平均攻角和振幅对振荡翼型气动特性的影响

采用一种基于k-ωSST模型和γ-θ转捩模型的雷诺平均N-S方程数值方法,对雷诺数Re=1.35×105下的NACA0012振荡翼型和静态翼型非定常流场和升力特性进行模拟,在缩减频率K=0.1的条件下研究了翼型振荡运动中平均攻角和振幅对平均升力系数的影响,并与静态翼型的升力特性及实验结果进行了对比。结果表明:当平均攻角小于临界攻角时,翼型的振荡运动会降低平均升力系数,当平均攻角大于临界攻角同时最小攻角小于临界攻角时,翼型的振荡可以提高平均升力系数。在平均攻角为12°~17°时,翼型振幅为6°左右时可获得最大平均升力系数,与静态翼型相比,平均升力系数可提高30%~45.7%。当振荡过程中最小攻角对应静态翼型轻失速攻角时,翼型上仰阶段前缘涡的产生和集中涡的稳定附着是平均升力系数大幅度阶跃式提升的原因,静态翼型与振荡翼型的组合可提高升力并拓宽攻角范围。     

固定转捩在改善振荡来流下低雷诺数翼型气动性能中的应用

低雷诺数下,翼型表面易于出现的分离转捩现象会降低翼型的气动性能,采用数值计算方法探讨了固定转捩在改善低雷诺数下翼型气动性能中的应用。定常来流下,雷诺数为4×104时,在翼型E387上表面自由转捩位置之前的一定位置处使翼型固定转捩,计算结果表明分离区减小了,升力系数和升阻比明显提高。振荡来流下,雷诺数在8×104的50%范围内变化时,分别计算了NACA4412在0°迎角和E387在3°迎角时自由转捩及在60%弦长处固定转捩的升阻特性,结果显示自由转捩的翼型当雷诺数减小时,性能急剧恶化,而采用固定转捩的翼型受其影响要小得多,具有更加稳定的气动性能。     

雷诺数变化对翼型边界层发展及失速特性的影响

翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大,转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。     

基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验

针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×10⁵,减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明,后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔,周期交替地改变翼型的气动性能,在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下,实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果,同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果,但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。     

翼型动态失速等离子体流动控制试验

针对动态失速引起的翼型气动性能恶化的问题,利用小型化的激励电源和介质阻挡放电等离子体激励器,借助动态压力测量和外触发式粒子图像测速（PIV）等手段开展了翼型动态失速等离子体流动控制试验研究。结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速,改善平均气动力,提高翼型气动效率,减小气动力随迎角变化的迟滞区域。等离子体诱导出前缘附近的贴体翼面涡,促进分离流再附;增加了上翼面0.2~0.4弦长区域的吸力,减小了升力系数功率谱密度（PSD）分布的二、三、四阶能量幅值,在研究工况下实现了平均升力系数增加7.1%、失速迎角推迟1.3°和迟滞区域减小4.5%的明显控制效果;4°~9°迎角段,等离子体使得翼型平均阻力系数减小40%。此外,振荡频率增加使翼型绕流的非定常性增强,较高雷诺数下的翼型动态分离涡更加难以被抑制,均需要增加等离子体激励强度才能达到较好的控制效果。     

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。     

小振幅振动翼型升力迟滞环变向的成因分析

在低雷诺数条件下研究了SD7037翼型小振幅强迫振动时，振动轴位置和减缩频率对翼型气动特性的影响。通过升力系数随时间变化曲线与迎角随时间变化曲线的对比，发现引起升力系数随迎角变化的迟滞环变向的原因主要是升力系数随时间变化曲线的相位发生变化，并从数学上证明了这个相位是关于减缩频率的函数。而且，当升力系数随时间变化曲线的相位变大时，会使得对应的升力系数随迎角变化的迟滞环曲线从逆时针向顺时针方向变化，这中间必然会经历一个"直线"过程，就好像迟滞现象消失了一样。进一步通过对比流场，发现振动轴位置和减缩频率对此相位的影响机制不同，振动轴位置主要改变翼型的有效迎角，而减缩频率的增大则影响了周围流场结构，使得附加质量带来的反作用力变大，进而提高升力，振动轴向前移动和减缩频率的增大都会增大升力系数曲线的相位。     

环量控制翼型气动力迟滞效应研究

为研究环量控制翼型在非定常运动中的气动力迟滞效应,通过求解环量控制翼型的强迫俯仰振动数值模拟数据,研究了不同减缩频率、振幅和射流动量系数对环量控制翼型气动特性的影响规律,分析了不同动量系数对非定常流场变化的作用机理。研究结果表明:减缩频率和迎角振幅越大,气动力迟滞效应越明显;小迎角下动量系数越大,迟滞效应越微弱,而大迎角下动量系数越大,迟滞效应越明显,并表现出提前动态失速的特征;气动力迟滞效应主要受翼型上表面压力分布影响,与后缘涡和上表面分离涡关系密切。所得结论对于环量控制技术在无人飞行器控制和操纵方面的应用具有一定的实际意义。     

考虑转捩影响的风力机翼型气动特性计算研究

基于二维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,耦合eN数据库方法进行流动转捩判断,采用SA湍流模型计算了风力机专用翼型DU91-W2-250的气动特性,得到了雷诺数Re=1.0×106时,攻角在-11°~12°范围内该翼型的升力和阻力特性曲线及压力分布。通过对全湍流计算结果、耦合转捩判断的计算结果及实验数据的对比,表明考虑转捩因素后的计算结果与实验结果吻合更好,说明要准确模拟风力机翼型的绕流,必须考虑转捩影响。     

变来流下翼型动态失速的协同射流控制数值模拟

针对直升机前飞时旋翼在变来流下出现动态失速的问题，发展了基于协同射流的翼型动态失速控制方法。选取NACA0012翼型为研究对象，基于转捩SST湍流模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes方程，开展不同参数下协同射流控制翼型动态失速的数值模拟。研究结果表明，协同射流能够有效抑制变来流条件下的翼型动态失速。在变来流下，射流流道对翼型原始气动特性产生不利影响，功率系数的增长速度快于射流动量系数的增加，协同射流存在具有较好控制效果的最佳工作区间。协同射流通过与主流掺混来加速涡系演化，以抑制动态失速，通过增强弦向气流的动能以克服逆压梯度，从而抑制流动分离和促进流动再附着。在马赫数0.283、减缩频率0.151、前进比0.25的条件下，协同射流使翼型升力提高、阻力下降、负俯仰力矩峰降低、流动再附着提前，翼型气动特性得到明显改善。