削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性特性对比研究

大迎角气动弹性分析是现代飞行器设计中非常引人瞩目并且复杂的研究课题.采用Navier-Stokes方程求解非定常流场,耦合结构运动方程,在状态空间内实现了70°削尖三角翼涡破裂前后的气动弹性时域模拟.研究显示,前缘分离涡破裂后,流动的非定常脉动特性非常明显,这种非定常效应对机翼气动弹性特性的影响不可忽略.涡破裂前,气动...     

基于自由尾迹法的小翼形状对风机气动性能影响分析

基于(势流)涡方法开发了水平轴风力机叶片气动性能分析程序,采用自由尾迹模型对增加O型小翼和L型小翼后的叶片气动设计性能进行分析,计算了风力机设计工况下的涡位置及诱导速度分布等气动性能参数,对比了增加小翼后功率输出情况。结果表明,增加小翼后风力机叶片在设计工况下功率系数有明显增加,下风向小翼功率提升高于上风向小翼。     

上下游叶排对压气机转子叶片气动弹性稳定性的影响

使用自行开发的流固耦合程序集,分别考虑压气机上下游叶排的影响对转子叶片气动弹性稳定性进行分析.使用全环气动弹性模型通过叶片在非定常流场中振幅随时间的变化历程计算转子叶片不同振型下的气动阻尼,分析了不同的叶排轴向间距下尾迹和势干扰对气动阻尼的影响规律.通过将考虑转静干涉效应的气动阻尼与单转子的结果作比较,总结了转子-静子结构和导叶-转子结构的干涉作用对转子叶片颤振特性的影响规律.结果表明:对于1阶弯曲模态,转子叶片气动弹性稳定性不随轴向间距单调变化;上游尾迹干涉作用和下游静子势干扰的增强会加剧1阶扭转模态失稳,但是却促进1阶弯扭耦合模态气动弹性稳定.      

低速流场中柔性悬臂板的后颤振响应

建立了一个新的非线性气动弹性模型,对低速流场中柔性悬臂板的后颤振响应特性进行了分析。建模中考虑了结构几何非线性、气动力非线性以及两者之间的强耦合效应。通过实验数据对所建立的气动弹性模型进行了验证。发现在低速流场中柔性悬臂板可能会以周期加倍的方式进入混沌运动。结构几何非线性效应和翼尖涡引起的非定常气动力效应对柔性悬臂板的结构响应有显著影响,而尾涡变形引起的非定常气动力对结构运动的影响较小。还研究了不同耦合算法的差异,给出了小展弦比大柔性结构非线性气动弹性数值仿真时耦合策略的选择依据。     

考虑气动弹性的风力机叶片性能分析

考虑气动弹性对风力机叶片的影响,采用叶素-动量理论计算气动力,采用盒形梁理论计算结构变形,耦合静气动弹性平衡方程,建立了风力机叶片静气动弹性分析程序。本文运用该程序进行了多种风速下叶片载荷及风轮性能的计算,分析了气动弹性对原设计的影响。结果表明,对于兆瓦级风力机,在大风速情况下,气动弹性对风轮性能有着明显影响,并会造成气动载荷的重新分布,影响结构设计的准确性。该方法可用于对叶片气动设计与载荷计算方法进行气动弹性修正。     

百米级大柔性风电叶片非线性气弹响应分析

随着风电叶片迈入百米量级,叶片尺寸和柔性持续增大,几何非线性对叶片结构动态响应的影响更加明显。为解决大柔性叶片的非线性气动弹性计算问题,采用基于Legendre谱有限元的几何精确梁理论,耦合叶素动量理论,建立了大尺寸风电叶片气动弹性分析方法,通过带有预弯的悬臂梁算例验证了几何精确梁模型的准确性。最后,以NREL5 MW和IEA 15 MW风力机为例,分别采用线性模态叠加法和非线性几何精确梁方法计算了61.5 m叶片和117 m叶片在全工况稳态风和湍流风条件下的动态响应。结果表明,从5 MW到15 MW风力机叶片,由于几何非线性效应引起的叶尖挥舞位移和叶根挥舞弯矩数值偏差分别增加21.35%和21.23%,叶片一阶摆振模态频率也存在3.2%的偏差。百米级叶片非线性效应对叶片动态响应、摆振模态等气动弹性特性影响较大,应充分考虑非线性气动弹性对叶片设计的影响,以保障风力机的运行安全性。     

