结冰对带舵面翼型流场的影响及其气动参数分析

利用计算流体动力学方法模拟了结冰后带舵面翼型的流场变化特征,分析了不同攻角条件下升力系数与舵面偏转角的量化关系,并对比了角冰和脊状冰条件下气动导数的差异.结果表明:与干净翼型相比,结冰后带舵面翼型的升力系数及升力系数关于舵面偏转角的变化率出现了较大降幅;舵面下偏导致的"上洗"效应将会加大冰型对流场的干扰,角冰引起的流动分离尺度受舵面偏转角的影响较大,且随着来流攻角增加而愈加明显;脊状冰可使翼型上表面产生大范围的流动分离,带舵面翼型的失速偏转角大幅提前,升力系数关于舵面偏转角的变化率大幅降低;在角冰条件下,带舵面翼型的相对气动导数呈现出3个不同的变化阶段,且随着来流攻角和舵面偏转角的增加而逐级下降,而在脊状冰条件下则呈现出2个不同的变化阶段,且其降幅更明显.     

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.     

一新型立轴风力机直叶片翼型气动特性数值模拟

本文研究的是一新型立轴风力机直叶片,研究了影响其气动性能的一些参数,采用商业软件FLUENT模拟翼型在不同来流攻角下的气动性能,得出了翼型的升力系数、阻力系数和升阻比随来流攻角的变化关系,为该叶片的气动优化设计提供了参考。     

欧拉两相流法在翼型积冰中的应用

应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行对比,结果吻合良好,说明该方法是有效的.同时对积冰翼型的气动特性进行了分析,并比较了不同冰形对升、阻力的影响,计算结果显示明冰对气动特性的破坏最大.     

海上湿空气翼型气动性能分析

为显示湿空气条件下的翼型特性及提供可选择的求解方法,采用计算流体力学方法研究湿空气条件下翼型周围流场及气动特性。将湿空气看作干空气和小液滴的混合气体,使用两相离散模型求解Re=2×106和Re=3×106下不可压缩空气流场翼型特性。对比了两种攻角下不同湿度空气和干空气的升阻力系数,结果显示湿空气对翼型气动性能有影响。湿空气升力系数较干空气要小,阻力系数较干空气大。升力系数随湿度增大减小,阻力系数随湿度增大而增大。通过流场及边界层流动分析发现,湿气促使流动提前分离。     

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...     

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。     

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。     

垂直轴风力机二维流场数值模拟

采用数值模拟的方法研究不同攻角、不同风速条件下naca0015翼型二维流场中的马赫数、雷诺数．通过比较叶片升、阻力系数变化,得出攻角为15°时翼型获得最佳的升、阻力系数．通过比较表面压强分布图、速度图和流线图,分析马赫数、雷诺数对naca0015翼型的影响,得出在相同的攻角、马赫数的条件下．随着雷诺数的增大翼型升力系数增大．阻力系数变小;在小攻角、低风速以及相同马赫数条件下,雷诺数较小时更易获得稳定的流场．     

后加载和高负荷前加载叶型气动性能的试验研究

采用平面叶栅和环形叶栅吹风试验对后加载和高负荷前加载叶型的气动性能进行了详细的测量和研究.在平面叶栅吹风试验中,测量了2种叶型的压力系数分布,研究了攻角、相对栅距、安装角和马赫数的变化对叶型能量损失系数的影响规律.在环形叶栅吹风试验中,测量了2种叶型的近叶顶、中叶高和近叶根处的压力系数分布以及能量损失系数沿叶高的变化规律.对后加载和高负荷前加载叶型的三维成型规律进行了讨论.试验结果表明:高负荷前加载叶型相对于后加载叶型具有更大的负荷特性;高负荷前加载叶型在采用较大的切向弯曲后可以抑制二次流的发展和减少二次流损失;前加载叶型和后加载叶型均具有优良的气动性能.研究结果对于拓宽高性能叶型在汽轮机中的应用提供了理论基础和技术支持.     

