桨叶结冰对尾桨气动性能的影响

基于某直升机尾桨桨叶地面结冰试验数据,建立了结冰桨叶的气动计算模型。对NACA0012翼型的气动特性计算表明,翼型升力系数和阻力系数的计算结果与试验数据吻合良好。然后根据所建模型,利用Fluent软件分别计算了某尾桨桨叶翼型结冰前后剖面的气动特性,发现结冰使桨叶翼型升力系数降低,阻力系数增大。最后采用动量一叶素理论结合...     

舰载机增升装置对薄翼型升力系数的影响研究

描述了增升装置在提高舰载机薄翼型升力系数方面的作用,观察到大偏角前缘襟翼小迎角时对翼型升力曲线的影响,并通过与试验现象对比,初步探讨了非线性作用形成的可能机理。利用数值模拟方法,通过有限元计算软件对相同流场中多种增升装置的升力系数进行了模拟与比较,从而达到合理设计舰载战机翼型的目的。CFD计算结果表明,所设计的二维多段翼型有良好的气动特性,升力系数得到提高,具有较好的增升效果。     

GAW-1翼型前后缘变弯度气动性能研究

传统增升装置主要用于提高飞机起降气动性能。利用计算流体力学(CFD)的方法,引入了通用飞机翼型的前后缘变弯装置的概念,数值模拟了GAW-1翼型在爬升状态时,前缘变弯装置、后缘襟翼/副翼偏转以及前后缘装置综合偏转对翼型气动特性的影响。研究表明,前缘变弯装置可以有效地改善翼型的失速特性,失速迎角提高了3°左右,最大升力系数提高了4.56%;同时提高升阻比50%~120%;但在设计升力系数下,升力系数和阻力系数都略微减小。另一方面,后缘变弯装置可以改变最大升阻比所对应的迎角,以及在小迎角时,提高升力系数6%左右。翼型综合偏转可以在小迎角时增加升力系数,在大迎角时增加升阻比。     

风力机叶片翼型的结冰数值模拟研究

研究了风力机叶片翼型的结冰数值模拟方法,及翼型结冰后对其气动性能的影响。求解雷诺平均N-S方程,引入k-ωSST湍流模型封闭方程,获得风力机叶片流场;采用拉格朗日法计算风力机叶片翼型周围的水滴运动轨迹,同时考虑了多尺寸水滴分布的影响,获得翼型表面的局部水收集系数分布;根据质量守恒和能量守恒原理,计算翼型表面的各项热流,获得翼型表面的结冰速率和结冰冰形;考虑到翼型结冰是时间的动态函数,采用多时间步长法完成结冰数值模拟。计算了风力机叶片翼型在不同环境条件和气象条件下的结冰冰形,同时模拟了风力机翼型结冰后周围流场的变化,并与干净翼型的气动特性进行了对比。结果表明,环境温度较高时形成的明冰对翼型气动性能的影响较大,结冰导致翼型升力下降,升阻比减小,最大减小幅度达到61%,同时结冰后的翼型会提前进入失速区,导致桨叶气动性能恶化。     

结冰对翼型流场影响的研究

本文以NACA23012翼型为研究对象,采用CFD软件模拟了结冰对翼型流场的影响。结果表明：结冰对翼型的气动性能有着明显的影响,尤其是在大攻角时,升力系数显著下降,而阻力系数则明显增加;对于光滑翼型和结冰翼型．计算值与试验值在‘定攻角范围内吻合良好：马赫数对两种翼型的升力系数和阻力系数随攻角的变化影响均比较小,雷诺数也一样。     

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。     

混合缩比连续翼型设计方法

对于飞机的结冰风洞试验,采用多控制点的遗传优化算法进行混合缩比翼型设计。以混合翼型与全尺寸机翼在前缘范围的压力系数相同为目标,通过数值计算分析翼型气动特性,并对比多种优化策略,改进优化算法,生成不同迎角下的混合翼型。以铝合金为材料考察了混合翼型蒙皮变形能力,计算得到蒙皮最大应力为500 MPa,超过其抗拉强度。最终采用分段蒙皮的方式实现混合翼型变形功能。     

非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究

利用计算软件和实验测量方法,研究了非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响,分析研究了来流速度脉动频率变化对气动特性产生的作用.结果表明,来流速度以短周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而增加;来流速度以长周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而减小.分析表明这与前缘分离涡在翼面上的传递过程有关.又利用二维翼型动态实验台,研究了非定常自由来流对做动态运动的二维翼型气动特性的影响.结果表明,来流风速的脉动使升力系数的迟滞包线进一步扩大,最大升力系数增加.     

