大粒径过冷水滴碰撞-结冰收集率分布经验模型

目前的民机结冰适航规范中,大粒径过冷水滴(supercooled large droplet,SLD)结冰环境尚未得到规定,准确预测飞机在SLD条件下的积冰对完善适航规范有重要意义。考虑SLD碰撞-结冰过程中的扩散及流动效应,通过对单个SLD碰撞金属铝表面的实验,研究SLD的碰撞-结冰过程,提出了一个考虑结冰环境及SLD特征因子的结冰收集率经验模型(collection efficiency distribution,CED);并将该模型应用于二维翼型积冰模拟中,分析SLD条件下的积冰特征。在SLD条件下,考虑了CED模型的翼型积冰模拟相比之前的模拟有了较大改进。     

SLD碰撞-结冰收集率分布经验模型

目前的民机结冰适航规范中,大粒径过冷水滴(supercooled large droplet, SLD)结冰环境尚未得到规定,准确预测飞机在SLD条件下的积冰对完善适航规范有重要意义。考虑SLD碰撞-结冰过程中的扩散及流动效应,通过对单个SLD碰撞金属铝表面的实验,研究SLD的碰撞－结冰过程,提出了一个考虑结冰环境及SLD特征因子的结冰收集率经验模型(collection efficiency distribution, CED),并将该模型应用于二维翼型积冰模拟中,分析SLD条件下的积冰特征。在SLD条件下,考虑了CED模型的翼型积冰模拟相比之前的模拟有了较大改进。     

过冷大水滴粒径分布的欧拉-拉格朗日混合抽样算法及对冰型影响

过冷大水滴（supercooled large droplet,SLD）云雾环境不同于常规粒径范围的过冷水滴,具有更大的粒径范围和复杂的水滴粒径分布形式,使得结冰的冰型异常复杂,从而给飞行器的飞行安全带来了前所未有的挑战。现有结冰数值模拟方法仅能模拟单一粒径的水滴,无法准确模拟真实SLD云雾环境“双峰分布”的粒径分布特性和相应的冰型。为了准确高效模拟SLD这种粒径分布特性,本文提出了一种基于Rosin-Rammler 分布函数进行欧拉-拉格朗日混合抽样的水滴轨迹模拟算法。通过该方法收集水滴,再利用结冰模型与水膜模型计算表面溢流传热和冰高,从而实现了准确高效的SLD粒径分布的结冰数值模拟,并通过2.5维算例研究了SLD粒径分布对机翼结冰的冰型特征以及冰型空间随机性的影响。结果表明SLD的粒径分布对冰型有较大的影响,冰型特征和冰型随机性与MVD和粒径分布方差紧密关联。     

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%.     

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=1×10~6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。     

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.     

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。     

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°.     

风力机翼型非定常流场POD和EPOD分析

风力机翼型绕流对整机性能以及气动噪声水平具有重要的影响.采用大涡模拟与Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程相结合的方法,求解风力机翼型的非定常流场及远场气动噪声.通过本征正交分解(POD)方法提取翼型在8°攻角下的涡量流场模态.模态结构表明,尾缘涡团和层流分离泡是翼型主要流动的非定常特征.通...     

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...     

民用飞机结冰探测器安装位置研究

本文从结冰探测器安装位置的重要性出发,阐述了结冰探测器安装位置要求和相应的分析方法。采用欧拉方法对某型飞机的结冰探测器安装位置进行了校核,通过三维流场和水滴撞击特性分析,得到机头部位的LWC分布,定义了水滴遮蔽区,对比了探头高度与水滴遮蔽高度,结果表明各飞行状态下过冷水滴能够撞击到结冰探测器探头上;对比了飞机在正负极限攻角下的结冰探测器和大气数据传感器流线,表明结冰探测器与大气传感器不会发生气动干扰。     

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.     

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.     

基于熵产方法的跨音速翼型减阻优化设计

将熵产方法引入跨音速翼型气动优化设计中,采用涡黏性模型对翼型流场熵产进行计算,进而阐述熵产对翼型阻力的影响.通过类别形状函数(CST)方法和径向基函数(RBFs)网格变形方法完成翼型参数化建模与网格变形,并将改进的NSGA2多目标遗传算法与CFD计算耦合起来实现了翼型自动优化设计,用此方法进行了跨音速翼型的气动优化设计,目标函数为来流马赫数为0.73、攻角为2.54°时升阻比最大,熵产最小.设计结果表明:优化方法在小种群下有很好的全局收敛性,得到的非支配解集分布均匀,质量较高.与参考翼型相比,优化翼型通过降低流场熵产,有效地减少了翼型阻力,大幅度提高了翼型升阻比,消除或减弱了翼型上表面激波,有效提高了翼型的气动性能.     

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.     

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...     

一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟

为了准确预测风力机专用翼型在大攻角状态下的气动性能,运用脱体涡模拟(detached eddy simulation)方法对瑞典的FFA-W3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行三维数值模拟,对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行预测.计算结果表明:建立翼型的三维模型,运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度,在失速发展区的计算精度达到工程实际与研究的要求,在深度失速区有一定的预测精度,可用于定性分析.前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响,前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8%,失速过程趋于缓和;翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感,在失速发展区对粗糙度敏感.     

波浪条件下地效翼型气动力的环量控制研究

波浪海面气流环境相对复杂,严重影响了地效飞行器巡航过程中的稳定性与安全性.针对波浪条件下的地效翼型,应用数值方法分析了不同海况波浪形状和不同飞行攻角对翼型气动特性的影响,进一步研究了定常吹气和周期吹气方法对地效下的环量控制翼型气动力影响规律.计算结果表明：波浪海面地效下,翼型升力系数随波浪周期性变化,波浪的波高较高、波长较短,翼型攻角较大时升力系数波动的幅度较大;通过与波浪相对运动相同周期的吹气环量控制方法,可以有效地控制波浪海况下翼型升力系数的波动,增强地效飞行器的稳定性与安全性.     

风洞洞壁对风力机翼型气动特性的影响分析

本文通过风洞试验测量和计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)数值模拟的研究结果,分析了风洞洞壁对风力机翼型气动特性的影响.试验风洞为中国科学院工程热物理研究所(Institute of Engineering Thermophysics,IET)低速回流风洞,所选用的翼型为DU91-W2-250.数值模拟采用有洞壁、无洞壁、无侧壁三种方式进行计算,通过对比试验和数值计算结果验证了采用CFD数值模拟分析风力机翼型洞壁效应的可行性.通过数值模拟分析并与经典映像法及Maskell洞壁修正方法对比,得出:风洞中,上下壁面的存在使流动在风洞壁面形成一定厚度的边界层,造成气流的通道面积减小,来流有效速度增加,并引起翼型升力系数C_l和阻力系数C_d增加;风洞侧壁诱导翼型段表面的展向流动、抑制了翼型表面的流动分离,减小了翼型弦向流动速度,引起翼型升力系数减小,阻力系数增加;小攻角时风洞侧壁对翼型表面流动的影响可以忽略,翼段表面流动保持二维性,大攻角时风洞侧壁干扰效应显著,其影响程度超过风洞上下壁面,与无洞壁相比,风洞壁的存在使升力系数减小,阻力系数增加;经典映像法及Maskell方法因未考虑洞壁边界层的影响,并不适用于风力机翼型大攻角流动时的洞壁效应修正问题,大攻角修正时应考虑风洞侧壁影响,对升力系数给予增量;同时对于大攻角流动,翼型本身流动已不具有二维性,其气动性能的测量应采用多截面压力测量或天平测力方法.