基于自适应笛卡尔网格的翼型绕流数值模拟

基于自适应笛卡尔网格方法求解Euler方程,结合浸入式边界方法解决小切割网格单元的时间步长限制问题,对NACA0012翼型的两种流动状况进行了数值模拟;并与AGARD的理论解和结构网格解进行了对比。结果表明:自适应笛卡尔网格方法在较少的网格量上得出的计算结果与AGARD结果吻合的很好,能够有效模拟二维翼型绕流问题,表明该网格方法具有进一步扩大应用范围的前景。     

基于模拟退火算法的垂直轴风机翼型优化设计

为了实现智能优化垂直轴风机翼型的气动特性,提高垂直轴风机的功率系数,通过模拟退火算法作为寻优方法,用气动性能计算工具XFOIL与MATLAB程序下的失速修正模型相结合用来计算翼型优化前后的气动特性;通过CST(class/shape function transformation)翼型建模法构建控制翼型曲线的翼型数学模型,选取翼型的控制参数为设计变量,翼型最大相对厚度以及最大相对厚度所处位置为约束条件,以翼型的最大升阻比为目标函数,建立翼型智能优化算法,并完成了对NACA0018翼型的优化设计.结果表明:优化后翼型的气动性能得到提高;最大升力系数提高了2％,升阻比的峰值提高了5.22％,最大切向力系数提高了6.77％.可见优化后翼型的失速性能得到了有效改善.     

中弧线参数化曲线形式对压气机叶栅性能的影响

不同形式的参数化曲线由于曲率特征不同,使得构造的压气机二维叶型几何存在差异,进而影响压气机叶片气动性能。本文针对二维叶型MAN GHH 1-S1,分别采用贝塞尔曲线、多项式曲线、曲率积分曲线构造叶型中弧线,并通过数值模拟,讨论中弧线参数化曲线形式对叶栅性能的影响规律。研究结果表明,曲率积分方案的改型叶栅能有效降低各攻角工况的叶型损失,并且拓宽攻角适应性范围。     

飞机机翼积冰的数值模拟研究

针对机翼结冰问题,提出了一种翼型结冰的数值模拟方法。介绍了适用于本方法的翼型网格划分及流场求解方法;提出了一种适用于CFD的水滴收集系数计算方法;利用Fluent软件的离散项模型(DPM)及用户自定义函数功能(UDF),计算求解了翼型表面的局部水滴收集系数;介绍了积冰过程中的质量守恒和能量守恒过程;基于积冰垂直生长假设,介绍了积冰生长模型;最后利用本文提出的方法预测了翼型的结冰情况。将用本文提出的方法计算得到的三种典型积冰类型同国外冰风洞实验结果做了对比,证明了本文方法的正确性和准确性。     

后掠翼结冰数值模拟及实验研究

为研究带后掠角机翼的结冰数值模拟方法,通过建立三维结冰初始水膜模型以及结冰增长模型,对带后掠角的机翼进行结冰数值仿真。为验证模型的准确性,使用FENSAP-ICE软件进行同工况数值仿真,并且设计加工了30°后掠角的NACA0012翼型进行结冰风洞实验。结果表明：本模型能够对后掠翼的明冰工况进行仿真,仿真冰型与FENSAP-ICE冰型轮廓大致相同;本文计算的冰型与实验结果吻合较好,在冰角处的形状有差异但冰生长的总体趋势和大致结冰量与实验一致,沿展向不同截面冰型增长趋势也与实验大致一致。可见本文的后掠翼结冰数值模拟方法能够进行后掠翼结冰外形的计算。     

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...     

基于轨迹模拟的活动翼面随动加载技术及应用

开展结构强度试验中活动翼面随动加载技术研究,对于提高试验精度、确保试验顺利完成具有重要意义。活动翼面在偏转过程中载荷大小和方向不断变化,为满足试验加载要求,提出了一种全新的随动加载技术;然后设计了模拟试验验证了新方法的可行性、有效性和实用性;最后以某型号扰流板操纵灵活性验证试验为研究对象,采用全新的加载方法,顺利完成了试验,表明了该加载方法满足试验要求。研究结果具有一定的工程应用价值,并在多类重点型号试验中得到了应用。     

多段翼型流动非定常性计算研究

用基于SA湍流模型的DES计算方法对30P-30N多段翼型绕流的非定常性进行数值模拟。通过将非定常计算的气动特性平均值和定常实验结果比较验证了计算方法的可靠性,并对基于SA湍流模型的DES方法非定常数值模拟的结果进行分析。结果表明,所述方法正确地模拟了多段翼型流动的非定常性。缝翼下表面具有一定的涡量变化,而襟翼上表面后缘有明显的周期性的涡脱落。初步揭示了多段翼型噪声辐射的根本原因。研究结果对减小多段翼型噪声的方法研究具有一定的意义。