缝隙对风力机分离式尾缘襟翼气动特性的影响

针对缝隙会对分离式尾缘襟翼翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了S809分离式尾缘襟翼模型及整体式襟翼模型,分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小为弦长1‰.采用计算流体力学方法中k-ω湍流模型对10%弦长襟翼模型进行多攻角下的升阻力特性计算分析并比较,并对襟翼固定10°偏转角的模型周边流场流线及压力分布进行了分析比较.结果表明:缝隙使翼型升力降低,随着攻角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小,带1‰c隙的分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,前者升力系数比后者最大低1%.缝隙对翼型气动性能的影响很小,在气动性能分析时可以忽略不计.     

基于流固耦合的柔性翼型动态失速特性研究

为了研究柔性翼型在动态失速下的气动性能及其优势,从流动控制的角度,采用流固耦合数值模拟方法研究了具有被动大变形能力的柔性翼型动态失速特性并与传统的刚性翼型进行了比较.首先,对柔性翼型在不同减缩频率下的气动特性进行了研究,得到了减缩频率对柔性翼型气动特性的影响规律,同时定量比较了刚性翼型和柔性翼型的升阻力系数随攻角、减缩频率的变化规律.其次,从俯仰震荡翼型的涡量场、流线以及结构响应等角度揭示了柔性翼型在动态失速现象中依旧具有良好气动特性的关键物理机制.研究结果表明,在高减缩频率下,柔性翼型具有低阻力的特征,气动性能显著优于刚性;柔性翼型的被动变形可以抑制翼型表面涡旋的生成从而优化气动特性.     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

风力机翼型挥舞摆振非定常气动特性分析

参考实际运行状态下的风力机翼型,应用动网格并采用kω-SST湍流模型对NREL S809翼型在Re=1×106情况下的翼型振荡进行了数值模拟,同时分析了挥舞、摆振及二者耦合振动对风力机翼型气动性能的影响.结果表明:相同振幅和频率下,翼型挥舞比摆振引起的气动力波动大得多;翼型未达到失速时,翼型吸力面的流动分离可以使翼型获得额外的升力;挥舞的振幅或频率较大时,翼型会发生失速,且来流攻角越大,挥舞使得翼型更易发生失速;在挥舞-摆振耦合引起的翼型气动力变化中,挥舞起主导作用.     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×10~6的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明:静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在22°攻角下升阻比提升2倍左右;对抑制流动分离效果不佳的尺寸较小的静止板施加以合适振幅和频率的振动后,可以有效地抑制翼型的流动分离,得到增加升力、减小阻力的效果。     

水平轴风力机专用翼型的数值模拟研究

根据当前计算流体动力学（CFD）数值模拟的研究,对风力机专用翼型S816的模型进行数值模拟,主要针对翼型的升阻特性、失速、流动分离等方面内容,研究了翼型升阻力系数随迎角的变化、翼型在非定常、定常数值模拟结果对比等因素对翼型气动特性的影响,并总结了相关规律。     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×106的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明：静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在...     

一种H型垂直轴风力机翼型的深度失速研究

以自主研发的H型垂直轴风力机的翼型为研究对象,分别采用URANS、LES和DES三种不同的湍流模型,在Fluent中进行2.5 D的非定常计算,对比研究该翼型在发生深度失速时的升阻性能以及翼型周围流场的分布.研究结果表明:该翼型的静态失速攻角为30°,相比原模型的失速攻角23°有明显的提高;在翼型的攻角小于静态失速攻角时,三种湍流模型模拟计算的升力和阻力的性能相差不多,且和原模型的试验值比较接近;在翼型发生深度失速后,DES湍流模型的模拟结果不仅具有一定的可靠性,而且能够捕捉到翼型周围存在的涡流状况.     

翼型表面粗糙凸台对气动性能的影响

翼型表面粗糙度是影响翼型气动特性的主要因素之一.基于N-S控制方程,选择Spalart-Almaras湍流模型,在雷诺数Re=2X106的条件下,应用FLUENT软件数值模拟粗糙度对S827翼型气动特性的影响.光滑翼型和表面有凸台翼型在不同攻角下的升力系数、阻力系数和表面压强的分布对比分析表明,分布在翼型吸力面前缘的凸...     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推力系数随着弯度的增大而变小;通过综合分析得到翼展长度在2.5倍弦长时,气动特性最佳;不同翼面形状的机翼具有不同的气动性能,相对于机翼后缘几何形状,前缘对气动特性的影响较大.研究结果为扑翼飞行器机翼的系统设计提供了有益的指导.     

