用直接测力方法进行软质翼型的气动特性研究

在西北工业大学NF-3低速风洞运用翼型气动力直接测量的方法对软质翼型进行风洞试验研究,对比了软、硬质翼型模型的试验结果。结果表明：软质翼型模型与硬质翼型模型在相同风速下具有不同的气动力特性。在一定风速下,软质翼型模型的表面会发生变化,从而影响了气动力。由于该影响非常复杂,因此在研究软质翼型模型的气动特性时进行风洞试验是必要的。     

跨声速无粘流绕振动翼型流动的数值模拟

本文从Euler方程出发,利用LU-ADI格式对绕二元振动翼型跨声速流场进行了数值模拟。文章中给出了绕NACA0012和NACA 64A 010翼型不同状态的几组数值结果,在同某些实验和其它文献结果基本吻合的前提下,研究了振动对翼型表面压力、激波位置的非定常效应以及其它振动参数对流场非定常效应的影响。     

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.      

可压升力面理论桨扇气动设计反问题方法

结合桨扇几何与流动特征讨论了其两大类设计方法的特点,研究了基于可压升力面理论的一种桨扇气动设计反问题方法.相比于传统螺旋桨升力面设计方法,其在旋转坐标系中小扰动线性化假设下严格处理了桨叶旋转、流动压缩性、宽弦大后掠桨叶和桨叶间相互作用,体现了桨扇有轮毂而无机匣的特征.给出了桨扇设计中载荷-下洗角、厚度-下洗角核函数表达式,与机翼核函数的对比验证了其准确性,给出了其在升力面弦向积分和展向积分中的处理方式.讨论了反问题中各设计分布参数的给定方式,特别是最佳载荷分布的给定.构造了一种修正反问题设计中流动损失影响的损失模型.给出了设计算例,数值分析了该设计方法的准确性.研究表明,在跨声速区,反问题给定的弦向载荷分布与数值模拟的存在一定差异,这主要由该设计方法线性化假设与跨声速流动非线性的差别造成.反问题得出的基元功率系数分布、总体性能参数与数值模拟的吻合较好.      

可控扩散叶型的扩稳优化

采用正问题方法,将叶型几何参数化、叶型性能分析程序与遗传算法相结合,对某传统可控扩散叶型（CDA）进行叶型损失和攻角范围的综合性能优化设计。结果表明:优化叶型与原叶型具有相近的设计点损失,而其攻角范围由原来的11°增大至17.5°,其中负攻角范围增大了近4.5°。另外,优化叶型的损失随攻角变化也更为平缓,意味着可以在更为宽广的攻角范围内保持稳定的性能。分析表明:吸力面速度峰值位置由原叶型40%弦长处前移至20%弦长处,增加了减速区的长度,使减速更为平缓,是正攻角裕度增大的主要原因。负攻角裕度增加有两方面原因,优化叶型喉道面积增大且喉道位置与设计点吸力峰值位置错开,具有较大的堵塞裕度;压力面前部区域速度较为平缓,甚至略微加速,直至30%弦长后才开始减速扩压,避免了因压力面前缘处的较大速度尖峰以及随后的持续扩压导致附面层的过早分离。      

低速流数值模拟的低耗散预处理格式

在预处理Roe格式中加入可调参数,给出了一种低耗散预处理Roe格式,并分析了可调参数的取值规律.在极低速区,低耗散预处理Roe格式反应了流动的实际耗散;在与来流速度相近的区域,低耗散预处理R0e格式可以保证流场的稳定性.对低马赫数、低雷诺数定常圆柱绕流和低马赫数、高雷诺数NACA0012翼型绕流所做的数值实验,得到了比...     

多相等离子体气动激励抑制翼型失速分离的实验

开展了多相等离子体气动激励抑制NACA0015翼型失速分离的实验,详细研究了翼型升阻特性随激励电压、激励相角、输入电压波形和占空比等激励参数的影响.研究表明:雷诺数Re=4.9×105(来流速度60m/s)时,多相等离子体气动激励可有效抑制NACA0015翼型吸力面的流动分离,将翼型临界失速攻角提高2°;相位对流动控制...     

Application of Active Flow Control Technique for Gust Load Alleviation

A new gust load alleviation technique is presented in this paper based on active flow control. Numerical studies are conducted to investigate the beneficial effects on the aerodynamic characteristics of the quasi "Global Hawk" airfoil using arrays of jets during the gust process. Based on unsteady Navier-Stokes equations, the grid-velocity method is introduced to simulate the gust influence, and dynamic response in vertical gust flow perturbation is investigated for the airfoil as well. An unsteady surface transpiration boundary condition is enforced over a user specified portion of the airfoil’s surface to emulate the time dependent velocity boundary conditions. Firstly, after applying this method to simulate typical NACA0006 airfoil gust response to a step change in the angle of attack, it shows that the indicial responses of the airfoil make good agreement with the exact theoretical values and the calculated values in references. Furthermore, gust response characteristic for the quasi "Global Hawk" airfoil is analyzed. Five kinds of flow control techniques are introduced as steady blowing, steady suction, unsteady blowing, unsteady suction and synthetic jets. The physical analysis of the influence on the effects of gust load alleviation is proposed to provide some guidelines for practice. Numerical results have indicated that active flow control technique,as a new technology of gust load alleviation, can affect and suppress the fluid disturbances caused by gust so as to achieve the purpose of gust load alleviation.     

大负荷低压涡轮叶型分离转捩流动的大涡模拟

应用动力模式大涡模拟数值方法,对来流无扰动、不可压、雷诺数为5×104(基于进口速度和轴向弦长),定常来流条件下大负荷低压涡轮叶型(Pak B)叶型吸力面非定常分离转捩流动进行了三维数值模拟。在与相关实验数据的对比基础之上,对非定常流动物理信息进行了详细的分析讨论,揭示了计算来流状态下的Pak B叶型吸力面非定常分离转捩流动机理。结果表明,由无粘Kelvin-Helmholtz机制产生的、空间线性增长的初始二维不稳定性在分离剪切内诱导展向旋涡形成并脱落,脱落过程中的展向涡在非线性增长的三维不稳定性作用下发生变形并最终破碎成湍流。计算得到的Kelvin-Helmholtz不稳定性特征频率处于相关实验测量范围内。     

防冰部件表面流动换热与温度计算分析

在考虑防冰部件湿表面水膜流动与传热相互影响的基础上,提出了一种基于湿表面传热与流动耦合作用的防冰部件表面温度预测方法.应用此方法,计算了一种全蒸发防冰翼型工作时的表面流动换热和温度分布.分析了湿表面上各项热流的作用效果.结果表明:部件表面换热系数对壁面温度的计算最为敏感,影响很大:水膜流动能吸收并传递加热热量;全蒸发防...