跨声速风扇叶片的静态气动弹性问题

使用时域的流固耦合数值计算方法,研究了跨声速风扇叶片在气动力和离心力共同作用下的静态气动弹性问题,分析了叶片在不同工况下的变形规律及叶片变形对整体气动性能的影响.NASA rotor 67的静态气动弹性计算说明气动力对叶片最大变形的贡献达13.07%, 而且叶片变形明显地改变了通道激波的位置和强度.宽弦空心跨声速风扇叶片的静态气动弹性计算说明叶片变形对总体气动效率的影响为0.15%~ 0.5%,其中气动力对变形贡献在叶片尖部的前缘可达41%,考虑气动力引起的变形使得该风扇的流量增大,气动特性线整体向右偏移.计算结果说明:气动力的非线性对跨声速风扇叶片静态变形问题有显著的影响,工程实践中从设计叶型到制造叶型的反扭过程应该采用流固耦合方法以得到更准确的叶型.      

风力机叶片旋转平面内弯曲对动力学响应的影响

采用变分渐近梁截面分析方法(VABS)精确计算旋转平面内弯曲的复合材料叶片截面特性,耦合空间一维Euler-Bernoulli梁模型,分析了不同弯曲幅度对考虑弯扭耦合特性的风力机叶片动力学性能的影响。并采用非定常叶素动量理论,考虑动态入流和动态失速模型求解叶片的气动载荷,分析了叶片前掠和后掠在相同控制策略时各风速下对气动功率的影响,以及在极端阵风条件下的气动弹性响应情况。结果表明叶片弯曲对截面特性和前几阶的固有频率的影响较小,但在扭转方向具有较大影响。同时在相同控制策略下,叶片后掠会使风力机的功率降低,但能有效降低极端阵风下的载荷波动。     

大展弦比机翼流固耦合迭代求解模拟

基于某型变掠翼气动布局概念构型,结合适应于大展弦比机翼的复合材料结构设计,构建基于数据通讯的流动数值方法与结构有限元分析相互迭代的流固耦合分析平台,讨论布局在不同飞行条件下的机翼流固特性,解决大尺度结构气动弹性的耦合作用方式及准确计算的方法问题.算例结果表明流固耦合迭代求解计算方法高效、合理,较为准确地获得了大尺度结构变形后的布局气动特性改变特征,完善了特殊布局的气动特性仿真方法.     

基于涡尾迹方法的风力机载荷与响应计算

采用涡尾迹方法计算准定常气动性能,结合Leishman-Beddoes动态失速模型计算叶片的非定常气动力。应用有限元分析软件,分析风力机在不同转速下的风轮模态,塔架的前后、左右振动模态。基于非定常气动力和结构振动模态,针对风力机风轮,建立其结构运动方程。求解出的叶片振动速度加入到非定常气动力的计算中,从而建立了考虑叶片振动的风力机载荷、响应计算模型。分析了Phase VI叶片和某1.5MW风力机各个叶片截面的气动力、振动位移和振动速度随时间的响应曲线,表明该方法能够较好地计算出风力机的气动性能、载荷和响应。     

基于性能及轻量化的新型风力机叶片优化设计研究

针对复合材料风力机叶片形状复杂,采用传统的复合材料层合板理论难以建立叶片质量计算数学模型的缺点,本文提出了将叶片的质量计算转化为叶片曲面的面积计算模型。基于修正的风力机空气动力学理论,在叶片全部产生功率区域内采用作者全新设计的风力机CQU-A翼型系列进行翼型沿叶片展向分布设计,验证了该翼型族具有较高的气动性能;针对变桨距风力机,以最大功率系数及最小叶片面积为多目标优化模型,建立了新型2MW风力机叶片设计及优化数学模型。采用改进的多目标粒子群算法对风力机叶片进行优化设计,优化结果表明,相比初始风力机叶片,新叶片的工作性能有了较大的提高,叶片的表面积有了明显的降低,意味着叶片的质量有了显著的减少,降低了叶片的材料成本;同时叶根载荷也得到了有效的控制。该新型叶片的研究为设计出高性能轻质量低成本的风力机提供了理论依据。     

