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。     

用转捩模型预测转捩及确定最佳粗糙带高度

采用SST k-ω二方程湍流模型,附加γ-Reθ转捩模型对不同迎角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算预测的转捩位置与实验结果符合较好,说明γ-Reθ转捩模型对转捩位置具有较好的预测能力。进一步用模型对带有粗糙带的翼型进行转捩预测,获得了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,对固定转捩风洞实验有指导意义。     

低雷诺数下翼型不同分离流态的大涡模拟

采用高精度大涡模拟方法,对5°来流迎角、马赫数0.4、三个不同雷诺数(55 000、100 000和150 000)的NACA 0025翼型进行仿真,研究低雷诺数条件下翼型的气动特性。通过对比分析3种工况的计算结果,发现翼型绕流存在两种不同的分离流态:Re=55 000和100 000时,翼型上表面出现大尺度的开式分离,形成宽的尾迹区;Re=150 000时,上表面边界层分离后再附到翼型表面,形成时均化的闭式分离泡,尾迹宽度明显减小。无论哪种流态,Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性均对层流分离诱导转捩过程起重要作用,雷诺数的增加导致转捩过程加速,时均化的分离区也从开式变为闭式。     

基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。     

翼型进行钝尾缘修改后气动性能的数值研究

对NACA4424翼型、NACA4424翼型和加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4424翼型以及对应的尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了数值计算。针对风力机应用,对应于以弦长定义的雷诺数为1.27×105到1.02×106;迎角为0-32度;计算结果表明,在研究范围内的所有工作状态下,修改后的钝尾缘翼型对流场产生了强烈的下洗作用,明显地改变了翼型压力面和吸力面的压力分布,并使翼型升力及升阻比比原翼型有显著增加;大大推迟了翼型的失速的出现,甚至直到32度时,尚未发现有失速的迹象。     

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...     

超临界翼型吸气层流减阻控制数值研究

使用Fluent求解器,分别对超临界翼型上翼面全吸气及部分区域吸气时进行了层流减阻数值研究,探究了不同吸气系数及雷诺数对翼型转捩位置和阻力的影响规律.结果表明:①对上翼面全弦长范围进行吸气控制,能有效地推后转捩位置.当吸气系数超过某一值时,能够使上翼面达到全层流状态,从而减小翼型阻力;②只对上翼面15%~65%弦长区域内进行吸气控制,当吸气系数达到一定值时,可达到与全吸气时几乎相同的减阻效果;③其他飞行条件相同时,在较小雷诺数下,减阻效果较好.     

翼型低雷诺数层流分离现象随雷诺数的演化特征

层流分离现象是翼型低雷诺数条件下出现的典型流场特征。层流分离流动中包含流动分离、转捩、再附等非定常流动结构,层流分离流动的形成与演化会对翼型气动特性产生恶化作用。采用大涡模拟（LES）方法对低雷诺数范围内不同雷诺数下的翼型层流分离流动开展精细数值模拟,研究了雷诺数对翼型气动特性的影响规律及作用机理。LES方法采用隐式亚格子模型,基于结构化拼接网格,对流项离散和时间推进方法分别采用AUSM⁺格式以及双时间步方法。验证算例计算结果表明数值模拟方法的正确性及可靠性,雷诺数对翼型气动特性具有显著影响。随雷诺数降低,时均分离泡外形增大、位置后移,平均阻力系数增大,特别是在较低雷诺数下,翼型升阻力系数随时间出现振荡现象。进一步研究表明,造成不同时均分离泡形态和气动特性的原因在于翼型上表面分离剪切层的失稳与转捩特征。随雷诺数降低,流动黏性增大,导致分离剪切层速度梯度减小,流动发生转捩及再附位置后移,直至翼型表面不再发生转捩和再附。     

尾缘改型对风力机翼型性能的影响研究

针对风力机工程常用翼型,采用有限元法的SIMPLE算法,对NACA4412翼型、加装2%弦长Gurney襟翼的NACA4412翼型及对应尾缘厚度为2%弦长的钝尾缘翼型进行了以来流风速为9.5m/s、攻角为0°～25°的气动性能数值计算。结果表明,改型后的钝尾缘翼型在流场中产生了强烈的下洗作用,明显改变了翼型表面的压力分布,使其升力系数、升阻比等较原型有显著改善,同时大大推迟了翼型的失速现象。通过翼型噪声机理的研究,对上述三种翼型分别采用在时间域上积分的方式进行了频谱特性的分析,气动声学研究表明,翼型噪声具有很强的指向性,改型后的翼型声级有明显降低,为低噪声风力机的优化设计和噪声预测提供了可靠的理论依据。     

声涡相互作用下翼型分离泡内流动动力学特征

基于LBM-LES方法对中等雷诺数下NACA0012翼型气动噪声进行了直接模拟，得到了声涡相互作用下气动噪声声场和流场，分析了剪切层内流体动力学特征。结果表明：翼型壁面附近剪切层内，扰动从分离前T-S不稳定分离后向K-H不稳定转变，K-H不稳定对扰动的增长起重要作用；分离泡内湍流强度显著增长直至转捩成湍流，但流动再附后，湍流强度有所降低；750 Hz的大尺度旋涡结构是在分离泡内形成并发展成稳定结构，而2次和3次谐波频率对应的旋涡结构形成于流动转捩后，在分离泡外发展成稳定结构，说明远场2次及3次谐波纯音噪声和750 Hz主纯音噪声生成机理不同。     

