结冰对扑动翼气动特性影响的计算分析

为了研究不同结冰条件对风力机叶片翼型气动特性的影响,本文采用计算流体力学中的有限体积法,对不同结冰类型、不同结冰时间以及不同结冰位置三种结冰情况下的扑动翼型的气动力进行了系统的计算分析;通过与非结冰的干净翼型相对比,分析了在不同结冰情况下翼型的气动力以及周围流场的变化差异.此外,本文还研究了在相同结冰情况下由于翼型的基本形状变化所引起的气动力特性的差异.结果表明,结明冰要比结霜冰对翼型的气动性能影响更大.在扑动状态下,非对称翼型比对称翼型更容易受到结冰的影响.     

基于FLUENT的飞机机翼积冰的数值模拟

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。最后利用提出的方法预测了翼型的结冰情况。将用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,证明了方法的正确性和准确性。     

基于FENSAP的冰积聚模拟分析

飞机积冰是飞机在积冰气象条件下飞行时,大气中的液态水在部件表面冻结并积聚成冰的物理过程。结冰不仅增加飞机重量,而且破坏翼型的气动外形,导致阻力增加、升力下降、失速迎角减小,严重降低飞机稳定性和操纵性。基于FENSAP-ICE,采用数值模拟的手段,对二维翼型的结冰过程进行了研究,为分析结冰对飞机性能的影响、确定防护范围,进行飞机防/除冰系统设计提供理论基础。     

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。     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

水平轴风力机叶片翼型霜冰结冰的数值研究

本文利用FLUENT UDF对水平轴风力机叶片翼型霜冰结冰的情况进行了数值模拟,得到不同环境参数下,叶片翼型霜冰结冰的特性。对结冰翼型气动性能的分析结果表明,叶片结冰后,最大升阻比下降了36.7%,严重降低气动性能,在严重降低风力机性能的同时,对叶片本身安全造成影响。     

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.     

飞机机翼积冰表面粗糙度研究

本文对飞行过程中的飞机机翼积冰过程的数值模拟中的粗糙度计算提出了改进。此方法结合S-A湍流模型中改进的积冰表面粗糙度计算,对飞机机翼积冰过程进行了数值模拟。为验证方法的效果,本文计算了NACA0012翼型的积冰情况及对气动特性参数的影响,计算结果与试验数据结果进行了对比．并与目前国际上广泛采用的经验公式计算粗糙度的方法进行了对比讨论。结果表明改进的方法和文献中的试验数据吻合良好。     

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.     

多段翼型绕流数值分析对比及结冰影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对多段翼型的气动特性影响具有重要意义.应用多块结构化网格生成方法,采用两种不同的方法求解雷诺平均N-S方程分别对多段翼型绕流流场进行数值对比分析,然后选用一种较合适的方法进一步针对三种不同的冰型:钝头体、双角体和尖头体冰型,分析不同形状的冰型对多段翼型绕流流场及气动特性的影响.     

机翼防/除冰技术研究进展

 在复杂的气象条件下飞机机翼容易出现结冰现象,结冰会导致机翼的气动布局改变,恶化飞机的气动特性与飞行性能,影响飞行安全,因此开展飞机机翼的防/除冰技术研究意义重大。介绍了机翼结冰的主要部位、典型冰形及其危害,采用FLUENT软件计算分析了2 种典型翼型NACA23012 和NACA0012 结冰前后的气动特性变化,总结了机翼结冰对飞机气动特性的影响规律,阐述了机翼防/除冰技术的原理、优缺点及近年的研究进展,分析了机翼防/除冰技术未来的发展方向。     

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.     

非均匀来流下飞翼布局气动特性模拟方法研究

飞翼布局的非均匀来流会使得飞翼的流场不均匀,从而影响其气动性能。通过引入"网格速度"来计入非均匀来流的影响,求解非定常Navier-Stokes方程,实现了非均匀来流下飞翼布局气动特性的数值模拟。首先采用该方法对NACA0006翼型非均匀来流下的气动力响应进行了计算,计算结果与文献计算结果吻合良好。进一步对某飞翼布局飞机在非均匀来流下的气动力响应过程进行了数值模拟,得到了不同振荡速度比率下飞翼布局气动力系数随相位角变化曲线,结果表明,振荡速度比率越大,升力响应的幅值越大,非均匀来流对飞行器气动特性影响越明显。     

基于神经网络的跨音速非定常气动力的辨识

利用递归神经网络(RNN)模型具有时间记忆性,且会考虑之前的输入输出对当前输出影响的特点,以递归神经网络方法建立了NACA0012翼型在跨音速阶段的非定常气动力模型;利用CFD计算NACA0012翼型绕其刚心作变频俯仰运动的跨音速气动力系数为训练数据,建立跨音速非定常气动力模型。以建立的跨音速非定常气动力模型预测NACA0012翼型作俯仰简谐振动的气动力系数,并与CFD计算的气动力系数进行对比。结果表明,该模型具备优良的逼近非线性非定常气动力的能力;针对跨音速二维翼型,该模型相比CFD可以更快速地构建,并能迅速且较为准确地预测不同频率下作简谐振动时的气动力。     

车载气动实验系统对机翼气动特性影响数值模拟

为了研究了机翼安装位置对翼型气动特性的影响,建立了一个基于N-S方程的机翼气动特性数值模拟方法,机翼模型剖面为NACA0012,展弦比4。首先通过计算结果与标准模型实验结果对比,验证了三维网格和计算方法的可靠性与适用性,进一步针对车载系统的关键设计参数开展了数值分析。结果表明：车顶流场相较于风洞流场,流场中的速度矢量不完全平行于前进方向,使得不同翼型安装位置处的气动力差别较大;鉴于近车顶效应对模型气动特性有较大影响,对车载试验测量结果带来不可忽视的误差,有必要采用控制实验位置的预处理手段对其进行消除或减弱。     

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。     

基于代理方法的带小翼翼型气动模型

为满足带后缘小翼智能旋翼气动弹性分析的需求,建立一种基于代理方法的后缘小翼翼型气动力计算模型。模型从小翼偏转后的翼型实际形状出发,对带偏转小翼的翼型流场划分C型网格,基于二维黏性N-S方程求解流场计算翼型气动力。为方便气动弹性集成分析,节约求解非定常翼型气动力的时间成本,以RBF模型代理翼型CFD方法计算非定常翼型的环量气动力,以薄翼型理论计算气动力的非环量部分。以对称的NACA 0012翼型和非对称的NACA 23012翼型风洞试验数据和模型的计算结果对比,充分验证了模型计算常规翼型和带小翼翼型气动力的精度,同时证实了模型对不同翼型形状的适应性。