海上湿气对翼型气动特性的影响初探

研究高湿度空气对风力机翼型气动性能影响对海上风力机翼型优化、提高发电效率具有重要意义。首先采用组分输运模型数值计算湿空气条件下翼型升阻力特性,其次在组分输运模型基础上,考虑湿空气中水蒸气的凝结,建立用户自定义函数定义凝结体积源项,求解输运方程。对湿空气流过翼型表面气动性能的初步研究发现：升阻力系数随湿度变化而改变,不考虑凝结时,升阻力系数随湿度增大而减小,当发生凝结时,升力系数增加。翼型表面前缘点附近凝结流量最大,翼型表面凝结流量随湿度增大而增大,温度越高,凝结流量越大。     

基于变精度遗传算法的翼型快速优化设计方法

低碳环保的电动飞机在要求较高升阻比的同时,需要尽量降低成本、缩短研制周期。但高精度的数值模拟时间代价很大,因此针对电动飞机翼型设计中初始翼型较难选取、优化速度较慢的问题,提出了一种基于变精度遗传算法的翼型多点快速优化方法。以常用的 Hicks-Henne 型函数为基础,改进了其对翼型后缘描述不精确的问题。在数值模拟阶段,介绍了一种快速气动参数计算软件XFOIL,并分析了该软件的适用性与局限。之后给出了使用XFOIL 与 Matlab 进行联合求解的方法,在无人干预的情况下完全实现了翼型设计与优化的自动化,提高了设计效率。在翼型优化阶段,为保持较高的精度和寻优效率,设计了翼型参数的实数编码方法。针对传统遗传优化算法了改进,设计了染色体变精度杂交方法以及动态惩罚方法。最后,给出了基于遗传算法的多点优化方案,以及翼型多目标快速优化一体化设计方案。仿真分成两部分进行,首先改进的 Hicks-Henne 型函数能够有效实现参数化翼型的后缘夹角改变。通过与 NSGA-II 方法的优化结果对比,本文的方法在一定迭代次数范围内获得的升阻比更高,失速特性更加缓和,特别是在综合提高翼型优化效率方面表现较好。仿真结果表明,该方法能够快速获得多种工况下具有较高升阻比的翼型,也可以作为进一步优化的初始翼型,能提高翼型优化效率。     

翼型支板火焰稳定器结构参数的研究

以NACA翼型参数算法为基础进行翼型支板火焰稳定器设计,并采用数值模拟方法探讨了翼型稳定器最大厚度位置和截尾厚度两个结构参数对总压恢复系数和回流区长度的影响.结果表明:在来流马赫数为0.15~0.30的条件下,随着翼型稳定器最大厚度位置向尾缘方向后移,总压恢复系数先增大后急剧减少,回流区长度则呈现相反趋势;翼型稳定器截尾厚度越小,其最大总压恢复系数越大,且回流区长度与截尾厚度的1.5次方成正比.      

基于DFFD技术的翼型气动优化设计

开展了直接操作自由变形（DFFD）技术在翼型参数化及翼型气动外形优化设计中的应用研究,应用该方法可以对翼型形状进行直接操纵和精细的局部修型,从而在一定程度上克服了自由变形（FFD）技术无法直接指定几何外形变形量的局限性。通过最小二乘模式根据翼型表面直接操作点的位移求解各个FFD控制点相应的位移,将翼型设计参数从FFD控制点转化为翼型表面的直接操作点,从而有效地减少了高阶FFD控制体进行翼型参数化时的设计参数个数。算例表明,相比于FFD方法,DFFD方法不仅具备直接操纵翼型几何外形的能力,更具物理直观性,并且比FFD方法具有更好的局部变形特性。运用该技术结合遗传算法对RAE2822翼型进行了气动减阻设计,显著减小了设计状态下翼型的阻力,并且可以有效施加如前后梁位置翼型厚度等工程实用的几何约束,证明了该方法的有效性。     

低雷诺数下微型飞行器主动变形机翼非定常气动特性数值分析

以微型飞行器的气动外形设计为研究背景,通过数值求解N-S方程分析了主动变形柔性机翼的气动特性。空间离散格式采用中心有限体积法,时间推进采用双时间推进方法,其中子迭代过程由隐式LU-SSOR方法完成。在动网格技术的基础上,模拟分析了薄翼面上作行波运动的流场。计算结果发现,该行波翼型的气动特性相比于刚性翼型有明显改善,有效地抑制了大攻角下大尺度流动分离,同时升阻比提高了约35%,起到了显著的增升减阻的作用。本文的工作对于进一步的柔性机翼优化具有良好的理论研究与数值模拟的参考价值。     

多级轴流压气机级间参数测量的试验研究

较详细地介绍了某多级压气机修改前后,利用叶型受感部测取各级转子出口总压、总温分布的试验方法和结果。试验结果证明该方法是可行的,得到的转子出口流场数据是可信的。叶型受感部较大限度地降低了插入式探针对转子出口流场的干扰,为研究多级压气机级间匹配关系探索了一种新的测量方法。      

跨声速翼型优化设计的复变量方法应用研究

应用复变量方法计算目标函数关于设计变量的灵敏度,以此进行优化设计.该方法尽管计算量较大,但求灵敏度简单易行,适合目标函数比较复杂的情形,而且精度很高,几乎不受扰动步长影响,数值优化过程特别健壮,所以非常适用于设计变量不多或气动力计算很快的情况.     

电磁力控制翼型体绕流的数值研究

为考察包覆电磁激活板的翼型体绕流特性,采用数值模拟的方法研究了低雷诺数下电磁力对翼型体流场结构和绕流过程的影响,探讨了不同迎角和不同电磁力大小对翼型体尾流涡街形态和流体边界层结构的影响。计算结果表明,作用于翼型体表面的电磁力可以明显改变流体边界层的结构,抑制边界层分离,并有效提高翼型体的升力。     

Gao-Yong模型用于吹气环量控制翼型的研究

应用Gao-Yong湍流模型模拟了吹气对翼型表面分离流控制的影响.结果表明,该模型不仅能够对翼型绕流的分离点、表面压力分布、升阻特性等做出较好预测,而且还能模拟出控制分离的吹气效果:①有效消除翼面分离涡;②"裹携"翼面来流进一步提高升力系数.提高吹气动量系数,升力曲线上移的幅度也相应增加;而吹气角度对吹气射流"裹携"作用的强弱也有一定的影响,当吹气方向相对于翼弦偏上时,吹气射流"裹携"来流与消除分离涡的作用增强,升力提升更为明显.      

基于Euler方程的直升机旋翼翼型反设计方法

直升机旋翼流场的求解和贴体网格的生成是进行旋翼翼型反设计的关键,本文采用Euler方程求解直升机旋翼翼型流场,并通过求解泊松方程生成围绕翼型的网格.在此基础上,结合线化二维亚音速和超音速流的小扰动理论,采用MGM方程作为反设计方程,基于有限差分方法建立一套直升机旋翼翼型反设计的迭代方法.在给定的目标压力分布条件下,与CFD方法相结合,反设计得出满足要求的翼型,并与目标翼型吻合良好,表明本文建立的翼型反设计方法能够有效地用于直升机旋翼翼型设计.