高风速下腐蚀翼型的气动特性研究

外场工作风力机叶片会受到环境腐蚀,导致风力发电机气动性能下降,发电效率降低.为研究腐蚀翼型的气动性能变化,建立9种腐蚀模型,计算4种风速(30m/s、35m/s、40m/s、45m/s)下腐蚀翼型的气动性能,分析翼型形状与腐蚀位置的变化对翼型气动性能的影响.数值模拟结果表明来流风速与翼型的升阻力成线性关系;S803翼型...     

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.     

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...     

高温效应对全动舵飞行器气动热力特性影响

针对高超声速飞行器气动热力特性受高温效应影响问题,基于5组元5反应动力学模型,采用AUSMPW+格式耦合隐式LU-SGS方法求解三维化学反应Navier-Stokes方程,以十字型全动舵导弹为模型,在不同壁面催化条件下,研究导弹气动热力特性受高温效应影响的变化,以更准确地预测导弹在高超声速状态下的气动力及气动热,提高其控制精度及效率。研究表明:高温效应使激波层变薄,明显降低物面温度及热流;壁面催化条件主要影响热流,而对气动力影响微弱;高温效应降低导弹升、阻力系数及舵面效率,使压心位置前移而产生抬头力矩。     

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计

为通过机翼弯度变化实现对无舵面飞机的控制、改善其气动性能,需要协调结构变形、力学承载和轻质设计三者之间的关系。针对传统机械驱动机构造价高、重量大和智能材料驱动机构承载能力弱的缺陷,通过承载/变形一体化设计方法,充分考虑机翼气动载荷的特点,协调配置机械驱动机构与智能材料驱动机构,结合拓扑优化设计,提出一种无舵面飞机变弯度机翼承载/变形一体化设计方案。结果表明,无舵面飞机可在不同飞行环境下改变机翼弯度以承受多种载荷条件,对提高飞机的飞行性能、飞行效率和适应飞行环境的能力具有积极意义。     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

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%.     

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...     

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°.     

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.     

环量控制对翼型气动特性的作用机理

环量控制能够显著提高升力,改善飞行器短距起降性能。首先从机理上分析了环量控制的作用原理,然后通过CFD数值仿真方法研究环量控制对翼型气动特性的影响规律,采用雷诺平均N-S方程,SST湍流模型,将射流口边界条件设为反映动量系数的速度入口,分别模拟了动量系数和迎角对升阻特性和附面层分离特性的影响规律。结果表明:在α=0°,Cμ=0.05时,升力增加327%,效费比ΔCy/ΔCμ为21.97;随着动量系数增加,前缘分离导致失速迎角提前,在中等动量系数和小迎角状态能够获得优良的升阻特性。     

戈壁下垫面空气动力学参数确定的再研究

提出一种确定地表粗糙度z0的方法。该方法仅需利用精细风廓线资料进行计算,误差较小,尤其适用于近中性层结观测较困难的情况。根据2006年夏季河西走廊戈壁地区的大气边界层观测资料,利用该方法确定的z0为0.60mm左右,和前人方法计算结果0.78mm接近,证实了此方法和z0估值的可靠性和可信度。此外,由于不同测量高度代表不同区域尺度上的特征,地表粗糙度的确定还应和风廓线的观测高度及分布状态有关。     

基于Isight的自适应翼型前缘气动优化设计

为了兼顾翼型在各个飞行状态下的气动效率,基于Isight优化设计平台对自适应翼型前缘进行了气动优化设计研究.首先对Hicks-Henne型函数进行了改进,实现了翼型前缘的参数化描述;然后采用拉丁超立方实验设计方法生成样本点,并运用CFD软件进行翼型流场的气动计算,进而利用该样本数据完成对RBF神经网络的训练;最后对神经网络近似模型应用多岛遗传算法进行优化.以NACA 0006翼型为例,采用上述组合优化策略以升阻比为目标函数进行优化设计.仿真结果表明:改进后的Hicks-Henne型函数较好地描述了翼型前缘;组合优化方法显著提高了翼型气动优化效率.     

戈壁下垫面空气动力学参数确定的再研究

提出一种确定地表粗糙度z₀的方法。该方法仅需利用精细风廓线资料进行计算,误差较小,尤其适用于近中性层结观测较困难的情况。根据2006年夏季河西走廊戈壁地区的大气边界层观测资料,利用该方法确定的z₀为0.60mm左右,和前人方法计算结果0.78mm接近,证实了此方法和z₀数值的可靠性和可信度。此外,由于不同测量高度代表不同区域尺度上的特征,地表粗糙度的确定还应考虑风廓线的观测高度及分布状态。     

高雷诺数下二维翼型绕流气动特性数值分析

采用不同湍流模型,对NACA0012翼型,在不同迎角和不同高马赫数下的绕流流场进行数值模拟;通过与风洞实验对比,评估了S-A模型,Realizable k-ε模型和k-ωSST模型对高雷诺数绕流流场数值模拟的准确性;并运用Realizable k-ε模型精确模拟并分析了二维翼型绕流流场的跨音速特性,为理论分析及工程设计提供参考。     

后加载和高负荷前加载叶型气动性能的试验研究

采用平面叶栅和环形叶栅吹风试验对后加载和高负荷前加载叶型的气动性能进行了详细的测量和研究.在平面叶栅吹风试验中,测量了2种叶型的压力系数分布,研究了攻角、相对栅距、安装角和马赫数的变化对叶型能量损失系数的影响规律.在环形叶栅吹风试验中,测量了2种叶型的近叶顶、中叶高和近叶根处的压力系数分布以及能量损失系数沿叶高的变化规律.对后加载和高负荷前加载叶型的三维成型规律进行了讨论.试验结果表明:高负荷前加载叶型相对于后加载叶型具有更大的负荷特性;高负荷前加载叶型在采用较大的切向弯曲后可以抑制二次流的发展和减少二次流损失;前加载叶型和后加载叶型均具有优良的气动性能.研究结果对于拓宽高性能叶型在汽轮机中的应用提供了理论基础和技术支持.     

Z字形折叠无人机气动优化设计

针对Z字形无人机存在滚转力矩和偏航力矩的问题,提出一种基于混合翼型参数化的整机多目标优化方法,以非支配排序遗传算法（NSGA-Ⅱ）为核心与混合翼型参数化、SCDM流场建模、Fluent Meshing网格划分以及Fluent Solution流场计算相结合,建立优化模型,进而开发出基于Isight平台的整机自动优化流程,实现Z字形无人机的气动优化设计。结果表明,基于混合翼型参数化的优化平台,增加了翼型优化的搜索空间,实现了多目标预定数值的优化,减小了Z字形无人机的滚转力矩和偏航力矩,提高了其整体的气动性能。所提方法能消除有限翼展无人机的力矩,为解决不对称无人机滚转和偏航问题提供了技术参考。     

近海面升力翼的模拟试验分析

对接近海面运动的升力翼的水动力特性进行了模拟试验.试验分析表明,浸深对升力翼的水动力有较大影响,当浸深达到临界值(?)_(cr)时,自由面的影响显著减少.升力翼水动力对规则波呈周期性响应,其中以法向力的响应最为显著.而升力翼的密度谱与模拟海浪谱具有较好的协调性,且呈线性响应.其响应幅值算子是影响水动力极值及有义值的主要因素.