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。     

斜置飞翼翼型气动性能的研究

斜置飞翼是一种具有亚音速和超声速巡航能力的可变后掠角飞机。本文根据斜置飞翼的飞行特点和气动特性,选用了相对弯度、相对厚度等参数不同的两种翼型。通过数值模拟分析,对比两种翼型在不同迎角和雷诺数下的空气动力性能,结果表明翼型2的气动性能优于翼型1。     

斜置飞翼翼型气动性能的研究

斜置飞翼是一种具有亚音速和超声速巡航能力的可变后掠角飞机。本文根据斜置飞翼的飞行特点和气动特性,选用了相对弯度、相对厚度等参数不同的两种翼型。通过数值模拟分析,对比两种翼型在不同迎角和雷诺数下的空气动力性能,结果表明翼型2的气动性能优于翼型1。     

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.     

失速翼型气动性能及噪声特性计算

基于计算流体力学、数值研究风力机叶片翼型失速条件下的流动转变。目前大多数CFD商业软件采用的湍流模型假设翼型表面边界层完全湍流,而实际上存在流动状态由层流到湍流过渡;因此导致了数值研究结果与实验偏差较大。为预测不可压缩流动下翼型表面层流到湍流的过渡,采用K-w SST模型分析NACA0063翼型失速流动过渡行为,并与S-A湍流模型计算结果和风洞实验数据比对。为评价翼型气动噪声水平,同时对翼型自身噪声进行计算和研究。     

翼型模型气动特性的数值模拟

计算流体力学的兴起促进了试验研究和理论分析方法的发展,为简化流动模型的建立提供了更多的依据。Fluent是用于计算流体流动和传热问题的软件,其应用的范围有一般流体的流场、自由表面的问题、紊流、非牛顿流流场、化学反应等。本文应用计算流体力学知识,借助Fluent软件对翼型模型的空气动力性能进行了模拟分析,介绍了Fluent软件的数值计算方法,并模拟分析了翼型模型周围空气流动的变化规律以及压力分布等。     

几种仿生翼型动态失速特性的数值分析

为提高叶轮机械运行的稳定性,常需要设计获得一种具有高升力特性和良好稳定性的翼型。受自然界中具有不同飞行特性的鸟类翅膀的启发,本文首先以海鸥、雀鹰、长耳鸮、水鸭4种鸟类为仿生对象,对沿翅膀展向40%截面位置处的翅膀轮廓形状进行仿生重构,获得4种仿生翼型。然后,对4种仿生翼型的动态失速特性进行数值模拟,通过对比分析4种仿生翼型的动态气动特性得出：在Re=2.0×10⁵工况下,仿海鸥翼型的平稳性最好,阻力峰值在4种仿生翼型中最低;仿雀鹰翼型仅上仰阶段的升力系数小于仿海鸥翼型,仿雀鹰翼型的平稳性与仿海鸥翼型类似;尽管仿长耳鸮翼型的升力系数峰值最大,但是其动态迟滞现象明显;仿水鸭翼型产生的阻力最大,平稳性也相对较差。综上,仿海鸥翼型具有良好的稳定性和较低的阻力峰值,从而为叶轮机械优化设计和气动性能改善提供了有价值的参考翼型。     

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。     

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...     

仿海鸥翼型动静态气动特性的数值模拟

为了寻求一种具有良好稳定性和高升阻比的翼型,从而提高叶轮机械和飞行器的气动性能和稳定性,受到具有良好滑行性能的海鸥翅膀独特的翼型结构的启发,首先进行了海鸥翅膀翼型型线的提取与仿生重构,然后通过数值模拟,揭示了不同雷诺数条件和不同攻角下仿海鸥翼型的气动性能与流场特性,并与NACA4412翼型性能进行了比较。研究结果表明:在翼型静态气动特性中,不同雷诺数下仿海鸥翼型的升力系数和升阻比均大于NACA4412翼型的,仿海鸥翼型具有良好的气动性能;在动态气动特性中,不同雷诺数下仿海鸥翼型的升力系数峰值同样大于NACA4412翼型的,同时仿海鸥翼型的失速涡小于NACA4412翼型的失速涡。因此,仿海鸥翼型具有升阻比高、稳定性优异的特点,这些气动特性均有利于旋转叶轮机械和飞行器的平稳运行。     

基于对飞行员工效影响的旋翼螺旋桨流动及噪声分析

倾转旋翼飞机的主要噪音来源于螺旋桨,而噪声对飞行员工效具有非常大的影响。本文在分析噪音对飞行员工效影响的基础上,使用计算流体力学(CFD)方法对优化设计的旋翼螺旋桨流场进行了计算分析。通过数值计算得到了旋翼螺旋桨的拉力特性、功率特性等气动性能参数。螺旋桨的拉力系数CT、功率系数CP都随着进速比J的增大而减小,螺旋桨的推进效率随着进速比的增大,先增大后减小,在设计点附近,螺旋桨推进效率达到0.87以上。采用Lowson方法对螺旋桨的辐射噪声进行了初步分析,随着螺旋桨转速的提高,各方位总声压级指向性一致,并有所提高。     

Tests and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of Airfoils for General Aviation Applications

This paper was to validate the effects of airfoil thickness ratio on the characteristics of a family of airfoils. Research was carried out in different ways. First, tests were conducted in the wind tunnel. And numerical simulation was performed on the basis of tests. Results from calculation were consistent with tests, indicating that numerical method could help evaluate characteristics of airfoils. Then the results were confirmed by compared with empirical data. The study also showed that the determining factor of lift is not only the thickness ratio, but the angle of attack, the relative camber and the camber line. The thickness ratio appears to have little effect on lift coefficient at zero angle of attack, since the angle of zero lift is largely determined by the airfoil camber. According to the research, numerical simulation can be used to determine the aerodynamic characteristics of airfoils in different environment such as in the dusty or humid air.     

