平面叶栅流场非定常特性分析

为了分析平面叶栅流场的非定常流动特性,采用延迟分离涡模拟方法(DDES) 对某亚声速叶栅流场进行数值计算。为了保证计算准确,首先进行了最优网格选择、物理时间步长无关性验证;并与RANS-SA计算结果、实验结果进行对比。DDES方法计算结果表明,随着攻角的增大,尾缘涡会逐渐由细长型转变为结构整齐,频率单一的对涡结构,当攻角继续增大,对涡结构变得越来越不整齐。当攻角增大到吸力面出现大分离时,对涡结构消失,脱落涡表现出很强的随机性,吸力面分离涡在向下游传播的同时向周向传播,对相邻叶片的涡量分布产生影响。在大攻角工况时,进口马赫数的变化对于吸力面分离涡,尾缘涡都产生非常大的影响。     

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%.     

不同雷诺数风沙来流下粒径对S809翼型性能的影响

以风力机专用翼型S809为对象,采用数值模拟的方法研究不同雷诺数风沙来流下粒径对翼型性能的影响.结果表明:0.5μm颗粒绕流时紧贴翼型壁面运动,随着颗粒直径的增大,其运动轨迹逐渐偏离吸力面,且直径越大,偏移距离越远.当颗粒直径为10～50μm时,颗粒绕过前缘后开始偏离吸力面,大于50μm时,其绕流作用减弱,出现直接撞击吸力面的现象;雷诺数越大,近前缘驻点处撞击壁面的颗粒直径越小,且小攻角下撞击壁面的颗粒直径较小;各雷诺数下,50μm颗粒对翼型气动性能的影响最大;雷诺数为2×10~5时,5、50μm颗粒对气相湍动能有抑制作用,50μm颗粒的抑制作用最明显,100μm颗粒会增强气相湍动能.     

风力机翼型非定常流场POD和EPOD分析

风力机翼型绕流对整机性能以及气动噪声水平具有重要的影响.采用大涡模拟与Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程相结合的方法,求解风力机翼型的非定常流场及远场气动噪声.通过本征正交分解(POD)方法提取翼型在8°攻角下的涡量流场模态.模态结构表明,尾缘涡团和层流分离泡是翼型主要流动的非定常特征.通...     

低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

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。     

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。     

临界攻角下锯齿尾缘压气机叶片气动特性

基于Smagorinsky亚格子应力模型的大涡模拟,研究不同攻角下某型压气机叶栅的性能变化规律,获得临界攻角.分析临界攻角下不同齿高比(1.0~2.0)的锯齿尾缘叶片的气动特性及锯齿结构抑制流动分离的物理机理.研究表明:当攻角增至临界攻角时,叶栅的升压、扩压能力达到最大值,但此时伴随着流动分离、涡脱落等复杂流动现象,导致流动损失增加;锯齿尾缘结构能够改善叶片吸力面的流动分离,从而有效地减少吸力面边界层的厚度,延缓叶片失速,并能在不影响压气机增压能力的情况下降低损失;综合考虑流动损失及增压、扩压能力,齿高比在1.2左右时锯齿叶片的性能最佳;相较于基准叶片,最佳锯齿叶片的扩压能力基本相同,但是至少可以减少28.1%的流动损失,并提高1.2%的增压能力.     

翼型摆角对气动性能的影响分析

基于NREL S809翼型,研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值,排除了网格质量对翼型气动性能的影响,验证了利用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性,确定了合理的模拟方案,分析了翼型的气动性能.在此基础上,将S809翼型进行了尾缘变形,生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD(computational fluid dynamics)软件对它们进行数值计算,分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明,随着尾缘下摆角度的增加,变形翼型上下表面压差逐渐增大,下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大,翼型产生分离涡的攻角却随之减小,更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.     

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.     