翼型表面粗糙度对结冰冰型的影响研究

本文采用数值模拟方法对NACA0012翼型前缘结冰进行模拟，在同一大气环境中，对不同表面粗糙度情况下的翼型进行结冰模拟计算，并将计算所得的各条件下的冰型进行对比分析，从而研究机翼表面粗糙度对结冰的影响。     

前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性计算

结冰将改变飞机空气动力表面形状,不仅使飞机空气动力性能下降,还会导致气动噪声的变化。为研究结冰对翼型气动噪声的影响,采用计算流体力学方法对前缘带光滑霜冰的NACA0012翼型表面声学特性进行了数值计算。采用C型网格拓扑结构对结冰翼型的计算区域进行了划分,采用不可压缩雷诺平均N-S方程对结冰翼型周围黏性流场进行了数值计算,采用基于Proudman理论的宽频噪声模型和Curle的表面积分方法预测了结冰翼型的表面声学参数,获得了沿结冰翼型弦向分布的表面声功率和表面声功率级。研究表明,0°或小攻角时,靠近前缘霜冰区域的流动转捩或流动分离使结冰翼型的表面声功率更高;较大攻角时,靠近后缘的区域发生流动分离,使后缘的表面声功率增加,进一步增加了结冰翼型的表面声功率。前缘霜冰产生的流动转捩和流动分离是结冰翼型气动噪声增加的主要原因。     

Experimental study of ice accretion effects on aerodynamic performance of an NACA 23012 airfoil

In this paper,the effects of icing on an NACA 23012 airfoil have been studied.Experiments were applied on the clean airfoil,runback ice,horn ice,and spanwise ridge ice at a Reynolds number of 0.6 106 over angles of attack from 8° to 20°,and then results are compared.Generally,it is found that ice accretion on the airfoil can contribute to formation of a flow separation bubble on the upper surface downstream from the leading edge.In addition,it is made clear that spanwise ridge ice provides the greatest negative effect on the aerodynamic performance of the airfoil.In this case,the stall angle drops about 10° and the maximum lift coefficient reduces about50% which is hazardous for an airplane.While horn ice leads to a stall angle drop of about 4° and a maximum lift coefficient reduction to 21%,runback ice has the least effect on the flow pattern around the airfoil and the aerodynamic coefficients so as the stall angle decreases 2° and the maximum lift reduces about 8%.     

结冰区流场特征一致的混合缩比翼型设计

提出了一种基于翼型前缘范围流场相似的多控制点混合缩比翼型优化设计方法:以前缘局部范围内的空间流场特征相同为目标,采用多目标遗传优化算法结合翼型参数化、多控制点、网格自适应技术及CFD,进行了不同工况下的混合缩比翼型设计,分别通过低湍流度风洞及结冰风洞对翼型的气动性能及积冰过程进行了实验。设计及实验结果表明:该混合缩比翼型与对应的全尺寸翼型在前缘15%弦长范围内的压力系数偏差均在5%以内,翼型绕流相似;在相同时间历程内两者的冰型增长及气动特性均具有相同的变化规律。该设计方法可以应用于不同实验状态下的混合缩比翼型的设计,提高多状态下结冰实验效率。     

飞机机翼结冰过程的数值模拟

提出了一种适用于各种结冰气象条件下飞机机翼结冰过程的数值模拟方法。结合欧拉坐标系下空气-过冷水滴两相流动控制方程的计算,对不同气象条件下飞机机翼的结冰过程进行了数值模拟,得到了4°攻角NACA-0012翼型表面霜状冰、混合冰及瘤状冰3种冰形。所得冰形与文献中的试验数据和计算结果吻合良好,表明本文方法有效。另外还计算了不同的冰形对机翼升、阻力的影响,结果表明瘤状冰对机翼气动特性的影响最大。      