复合材料螺旋桨水动力性能与结构响应数值研究

通过CFD计算复合材料螺旋桨水动力载荷,应用有限元法计算复合材料桨结构响应,并基于双向耦合算法实现复合材料螺旋桨在均匀来流下的流固耦合数值模拟.研究了不同进速系数和不同铺层角度工况复合材料螺旋桨的水动力性能及结构响应.结果表明,在进速系数J ≤ 0.8时,复合材料螺旋桨的推进效率明显高于同工况下的金属螺旋桨.随进速系数增加,复合材料螺旋桨推进效率先增加后减小,在进速系数J = 0.8时取得最大值.桨叶总变形和等效应力分布与铺层角度有较大关系.复合材料螺旋桨的螺距角较金属螺旋桨减小,减小的螺距角与桨叶攻角的变化相匹配,自适应地提高了该螺旋桨的推进效率.      

螺旋桨非定常性能计算的升力面方法

本文利用非定常数值升力面方法计算了运转于非均匀流场中的螺旋桨性能,该方法建立在作者提出的新的定常螺旋桨尾涡模型的基础上,在用圆锥螺旋面模拟的过渡区尾涡片中,加入了泄出涡以反映非定常特性.数值计算的升力面方法采用离散的涡、源奇点系,并编制了相应的非定常性能计算的计算机程序.最后,对14届ITTC 螺旋桨委员会提供的实例以及其他例子作了比较计算,结果表明,本法是可行的.     

螺旋桨性能计算及设计的升力面方法

本文利用Kerwin尾流模型,对螺旋桨性能进行升力面数值解,并进行了理论设计螺旋桨的研究,编制了相应的螺旋桨性能计算、理论设计的计算机程序,给出了对AU 型、DTNSRDC 桨的计算实例,并与相应的试验结果和其它方法的计算结果分别进行了比较。同时,给出了一个螺旋桨的理论设计结果。性能计算及理论设计的数值结果表明了本文计算方法的可行性。     

大学生方程式赛车过弯非稳态气动问题的数值与试验研究

以大学生方程式赛车为研究对象,采用非稳态来流仿真方法对其过弯时的气动性能展开了研究。采用非稳态来流方法,将仿真来流速度设置为随时间变化的场函数以精准模拟入弯情形,并与稳态来流的弯道仿真结果进行了对比;配合仿真结果,在道路试验中使用表面压力测量对扩散器和尾翼的局部流场进行了量化。结果表明：赛车前轮以及前翼在非稳态过弯时会对下游底部流场产生较大影响,底部扩散器的非稳态气动鲁棒性将是整车气动设计的重点。     

载荷分布对可控扩散叶型性能的影响

叶型吸力面和压力面等熵马赫数分布符合控制扩散规律,则其设计点损失小、低损失攻角范围大。为了研究可控扩散叶型载荷分布对叶栅气动性能的影响,建立了可控扩散叶型自动优化设计方法;并对叶栅进口马赫数为0.7的静子和转子叶型进行多个载荷分布设计,分析载荷分布规律对叶栅性能的影响。结果表明对于静子及转子叶型,载荷前移(至0.1倍相对轴向弦长位置)可抑制吸力面附面层发展,降低设计进气角损失、增大低损失攻角范围;吸力面峰值马赫数增大,吸力面靠前缘凸起程度越大,小攻角损失增加、最低损失对应进气角增大。     

吊舱对螺旋桨水动力性能的影响

基于单桨式吊舱推进器定常水动力性能的理论计算方法及试验，探讨了吊舱对螺旋桨水动力性能的影响。性能理论计算中螺旋桨采用升力面理论涡格法，吊舱采用面元法，对螺旋桨与吊舱的相互影响进行了时间平均及迭代处理。通过计算分析了吊舱对桨叶载荷分布的影响，以及吊舱引起的伴流分布特性。     

调距桨锁轴拖带工况最小拖桨阻力和水动力矩

采用计算流体力学方法,对某典型5叶调距桨锁轴工况拖桨阻力以及相应的水动力矩随螺距和进流速度的变化特性进行了数值计算,分析了这些特性的流体力学机理. 数值计算基于有限体积法,通过数值求解螺旋桨周围三维黏性不可压缩流场RANS方程来模拟螺旋桨在各种工况下的流动特性. 计算结果表明：来流速度相等时该调距桨在最大正车螺距时拖桨阻力最大,其幅值约占同航速下船体阻力的80%,水动力矩也最大;在最大倒车螺距时拖桨阻力最小,其幅值约占同航速下船体阻力的50%,水动力矩比最大正车螺距时显著减小;零螺距时拖桨阻力大小居中,而水动力矩最小,接近为零. 上述结论可为船舶动力装置部分桨工况时联控曲线的设计和锁轴机构的设计提供理论参考.     

基于通用型线和网格重构的风力机翼型设计

现有翼型表达大都基于控制点和初始成熟翼型,设计空间小因而不利于选出高性能翼型.基于Joukowski保角变换通用翼型形线表征形式,编程集成ICEM和FLUENT完成翼型生成、大变形网格重构、边界条件生成和流场解算,采用改进遗传算法进行高升阻比风力机翼型多学科联合设计.结果表明本平台设计的翼型在设计、非设计工况下以及主要攻角范围内有较高升力系数和升阻比.该型线集成表达和流场计算多学科设计方法,也为类似气动优化设计提供参考.