充气式翼型绕流大涡模拟分析

针对多梁式充气机翼阿翼型,采用大涡模拟方法对其表面的复杂流动进行了数值仿真研究,得到了其迎角在0°-20°时的流动情况和气动力特性,并与其他仿真结果和风洞试验结果进行了比较分析。结果表明：采用大涡模拟方法得到的计算结果与风洞试验结果较为吻合,可以更好地模拟充气式翼型的表面流动情况。     

旋翼翼型低Ma数动态失速特性计算

低Ma数下,翼型前缘涡强度的增加和移动使法向力系数产生很大的超调量,Beddoes通过增加一项与延迟后后缘分离点有关项来模拟该特性,并改进Leishman-Beddoes二维翼型动态失速模型。在此基础上,本文在非定常法向力系数中引入一阶延迟,推迟失速判断点,得到修正后模型;而后,通过计算NACA0012、OA207翼型在低Ma数下的非定常气动力,并与实验结果进行对比,验证了模型在计算翼型低Ma数下非定常气动力的准确性,并分析了折合频率、迎角平均值、振幅对计算结果的影响。     

湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响研究

为研究湍流度对低雷诺数翼型气动特性的影响,采用经过风洞试验验证的基于γ-(Reθt)转捩模型的RANS数值模拟方法,针对典型低雷诺数翼型E387,选取不同雷诺数/湍流度状态开展了对比分析.研究结果表明,湍流度对翼型气动特性的影响十分显著且规律较为复杂.高湍流度可以在一定状态下使升阻比大幅提升,显著改善低雷诺数翼型的气动...     

高空、长航时无人机风洞试验研究综述

高空、长航时无人机属飞机家族中的新成员，在近年来的世界局部战争中，它发挥了侦察、监控、通讯中继的重要作用。在广泛搜集国外风洞试验研究资料的基础上，介绍了高空、长航时无人机在翼型设计、气动力测量、边界层测量方面的风洞试验研究方法。     

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

采用基于k-ωSST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。     

大展弦比机翼模型设计对翼型流场气动特性的影响

采用SST两方程湍流模型,通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了大展弦比机翼风洞模型振动条件下的翼型流场,总结了翼型不同振动状况下的流场和气动力特点,分析了模型设计中的不同振动情况对风洞试验结果的影响。研究结果表明：在大展弦比机翼风洞模型的设计中,将翼型的重心设计在机翼的弹性轴之后,对风洞试验的精度较为有利。此结论对大展弦比机翼的风洞实验模型设计有指导意义。     

高速直升机旋翼反流区桨叶剖面翼型气动特性CFD分析

随着直升机飞行速度的提升,旋翼的反流区域逐渐增大。以某直升机旋翼模型为例,利用CFD方法对旋翼反流区桨叶不同剖面翼型的气动特性进行了分析,得到旋翼桨叶不同剖面翼型的气动力、压力系数和周围流场变化情况,对它们的流动机理进行了简单的探究。通过对比分析,得到了反流区桨叶剖面气动特性的一些规律。同时初步研究了翼型后缘钝化处理对改善反流特性的影响。     

Gurney襟翼对翼型气动特性影响的风洞实验研究

针对风力机叶片翼型WA251A在Re=3.0×106情况下,安装Gurney襟翼时气动力的变化展开风洞实验研究.对WA251A翼型在干净翼和安装Gurney襟翼情形下的气动力进行对比,重点讨论了Gurney襟翼安装高度、安装角度及安装位置等因素对翼型气动力的影响.实验结果表明:同一安装位置安装高度的增加其增升效应越明显...     

零质量射流对翼型增升影响的数值模拟研究

针对安装了激振器的NACA0012二维翼型,采用数值模拟的方式对零质量射流技术进行研究.流场解算器采用了中国航空工业空气动力研究院计算所自主研发的ENSMB V1.2计算平台.计算结果给出了湍流模型对零质量射流数值模拟技术的影响,并且分析了激振器参数对翼型气动力特性的影响规律.     

超临界翼型Gurney襟翼增升技术实验研究

通过在二元翼型风洞中进行测力实验,研究了不同高度Gurney襟翼对超临界翼型气动力和力矩的影响规律。实验结果表明：在亚声速条件下,Gurney襟翼同样可以明显增加翼型的升力系数,使整个升力曲线向上平移,并使翼型低头力矩增加。高度为翼型弦长0.5%的Gurney襟翼可以带来超临界翼型的最大升阻比。同Gur-ney襟翼对NACA 0012翼型气动特性改变的对比表明,其在超临界翼型上带来的升力系数增量要大于在NACA0012翼型上的效果,但是带来的低头力矩增量较小。     

降雨对翼型气动性能影响的机理研究

利用计算流体力学软件FLUENT 6.3.26中的拉格朗日离散相模型研究了降雨条件下翼型的气动特性变化,并应用UDF(用户自定义函数)对FLUENT中自带的Wilcox转捩模式进行了修正,对降雨对翼型气动性能的影响机理进行了研究.结果表明,在降雨条件下,翼型表面积聚的水膜层及其表面粗糙度会影响翼型表面的光洁度,引起边界...     

