Gurney襟翼对翼型气动特性影响的风洞实验研究

针对风力机叶片翼型WA251A在Re=3.0×106情况下,安装Gurney襟翼时气动力的变化展开风洞实验研究.对WA251A翼型在干净翼和安装Gurney襟翼情形下的气动力进行对比,重点讨论了Gurney襟翼安装高度、安装角度及安装位置等因素对翼型气动力的影响.实验结果表明:同一安装位置安装高度的增加其增升效应越明显...     

基于零质量射流技术的旋翼翼型流场主动控制研究

旋翼翼型经常工作在大迎角来流条件下,流动分离普遍存在。通过在具有分离流动的翼型表面施加零质量射流控制,可以实现对流动分离的抑制,达到增升减阻、推迟失速的目的。本文通过对某旋翼翼型的流动控制的计算,采用数值模拟方法研究了零质量射流主动流动控制机理,并对影响零质量射流控制效果的射流喷角、动量系数和无量纲频率三个控制参数进行了分析比较,得出了一些有意义的结论。     

基于控制理论的旋翼翼型优化设计

基于粘性Navier-Stokes方程和最优控制理论原理,研究了气动/几何约束条件下多设计变量的旋翼翼型气动优化设计问题。根据给定目标函数的表达形式,在计算坐标系下推导出了相应的伴随方程和边界条件,以及梯度方程的数学表达式,并对流动控制方程和伴随方程进行了有效数值求解。综合流动方程、伴随方程、目标函数敏感性导数和优化算法,发展了一种高效旋翼翼型气动优化方法。通过典型旋翼翼型的算例验证,表明方法的有效性。     

多段翼型地面效应数值模拟与分析

通过数值模拟方法研究多段翼型的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型,采用滑移壁面模拟地面的相对运动.计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段翼型的升力、阻力和低头力矩均减小;升力系数的减小主要是由于地面效应引起...     

燃气透平叶型气动与传热的优化设计

建立了一个透平叶型气动与传热优化的两步模型.第1步采用解析多项式曲线构造叶片的参数化造型,基于CFD数值模拟,通过正交设计和敏感性分析,优选几何设计参数.第2步采用贝塞尔(Bezier)曲线参数化叶型型线,以总压损失和表面热流加权函数为优化目标,调整叶型型线,获得了气动性能与热负荷较优的叶型.设计案例的结果表明:增加安装角可以降低叶片压力面热负荷;增大叶片前缘直径可以降低前缘滞止点热负荷.调整叶型的表面曲率分布,有可能推迟吸力面的转捩,弱化叶片表面的传热.两步优化法计算量小,收敛性好,具有工程应用价值.      

高升力翼型复杂流动模拟中湍流模型性能评估

采用软件Fluent中工程常用的7个涡黏湍流模型对某种高升力3段翼的降落阶段绕流进行了数值模拟.通过和试验及经过试验校验过的延迟脱体模拟（delayed detached eddy simulation,DDES）结果进行详细的对比分析,包括翼型压力系数、马赫数、涡量场和湍动能分布等,系统地研究了常用涡黏湍流模型对该高升力翼型的模拟性能.结果表明：对于平均流场,standard k-ω模型的模拟性能最好,能较好预测翼型压力系数、襟翼分离区位置和大小等;SST （shear stress transport）k-ω模型性能也较好,一方程SA （Spalart-Allmaras）模型和四方程v²-f模型具有相近的性能,而k-ε系列模型性能相对较差.对于湍流场的模拟性能,和上述平均流场对比所得结论相一致,但所有湍流模型均未预测出襟翼分离区附近湍动能“最大”的分布特征.     

垂直轴风力机翼型气动优化设计

对小型垂直轴风力机常用的NACA0015翼型进行优化设计,使其具有更优的气动性能。在优化过程中,利用CST参数化方法对翼型的几何外形进行扰动,选取翼型的厚度及弯度作为约束,翼型切向力系数作为目标函数,以基于非支配排序的遗传算法（NSGA－II）作为优化方法,最后建立优化流程,优化过程中利用XFOIL程序结合Viterna-Corrigan失速后模型计算优化前后翼型的气动性能。结果表明,与NACA0015翼型相比,优化后的翼型气动性能有了较大提升,最大升力系数提高了6．63％,最大升阻比提高了27．5％,最大切向力系数提高了22．7％。     

三种典型翼型边界层稳定性对比分析

为了便于工程上翼型的选取及优化,本文针对三个典型翼型边界层稳定性进行对比分析。首先采用eN方法对翼型SD8020进行转捩预测,并采用萘升华实验法检验数值计算的准确性。再利用该数值方法对比了三种典型翼型上表面的转捩位置、不同弦长雷诺数下的压力系数分布、扰动增长率以及最不稳定扰动波的频率。分析结果表明,在相同弦长雷诺数下,NACA0012最先发生转捩,而NACA64-204和RAE2822都保持着较长的层流区;压力梯度对扰动增长有很大影响;同一翼型随弦长雷诺数增长,转捩点雷诺数变大,而不是工程上常采用的固定值。     

减小翼型激波阻力的鼓包流动控制技术

针对2020年使用的N+2代民用飞机的翼身融合(BWB)布局发展需要,以减小激波阻力为目标,采用计算流体力学(CFD)方法,开展弱化激波、减小激波阻力的鼓包流动控制技术研究.提出了λ形激波结构“强干扰”和等熵压缩“弱干扰”两种鼓包激波减阻流动控制原理,给出了两种鼓包基本形状设计方法和工程应用的可行性分析,指出λ形激波结...     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

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。