等离子体热效应对NACA0012翼型增升减阻的研究

基于等离子体热效应机理,在来流速度为34m/s和攻角0～12°内,对NACA0012翼型在等离子体激励下的流场特性进行数值模拟。通过研究等离子体激励的位置和数量对翼型的升阻力特性的影响,得出翼型增升减阻的最佳位置和数量。为保证计算模型的准确性,将未激励的翼型流场参数与NASA实验数据进行对比验证。结果表明:未激励翼型的流场计算参数与实验结果吻合度较高;在等离子体单激励下,最佳减阻位置位于翼型下表面的前缘,最佳增升位置位于翼型下表面的后缘,且二者受攻角的影响较大;在翼型下表面的前缘和后缘同时施加激励时,翼型的减阻比约为20%,最大增升比为52%。     

Numerical analysis of broadband noise reduction with wavy leading edge

Large Eddy Simulation(LES) is performed to investigate the airfoil broadband noise reduction with wavy leading edge under anisotropic incoming turbulence. The anisotropic incoming turbulence is generated by a rod with a diameter of 10 mm. The incoming flow velocity is 40 m/s and the corresponding Reynolds numbers based on airfoil chord and rod diameter are about 397000 and 26000, respectively. The far-field acoustic field is predicted using an acoustic analogy method which has been validated by the experiment. A straight leading edge airfoil and a wavy leading edge airfoil are simulated. The results show that wavy leading edge increases the airfoil lift and drag whereas the lift and drag fluctuations are substantially reduced. In addition, wavy leading edge can significantly change the flow pattern around the leading edge and a pair of counter-rotating streamwise vortices stemming from each wavy leading edge peak are observed.An averaged noise reduction of 9.5 dB is observed with the wavy leading edge at the azimuthal angle of 90°. Moreover, the wavy leading edge can mitigate noise radiation at all the azimuthal angles without significantly changing the noise directivity. The underlying noise reduction mechanisms are then analyzed in detail.     

低雷诺数翼型局部振动非定常气动特性

针对低雷诺数翼型特殊的气动特性,采用基于动网格的非定常数值模拟方法,研究翼型表面不同弦向位置的局部蒙皮以不同频率及振幅振动时对低雷诺数翼型气动特性及流场结构的影响,揭示蒙皮振动增升减阻的机理。研究表明,在低雷诺数条件下局部蒙皮振动可有效提高翼型气动特性,与刚性翼型相比蒙皮局部振动可使翼型升力系数提高,阻力系数降低,升阻比提高。振动位置对翼型气动特性及流场结构有显著的影响,振动表面位于翼型前缘附近或位于层流分离泡中心时可有效控制翼型层流分离,从而提高翼型气动特性。振动频率对翼型表面层流分离及转捩位置均有显著的影响,随着振动频率增加,翼型气动特性出现最优值。与刚性翼型相比,表面振动使翼型转捩位置略向上游移动,摩擦阻力增加,但振动使等效翼型相对厚度减小,压差阻力明显减小。在小幅振动范围内,随着振幅增加,流场非定常特性更加显著,翼型升阻比增加。     

应用协同射流原理的旋翼翼型增升减阻试验研究

协同射流技术作为一种新型主动流动控制技术,是突破旋翼翼型高增升减阻设计的最有潜力的发展方向之一。以 OA312 旋翼翼型作为基准翼型,研制微型涵道风扇组为驱动的旋翼翼型 CFJ 风洞测力模型,开展基于前缘高负压零质量内循环协同射流原理的旋翼翼型高增升减阻低速风洞试验,研究吹气口大小、吸气口大小和上翼面下沉量等基础参数对增升减阻的影响规律,探讨 CFJ 旋翼翼型关键参数最佳取值。结果表明：与OA312 基准翼型相比,小攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著降低阻力系数,甚至出现“负阻力”现象,实现了零升俯仰力矩基本不变;大攻角状态时,CFJ 旋翼翼型可显著提升最大升力系数和失速迎角,其中,最大升力系数可提升约 67.5%,失速迎角推迟了近 14.8°。     

运输机翼型结冰的计算和实验

采用数值计算和结冰风洞实验相结合的手段,对某运输机机翼剖面缩比翼型的结冰特性进行了研究.结冰实验在气动中心0.3m×0.2m结冰风洞中进行,实验模型为弦长0.18m的层流翼型.翼型的绕流流场通过求解低速黏流的时均Navier-Stokes(N-S)方程得到,采用拉格朗日法计算水滴撞击特性,在此基础上,求解结冰热力学模型...