低雷诺数下小展弦比机翼绕流的实验研究

应用粒子图像速度场仪（PIV）和烟线两种流动显示技术,测量低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流场.风洞实验结果表明,弦长雷诺数为1.8×10⁴,机翼处于5.0°攻角时,展向中间截面出现了层流分离,翼型后缘产生“驻留涡”.随着机翼攻角的增大,分离涡向翼型前缘迁移.当攻角增大至12.5°时,分离涡覆盖整个翼型上表面,翼型完全失速.此外,2种流动显示技术在同一工况下得到的实验结果较一致.将2种流动显示技术相结合,丰富了流场信息,能够更好地反映低雷诺数下小展弦比机翼粘性绕流的流动现象.     

翼型低Re数小攻角非线性非定常层流分离现象研究

层流分离泡是低速低Re数流动的典型特征,存在强的非定常和非线性效应.其对翼型气动力特性带来的影响突出表现在三个方面:(1)升力系数下降,阻力系数增加,升阻比快速下降;(2)小攻角气动力系数非线性效应;(3)中等到大攻角气动力非线性静态滞回效应.本文在针对E387和SD8020翼型层流分离效应开展数值模拟,并提出不同于经典层流分离泡的后缘层流分离泡的研究基础上,进一步采用非定常数值模拟和水洞PIV流动显示试验结合的方法,以SD8020翼型为对象,更深入细致的研究了翼型低Re数小攻角时均化及非定常的层流分离流动结构和压力系数分布的非线性流动特性和演化规律.数值模拟和水洞PIV试验所获得的时均化和非定常流动结构吻合一致,验证了本文结果的正确性.主要结论简述如下:(1)PIV试验验证了所谓低Re数长层流分离泡是一系列大尺度周期性脱落的层流分离涡的时均化结果,并不存在稳定的长层流分离泡;(2)试验证明了低Re数对称翼型小攻角范围,确实存在不同于经典长层流分离泡的时均化后缘层流分离泡,两种层流分离泡的外部形态、内部结构和演化规律存在显著差异.本文详细刻画对比分析了两种层流分离泡的流动结构及其差异;(3)数值模拟和水洞试验表明两种时均化层流分离泡所对应的非定常分离涡结构和压力系数分布也存在显著差异.正是由于这两类层流分离涡结构之间的演化造成了对称翼型低Re数小攻角升力系数非线性;(4)初步分析表明,后缘层流分离泡对应的非定常分离涡结构在分离点附近基本保持稳定,类似死水区,直至后缘点附近出现类似于卡门涡街的非定常分离.长层流分离泡对应的非定常分离流动则在分离点附近就表现出显著的非定常特征,生成一系列独立,并不断向下游发展、移动、对并、脱落的非定常层流分离涡.由此,造成这两种流动结构之间突变的机理和根源可能在于分离点附近分离区流场的失稳.     

二维平板翼拍翼运动的涡流场显示

介绍了在装有液体的有机玻璃容器中进行的二维平板翼作悬停拍翼运动的流场显示实验．研究了低雷诺数运动下，仰俯旋转过程中不同的转动角速度，匀速平动阶段不同的水平攻角分别对流场结构的影响以及超前、对称、滞后三种相位模式下的涡流场结构．实验结果表明：挥拍过程中翼后缘的涡层不断地脱泻，前缘涡不断发展并附着在翼面是翼型产生高升力的重要机制；匀速平动阶段前缘涡的形成附着与水平攻角有关，攻角过小不易产生前缘涡，攻角过大则易使前缘涡与翼面分离；翼型的上仰过程使前缘涡得到加强，这对升力的产生有一定的贡献；三种相位下的涡流场形态各有不同，上挥（下拍）初期前缘涡的运动主要存在两种形态．     

低雷诺数下机翼复杂绕流的气动特性实验

在上海市应用数学和力学研究所SIAMM400 低速低湍流度风洞中, 对自行设计的GA-1060 机翼在低雷诺数下复杂三维绕流的气动性能进行了相关的实验研究, 并与NACA0012 翼型形成的矩形机翼绕流气动性能进行了比较. 结果表明: 在低雷诺数下GA-1060 机翼前缘较为钝厚, 有一定弯度, 厚度较小的外形使其具有更好的综合气动特性; 在较大攻角情况下, 升力系数和升阻比等参数均有较大提高, 6° 攻角时升阻比可增加到27%; 流动分离与翼尖涡的相互作用在一定程度上影响了翼尖涡的生成和发展.     

