振荡射流控制翼型流动分离的数值模拟

为了研究大攻角下振荡射流控制翼型流动分离的机理,应用基于有限体积法和压力修正的SIMPLEC算法,数值模拟了表面施加振荡射流的翼型分离流动。结果表明振荡射流在给定条件下能够显著改善翼型的气动性能,提高翼型的升力系数,升力增幅高达18%。对振荡射流增升的流动机理分析表明,增升的机理是因为振荡射流产生的小扰动完全改变了翼型在大攻角粘性流动时产生的涡列结构,并且在翼型头部产生了非定常的分离涡。     

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%.     

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。     

风沙环境对NACA-0012翼型气动性能的影响

采用离散相模型对风沙环境下风力机传统对称翼型NACA-0012的气固两相流动进行数值模拟,结合k-ε湍流模型求解雷诺时均N-S方程,研究风沙环境下NACA-0012翼型的升、阻力系数随固相质量浓度和颗粒中值直径变化的规律.结果表明,同一中值直径时,固相质量浓度对翼型的升、阻力系数影响较小,随着固相质量浓度增大,翼型的升力系数先迅速增大了洁净空气时的8.2%左右,然后趋于稳定,当固相颗粒质量浓度大于1.02kg/m3后,升力系数再持续增大;阻力系数先略有减小,然后趋于稳定,当固相颗粒质量浓度大于1.02kg/m3后,阻力系数再持续增大.同一固相质量浓度时,沙尘的颗粒直径对风力机翼型的升、阻力系数影响较大,颗粒直径越小,对翼型的升、阻力系数的影响越大,随着颗粒中值直径的增大,翼型的升力系数先迅速减小再逐渐增大,最后趋于稳定;阻力系数先迅速增大再逐渐减小,然后略有增大,最后趋于稳定.     

仿鸮翼的三维仿生翼型叶片气动特性研究

基于仿生逆向重构方法对具有静音飞行特性的长耳鸮翅膀进行拟合,得到仿长耳鸮翅膀的三维叶片模型。采用大涡模拟方法对仿鸮翼型叶片流动进行数值模拟,研究了2种雷诺数(Re=16 000,70 000)下不同攻角时的鸮翼仿生叶片的流场结构,揭示了仿鸮翼型叶片的流动控制机理。研究结果表明:基于长耳鸮翅膀的仿生翼型叶片在2种雷诺数下均具有优异的升力特性,其中Re=70 000时的升力系数相对较大,最大升力系数为1.26,但流动失速攻角也相对较大;靠近叶根处叶片前缘部分的上弯结构是仿生叶片具有较高升力系数的重要因素;随着攻角的增大,受沿叶片流动方向逆压梯度的影响,叶片表面气流无法保持附面流动状态,边界层逐渐发生分离,在叶片下游处产生了明显的不规则涡结构,从而导致流动恶化,这也是仿生叶片产生涡流噪声的原因。     

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．     

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...     

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.     

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.     

风力机叶片翼型气动特性数值模拟

为研究风力机转子叶片的翼型特征,通过Fluent软件对改进的NACA类风力机转子叶片翼型的绕流流动气动特性参数进行数值模拟分析.结果表明:对于改进的NACA类转子叶片,翼型特征的优化保留了叶片高升力,进一步降低了阻力,在多攻角范围内均获得了较好的升力系数和升阻比.当攻角较小时,叶片绕流流动即呈现较小的分离涡,随着攻角的上升,叶片正负压强差进一步增大,表面压力系数特征规律趋于稳定,尾部涡进一步扩大,表现出强烈的分离流动特性.翼型的优化设计可以直接提高风力机转子叶片的气动特征,进而提高风力机的工作性能.     

基于LES方法仿生翼型气动特性数值模拟

采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响,讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现：1)在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet- H翼型模型表现出更好的控制效果。2）后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落。3）riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。     

基于大涡模拟方法仿生翼型气动特性数值模拟

采用大涡模拟方法,研究在翼型不同位置添加脊状结构对翼型流场及气动性能的影响。讨论了添加脊状结构后翼型流场的流动特性和涡结构特性。研究发现:(1)在α=6°攻角条件下,无论riblet-Q翼型模型或riblet-H翼型模型均可改善边界层分离情况,但riblet-H翼型模型表现出更好的控制效果;(2)后段布置脊状结构能够有效推迟翼型边界层分离点,抑制边界层大涡形成,控制分离涡的发展和脱落;(3)riblet-H翼型模型使翼型的升力系数增大,同时也使其阻力系数降低,升阻比较原翼型有了较大提高。     

改进的粒子群算法在翼型优化设计中的应用

建立了多目标风力机翼型型线优化模型,并采用改进的粒子群优化算法对多目标风力机翼型型线进行优化,设计出4种不同厚度的性能较好的风力机翼型。对CQUA18和CQUA21两种新翼型的气动特性与相同厚度典型的风力机翼型进行对比分析,结果表明,该翼型具有良好的气动特性,对翼型的前缘粗糙度不敏感,在主要攻角范围内,光滑和粗糙条件下,新翼型的升力系数和升阻比都要高,其气动特性具有显著的提高。     

三角翼的可压缩外部绕流流场数值模拟

据Spalart-Allmaras模型建立了三角翼的可压缩外部绕流流动的数学模型,并考虑了近壁面流动的处理方法。利用Fluent软件模拟某三角翼周围的二维湍流流场,用空气绕流阻力、升力和力矩系数来监测解的收敛性,得到三角翼周围的速度矢量图、壁面切应力图及边界层分离点范围,显示了边界层及尾迹区的复杂流动。结果表明,数值模拟方法能真实反映边界层及尾迹区的复杂流动,为解决边界层分离问题和机翼设计提供理论依据。     

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%。     

Z形折叠翼厚度对其气动特性影响分析

Z形折叠翼飞行器可在飞行过程中改变机翼面积,改善气动特性,执行多种任务.然而机翼折叠过程中有效气动面积、重心、气动焦点等参数的变化,会对飞行器气动特性产生较大影响.此外,机翼表面相互靠近,由机翼厚度引发的气动干扰也会导致升力、折叠铰链力矩等气动力发生变化.为此,首先利用薄翼理论和升力面法推导理想气体来流条件下折叠翼的定常气动力表达式.然后,采用CFD法分析折叠过程中折叠角、攻角和机翼厚度对飞行器升力、折叠铰链力矩等气动特性的影响,并将分析结果与升力面法结果对比.结果表明机翼折叠过程中,有效气动面积减小,升力、阻力系数总体呈下降趋势;随着折叠角增大,机翼表面相互靠近产生的低压区强度增加,机翼厚度对折叠翼气动特性影响显著增强.另外相比于CFD法,忽略机翼厚度项的升力面法对于折叠翼的气动力计算会产生较大误差.     

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°.     

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。     

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。