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...     

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°.     

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。     

新型缝翼对机翼气动性能影响的实验研究

随着经济的发展,飞行运动渐渐成为人们所喜爱的体育项目之一,低速二维机翼是轻型运动飞机产生升力的主要部件。二维机翼W-1是一款经典的轻型飞机机翼。二维缝翼S-1是一款根据仿生原理设计的增升装置,用来延迟在低雷诺数和大攻角条件下二维机翼W-1上表面的流动分离。通过一系列的风洞试验,来验证缝翼S-1对二维机翼W-1的边界层分离和升力的影响。试验结果表明:在低雷诺数条件下,缝翼S-1的使用对二维机翼W-1的边界层分离有明显的抑制作用,二维机翼W-1的失速攻角延迟了3.5°,最大升力系数增加了30.5%。     

前缘网格分布对超临界机翼气动特性的影响研究

生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。     

平面压气机叶栅非定常流动的数值研究

为了准确模拟非定常粘性分离流动,该文采用了三点五阶精度高分辨率广义紧致格式,对来流马赫数为0.5、雷诺数为106时负攻角、零攻角、正攻角等多种工况下平面压气机叶栅内部流场进行了数值模拟,得到了叶片压力面与吸力面上的压力分布以及它们随攻角的变化。数值解与风洞实验结果吻合得较好,表明使用雷诺平均Navier-Stokes方程加Baldwin-Lomax湍流模式来数值模拟平面叶栅中的非定常流动是一种可行的方法,三点五阶精度高分辨率广义紧致格式能够在较少的网格点上求解完全的N-S方程的条件下较为准确地模拟涡脱落现象。     

等离子体气动激励改善低速叶栅性能数值仿真

针对低速条件下等离子体气动激励抑制压气机叶栅吸力面流动分离进行研究.将表面介质阻挡放电等离子体气动激励对流场的作用等效为体积力和热的作用,并考虑等离子体温升对流体热物理性质的影响,建立了等离子体气动激励的数学模型.通过求解电势和电荷方程得到等离子体气动激励诱导的体积力和热功率密度分布函数,通过实验数据拟合得到物性参数函数,分别作为方程源项和系数加入到Navier-Stokes方程中求解.应用模型研究了等离子体激励在不同来流速度、攻角和激励强度下对压气机叶栅性能的影响.数值仿真结果表明:在马赫数为0.05、攻角为2°的情况下,施加等离子体激励后,分离点由65.09％弦长处后移到79.4％弦长,气流转折角增加0.8°,最大总压损失系数减小了7.4％,尾迹宽度减小了12％.来流速度增大激励效果会减弱,来流攻角的改变对激励效果有影响,激励强度增大对流动分离的抑制效果有明显改善.     

典型布局端壁等离子体激励抑制高负荷扩压叶栅角区分离实验

为提高端壁等离子体气动激励对高负荷压气机扩压叶栅角区流动分离的控制能力,需要进一步优化激励布局,实现更高效的流动控制。针对多种端壁等离子体激励布局形式,分别开展了毫秒脉冲等离子体气动激励抑制叶栅角区流动分离的实验研究。结果表明:端壁横向流动对角区流动分离的影响大于流向附面层的流动分离。端壁激励布局对流动控制效果至关重要。优化后的激励布局沿三维角区端壁分离线切向,流动控制效果最好,50%叶高处总压损失减小11.8%;但随着来流攻角的变化,导致激励器布置不再与端壁分离线相切,流动控制效果减弱,因此要根据控制攻角的范围需求,结合具体的流场结构,设计合适的激励布局;适当的增加激励组数能有效促进射流与近壁面气流掺混,提高流动控制效果。     

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.     

不同前缘形状非细长三角翼等离子体流动控制的参数影响实验

为改善非细长三角翼的大迎角失速特性，探索前缘形状对流动控制效果的影响规律，基于交流介质阻挡放电(AC-DBD)等离子体激励，开展了非细长三角翼流动控制风洞实验研究。针对3个不同前缘曲率半径的三角翼模型，研究了激励参数对流动控制效果的影响规律。结果表明：小迎角状态下，尖前缘三角翼的升力系数略高于其他两种钝前缘三角翼；圆前缘三角翼的最大升力系数最高；指向上翼面的前缘激励在失速迎角之前对升力系数的控制效果最好，指向下翼面的前缘激励则在失速迎角之后效果更佳；圆前缘三角翼的控制效果最好，相同激励电压下(12 kV),激励控制对尖、圆和椭圆前缘三角翼在过失速阶段升力分别可提高3.6%、5.9%和4.2%。最优的无量纲脉冲激励频率为f⁺=1to2,最优占空比为5%,电压幅值越高，控制效果越好。分析认为AC-DBD激励控制非细长三角翼的主要机理是其对剪切层的非定常扰动，非体积力加速效应；机翼前缘处的流体动能分布影响诱导流向涡的形成，使不同前缘形状非细长三角翼的流动控制效果不同。     

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。     

翼型大攻角的振动对气动性能影响的初步分析

通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。     

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.     

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%.     

翼型前缘微小平板的流动控制方法和数值模拟

提出了一种在翼型前缘前设置微小平板来抑制翼型上流动分离的新方法, 并通过自主研发的计算软件UCFD 对微小平板的流动控制进行了数值模拟. 首先研究了在攻角一定的情况下微小平板的长度、安装角、相对翼型的安装位置等对抑制翼型上流动分离效果的影响; 然后, 采用正交优化方法, 以翼型最大升阻比为优化目标, 得到了该小平板最佳的长度、安装角和安装位置等. 研究结果表明, 微小平板的设置对抑制叶片上的流动分离具有显著效果.     

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。     

Transonic flow of moist air around an NACA 0012 airfoil with non-equilibrium condensation

The classical condensation model of water vapor is coupled with the Euler equations to calculate transonic flows of moist air with non-equilibrium condensation. By means of this model, numerical computations are implemented to investigate the aerodynamic characteristics of an NACA 0012 airfoil in transonic flows of moist air at various angles of attack and relative humidities, and the results are compared with those in dry air flows. For different angles of attack considered at 50% relative humidity, the lift decreases 30%?40%. The pressure drag increases when the angle of attack is smaller than 1.4° and decreases when higher than 1.4°. At zero angle of attack, with the relative humidity rising from zero to 90%, the pressure drag increases exponentially. At 90% relative humidity, the pressure drag increases 160%, and self-oscillation takes place periodically and alternately over the upper and lower surfaces of the airfoil. The oscillation is caused by the interactions of local supersonic flow and heat release in the condensation process.     

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。