低雷诺数翼型分离流动的大涡模拟研究

采用高精度大涡模拟算法,对低雷诺数下的孤立翼型分离流动问题进行研究,计算了雷诺数为55000、马赫数0.2、来流5°攻角下的NACA-0025翼型,生成数值数据库,从时均流场、瞬态流场、频谱和高阶统计量等多个角度进行分析.研究结果表明:大涡模拟方法能够很好的描述低雷诺数翼型分离流动,其瞬态流场图画与实验结果吻合的很好;翼型上表面出现大尺度的开放式分离区,在Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性作用下,自由剪切层失稳卷起展向涡,展向涡二次失稳发生旋涡配对现象;分离区流场的演化受大尺度涡结构控制,流场中高阶统计量的分布也与涡结构密切相关.     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×106的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明：静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在...     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×10~6的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明:静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在22°攻角下升阻比提升2倍左右;对抑制流动分离效果不佳的尺寸较小的静止板施加以合适振幅和频率的振动后,可以有效地抑制翼型的流动分离,得到增加升力、减小阻力的效果。     

基于高低雷诺数试验的分离双箱涡振性能对比

为比较分离双箱涡振性能在高低雷诺数试验中的异同,在同济大学TJ-1和TJ-3风洞试验室进行了40个工况的对比试验.结果表明,在低雷诺数试验中涡振出现的阻尼比区间及其相应的振幅都较大,在高雷诺数试验中涡振出现的阻尼比区间和幅值都较小;导流板在零度攻角时无论雷诺数高低都能减小涡振振幅,但在攻角存在时,导流板仅在低雷诺数试验条件下能够增大涡振振幅而在高雷诺数试验条件下则会减小涡振振幅.最后还对试验现象差异的机制进行了分析,并对与大带东桥和昂船洲桥研究结果异同的原因进行了分析.     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

前缘钝度和雷诺数对三角翼流场的影响

采用RANS方法实现三角翼前缘涡流场结构的数值模拟,计算采用全湍模式。通过数值模拟充分理解非尖前缘三角翼前缘涡的流场结构。数值模拟得到的三角翼表面压强分布与实验结果进行了对比,研究不同因素对三角翼前缘涡的影响。通过对比分析流场结构得到:尖前缘三角翼前缘涡是从机翼前缘拖出,分离位置固定;而钝前缘三角翼由于前缘分离点不固定,前缘涡流场结构变得更加复杂。对于钝前缘三角翼,当马赫数不变时,随着雷诺数的增加,三角翼前缘涡的分离被延迟。     

Spanwise flow and the attachment of the leading-edge vortex on insect wings

The flow structure that is largely responsible for the good performance of insect wings has recently been identified as a leading-edge vortex. But because such vortices become detached from a wing in two-dimensional flow, an unknown mechanism must keep them attached to (three-dimensional) flapping wings. The current explanation, analogous to a mechanism operating on delta-wing aircraft, is that spanwise flow through a spiral vortex drains energy from the vortex core. We have tested this hypothesis by systematically mapping the flow generated by a dynamically scaled model insect while simultaneously measuring the resulting aerodynamic forces. Here we report that, at the Reynolds numbers matching the flows relevant for most insects, flapping wings do not generate a spiral vortex akin to that produced by delta-wing aircraft. We also find that limiting spanwise flow with fences and edge baffles does not cause detachment of the leading-edge vortex. The data support an alternative hypothesis-that downward flow induced by tip vortices limits the growth of the leading-edge vortex.     

前缘辅助小翼对风力机翼型气动性能的影响

基于SST k-ω模型,分析了前缘添加辅助小翼后,在2°～22°攻角下对主翼S809翼型的气动特性的影响.结果表明,在小攻角2°～6°下,主翼的升力减小,阻力增加,但当攻角达到8°时,前缘辅助小翼使得主翼升力增加,阻力减小,升阻比增大.通过分析主翼在10°、14°、18°和22°大攻角下的流动分离规律和增升机理,表明前...     

不同雷诺数对钝前缘三角翼气动特性影响的研究

通过求解三元非定常N—S方程的方法,对钝前缘三角翼的流动进行了数值模拟,研究了亚声速条件下不同雷诺数对钝前缘三角翼分离涡的影响。计算结果与试验结果进行了详细的比较,两者都证明雷诺数的增大对钝前缘分离涡的分离有明显的延迟作用。     

超临界雷诺数下圆柱分离旋涡运动的数值研究

本文在文献[1]的基础上,用离散涡模型与湍流边界层理论相结合的方法,研究了超临界雷诺数下圆柱突然起动后的分离旋涡运动。文中考虑了二次涡的影响和涡旋的粘性扩散。计算结果与实验结果相符。     

平面叶栅流场非定常特性分析

为了分析平面叶栅流场的非定常流动特性,采用延迟分离涡模拟方法(DDES) 对某亚声速叶栅流场进行数值计算。为了保证计算准确,首先进行了最优网格选择、物理时间步长无关性验证;并与RANS-SA计算结果、实验结果进行对比。DDES方法计算结果表明,随着攻角的增大,尾缘涡会逐渐由细长型转变为结构整齐,频率单一的对涡结构,当攻角继续增大,对涡结构变得越来越不整齐。当攻角增大到吸力面出现大分离时,对涡结构消失,脱落涡表现出很强的随机性,吸力面分离涡在向下游传播的同时向周向传播,对相邻叶片的涡量分布产生影响。在大攻角工况时,进口马赫数的变化对于吸力面分离涡,尾缘涡都产生非常大的影响。     

翼型摆角对气动性能的影响分析

基于NREL S809翼型,研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值,排除了网格质量对翼型气动性能的影响,验证了利用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性,确定了合理的模拟方案,分析了翼型的气动性能.在此基础上,将S809翼型进行了尾缘变形,生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD(computational fluid dynamics)软件对它们进行数值计算,分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明,随着尾缘下摆角度的增加,变形翼型上下表面压差逐渐增大,下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大,翼型产生分离涡的攻角却随之减小,更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.