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...     

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。     

等离子体流动分离控制的数值模拟

采用Shyy等提出的等离子体激励器对流动施加体积力的简化模型,测试了激励器对圆柱绕流分离的控制效果。研究了激励器对于大迎角下NACA 0015翼型流动分离的控制情况。数值结果表明:前缘是施加激励作用的最佳位置;当激励器处于最佳激励位置时,对NACA 0015翼型施加等离子体激励能有效的抑制流动的分离。在所研究的范围内,施加的激励强度越大,控制效果越好。结果表明:该方法对于流动分离的控制效果显著,达到了增升减阻的目的。     

不同孔口构型合成射流激励器的低速翼型分离控制特性

为探索孔口构型对合成射流激励器流动控制效果的影响,采用数值方法研究了4种不同孔口构型的合成射流激励器对大攻角20。下NACA0015翼型分离流动的控制特性。通过对翼型气动力特性、脱落旋涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,阐述了合成射流的边界层分离控制机理。首先在距离翼型前缘10％、20％、30％弦长位置安装激励器进行数值模拟,得到20％弦长的激励器方案效果最好。然后在此位置处,采用设计出的“凸台型、凹台型、斜出口”以及常规平台型等4种孔口构型的激励器进行流动分离控制。结果表明,在所有方案中,流动控制效果最佳的方案是喷口向流动方向倾斜的孔口构型;在这种方案下,射流与主流掺混使得边界层的动能增大,抗反压能力增强,并且由于喷出的气流方向与主流方向夹角很小,掺混后的气流流动方向与主流相近,从而使得边界层分离被大大削弱甚至消失。     

风沙条件下颗粒对翼型流动分离的影响

运用延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)技术对NREL S809三维翼型在洁净空气环境中和在不同直径颗粒环境下进行了数值模拟,由此预测了风沙环境下颗粒对翼型绕流分离的影响.研究结果表明:当攻角为8°时,DDES捕捉到了翼型吸力面的涡脱落现象,并且颗粒的加入显著地改变了翼型吸力面的涡脱规律,使得尾涡范围扩大、耗散更快,然而随着颗粒直径的增大,尾涡也逐渐恢复到接近洁净空气时的状态;当攻角较小(6°)时,翼型表面没有发生流动分离,颗粒的加入对流场的影响很小;当攻角较大(12°)时,颗粒对翼型绕流的影响也很小;不同攻角下颗粒对翼型升力系数有不同程度的影响.分析不同攻角下颗粒对翼型表面流动分离的影响规律表明:S809翼型绕流情况受颗粒影响最严重的攻角在7°~10°.     

非定常等离子体激励对大攻角流动分离控制的数值模拟研究

应用交流电(alternating current, AC)介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体流动控制由于其结构简单、响应频率快、可实现实时定量控制等优点,正在成为等离子体流动控制技术的重点研究方向。结合基于分离涡模拟(detached eddy simulation, DES)和等离子体唯象体积力模型的方法研究非定常等离子体激励对NACA0015翼型在攻角为20°情况下流动分离控制。结果表明：非定常等离子体激励在高雷诺数、大攻角下对翼型分离具有明显的控制效果,可以达到增升减阻目的,且流动控制效果比定常激励效率更高;非定常等离子体激励流动控制与定常等离子体激励流动控制机理不同,非定常等离子体激励通过促进分离区内速度脉动,对流场产生非定常的干扰,使得分离剪切层提前失稳,增强流场涡结构的掺混,从而抑制流动分离。     

