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°.     

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.     

低雷诺数下翼型粘性绕流主动流动控制的数值模拟

通过数值求解Navier-Stokes方程模拟零质量射流对低雷诺数翼型绕流的控制作用.空间离散采用中心有限体积格式,时间推进为双时间推进方法.计算结果表明,采用零质量射流进行主动流动控制能有效抑制大攻角下大尺度的流动分离,改善翼型的气动特性 ,起到显著的增升减阻作用.     

基于Virtual Boundary方法的钝体绕流数值模拟

为将基于力源拟化边界思想的浸入边界法应用于工程结构空气绕流模拟,如桥梁结构,选定适用于刚性边界的浸入边界算法(Virtual Boundary Method),结合交错网格及时间分步法,重点借助双线性插值实现拉格朗日点与欧拉点之间的数据传递以形成物体边界。分析其浸入边界形成机理和模拟结果,逐次展开对静止方柱、圆柱绕流及有风攻角的方柱绕流的数值模拟,最后完成对桥梁断面的绕流模拟。研究结果表明:在Virtual Boundary算法模型作用下,物体边界形成仅需0.6s,且符合无滑移壁面边界设定;物体内部流体隔绝于外部流动,流动衰减,仅起到光滑函数作用;方柱、圆柱、有风攻角的方柱绕流在该算法模型下所得流动现象与气动力和过往文献相同;对于桥梁断面,升力系数随风攻角增大有显著提升,3°攻角下尾部流场产生扰动出现明显的流场非对称性,攻角的改变并不影响断面尾部的旋涡脱落频率。     

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.     

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.     

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...     

一种H型垂直轴风力机翼型的深度失速研究

以自主研发的H型垂直轴风力机的翼型为研究对象,分别采用URANS、LES和DES三种不同的湍流模型,在Fluent中进行2.5 D的非定常计算,对比研究该翼型在发生深度失速时的升阻性能以及翼型周围流场的分布.研究结果表明:该翼型的静态失速攻角为30°,相比原模型的失速攻角23°有明显的提高;在翼型的攻角小于静态失速攻角时,三种湍流模型模拟计算的升力和阻力的性能相差不多,且和原模型的试验值比较接近;在翼型发生深度失速后,DES湍流模型的模拟结果不仅具有一定的可靠性,而且能够捕捉到翼型周围存在的涡流状况.     

翼型流激噪声计算及实验研究

针对翼型绕流产生的湍流边界层脉动压力激励结构振动易引起流激噪声的问题,设计了三种不同尾缘(尖锐型、方型和鱼尾型)结构的翼型,采用大涡模拟(LES)和声振理论计算了其流场和声场,并在水洞中开展了声振特性实验研究,得到了不同攻角下各翼型的声振特性:各翼型的振动加速度总级和总声压级均随着攻角的增大而增大,其频谱曲线除峰值点外...     

13—bit格子气自动机模型对流场的模拟

13－bit格子气自动机模型是一种基于FHPⅡ模型基础上的新模型，为了验证其正确性，文中通过建立在该模型基础上的数值试验方法，对圆柱绕流、方柱绕流和多柱体绕流等典型流体流动，采用该模型模拟了它们的流场分布，与文献中用有限差分、有限元、边界元等方法的模拟结果相比较，发现13－bit格子气自动机模型能够较为真实、客观、详细的模拟流体流场；并进一步采用该模型模拟了焦炭多孔介质内流体流动，发现其能够便捷、清晰地模拟具有复杂几何边界条件的流场。