梢涡对拍动平板升力性能的影响

采用有限体积法求解黏性Navier-Stokes方程,以动网格方法基于弹簧变形原理结合拉普拉斯网格重绘方法光顺网格,分析了Re=100时2-D、3-D拍动平板的升力、阻力性能以及尾流场,并采用并行计算求解3-D问题以节省计算时间.通过计算旋转同步、滞后2种拍动模式下平板升力性能,以及拍板运动过程中流场压力分布的变化,探讨梢涡对拍板升力性能的影响.计算结果表明,在旋转滞后模式下梢涡使拍板的升力系数有较大增加,而旋转同步模式下仅使拍板的升力系数稍有增加,说明梢涡对拍板升力性能的影响与拍板运动参数有重要关系.     

扑翼模型的气动力研究

为了研究扑翼的气动特性,以蜜蜂翅为参考对象建立了扑翼的运动学模型. 利用计算流体力学方法,研究了最大拍动角、频率、攻角对扑翼气动力特性的影响,通过分析扑翼拍动在1个周期的升力和阻力变化,阐释了扑翼保持高升力的原因. 计算结果表明,翻转运动是造成升力变化的主要因素;平均升力会随着最大拍动角和频率的增大而增大;并在攻角50°时达到最大;而各工况对平均阻力的影响可忽略不计.     

两种典型尾翼形状对无伞末敏弹气动特性的影响

为研究尾翼形状对双翼无伞末敏弹减速导旋性能的影响,分别对平板尾翼和S-C形尾翼结构末敏弹的气动特性进行研究。基于计算流体力学方法,获得了末敏弹气动外形的流场特性、表面压力分布和阻力系数、升力系数和转动力矩系数随攻角变化的规律。通过自由飞行试验对平板尾翼和S-C尾翼末敏弹进行了动态气动特性研究。数值计算结果显示,平板尾翼和S-C尾翼模型阻力系数在6～9间,其增阻效果明显;两模型升力系数均呈负线性变化,尾翼形状对升力系数影响较小;尾翼形状对转动力矩系数影响明显,平板尾翼几无转动力矩产生,S-C尾翼转动力矩相对较大并随攻角增加而减小。自由飞行试验表明,S-C尾翼结构自由飞行状态下增阻效果好于平板尾翼,并可使弹体获得转动力矩而维持稳定转速,能够实现稳态扫描运动。平板尾翼末敏弹自由飞行稳定性差。     

非平直面二维地效翼性能时域计算

基于格林定理在时域中推导了适用于任意地形的二维机翼地效翼性能的计算方法.静止坐标系上,在所有边界布置兰金源和偶极子,对满足物面边界条件和尾涡面库塔条件的积分方程进行数值离散.翼表面网格坐标和尾涡面上的偶极强度随时间步进变化.将平直地面下NACA0012翼型升力系数随攻角变化的时域计算结果与已发表的试验数据进行比较,结果表明本文时域计算地效翼问题可行.最后讨论了地形变化对机翼升力的影响,进而非直平面二维地效翼性能计算可发展为自由面上的地效翼性能计算.     

二维平板翼拍翼运动的涡流场显示

介绍了在装有液体的有机玻璃容器中进行的二维平板翼作悬停拍翼运动的流场显示实验．研究了低雷诺数运动下，仰俯旋转过程中不同的转动角速度，匀速平动阶段不同的水平攻角分别对流场结构的影响以及超前、对称、滞后三种相位模式下的涡流场结构．实验结果表明：挥拍过程中翼后缘的涡层不断地脱泻，前缘涡不断发展并附着在翼面是翼型产生高升力的重要机制；匀速平动阶段前缘涡的形成附着与水平攻角有关，攻角过小不易产生前缘涡，攻角过大则易使前缘涡与翼面分离；翼型的上仰过程使前缘涡得到加强，这对升力的产生有一定的贡献；三种相位下的涡流场形态各有不同，上挥（下拍）初期前缘涡的运动主要存在两种形态．     

应用加权无波动无自由参数耗散差分格式求解平板振荡叶栅流场

引入双时间方法,计算了某三维平板振荡叶栅的非定常流场.在虚拟时间步上用LU-SGS隐式方法做时间推进,对流项采用空间三阶的加权无波动无自由参数耗散差分(WNND)格式离散.湍流模型采用低雷诺数q-ω模型.计算得到了叶栅不同叶高处的升力系数频谱、非定常压差系数以及叶尖处不同振动时刻的熵等值线.对3个叶高处的升力系数频谱分析表明,流场存在显著的振动诱发的非线性扰动,其频率高于升力系数基频.叶尖处不同振动时刻的熵等值线图显示了大振幅下流场强烈的非定常属性.     

