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。     

绕翼型低雷诺数流动的数值仿真

层流转捩到湍流及翼型表面分离泡的产生是绕翼型低雷诺数流动的重要特征,对流场产生很大影响。针对这一流动现象,选取E387翼型为研究对象,采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,结合当前应用较广泛的Spalart-Allmaras,SST k-ω,Realizable k-ε三种湍流模型,对雷诺数为300000时翼型绕流流场进行了数值模拟,并将结果与Selig等人的风洞实验数据进行对比,评估三种湍流模型对绕翼型低雷诺数流动的模拟能力。基于对翼型阻力计算不准原因的分析,提出了一种基于Michel转捩判据的数值模拟方法,分别从分离泡的模拟、壁面摩阻分布、翼型阻力系数等方面与实验数据进行对比,结果表明该方法可以较好的模拟低雷诺翼型绕流流场。     

非正弦振型对沉浮翼型推力产生的影响

对二维沉浮振荡NACA0012翼型周围流场进行了数值模拟,通过改变非正弦参数K实现了不同的非正弦振型,由此分析了非正弦振型对推力产生的影响。结果表明:非正弦振型主要通过影响瞬时推力系数、最大推力系数和流场结构来影响沉浮翼型推力的产生;较正弦沉浮振动,K大于0时对应的振型可以增加平均推力系数,在一定沉浮频率和幅度下,平均推力系数随K的增加而增大,推进效率随K的增加而降低;振型对流场涡结构有明显的影响,随着K增大,翼型尾缘产生更强的反卡门涡街,从而引起推力系数增大,但K增大会使前缘分离更加严重,导致推进效率降低。     

风力机翼型非定常气动力分析(英文)

基于状态空间描述的Beddoes-Leishman动态失速模型,对风力机翼型进行非定常气动力分析.考虑到风力机翼型工作时的实际情况,在模型中忽略了可压缩性效应和起始于翼型前缘的流动分离.模型考虑了气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中两个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另两个用于描述后缘分离效应.采用模型对做简谐变桨运动的FFA-W3-241风力机专用翼型进行了非定常气动力分析.数值计算结果与实验值吻合良好,说明模型能较好地描述风力机翼型的非定常气动特性.将动态失速数值计算模块与已有的风力机气动与结构分析软件集成,利用软件对一台1.5MW变速变桨距风力机的发电工况进行了仿真.仿真结果表明,翼型的非定常气动特性对动态载荷计算结果影响很大,因此在风力机的设计过程中应该予以充分考虑.     

对二甲苯搅拌式反应器增设导流筒的流体力学

在高径比为1.0的搅拌反应器中,研究了导流筒结构及固体含量对翼型轴流桨功耗与气含率的影响.研究发现导流筒的安装会降低功耗,提高气含率;导流筒的开孔率以16.4%为佳;翼型桨排出流向上时功耗较小,气舍率较高;功耗随固体含量的增加而增大;气液两相体系中的气含率比气液固三相体系中的气含率高;并得到在开孔率为16.4%条件下,翼型轴流桨上提操作时的气含率关联式.此外,在高径比为1.5时对双层组合桨进行了研究,并得出了与单层桨类似的结论.     

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。     

多段翼型无网格算法及其布点技术

用显式无网格算法实现了多段翼型的数值模拟。与传统的网格算法不同，求解区域用“点云”离散代替通常的网格划分。基于当地点云离散结构，用二次极小曲面逼近计算空间导数。在研究该算法的基础上，给出了Euler方程无网格离散形式，运用Runge-Kutta显式时间推进格式推进求解。此外，还描述了一种区域离散布点方法，研究了点云生成的选点准则，并成功地数值模拟了复杂多段翼型的绕流。     

浅谈CAD在飞机设计中的应用

本文应用三次Ｂ样条曲线对机翼直纹区曲面的翼型曲线进行拟合，并用简单的几何推算方法，建立简单翼面直纹区曲面的参数方程。     

多段翼型的一种增升控制方法

如何在提高增升装置性能的同时降低机构的重量和复杂程度有着重要的意义。采用CFD手段对一种在多段翼型主翼后缘凹陷处加薄片(cover tab)的主动控制方法进行了数值研究。以Gaw—1两段翼型为基准翼型,对不同参数组合的tab构型进行了计算。最佳构型是在主翼后缘凹陷处距离后缘1%主翼弦长处增加高度为0.5%主翼弦长的tab,增加最大升力系数4.88%。结合计算结果对这种主动控制技术方法的参数对流动的影响以及改善流动的机理等做了探讨。计算结果表明,该方法可以改善后缘襟翼上翼面的流动,推迟流动的分离,从而增加多段翼型的最大升力系数。     

基于被动标量格子Boltzmann 方法的翼型绕流数值模拟

采用格子Boltzm ann方法(lattice Boltzm ann m ethod,LBM)中的被动标量模型,不考虑温度的影响,采用合适的密度分布函数和碰撞处理,并在一般坐标系下完成迁移过程的插值。固壁边界条件采用无滑移边界条件,模拟了雷诺数为60 000,攻角分别为0度和8度状态下的NACA0012翼型绕流。其翼型表面流线图和压力云图分布结果均与D2Q9模型结果吻合较好,证明该方法能够很好的模拟低速翼型的绕流。并且,在方程中加入等离子体激励器简化的作用力模型,初步达到带攻角下流动分离的控制效果,证明了该方法在带有体积力项流动的数值模拟方面的优良特性。