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翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。 相似文献
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低速粘性流动中翼型的气动特性计算 总被引:2,自引:1,他引:2
本文使用表面源汇法计算位流,然后用所得到的翼型表面上和尾迹中心线上的压力分布计算边界层和尾迹层,然后由边界层及尾迹与位流迭代计算得到低速粘性流动中翼型的气动特性。 算例计算结果与实验结果比较一致,本文的方法可用于飞机设计中翼型的选型计算,零升阻力计算及中等迎角以下的升力,阻力和力矩特性计算。 最后给出了用本方法设计的先进翼型NPU-100的实验结果,比较指出,采用新翼型将使亚临界短程飞机(对爬升特性要求较高)的气动性能得到重大改进。还指出,具有很宽低阻范围的NPU-100翼型也是良好的风机翼型。 相似文献
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扑翼产生的反卡门涡街被认为是一种推力型尾迹,但已有研究指出,随着斯特劳哈尔数(St)增大,低雷诺数下俯仰振荡翼型的净推力产生明显滞后于反卡门涡街的出现。为探究该现象背后的物理机制,对NACA0012翼型在雷诺数1 000条件下作简谐俯仰运动的流场进行了数值模拟。采用翼型表面积分方法和基于有限控制体的气动力估计方法分别研究了翼面分布力特性和尾迹流场特性变化对阻力-推力转变临界点的影响。翼面分布力积分结果表明,当翼型振荡参数进入对应反卡门涡街尾迹形态区域时,翼面压力分布产生的推力分量无法克服剪切层的黏滞阻力,是造成俯仰翼型推力产生滞后于反卡门涡街出现的主要原因。对尾迹流场及相应的推阻力特性变化的分析表明,尽管反卡门涡街会产生"喷流效应",但在St较小时,其产生的动量诱导推力无法克服反卡门涡自身的涡致阻力和尾迹流场压力损失引入的附加阻力,因此即使存在反卡门涡街也不能产生净推力,进而从流场分析的角度进一步解释了这一滞后现象的发生机制。 相似文献
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利用在线式PIV系统(ParticleImageVelocimetry),在低速风洞中对NACA0012翼型在雷诺数2.39×105,0°和4°攻角下的近尾迹流动进行了实验研究。实验结果表明,在较高的雷诺数下翼型近尾迹流动是一种以旋涡的运动学和动力学特性为主导的湍流剪切流。在测量范围内,翼型的尾缘处是近尾迹涡街的形成区;尾缘后0.5倍弦长的区域存在类似于卡门涡街的有序结构,是旋涡发展区域,旋涡具有较好的稳定性;距翼型尾缘0.5倍弦长至1倍弦长的区域,是翼型近尾迹流动由有序走向无序区域,旋涡开始破裂。翼型表面边界层对翼型近尾迹湍流剪切流的演化有重要影响。实验结果还给出了近尾迹流动的平均速度、湍流强度和剪切应变变化率,以及速度脉动量的二阶关联量u'u',u'v'和v'v' 的分布。 相似文献
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风扇翼型气动性能的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在西北工业大学NF-3风洞二元实验段内对两种风扇翼型的气动性能进行了对比实验研究,实验采用表面测压和尾排型阻测量技术。结果表明:在风扇的工作范围内,新设计的风扇翼型的升阻比要比传统的风扇翼型增大20%左右;通过两翼型翼面弦向压力分布特性的比较,可以推知,前者的气动噪声将会比后者小。 相似文献
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流动分离、湍流再附现象对翼型空气动力性能影响较大,为了改善翼型气动性能,研究了脊状结构对翼型边界层分离及尾迹速度的影响。采用数值计算方法,分别将脊状结构布置在NACA0018翼型的顺压梯度区(前段)和逆压梯度区(后段)内,分析了脊状结构对翼型边界层速度分布和尾迹速度分布的影响。研究结果表明:在迎角6°,来流速度为24m/s和12m/s下时,脊状结构前段布置时,翼型边界层分离点略有提前并且分离区域提前结束,其分离程度相对微弱。相比之下,脊状结构后段布置时,在推迟了边界层分离点的同时提前结束了边界层的分离区域,其尾迹速度亏损更小,亏损区域的面积也更小,边界层控制效果更为明显。两种脊状结构均可以有效的控制边界层的分离,缩小边界层分离区域的范围,减小尾迹速度损失。在翼型表面合理的布置脊状结构为翼型流动控制提供了新的思路。 相似文献
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叶型阻力的确定是叶轮机研究中重要问题之一。尾迹测量结果提供了边界上流速和压强的详尽分布,通过积分形式的动量方程和适当的数学处理,可确定叶型阻力。 相似文献
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翼型近尾迹流动的PIV研究—动力学机制 总被引:1,自引:1,他引:0
利用在线式互相关PIV(ParticleImageVelocimetry)系统,在低速风洞中对NACA0012翼型在雷诺数2.39×105,0°和4°攻角下的近尾迹流动进行了详细测量。实验结果表明,翼型近尾迹存在有序的涡街结构,涡街在尾缘处形成后,在向下游的迁移中,会经历一个发展壮大、失稳破碎的演化过程,流动从有序走向无序。翼型的近尾迹是一种以旋涡的运动学特性和动力学机制为主导的流动现象。本文着重探讨了翼型尾缘处的涡街形成机理,尾迹内的流动机制,以及近尾迹的流动稳定性。 相似文献