大攻角下典型主梁断面颤振临界风速数值模拟

针对大攻角下主梁断面颤振稳定性问题,基于计算流体动力学软件ANSYS FLU-ENT用户自定义函数UDFs和动网格技术,结合Newmark-β法建立了桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法,采用该方法在不同攻角下(0°、±3°、±5°、±8°)对薄平板和流线型箱梁断面颤振稳定性进行数值模拟研究,并将数值模拟结果与风洞试验研究结果进行了比较.结果表明:薄平板和流线型箱梁断面的颤振临界风速数值模拟结果与风洞试验结果吻合较好,验证了本文所建立的桥梁主梁断面二维流固耦合分析方法的精度.薄平板断面的颤振临界风速随攻角的增大显著降低;流线型箱梁断面在正攻角范围内颤振临界风速随着攻角的增大而降低,在负攻角范围内颤振临界风速随攻角绝对值的增加先增大后降低;当攻角较大时,薄平板断面和流线型主梁断面均表现出"钝体"特征,气流绕过断面前缘时发生分离,沿断面上下缘产生较大的涡,从而导致主梁断面颤振临界风速降低.     

不同攻角下水轮机导叶流道湍流特性研究

采用κ-ε湍流模型对不同导叶攻角下的导叶流道进行三维数值模拟,采用SIMPLEC算法实现速度、压力变量的分离求解。计算结果表明,导叶压力面的压力系数随着攻角增大而明显增大,而吸力面的压力系数随着攻角增大而明显减小。随着攻角增大,导叶边界层提前分离,形成脱落涡,导叶的升力明显增加。在导叶出水边的尾迹涡,其湍动能很大,随着流动进入转轮流道,引起水轮机水力振动。     

基于动态面搭接网格技术的双发螺旋桨数值模拟研究

基于动态面搭接网格技术,生成双发螺旋桨/短舱/机翼构型在三种不同螺旋桨旋转组合下的计算网格,并分别对不同旋转组合下的流场进行了数值模拟,并对比分析了螺旋桨不同旋转组合下的螺旋桨滑流流场结构和螺旋桨滑流对机翼气动力的影响。仿真计算结果表明,三种旋转组合方式中,在0～2度攻角范围内,反对转的升力系数最大;在2～6度攻角范围内,双发螺旋桨对转的升力系数最大;在6度以上攻角时,双发螺旋桨反对转的升力系数最大。     

考虑三维结合部形貌的静摩擦因数非线性分形模型

考虑三维结合部形貌的W-M函数,推导了结合部静摩擦因数非线性分形理论模型.数值模拟了考虑三维形貌的结合部静摩擦因数与法向载荷P、分形维数D、分形尺度系数G的关系,以及在二维分形和三维分形模型中的差异.结果表明:结合部静摩擦因数与法向载荷成单调递增关系,与分形尺度系数成单调递减关系.当D小于2.5时,静摩擦因数随分形维数的增大而增大;当D大于2.5时,静摩擦因数随分形维数的增大而减小;三维分形下的静摩擦因数小于二维分形下的静摩擦因数.     

扑翼飞行二维情形数值分析

基于计算流体力学(CFD)方法对微扑翼飞行的非定常空气动力学问题进行研究,已被大多数学者所认可.在对昆虫飞行运动仿真模拟的基础上,建立了扑翼运动二维简化模型及运动方程,并利用FLUENT软件及其嵌入用户自定义函数(UDF)和动网格技术,分析了二维翼型在不同控制飞行参数(包括扑翼频率、最大转动幅值、平动和转动相位差等)下的平均升力和阻力系数.数值模拟所得结果为微扑翼飞行器的设计提供了参考依据.     