带脊状结构的NACA0018翼型气动噪声特性

为了减少翼型的气动噪声,采用声类比的方法,以NACA0018翼型为研究对象,研究脊状结构对翼型远场噪声的影响。分别模拟来流速度为12 m/s和24 m/s,在6°攻角下布置脊状结构的翼型流场,对应的基于弦长雷诺数大约为1.6×105。通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到Riblet-Q和Riblet-H翼型的声场。非定常流场计算结果表明：6°攻角下Riblet-H翼型能够改善翼型边界层分离情况,抑制涡结构脱落,从而减小翼型表面压力脉动和接收点处声压波动。逆压梯度段脊状结构可以有效减小频率在0-3000Hz内的噪声。进一步研究表明,该状态下的噪声主要由边界层引起的涡脱落噪声所主导。可见,适当位置的脊状结构可以改善翼型的噪声情况。     

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...     

车载方舱手术室颗粒物质量浓度分布仿真与参数优化

 为有效降低车载方舱手术室的颗粒物质量浓度,提高室内空气洁净度,通过对某车载方舱手术室颗粒物扩散分布规律的仿真分析,以工作平面颗粒物质量浓度最小为目标,以工作平面平均风速为约束条件,建立优化模型,采用序列响应面法对送风速度和送风角度参数进行了优化求解研究。结果表明,手术室的回风口在长边壁面对称布置时,能有效促进室内空气的流动,有利于颗粒物质量浓度的降低;在顶部送风、两长边壁面下侧回风的非单向流手术室内,颗粒物质量浓度主要受气流的影响,主导颗粒物扩散的方向为下风向时,主流区的颗粒物质量浓度较小,医护人员周边及壁面的颗粒物质量浓度较大;优化后的送风速度和送风角度使手术室的颗粒物质量浓度降低78.19%,室内空气质量达到洁净标准。该优化方法可为野外环境下的洁净手术室通风系统设计提供依据。     

定常喷/吸流动主动控制方法减阻研究

针对Ahmed类车体,在车身斜面选定位置处设置控制槽,采用证明为有效的大涡模拟数值方法,研究喷/吸流动主动控制方法的气动减阻机理及效果.基于流场数据分析发现喷射控制致使车体斜面上流动大分离发生,拖曳涡对得以消除,但尾迹区尺度增大,气动阻力上升;抽吸控制方法抑制和消除展向涡结构的产生及发展,但拖曳涡对未受显著影响,气动阻力下降.     

翼面吸气混合层流控制的数值研究

本文采用Menter发展的γ-Reθ转捩/湍流模式预测平板和超临界RAE-2822翼型的转捩特性,验证了该转捩模式的有效性和可靠性,同时获得网格分布等规律.在此基础上开展某超临界翼型上表面及其前缘结冰时吸气层流控制后的转捩预测,分别获得干净和结冰外形下混合层流控制对转捩的影响规律.结果表明,合理设计的层流控制对干净翼型表面转捩推迟明显,能有效减阻;在结冰情况下,层流控制几乎失效.     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化,能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验,并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000,翼型攻角小于15°时,合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小;（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内,不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时,合适的激励器频率为1 300 Hz;攻角5°时,400 Hz和1 300 Hz比较适合;而攻角大于等于7.5°时,共振频率960 Hz更为合适;（3） 在来流雷诺数为140 000,攻角小于等于15°时,合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值,从而使上下表面压力差增大约5%,提高了升力.     

Functional design of wind turbine airfoils based on roughness sensitivity characteristics

To improve aerodynamic performance of wind turbine airfoils,the shape profile characteristic of the airfoil is investigated.Application of conformal transformation,one functional and integrated expression of wind turbine airfoils is presented.Using the boundary layer theory,the aerodynamic model with roughness of wind turbine airfoils is introduced by studying flow separation around the airfoil.Based on the shape expression and aerodynamic performance of airfoils,the function design of wind turbine airfoils is carried out that the maximum lift-drag ratio and low roughness sensitivity are designed objects.Three wind turbines airfoils with different thickness are gained which are used at tip part of blades.As an example,the aerodynamic performance of one designed airfoil with relative thickness of 15% is simulated in different conditions of clean surface,rough surface,laminar flow and turbulent flow.The comparison of aerodynamic performance between the designed airfoil and one popular NACA airfoil is completed which can verify the better performance of the designed airfoil and reliability of the designed method.