基于CFD/CSD耦合方法的旋翼气动弹性载荷计算分析

为提高直升机前飞状态下旋翼非定常气动弹性载荷的预估精度,在旋翼气动弹性综合分析方法中引入旋翼CFD模块,建立了一套基于CFD/CSD松耦合分析的计算方法和程序。为高效解决流固耦合方法中由于桨叶挥舞、扭转等弹性变形带来的旋翼贴体网格变形问题,采用基于代数变换方法的网格变形技术,桨叶运动变形量和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。旋翼流场分析方法中,主控方程采用耦合S-A湍流模型的Navier-Stokes方程,围绕旋翼流场的网格采用结构嵌套网格方法生成,无黏通量计算采用Roe格式,时间推进采用双时间法。旋翼结构分析中,考虑旋翼配平,基于Hamilton变分原理和20自由度Timoshenko梁模型求解弹性旋翼非线性运动方程。分别对CSD和CFD方法进行验证,在此基础上,计算了SA349/2旋翼桨叶在前飞状态下的非定常气动力、挥舞弯矩、摆振弯矩和扭转力矩,并与飞行测试数据进行了对比。计算表明:CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,精确捕捉桨叶表面压强峰值、激波位置等,表明本文发展的旋翼CFD/CSD耦合方法可以有效地运用到旋翼气动弹性载荷的预测分析中。     

高速柔性飞行器耦合动力学研究进展

针对以超声速或高超声速飞行的高速柔性飞行器,气动加热、气动弹性与飞行动力学间的相互耦合效应更加显著的情况,综述了高速柔性飞行器耦合动力学的研究现状与进展,包括弹性变形引起的非定常气动力的主要计算方法、受热结构气动弹性分析、气动弹性与飞行耦合动力学分析等.最后,提出了高速柔性飞行器耦合动力学研究中需要进一步关注的方向及问题.     

基于风洞试验15 MW风力机叶片颤振后形态与能量图谱研究

现有风力机叶片颤振分析大多关注颤振临界状态预测,忽略了非线性更为显著的颤振后形态和能量耗散。本文基于变分渐进梁截面法设计了新型超长柔性叶片气动-刚度-质量映射一体化三维弹性模型,采用高速摄像技术和高频六分量天平进行了同步测振、测力风洞试验,分析了风力机叶片颤振敏感风向区间与临界风速组合规律,最后基于叶尖风振响应、气动阻尼和能量,系统研究了风振敏感工况风振响应下风力机叶片能量演变规律和颤振临界风速后的形态特性,揭示了风力机叶片颤振后能量耗散机制。研究表明：提出的风力机叶片弹性模型设计和试验方法能有效模拟结构动力性能与颤振行为;风力机叶片的桨距角93°～96°和284°～286°区间属于风振敏感区间,在该区间内超过临界风速即可发生大幅锁频振动;存在能量积累突变界线,超过该界线对应风速后的能量积累尤为显著,表现出风致振动能量随时间呈现显著的非平稳特性;颤振后气动负阻尼是结构系统发散的主要原因。     