涡流发生器对垂直轴风力机翼型气动性能的影响

为推迟翼型的边界层分离,改善叶片的气动性能,提出一种在H型垂直轴风力机对称翼型NACA0012叶片表面上加装涡流发生器的设计方案。利用FLUENT软件对翼型进行三维流体力学仿真,采用正交试验设计法,研究涡流发生器的高度、安装角度和安装位置这3个设计参数对翼型气动性能的影响。研究结果表明:最佳的涡流发生器高度为6.5 mm、安装角度为18°、安装位置为0.1c(c为叶片弦长),过大或者过小的涡流发生器高度和安装角会降低翼型的升力系数和升阻比;安装位置靠近翼型前缘可增大翼型的临界攻角,但会给翼型带来较大阻力;加装涡流发生器后,对称翼型叶片失速区范围减小40.3%。     

合成射流激励位置对控制翼型大攻角分离流动影响的数值研究

针对合成射流的激励位置这一因素,以NACA0015翼型为研究对象,对大攻角(α=20°)下基于弦长的Re为8.96×10~5、单个合成射流激励位于翼型吸力面不同位置时的流场进行了二维非定常计算,并利用本征正交分解(POD)方法对计算结果进行了分析,阐释了相关控制机理。研究表明,合成射流的激励位置对翼型流动分离的控制效果有显著影响。当激励位置位于0.12至0.4倍弦长之间时,合成射流激励能有效抑制翼型流动分离,提升升力系数,降低阻力系数,升阻比最高提升293%,其中最优激励位置并不在普遍认为的控制前时均分离点附近,而在离分离点下游一定距离的分离区内部。对计算结果的POD分析表明,合成射流的引入改变了流场不同模态间的能量分配,能量由代表平均流动的一阶模态向代表流场中湍流大尺度结构的二阶及更高阶模态转移。合成射流的最佳激励位置与控制前流场二阶模态翼型吸力面附近的特征涡结构有关,要达到最佳的控制效果,合成射流激励应放置在特征涡结构的位置,若布置在下游或者较远的上游位置,则无控制效果。     

低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟

通过数值求解Navier-Stokes方程模拟零质量射流对低雷诺数翼型绕流的控制作用.空间离散采用中心有限体积格式,时间推进为双时间推进方法.计算结果表明,采用零质量射流进行主动流动控制能有效抑制大攻角下大尺度的流动分离,改善翼型的气动特性 ,起到显著的增升减阻作用.     

分流叶片位置对平面叶栅流动分离的影响

为更好地控制叶栅流动分离,提出一种在叶栅内部设置分流叶片的流动控制方法.采用数值模拟方法对比在不同攻角下有无分流叶片对叶栅性能及流动损失的影响,结果表明:分流叶片在大攻角条件下,更能提高叶栅的气动性能;选取攻角为11.7°,设计具有不同位置分流叶片的平面叶栅,对比分析发现分流叶片能够提高叶栅的做功能力.分流叶片轴向位置与周向位置存在最优组合,当分流叶片在周向与大叶片吸力面距离为28％弦长时,叶栅气动性能最佳,距离增大或减小均会恶化叶栅性能;轴向位置上,当分流叶片位于大叶片前缘处时,能够抑制尾缘边界层分离,减少流动损失.     

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.     

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...     

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%.     

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.     

基于动能密度时间变化率的固/液流动分离判据

在空间场中动能密度的时间变化率有许多极小值,定义流动分离发生在其最小值处．可利用流体的无粘流动解计算动能密度值,而采用保角变换的方法,则可获得复杂几何形状下的有势流场解,从而很容易确定出可能的流动分离位置．将此判据应用于流线外型的设计,对延迟流动分离及减少阻力是有帮助的．对于均匀来流的圆柱绕流问题,该判据预示流动分离发生在离后驻点角度为±５４．７４°处,而已知的实验数据指出：流动分离发生在±５０°与±５８°之间．对于长轴∶短轴＝１∶６的椭圆翼剖面,当来流攻角在７°与８°之间时,将开始发生严重的失速现象．英国皇家空军３４翼剖面具有相同的长短轴比）的实验数据表明,失速开始发生在１２°与１４°攻角之间,可见理论值与实验值接近．文中讨论了其它形状的翼剖面,说明如何通过选择机翼的形状来延迟失速现象的发生．