低雷诺数下椭圆翼型层流分离研究

通过采用计算流体力学方法对不同相对厚度的椭圆翼型在低雷诺数范围下进行了数值模拟，研究了椭圆翼型在低雷诺数下的层流分离现象及流场结构.结果表明:在低雷诺数下，薄椭圆翼型在小攻角时前缘出现层流分离泡是其具有高的升力系数及升阻比的原因，随厚度的增加，前缘层流分离泡逐渐消失，在后缘形成时均小泡.随着雷诺数升高，薄椭圆翼型时均分离泡都出现在前缘，但外形缩小，而在较低雷诺数下，薄椭圆翼型小攻角时没有发生转捩再附现象；同时层流分离泡的出现也对翼型后缘分离涡的尺寸和位置产生了重要影响.相对厚度和雷诺数通过影响椭圆翼型上表面层流分离泡的尺寸、位置以及后缘分离涡的形态结构，进而改变了气动特性.     

基于遗传算法及Hicks-Henne型

以高空长航时无人机大展弦比机翼的层流翼型为研究对象,在低雷诺数范围内结合遗传算法与N-S方程气动数值解法,依靠计算流体动力学(CFD)计算技术,对翼型进行气动外形优化设计.在基准翼型的基础上,翼型描述采用了基于Hicks-Henne型函数的解析函数线性叠加法,个体以解析函数中的变量组成,通过选择、交叉及变异操作,进行了以高升阻比为目标的优化设计.优化后翼型在低雷诺数条件下的升力系数及升阻比有所提高,证明了利用遗传算法进行层流翼型气动外形优化是可行的.     

跨音速自然层流翼型反设计研究

基于Gappy POD降阶模型的数据重构方法提出反设计方法,由已知的翼型表面压力分布对缺失的目标翼型数据进行重构.在初始快照采样过程中,采用ΔCST方法对初始翼型进行扰动取样,并用反设计得到翼型替换基础扰动翼型,将新的快照加入原始快照库,反复迭代求解.针对层流翼型反设计,利用边界层转捩数值模拟程序获得快照向量的翼型压力分布.接着,提出两种不同的跨音速自然层流翼型的压力分布形态,通过构建的反设计方法得到两组不同的跨音速自然层流翼型,并详细研究了不同雷诺数及不同马赫数下,不同压力分布形态对转捩发生抑制能力的影响,同时研究其与阻力发散特性的协调性.     

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...     

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.     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数Ma、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。     

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。     

微型燃机一次表面回热器全程通道三维数值模拟

基于层流假设,对微型燃机一次表面回热器 (PSR)波纹状全程通道的换热特性和压力损失进行了三维数值模拟计算,并将模拟结果与经验公式计算结果进行了比较.数值模拟结果表明,一次表面回热器的换热特性和压力损失值与雷诺数及波纹的结构尺寸有关.换热特性随着雷诺数的增加、通道宽高比的减小而逐渐增强,阻力损失则随着雷诺数、通道宽高比的增加而明显增大.当回热器部分流量工作时,回热度升高.     

基于流固耦合的柔性翼型动态失速特性研究

为了研究柔性翼型在动态失速下的气动性能及其优势,从流动控制的角度,采用流固耦合数值模拟方法研究了具有被动大变形能力的柔性翼型动态失速特性并与传统的刚性翼型进行了比较.首先,对柔性翼型在不同减缩频率下的气动特性进行了研究,得到了减缩频率对柔性翼型气动特性的影响规律,同时定量比较了刚性翼型和柔性翼型的升阻力系数随攻角、减缩频率的变化规律.其次,从俯仰震荡翼型的涡量场、流线以及结构响应等角度揭示了柔性翼型在动态失速现象中依旧具有良好气动特性的关键物理机制.研究结果表明,在高减缩频率下,柔性翼型具有低阻力的特征,气动性能显著优于刚性;柔性翼型的被动变形可以抑制翼型表面涡旋的生成从而优化气动特性.     