基于CFD/CSD耦合方法的新型桨尖旋翼气动弹性载荷计算

为提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,在刚性旋翼计算流体力学(CFD)方法中引入计算结构动力学(CSD)方法,建立了一套适合于新型桨尖旋翼气动弹性载荷分析的CFD/CSD耦合方法。旋翼流场分析采用NavierStokes/Euler方程作为控制方程,围绕旋翼生成运动嵌套网格。在流场求解中,采用双时间法推进,通量计算采用Jameson中心格式,并采用B-L(Baldwin-Lomax)湍流模型。基于Hamilton变分原理和中等变形梁理论开展桨叶弹性运动变形分析,并发展了一套具有任意转角梁单元的新方法以提高新型桨尖旋翼的动力学分析精度。采用基于代数变换方法的网格变形策略,建立了一套CFD/CSD松耦合方法,桨叶运动变形和旋翼气动力信息通过流固交接面传递。首先分别对CSD和CFD模块进行了验证,然后计算了UH-60A旋翼在高速前飞状态下的气动弹性载荷,并与试验值进行了对比,最后重点对旋翼桨尖形状进行了参数分析。计算结果表明,相比于升力线理论和刚性旋翼CFD方法,CFD/CSD耦合方法可以显著提高旋翼非定常气动弹性载荷的分析精度,并能更准确地反映新型桨尖旋翼的气动弹性耦合效应;同时采用后掠桨尖在桨叶前行侧30°~90°方位角范围可以显著降低激波强度,有利于改善旋翼的气动特性。     

直升机桨—涡干扰预测方法研究

本文简要介绍了桨—涡干扰(BVI)预测的一些情况(预定尾迹法、自由尾迹法、等环量曲涡元法和CFD/CSD耦合法等)。总的来说,在桨—涡干扰预测方面已取得了很大进步,但要达到准确预测桨—涡干扰尚需作进一步努力。     

低雷诺数下柔性薄板涡激振动流固耦合特性研究

柔性薄板的流固耦合特性研究在航空及能源动力领域具有广泛的应用背景,特别是在上游流体出现脉动的情况下,将引发薄板周期性振动,这种规律性的结构振动反过来又会改变其尾流的泻涡释放形态。本文基于非定常流动和柔性薄板振动理论,建立了柔性薄板的流固耦合特性研究模型,并得到了薄板的振动特性以及平板周围流场的非定常流动特性。结果表明：随着流体雷诺数的不同,柔性薄板的振动情况有明显的差异,当激振力的频率与柔性薄板固有频率一致时,会出现共振现象,柔性薄板振动对涡的形成产生抑制,保持薄板的附着流,延迟分离;当薄板的最大弹性回复力低于流体激振力时,薄板出现无规律的随机振动变形。     

转速对小展弦比压气机叶片静气动弹性的影响

采用时域的双向流固耦合方法研究了小展弦比跨声速压气机叶片不同转速下的静气动弹性变形,分析了60%、80%、100%转速下叶片在气动力和离心力共同作用下的变形规律及其对气动性能的影响。结果表明:不同转速下,小展弦比叶片在气动力和离心力共同作用下的静气动弹性变形均以扭转变形为主导,非设计转速下气动力引起的变形所占比例远大于设计转速下所占比例;叶片静气动弹性变形主要改变通道激波位置和激波强度,跨声速工况下静气动弹性变形对气动性能的影响远大于亚声速工况下的影响。     

开裂角对阻力方向舵颤振特性的影响

对于无垂尾飞翼式布局飞机,阻力方向舵是一种十分有效的偏航控制装置。偏航控制时,舵面大角度偏转,引起气流分离、涡等复杂流场运动,非定常气动力复杂。计算气动弹性学科提出流固耦合求解方法,以期用于阻力方向舵气动弹性问题的求解。本文采用基于CFD技术的流固耦合方法求解阻力方向舵二维气动弹性问题,计算结果表明,随着开裂角的增大,阻力方向舵的颤振速度增加。对阻力方向舵气动特性进行了计算分析,结果表明阻力方向舵开裂,舵面背风区形成死水区,舵面非定常气动力影响系数减小,阻力方向舵开裂角越大,其颤振速度越大。     

基于协同仿真方法的U型橡胶结构涡致振动研究

利用软件STAR-CCM+和Abaqus对气动载荷作用下U型橡胶结构涡致振动现象进行流固耦合协同仿真分析,并设计风洞试验对数值计算方法进行验证.流体场采用三维非定常粘性不可压缩k-ω湍流模型,固体场采用动隐式线弹性模型,研究了不同空气流速对U型橡胶结构变形及振动的影响规律,分析了U型橡胶结构振动频率与旋涡脱离频率的相互...