变来流速度下旋翼翼型非定常气动特性分析

为分析变来流速度状态下的旋翼翼型气动特性,提出了利用翼型平移来模拟来流速度变化的数值方法.在此方法基础上,采用基于隐式LU-SGS(lower upper symmetric Gauss-Seidal)方法的非定常雷诺平均N-S(Navier-Stokes)(RANS)方程,模拟了SC1095旋翼翼型在定迎角 变来流速度及变迎角 变来流速度状态下的非定常气动特性.通过对比分析发现:翼型在变速度-定迎角状态下会表现出明显的非定常现象,产生了前缘分离涡,气动特性会出现明显的迟滞效应及波动现象,脉动速度越大,非定常效果越明显.并且基准速度越大,翼型气动特性的峰值越大；翼型迎角越大,非定常涡出现的也越早.考虑直升机旋翼翼型实际工作环境,在变速度-动态失速状态下,翼型最大迎角处的气动力会得到一定程度的削弱,在小迎角下的气动力得到一定程度的增强,且脉动速度越大,翼型的非定常特性也越强.      

典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究

采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键。对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究。试验分别在FL14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术。试验结果表明：CH309翼型的总体性能优于OA309翼型。试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考。     

降雨条件下翼型的气动特性

采用计算流体力学方法对降雨条件下翼型的气动特性进行了研究.通过求解定常可压的Navier-Stokes方程来计算流场,采用拉格朗日法对流场中的雨滴轨迹进行了模拟跟踪,得到了翼型表面的雨滴收集率;建立了水膜层数学模型,并假定水膜层沿着翼型表面的法向方向增长,预测了降雨引起的翼型外形的变化,并得到了水膜层表面的粗糙度高度;采用k-ωSST(shear-stress transport)两方程湍流模型结合增强的壁面函数,研究了降雨对翼型气动特性的影响.结果表明,在低迎角范围内,降雨对翼型的升力系数和阻力系数影响很小;当达到失速迎角后,降雨会引起上翼面边界层气流的提前分离,造成翼型气动性能的严重损失.      

飞虫粘附翼型对翼型气动特性影响的实验研究

在西北工业大学NF-3低速风洞进行了飞虫粘附翼型对翼型气动性能影响的风洞实验研究。结果表明：模型表面粘附的飞虫数量累计到一定程度时,将会导致翼型表面50%区域以上的面积发生分离,引起翼型失速,并且实验前模型表面的飞虫数量会改变翼型的失速迎角,因此实验前必须将模型擦拭干净。鉴于飞虫粘着数量的不确定性,对于翼型在复杂环境下使用时其气动性能的变化需要加以关注。     

海上湿气对翼型气动特性的影响初探

研究高湿度空气对风力机翼型气动性能影响对海上风力机翼型优化、提高发电效率具有重要意义。首先采用组分输运模型数值计算湿空气条件下翼型升阻力特性,其次在组分输运模型基础上,考虑湿空气中水蒸气的凝结,建立用户自定义函数定义凝结体积源项,求解输运方程。对湿空气流过翼型表面气动性能的初步研究发现：升阻力系数随湿度变化而改变,不考虑凝结时,升阻力系数随湿度增大而减小,当发生凝结时,升力系数增加。翼型表面前缘点附近凝结流量最大,翼型表面凝结流量随湿度增大而增大,温度越高,凝结流量越大。     

Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究

采用CFD数值方法,研究了NACA0012翼型、加装传统Gurney襟翼及改进不对称Gurney襟翼后翼型的动态失速特性。给出了传统襟翼对翼型动态失速特性的影响,并带来较大动态低头力矩的不足,基于传统襟翼的不足,提出了改进的不对称Gurney襟翼方案。研究表明,不对称Gurney襟翼可较好改善翼型的动态失速特性,在增加动态升力的同时,俯仰低头力矩明显减小,可能是直升机旋翼的较理想翼型。     

考虑间隙内流的二元机翼跨声速气动力分析

基于Navior-Stokes (N-S)方程和Spalart-Allmaras湍流模型,建立了含间隙二元机翼的跨声速绕流场计算模型和间隙内流计算模型.通过FLUENT数值仿真,分析了二元机翼的激波压力分布和马赫数分布,并与风洞试验 结果进行了对比验证.数值结果表明,连通波后高压区和波前低压区的间隙内流会提高机翼绕流场中激波前后的速度梯度和压力梯度.局部间隙内流会对机翼结构带来“向外吸”和“向前顶”的气动载荷作用.     

翼型改型对超临界翼型气动性能影响的数值研究

为了深入研究改型对跨声速翼型气动性能的影响,对NASA SC(2)-0614翼型进行多种方案的改型,包括前缘半径、厚度、弯度、翼型上表面形状等,并得出最终优化改型方案.数值模拟结果表明,改型后翼型设计状态下升阻比和临界马赫数均有显著提高.     

翼型加装格尼襟翼的低雷诺数气动特性实验研究

为了研究低雷诺数下格尼襟翼对翼型气动特性的影响,通过风洞试验研究了Eppler387翼型加装0.5%～5.0%弦长高度格尼襟翼后的气动特性变化,试验雷诺数1.49×105～2.31×105。试验结果表明：低雷诺数下Eppler387翼型加装格尼襟翼后,升力系数和力矩系数明显增大,襟翼高度大于2%弦长时阻力系数显著增大。格尼襟翼在高升力系数下能够起到增大升阻比的作用,适用于微小型飞行器工作在大载荷状态,而0.5%弦长高度的襟翼还能够兼顾中小升力系数下的气动效率,同样适合于微小型飞行器在巡航状态使用。与原翼型相比,加装襟翼后最大升阻比对应的迎角提前,随襟翼高度的增加,翼型升阻比曲线峰值变得不再突出。