基于太阳能飞机应用的低雷诺数翼型研究

以太阳能飞机为背景,对低雷诺数翼型FX 63-137进行了折线型建模以拟合典型晶硅太阳能电池片对气动外形的影响,开展了气动数值模拟分析。首先引用"拟合优度"的定义描述本文折线型翼型轮廓与基准翼型(Baseline)的吻合度,并以此参数为变量建立5种折线型翼型模型;然后,采用计算流体力学(CFD)方法计算分析了不同雷诺数下各折线型翼型的气动特性,并着重研究了低雷诺数下折线型翼型的绕流机理;最后,基于工程应用实际的需求,提出了晶硅太阳能电池片的铺设方法也即折线型翼型设计思想准则,并进行算例验证。研究结果表明:低雷诺数条件下,折线型翼型升阻性能相比光滑翼型在一定程度上表现出了优势,但随着雷诺数的增加,升阻方面的优势逐渐消失;折线型翼型压力分布受各折线段长度影响,前缘吸力峰值、压力平台范围以及压力恢复区分布特征是决定折线型翼型气动性能的主要因素;通过设计的算例验证了本文提出的折线型翼型设计思想的可行性。     

低雷诺数下螺旋桨翼型非定常气动性能的比较

为得到适用于平流层螺旋桨桨叶叶素的翼型,采用数值方法,通过改变气流速度和攻角,比较研究了低雷诺数下8种典型翼型的非定常气动性能.结果显示,大攻角工况下翼型容易发生流动分离现象,翼型吸力面的分离越严重,气动力的振荡幅度越大.通过比较不同攻角和不同速度下翼型的升阻比大小和气动稳定性得出,SD 8000 - PT翼型具有较高的升阻比和较稳定的气动力,适合作为螺旋桨的翼型.     

现代自然层流翼型的设计方法

本文介绍一种设计跨声速自然层流翼型的计算流体力学(CFD)方法。本方法采用“正反迭代、余量修正”设计原理,通过将跨声速翼型设计软件NPU-TD2D中的反设计程序进行改进,并与含有层、湍流混合边界层修正的跨声速层流翼型计算程序DLRBGKWALZ耦合,实现了在跨声速粘性流动条件下直接设计层流翼型。亚、超临界的设计实例和风洞验证表明,本方法可以在几个设计迭代内设计出压力分布、转捩位置及气动参数均准确收敛于设计目标的新翼型,是一种设计现代自然层流翼型的有效而实用的CFD方法。     

重型燃气轮机压气机多截面叶型优化设计

出于对叶型沿叶高方向的不同以及不同叶高处气动边界的不同两方面考虑,开发了一套叶片多截面叶型优化的设计流程.以单级高负荷压气机的进口导叶和大折转角静叶为优化对象,以多截面关联的性能参数为优化目标,采用考虑附面层转捩的MISES计算程序对叶型气动性能进行分析,并通过遗传算法对叶片进行优化.结果显示:在有效工作范围内,各截面叶型经优化后,前部负荷提高,中部及后部负荷降低,性能得到一定提升.三维数值模拟结果显示,在无大尺度二次流动的条件下,多截面叶型优化方法对提升叶片性能切实可行.      

Robust design of NLF airfoils

 A robust optimization design approach of natural laminar airfoils is developed in this paper. First, the non-uniform rational B-splines (NURBS) free form deformation method based on NURBS basis function is introduced to the airfoil parameterization. Second, aerodynamic characteristics are evaluated by solving Navier-Stokes equations, and the γ-Re_θt transition model coupling with shear-stress transport (SST) turbulent model is introduced to simulate boundary layer transition. A numerical simulation of transition flow around NLF0416 airfoil is conducted to test the code. The comparison between numerical simulation results and wind tunnel test data approves the validity and applicability of the present transition model. Third, the optimization system is set up, which uses the separated particle swarm optimization (SPSO) as search algorithm and combines the Kriging models as surrogate model during optimization. The system is applied to carry out robust design about the uncertainty of lift coefficient and Mach number for NASA NLF-0115 airfoil. The data of optimized airfoil aerodynamic characteristics indicates that the optimized airfoil can maintain laminar flow stably in an uncertain range and has a wider range of low drag.     

基于改进CST参数化方法和转捩模型的翼型优化设计

为提高翼型优化设计效率,增大设计空间,采用B样条基函数替代传统的形状类别函数(CST)方法中的Bezier多项式,增强了对翼型参数化表达的局部控制能力并提高了翼型局部表达精度。为了确保翼型在优化设计过程中的几何光顺特性和代理模型的准确性,采用小波分解技术提出了多分辨率翼型的局部光顺方法。采用基于本征正交分解(POD)的流场数值代理模型,并结合γ-Reθt转捩模型实现了快速准确的气动力与流动转捩预测。采用小波技术光顺的CST翼型参数化建模、POD流场数值计算代理模型以及γ-Reθt转捩模型,结合遗传算法建立了完整的翼型气动优化设计系统。针对低速层流翼型与超临界翼型进行优化设计,优化设计后的翼型升阻比分别提高了47.42%和45.85%,且对改进前后参数化建模方法的优化性能进行了对比,结果表明本文构建的翼型气动优化设计系统具备很高的优化效率。     

NPU翼型的气动力分析和改进设计

 在飞行器设计中用计算方法设计超临面翼型已完全取代了选用现成翼型的设计方法。为考察已设计出的NPU翼型是否满足飞行器设计要求我们对其进行了全面气动分析,发现这些翼型尚有不足之处,有必要进行改进设计。     

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。