角度之后,该比率开始迅速减小。根据CL/CD与攻角关系图,较小的梢根比比较大的梢根比具有更大的CL/CD值。然而根据结果,梢根比的影响并不如预期的高,并且在4°攻角后可以忽略不计。为了显示增降的百分比,对不同的梢根比进行了一些计算,并且所有的计算都是从0°攻角到2°攻角。根据该计算结果,最大增量在后掠角为40°时为125.06%,对于CL,梢根比为0.8,在后掠角为40°时其最低增量为54.30%,对于CD,梢根比为0.075。同样基于CL/CD,当后掠角为40°且梢根比为0.075时,观察到最大增量为36.22%。尽管使用小梢根比锥形翼有一些优点,但也存在一些缺点。提升失速风险就是其中之一。仿真结果表明,梢根比较小的机翼尖端失速风险较高。随着梢根比的增加,尖端失速风险降低。此外这也证明了为什么小梢根比锥形机翼更加有效但为什么在今天的商用飞机中并不首选,因为翼尖失速是会带来飞机安全的风险。最后,研究了梢根比对40°后掠角下的压力,速度,流线和尾流紊流的影响。在所有查看的云图中,切面位置在翼尖处时,其中现象更加复杂。因为机翼尖端的流动比机翼其他部分更不规则。这些结果如下:压力云图:在2°的攻角处,可以看到在机翼前缘处产生高压区,当空气接近机翼的上边缘时,形成低压区。在机翼下边缘处,由于空气流速较低形成高压区,于是下部和上部之间的压力差产生升力。压差越大,升力越大。在一定来流速度后,由于机翼产生流动分离,由于阻力增加空气流速开始减小,上翼表面的压力开始增加。随着下翼和上翼之间的压力差减小,升力开始减小。随着梢根比的增加,在机翼前缘的正下方压力略微减小。同样随着梢根比的增加,机翼面积也在增大,升力增加到机翼下表面的最大弧度点。同时,机翼底面的前缘和后缘处的压力云图(红色区域)被梢根比的增加所影响。也就是说,当梢根比低时,高压区形成在前缘下方,而梢根比高时,高压区形成在后缘下方。梢根比对压力的另一个影响是,随着梢根比减小,机翼上部的压力减小,并且由于较大的压力差,在机翼的后部形成湍流效应。速度云图和流线:随着空气流速的增加,根据伯努利方程压力便要下降。因此,下表面和上表面之间的压力差增加,因此升力增加。然而,在特定攻角之后,空气流动分离开始在机翼上表面产生,机翼上部的压力开始增加,于是机翼下部和上部之间的压力差减小,升力减小。随着梢根比减小,速度幅值在机翼上表面的前部区域开始增加,并且流动分离在后缘附近开始产生。这些流动分离和后缘上部及其下游的速度不规则性便是湍流产生的原因。如前所述,在机翼的后缘上部,由于速度较小,可以看到较大的压力,在机翼的后缘下部,由于速度较大,可以看到较小的压力。因此,当机翼的上部和下部的压力差减小时,后缘处的气流将会分离,这将导致阻力的增加。逐渐增大的涡旋从机翼顶部逐渐扩散到下游区域。以这种方式涡旋沿着流动方向继续流动并在机翼后面形成“卡门涡街”。这些流向的流线可以清晰地反映在机翼后部形成的涡旋传播。随着梢根比的减小,机翼的涡旋减小。最小的梢根比具有最大的涡流传播,最大的梢根比具有最小的涡流传播。尾迹湍流:尾迹湍流在最小梢根比为0.075的机翼顶面形成,并且朝机翼后部流动时其强度逐渐增加。然后采用大梢根比时,该湍流强度则会降低。虽然采用小梢根比的机翼优点较多,但其也有一些缺点,比如梢根比最小时的湍流度最大。