Effect of flapping trajectories on the dragonfly aerodynamics

Insects cannot provide enough lift force to keep them afloat according to the conventional aerodynamics. But in fact they can not only perform the free flight, but also perform the maneuver activities such as fast take-off, suspending, back flight, etc. D…     

组合合页式扑翼在悬停状态下的三维仿真分析

通过观察鸟类扑翼飞行的运动特征,研究了一种新型组合合页式扑翼推进技术.介绍了组合合页式扑翼推进技术的基本原理,建立了其运动学和动力学模型;在此基础上,通过联合求解动力学方程和三维纳维斯托克斯方程,对组合合页式扑翼在恒定速度下的低频大行程往复运动进行仿真,以分析组合合页式扑翼在2自由度运动时的运动特征和空气动力学特性.结果表明:所提出的扑翼推进方式在悬停状态下能够产生持续的正升力;在相同的往复速度下,增大运动行程可以降低1个周期内过渡状态所占的比例,但平均升力系数随之减小;当运动频率约为2Hz时,其平均升力系数可以达到3.0以上.     

基于滑移网格技术的串列翼推进性能分析

以有限体积法结合Standard k ε湍流模型求解黏性不可压缩Navier Stokes方程,采用滑移网格技术实现了串列翼前后翼间的相对运动,分析了前翼拍动后翼静止的串列翼系统的推进性能.探讨了衰减频率、拍动振幅以及前后翼间距对串列翼推进性能的影响.计算结果表明,串列翼的推力主要由前翼产生,且在一定的衰减频率和拍动振幅范围内,串列翼均较传统的单翼拍动具有更高的推进效率,同时,前后翼间距对串列翼推进性能影响不大.     

基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推力系数随着弯度的增大而变小;通过综合分析得到翼展长度在2.5倍弦长时,气动特性最佳;不同翼面形状的机翼具有不同的气动性能,相对于机翼后缘几何形状,前缘对气动特性的影响较大.研究结果为扑翼飞行器机翼的系统设计提供了有益的指导.     

串列异步拍动翼推进性能分析

以滑波推进器为原型,基于RANS方程,采用动网格技术计算了6翼异步拍动翼串列时的水动力性能,探讨了来流、摆幅角、翼间距、运动周期和升沉幅度等对其推进性能的影响,并建造样机.计算结果表明,串列异步拍动翼不同位置翼表现出不同的性能,且任一位置翼比单片异步拍动翼产生更大的推力.尾涡分析表明,翼间涡系干扰是不同位置翼性能不同的主要原因,且其干扰对推力的产生有利,小间距时可产生更大推力.     

Spanwise flow and the attachment of the leading-edge vortex on insect wings

The flow structure that is largely responsible for the good performance of insect wings has recently been identified as a leading-edge vortex. But because such vortices become detached from a wing in two-dimensional flow, an unknown mechanism must keep them attached to (three-dimensional) flapping wings. The current explanation, analogous to a mechanism operating on delta-wing aircraft, is that spanwise flow through a spiral vortex drains energy from the vortex core. We have tested this hypothesis by systematically mapping the flow generated by a dynamically scaled model insect while simultaneously measuring the resulting aerodynamic forces. Here we report that, at the Reynolds numbers matching the flows relevant for most insects, flapping wings do not generate a spiral vortex akin to that produced by delta-wing aircraft. We also find that limiting spanwise flow with fences and edge baffles does not cause detachment of the leading-edge vortex. The data support an alternative hypothesis-that downward flow induced by tip vortices limits the growth of the leading-edge vortex.     

基于预处理技术的扰动风对多段翼型非定常绕流作用的数值模拟

运用双时间推进法和动态嵌套网格技术对扰动风作用下的多段翼型非定常绕流进行了数值模拟. 首先, 结合预处理技术对麻省理工学院(Massachusetts Institude of Technology, MIT) 的翼型模型在扰动风作用下的流动进行数值模拟, 并运用其实验结果验证程序的正确性; 然后, 对多段翼型在周期性的扰动风作用下的非定常粘性绕流进行数值模拟, 得到非定常情况下气动力随扰动风变化的迟滞规律. 计算范围内的结果表明: 扰动风的频率越低, 幅度越大, 多段翼型整体上的气动力越大; 扰动风的频率越高, 幅值越大, 对多段翼型的气动力影响越大.