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。     

仿生翼几何特征与气动性能的关系初探

为了揭示鸟类翅膀特征结构与其气动性能的关系,从而为高效低噪仿生翼型的设计和开发提供有益的基础信息和仿生学理论支撑,使用三维激光扫描仪对4种常见鸟类(红嘴相思鸟、黑尾蜡嘴雀、八哥、家鸽)进行实体扫描,将真实鸟翼进行数字化建模,构建了4种三维仿生翼模型,并截取得到沿翼展方向不同截面位置处的仿生翼型。运用数值模拟方法对仿生翼的气动性能和噪声特性进行研究,并比较了不同攻角和不同雷诺数下4种仿生翼的气动性能。研究发现:4种仿生翼的气动性能曲线变化趋势一致,雷诺数对于4种仿生翼的影响效果也是相似的;当雷诺数大于100 000时,仿生翼气动性能的雷诺数效应并不明显;八哥仿生翼的气动性能良好,但适用的攻角范围较小;红嘴相思鸟仿生翼的升阻比相对较低,但对攻角的变化不敏感;擅长飞行的鸟类翅膀更明显地分化成两个部分,靠近翅根的部分整体弯曲,翼型不对称,靠近翅尖的部分基本平直,为对称翼型。噪声模拟结果还揭示了特定飞行状态下仿生鸟翼的气动噪声特性,可以推测,仿生翼的尾迹特征和飞行速度是影响其噪声分布情况的关键因素。     

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.     

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。     

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。     

低雷诺数翼型分离流动的大涡模拟研究

采用高精度大涡模拟算法,对低雷诺数下的孤立翼型分离流动问题进行研究,计算了雷诺数为55000、马赫数0.2、来流5°攻角下的NACA-0025翼型,生成数值数据库,从时均流场、瞬态流场、频谱和高阶统计量等多个角度进行分析.研究结果表明:大涡模拟方法能够很好的描述低雷诺数翼型分离流动,其瞬态流场图画与实验结果吻合的很好;翼型上表面出现大尺度的开放式分离区,在Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性作用下,自由剪切层失稳卷起展向涡,展向涡二次失稳发生旋涡配对现象;分离区流场的演化受大尺度涡结构控制,流场中高阶统计量的分布也与涡结构密切相关.     

飞行器地面效应定常/非定常流场数值模拟

采用重叠网格技术,通过求解Navier-Stokes方程,对飞行器起飞状态下增升装置的地面效应进行了数值模拟.选取GAW-1为基本翼型进行增升装置设计,进一步生成重叠网格,分别采用“虚拟运动地面”模式边界条件进行了计及地面效应定常流场数值模拟,以及飞行器运动模式进行了计及地面效应的非定常流场数值模拟.对比分析了不同数值模拟方法之间对气动特性以及流场的影响,为飞行器地面效应数值模拟提供了参考.     

翼型低Re数小攻角非线性非定常层流分离现象研究

层流分离泡是低速低Re数流动的典型特征,存在强的非定常和非线性效应.其对翼型气动力特性带来的影响突出表现在三个方面:(1)升力系数下降,阻力系数增加,升阻比快速下降;(2)小攻角气动力系数非线性效应;(3)中等到大攻角气动力非线性静态滞回效应.本文在针对E387和SD8020翼型层流分离效应开展数值模拟,并提出不同于经典层流分离泡的后缘层流分离泡的研究基础上,进一步采用非定常数值模拟和水洞PIV流动显示试验结合的方法,以SD8020翼型为对象,更深入细致的研究了翼型低Re数小攻角时均化及非定常的层流分离流动结构和压力系数分布的非线性流动特性和演化规律.数值模拟和水洞PIV试验所获得的时均化和非定常流动结构吻合一致,验证了本文结果的正确性.主要结论简述如下:(1)PIV试验验证了所谓低Re数长层流分离泡是一系列大尺度周期性脱落的层流分离涡的时均化结果,并不存在稳定的长层流分离泡;(2)试验证明了低Re数对称翼型小攻角范围,确实存在不同于经典长层流分离泡的时均化后缘层流分离泡,两种层流分离泡的外部形态、内部结构和演化规律存在显著差异.本文详细刻画对比分析了两种层流分离泡的流动结构及其差异;(3)数值模拟和水洞试验表明两种时均化层流分离泡所对应的非定常分离涡结构和压力系数分布也存在显著差异.正是由于这两类层流分离涡结构之间的演化造成了对称翼型低Re数小攻角升力系数非线性;(4)初步分析表明,后缘层流分离泡对应的非定常分离涡结构在分离点附近基本保持稳定,类似死水区,直至后缘点附近出现类似于卡门涡街的非定常分离.长层流分离泡对应的非定常分离流动则在分离点附近就表现出显著的非定常特征,生成一系列独立,并不断向下游发展、移动、对并、脱落的非定常层流分离涡.由此,造成这两种流动结构之间突变的机理和根源可能在于分离点附近分离区流场的失稳.     

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。