大厚度钝后缘翼型气动性能计算研究

大厚度钝后缘翼型由于其气动和结构的优点,近来被作为大型风力机叶片设计时的内侧翼型成为风力机翼型设计的热点之一EULL由于此类翼型厚度和风洞阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少。耦合RANS方程和基于线性稳定性分析EULL捩预测方法,进行了大厚度钝后缘翼型气动性能计算研究。使用Gridgen程序生成计算网格,湍流模型为S-A模型。对常用的钝后缘修形方式如直接截断、对称增加厚度等并且有风洞实验结果的几种翼型进行了CFD计算并和实验结果及文献计算结果进行了比较。结果表明升力系数在线性段,计算结果和实验结果吻合很好,但是对失速迎角的捕捉能力差;阻力系数计算结果和实验值吻合较好。不同修形方式的计算结果为钝后缘修形设计提供了参考。     

基于N-S方程和自由转捩预测耦合求解的钝后缘翼型气动性能计算

大厚度钝后缘翼型由于结构和气动性能上的优点,被用于作为大型风力机叶片设计的内侧翼型。而由于其大厚度的特点和风洞实验阻塞度的限制,大雷诺数的风洞实验数据很少,给此类翼型的设计和使用带来困难。本文基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和自由转捩预测耦合求解方法,进行了大厚度钝后缘翼型的气动性能计算研究;针对由于钝后缘后的涡脱落而造成的翼型表面压力分布的脉动,发展了有时均效应的转捩模型以考虑这种周期脉动的时均效应,并对传统的耦合求解方法进行了修改。通过对风力机翼型DU97-W-300的钝后缘改形DU97-Flat翼型的气动性能计算,分析了网格数对计算结果和计算效率的影响。并将计算的DU97-W-300翼型的气动性能和实验结果进行了比较,表明通过本文发展的耦合求解方法可以在更少的计算网格时得到比参考文献更吻合风洞实验结果的气动性能,为此类翼型的设计和使用提供数值计算基础。     

大迎角下翼型振动的气动性能研究

众所周知,风洞试验中的飞机模型,尤其是带有大展弦比机翼的模型有时会出现翼梢振动现象,振动模式主要表现为翼梢沉浮和俯仰形式,以致影响实验结果的精度和可靠性。选取相对厚度较小的NACA0008翼型,在求解非定常Navier-Stokes方程的基础上,采用改进的无限插值理论和绕翼型的C型网格,模拟风洞实验中模型振动条件下的流场,研究振动模式及其不同耦合对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明：在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生;振动在不同的相位滞后条件下,对翼型流场的分离程度不尽相同。     

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.      

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。     

冰形表面粗糙度对翼型的失速特性影响分析

结冰翼型气动影响分析是飞机结冰问题重要的研究内容之一,可帮助进行飞机结冰安全分析和容冰设计。为填补现阶段关于冰形表面粗糙度对翼型气动影响的研究空缺,以冰形的粗糙度参数(冰形表面粗糙高度和冰形表面粗糙分散度)为依据,提出了一种冰形粗糙度叠加方法;并通过有限体积法求解空间离散的RANS方程,结合S-A湍流模型,分别针对流线冰型和角状冰型,量化分析了不同微观特征参数的冰形对翼型失速特性的影响规律,为研究飞机结冰问题提供了思路和基础。结果表明,对于流线结冰翼型,冰形表面粗糙度会明显影响翼型的失速性能;而对于角状结冰翼型,两个凸起的羊角状外形才是导致气动力损失的主要因素,粗糙度的影响往往可不考虑在内。     

基于状态空间法的低马赫数翼型气动载荷计算

Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型适用于中等马赫数(Ma>0.3),而在低马赫条件(Ma<0.3)下存在与翼型气动试验数据不符合的问题,为此首先研究了低马赫数条件下翼型的非定常动态失速气动特性,其次采用状态空间法从翼型表面气流变化的角度修正了L-B模型,最后通过与翼型气动载荷试验数据的对比表明在低马赫数条件下对L-B模型的修正是正确的,能够准确预测及分析翼型的气动载荷,且该修正模型易于耦合进直升机综合分析代码中.      

用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响

通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。     

椭圆翼型高速气动特性实验研究

针对旋转机翼飞机主机翼翼型设计的特殊要求,在中国空气动力研究与发展中心FL-21风洞对16％相对厚度椭圆翼型马赫数0．4下的高速气动特性进行了实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。实验结果与数值计算结果的对比分析表明,数值计算具有较好的精确度,椭圆翼型的升力线斜率较小,压心位置靠前,力矩系数随迎角线性增大,最小阻力系数迎角并不像传统对称翼型那样为零度。     

翼型动态失速影响因素及流动控制研究进展

深入认识翼型动态失速，结合有效流动控制手段，对解决直升机、风力机桨叶等动态失速引起的高阻力、大低头力矩等气动问题具有重要意义。本文首先介绍了翼型动态失速的流场特点和危害，进而分析了缩减频率、雷诺数、马赫数以及翼型型面等参数对动态失速的影响，并在此基础上总结了常见的动态失速流动控制方法及其研究进展。等离子体气动激励易于产生快速、可控的宽频带气动激励，在动态失速控制领域具有潜力，本文着重介绍了等离子体气动激励动态失速控制的概念和流动控制原理，总结了近来年等离子体激励在翼型动态失速控制上的进展。     