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基于尾迹积分的阻力计算方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
利用尾迹积分法按阻力产生的物理机制,将阻力分解为熵增阻力和诱导阻力进行数值计算.翼型、机翼和翼身组合体标模算例表明,尾迹积分法可以清楚给出由粘性和激波产生的熵增阻力及诱导阻力的展向分布.熵增阻力计算时,尾迹积分截面要尽量靠近后缘,若尾迹积分截面向下游移动,由于数值耗散使翼尖涡动能转化为内能从而将部分诱导阻力转化为熵增阻力,使诱导阻力值偏小,需要进行熵增修正,修正后的总阻力与实验值吻合更好.与壁面积分法的对比分析表明,壁面积分法计算阻力误差大部分来源于压差阻力.利用尾迹积分计算了升力,与壁面积分法相比,给出的升力线斜率与实验值更接近. 相似文献
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实验在低湍流风洞中完成.对翼身-平面角区流场里诸参数,如翼型表面和平板上的压力分布、绕翼型及尾迹区内的平均速度、脉动速度、湍动能及二阶关联量u′v′及u′w′进行了测量,然后应用拟压缩性方法,在曲线坐标系下求解Navier-Stokes方程,选取Baldwin-Lomax湍流模式,对角区湍流场进行数值模拟。最后把计算结果与实验结果进行了对比,二者符合较好。 相似文献
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悬停状态旋翼尾迹边界测量 总被引:1,自引:0,他引:1
介绍了用试验来定量确定悬停状态旋翼尾迹边界的方法,从物理本质分析了悬停状态旋翼尾迹的湍流特性,阐述了如何用热线风速仪来测量尾迹的湍流度并用湍流度来确定桨尖涡的位置和尾迹边界。揭示了悬停状态旋翼尾迹边界的一些特点,最后将试验结果与国外的相应研究结果作了比较,发现两者吻合得较好。 相似文献
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襟翼缝道对多段翼型气动特性影响的实验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对具有襟翼不同缝道构形的多段翼型进行了翼面边界层、表面压力、尾迹速度的测量,同时作了翼面流谱观察实验。实验结果表明,襟翼缝道的不同构形对多段翼型的流动特性、增升效果和升阻特性有着强烈的影响,该研究中具有最佳优化缝道的多段翼型的最大升力系数可达3.360,它为普通缝道多段翼型对应迎角下升力系数的115%。 相似文献
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多段翼型失速分离特性的计算 总被引:1,自引:2,他引:1
本文用高阶奇点分布板块法(Panel Method》及边界层理论,对多段翼型的失速性能进行计算。采用分离尾迹的模型,按尾迹是流线用迭代法求出分离尾迹边界(此为内迭代)。在尾迹上配置奇点,然后把尾迹考虑在内进行粘/位流迭代(此为外迭代)。收敛后可得多段翼型空气动力特性,且可计算到失速以后的情况。算例有单段翼型GA(W)-1,NACA 4412,和F111飞机的三段翼剖面,所得结果与实验值能很好地符合。 相似文献
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典型直升机旋翼翼型气动特性试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
采用高升阻比特性的翼型是提高直升机旋翼气动性能的关键。对在典型的OA309旋翼翼型基础上开发的CH309翼型,进行了低、高速气动特性风洞试验研究。试验分别在FL14风洞和NF-6风洞中进行,采用表面测压和尾耙型阻测量技术。试验结果表明:CH309翼型的总体性能优于OA309翼型。试验结果为直升机旋翼设计时翼型的选取提供了参考。 相似文献
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高速自然层流翼型的设计与风洞实验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
为了发展商务客机用的低阻力翼型,本文在荷兰科技大学TST27风洞开展了高速自然层流翼型的实验研究工作。为了减小测量技术对模型流场的干扰,提高测量精度,分别采用了IR,PIV以及阴影法等非接触测量技术。通过这些非接触测量技术的使用,对翼型的转捩位置、后缘分离以及升阻力等气动特性进行了测量研究。从实验结果可以看出,在小迎角范围内,翼型可以在其表面保持较长的层流段,并且后缘分离涡不会随迎角增大而向前发展,使翼型具有高升力、低阻力的特性。从实验结果和计算结果的差别可以看出,实验数据是可靠的,设计的翼型基本满足了设计要求。 相似文献
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采用具有7阶精度的weighted essentially non-oscillatory(WENO)差分格式,直接求解可压缩二维非定常N-S方程组,研究了NACA0012翼型平面叶栅低雷诺数流动的特征.直接模拟及与文献对比的结果表明:叶栅尾缘涡脱落的形成过程与圆柱绕流涡脱落的形成过程非常相似.平面叶栅尾迹区的2阶统计量与孤立翼型尾迹区的2阶统计量具有相同的分布特征,但前者的强度显著大于后者.周期性的涡脱落不仅在上下翼面形成非定常分离,也使得尾迹区某点的总压发生准周期性的变化.随着栅距的减小,翼型上的平均分离位置向前缘移动;尾迹区某点的总压变化频率及其幅值均显著地增加;而且栅距越小,速度脉动2阶统计量反而越大. 相似文献