低雷诺数下椭圆翼型层流分离研究

通过采用计算流体力学方法对不同相对厚度的椭圆翼型在低雷诺数范围下进行了数值模拟，研究了椭圆翼型在低雷诺数下的层流分离现象及流场结构.结果表明:在低雷诺数下，薄椭圆翼型在小攻角时前缘出现层流分离泡是其具有高的升力系数及升阻比的原因，随厚度的增加，前缘层流分离泡逐渐消失，在后缘形成时均小泡.随着雷诺数升高，薄椭圆翼型时均分离泡都出现在前缘，但外形缩小，而在较低雷诺数下，薄椭圆翼型小攻角时没有发生转捩再附现象；同时层流分离泡的出现也对翼型后缘分离涡的尺寸和位置产生了重要影响.相对厚度和雷诺数通过影响椭圆翼型上表面层流分离泡的尺寸、位置以及后缘分离涡的形态结构，进而改变了气动特性.     

风力机翼型非定常气动力分析(英文)

基于状态空间描述的Beddoes-Leishman动态失速模型,对风力机翼型进行非定常气动力分析.考虑到风力机翼型工作时的实际情况,在模型中忽略了可压缩性效应和起始于翼型前缘的流动分离.模型考虑了气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中两个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另两个用于描述后缘分离效应.采用模型对做简谐变桨运动的FFA-W3-241风力机专用翼型进行了非定常气动力分析.数值计算结果与实验值吻合良好,说明模型能较好地描述风力机翼型的非定常气动特性.将动态失速数值计算模块与已有的风力机气动与结构分析软件集成,利用软件对一台1.5MW变速变桨距风力机的发电工况进行了仿真.仿真结果表明,翼型的非定常气动特性对动态载荷计算结果影响很大,因此在风力机的设计过程中应该予以充分考虑.     

Tests and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of Airfoils for General Aviation Applications

This paper was to validate the effects of airfoil thickness ratio on the characteristics of a family of airfoils. Research was carried out in different ways. First, tests were conducted in the wind tunnel. And numerical simulation was performed on the basis of tests. Results from calculation were consistent with tests, indicating that numerical method could help evaluate characteristics of airfoils. Then the results were confirmed by compared with empirical data. The study also showed that the determining factor of lift is not only the thickness ratio, but the angle of attack, the relative camber and the camber line. The thickness ratio appears to have little effect on lift coefficient at zero angle of attack, since the angle of zero lift is largely determined by the airfoil camber. According to the research, numerical simulation can be used to determine the aerodynamic characteristics of airfoils in different environment such as in the dusty or humid air.     

改进的粒子群算法在翼型优化设计中的应用

建立了多目标风力机翼型型线优化模型,并采用改进的粒子群优化算法对多目标风力机翼型型线进行优化,设计出4种不同厚度的性能较好的风力机翼型。对CQUA18和CQUA21两种新翼型的气动特性与相同厚度典型的风力机翼型进行对比分析,结果表明,该翼型具有良好的气动特性,对翼型的前缘粗糙度不敏感,在主要攻角范围内,光滑和粗糙条件下,新翼型的升力系数和升阻比都要高,其气动特性具有显著的提高。     

基于改进多目标粒子群算法的风力机大厚度翼型优化设计

仅以气动性能最佳为目标进行优化设计的翼型,结构性能较差.为了克服这一缺点,基于改进的多目标粒子群算法(MOPSO),提出了综合考虑气动性能和结构性能的大厚度翼型多目标优化设计方法.针对相对厚度为40%的翼型,应用翼型集成理论对翼型进行参数化表达,以翼型主要攻角处的升阻比最大和翼型面对弦线轴的惯性矩最大为设计目标,综合考虑翼型的粗糙度敏感性、失速特性及非设计工况特性,进行翼型的多目标优化设计,得到了Pareto最优解集.分析最优解集中的翼型,由此挑选出的新翼型在气动性能和结构性能上均比常用翼型DU00-W2-401有较大提高.     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。