翼型前缘变形对动态失速效应影响的数值计算

翼型或机翼的动态失速效应所引起的低头力矩和正气动阻尼限制了飞行器气动性能的提高,甚至可能诱导发生不稳定运动。应用于小尺寸机翼的前缘动态变形（DDLE）技术,通过实时改变前缘形状,能够改善翼型前缘区域的速度梯度,进而抑制动态失速效应。采用转捩剪切应力输运（SST）黏性模型结合分区混合动态网格技术,研究了这种前缘变形对机翼俯仰运动所引起的非定常流动的影响,得到通过小幅度前缘变形抑制和延迟动态失速的方法,从而提高翼型的气动性能。翼型NAC A0012的数值模拟结果与动态失速风洞试验结果比较表明：所使用的数值计算方法能够较为准确地模拟翼型在动态失速过程中升力系数与俯仰力矩系数的变化情况,可用于研究前缘变形对翼型俯仰运动所引起的非定常流动的影响。前缘动态变形翼型俯仰运动过程的非定常流场的数值模拟表明：在大迎角下不同幅度的前缘下垂运动能够抑制流动分离的发生,从而抑制动态失速,但在大迎角下小幅度高频率的前缘下垂变形能更高效地抑制动态失速;前缘变形幅度以及变形沿中弧线的分布对升力系数和俯仰力矩系数的影响并不明显。     

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。     

带有气动及结构非线性的二元机翼颤振分析

研究了翼型在低马赫数条件下的非定常气动特性,从翼型表面气流运动的角度对Leishman-Beddoes(L-B)模型进行了修正,并在此基础上建立了适合低马赫数颤振研究且带有气动及结构非线性的二元机翼气弹系统分析模型.对比低马赫数翼型气动载荷试验结果表明对L-B模型的修正是有效的,且机翼颤振试验结果亦验证了二元机翼气弹分析模型.研究结果表明:二元机翼气弹系统的失速颤振与初始变距角和来流速度密切相关,且耦合的三次非线性变距和浮沉刚度是造成系统呈现准周期运动的主要原因.      

Parametric analyses on dynamic stall control of rotor airfoil via synthetic jet

The effects of synthetic jet control on unsteady dynamic stall over rotor airfoil are investigated numerically. A moving-embedded grid method and an Unsteady Reynolds Averaged Navier-Stokes(URANS) solver coupled with k-x Shear Stress Transport(SST) turbulence model are established for predicting the complex flowfields of oscillatory airfoil under jet control. Additionally, a velocity boundary condition modeled by sinusoidal function has been developed to fulfill the perturbation effect of periodic jet. The validity of present CFD method is evaluated by comparisons of the calculated results of baseline dynamic stall case for rotor airfoil and jet control case for VR-7 B airfoil with experimental data. Then, parametric analyses are conducted emphatically for an OA212 rotor airfoil to investigate the effects of jet control parameters(jet location, dimensionless frequency, momentum coefficient, jet angle, jet type and dual-jet) on dynamic stall characteristics of rotor airfoil. It is demonstrated by the calculated results that efficiency of jet control could be improved with specific momentum coefficient and jet angle when the jet is located near separation point of rotor airfoil. Furthermore, the dual-jet could improve control efficiency more obviously on dynamic stall of rotor airfoil with respect to the unique jet, and the influence laws of dual-jet's angles and momentum coefficients on control effects are similar to those of the unique jet. Finally,unsteady aerodynamic characteristics of rotor via synthetic jet which is located on the upper surface of rotor blade in forward flight are calculated, and as a result, the aerodynamic characteristics of rotor are improved compared with the baseline. The results indicate that synthetic jet has the capability in improving aerodynamic characteristics of rotor.     

大振幅下薄翼和流线型箱梁的气动迟滞研究

回顾了机翼和箱梁的气动迟滞效应研究现状,介绍了大振幅下获取薄翼和流线型箱梁自激气动力的风洞试验。研究结果表明：薄翼在超过失速角的振幅条件下,升力并没有出现明显的失速现象,但气动力的高阶谐波分量显著增加;大振幅条件下,流线型箱梁的气动力高阶谐波分量也比较显著,并以第2和第3阶谐波分量为主。此外,在大振幅条件下,流线型箱梁的气动力矩迟滞曲线可出现“8字环”,即气动力在一个振动周期内既做了正功也做了负功;其中,迟滞曲线“8字环”的气动正功部分随着振幅和折算风速的增大而增加。该现象可导致桥梁也出现类似于失速机翼的极限环震荡。最后,基于不同振幅下流线型箱梁的力矩迟滞曲线,简要讨论了大跨度桥梁在颤振后状态可能出现的振动形式和气动稳定性。     

翼型大迎角振动对气动性能影响的实验研究与初步分析

通过在NF-3低速风洞专门研制的翼型模型及相应的俯仰和沉浮振动机构,选用NACA0012翼型进行大迎角下不同频率的振动实验,研究了模型振动平均状态下对其气动力特性的影响情况,并在N-S方程基础上对振动流场进行了初步分析。实验与计算研究的结果表明：在临近定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起旋涡分离,导致翼型升力减小和失速迎角的提前。就所涉及的两种振动模式而言,俯仰振动的影响大于沉浮振动,所以,模型设计和加工时要特别注意加强机翼弦向的扭转刚度。     

旋翼翼型非定常动态失速响应的计算

基于旋翼非定常翼型气动模型,给出了计算分离流和深度失速状态下的翼型非定常升力、俯仰力矩的数值计算方法。该方法采用半经验指数响应公式,利用数值离散方法来求解翼型的非定常法向力和俯仰力矩。分别计算了NACA0012和SC-1095翼型上的非定常气动载荷,并与可得到的试验结果进行了对比,验证了方法的有效性。文中还讨论了缩减频率和马赫数对动态失速响应的影响;然后,这个模型被改进以适用于后掠流下的翼型动态失速响应计算,分析了后掠角对翼型动态失速响应的影响。最后,得出了一些结论。