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.     

风力机翼型非定常流场POD和EPOD分析

风力机翼型绕流对整机性能以及气动噪声水平具有重要的影响.采用大涡模拟与Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)方程相结合的方法,求解风力机翼型的非定常流场及远场气动噪声.通过本征正交分解(POD)方法提取翼型在8°攻角下的涡量流场模态.模态结构表明,尾缘涡团和层流分离泡是翼型主要流动的非定常特征.通...     

自然风速下低雷诺数风力机翼型 气动特性随机数值分析

为量化随机自然风速条件下风力机翼型气动特性不确定程度,以S809风力机翼型为研究对象,基于非嵌入式概率配置点法和Transition SST转捩方程,建立了低雷诺数风力机翼型气动特性随机数值分析模型,获得了自然风速条件下风力机翼型气动力确定性和不确定性成分比例,并揭示了风速大小和方向随机耦合作用对翼型流场结构、压力系数和摩阻分布及湍动能的影响及不确定传播机制.结果表明,随机风速风向对翼型升阻气动因子不确定度影响显著,在计算攻角范围内S809翼型升阻比3σ置信区间相对不确定度最大为±35.13％;随机风速风向耦合作用下翼型升阻比不确定度分别是单随机因素下的4.76倍和1.08倍;翼型对来流不确定性敏感区域为前缘,可以考虑在翼型前缘部分进行气动稳健性优化设计.     

风力机叶片翼型气动特性数值模拟

为研究风力机转子叶片的翼型特征,通过Fluent软件对改进的NACA类风力机转子叶片翼型的绕流流动气动特性参数进行数值模拟分析.结果表明:对于改进的NACA类转子叶片,翼型特征的优化保留了叶片高升力,进一步降低了阻力,在多攻角范围内均获得了较好的升力系数和升阻比.当攻角较小时,叶片绕流流动即呈现较小的分离涡,随着攻角的上升,叶片正负压强差进一步增大,表面压力系数特征规律趋于稳定,尾部涡进一步扩大,表现出强烈的分离流动特性.翼型的优化设计可以直接提高风力机转子叶片的气动特征,进而提高风力机的工作性能.     

低雷诺数下椭圆翼型层流分离研究

通过采用计算流体力学方法对不同相对厚度的椭圆翼型在低雷诺数范围下进行了数值模拟，研究了椭圆翼型在低雷诺数下的层流分离现象及流场结构.结果表明:在低雷诺数下，薄椭圆翼型在小攻角时前缘出现层流分离泡是其具有高的升力系数及升阻比的原因，随厚度的增加，前缘层流分离泡逐渐消失，在后缘形成时均小泡.随着雷诺数升高，薄椭圆翼型时均分离泡都出现在前缘，但外形缩小，而在较低雷诺数下，薄椭圆翼型小攻角时没有发生转捩再附现象；同时层流分离泡的出现也对翼型后缘分离涡的尺寸和位置产生了重要影响.相对厚度和雷诺数通过影响椭圆翼型上表面层流分离泡的尺寸、位置以及后缘分离涡的形态结构，进而改变了气动特性.     

微型飞行器齐默曼与反齐默曼机翼的气动力学特性分析

以固定机翼式微型飞行器(miniature air vehicle, MAV)的气动设计为研究背景, 对小展弦比低雷诺数下不同长短轴比值(long-short axis ratios, LSARs)的齐默曼和反齐默曼机翼流场进行数值分析. 采用人工压缩性方法求解不可压粘性绕流, 应用三阶迎风格式离散对流项, 湍流模型为Baldwin-Barth一方程模型. 通过对比齐默曼和反齐默曼两种布局机翼的数值结果与实验值, 验证了数值方法的正确性. 通过分析不同长短轴比值齐默曼和反齐默曼机翼的气动性能, 揭示出在长短轴比值相同的情况下, 反齐默曼机翼有较高的升力, 且其升阻比随着长短轴比值的减小而增大.     

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.     

翼尖涡多阶段演化过程及其对气动力的影响

针对高雷诺数和中等马赫数下翼尖涡的近场演化问题,以NACA0012机翼为对象,采用大涡模拟方法,研究了三组不同的马赫数(0.3、0.45、0.6)和雷诺数(5×10~5、1×10~6、2×10~6)下翼尖涡中主涡和次级涡的演化特性以及其对机翼气动力的影响。研究发现,根据主涡和次级涡特性可将翼尖涡近场演化过程分为三阶段:在第一阶段中二者独立生长,主涡涡核处涡量先增后减,次级涡涡核处涡量和流向速度显著变化;在第二阶段中次级涡运动至机翼上表面与主涡相互作用融合,二者涡核处涡量变化分别趋于平缓并最终相同;在第三阶段中主涡与次级涡融合后的共转涡和新生成的二次融合涡离开机翼进入尾迹。马赫数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量及"扭结"现象,但不影响主涡和次级涡涡核处流向速度和融合位置;雷诺数影响主涡和次级涡涡核处流向涡量、主涡涡核处无量纲流向速度以及"扭结"现象,但不影响次级涡涡核处流向速度和融合位置。在整个翼尖涡近场演化过程中,与第一阶段相比,第二阶段通过显著改变机翼上表面压力分布,诱导出强烈的下洗现象,主导影响着机翼的气动力,此外翼尖涡能抑制翼尖附近上表面流动分离,在一定程度上减轻其对气动力的不利影响。     

一新型立轴风力机直叶片翼型气动特性数值模拟

本文研究的是一新型立轴风力机直叶片,研究了影响其气动性能的一些参数,采用商业软件FLUENT模拟翼型在不同来流攻角下的气动性能,得出了翼型的升力系数、阻力系数和升阻比随来流攻角的变化关系,为该叶片的气动优化设计提供了参考。     

风沙条件下颗粒对翼型流动分离的影响

运用延迟脱体涡模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)技术对NREL S809三维翼型在洁净空气环境中和在不同直径颗粒环境下进行了数值模拟,由此预测了风沙环境下颗粒对翼型绕流分离的影响.研究结果表明:当攻角为8°时,DDES捕捉到了翼型吸力面的涡脱落现象,并且颗粒的加入显著地改变了翼型吸力面的涡脱规律,使得尾涡范围扩大、耗散更快,然而随着颗粒直径的增大,尾涡也逐渐恢复到接近洁净空气时的状态;当攻角较小(6°)时,翼型表面没有发生流动分离,颗粒的加入对流场的影响很小;当攻角较大(12°)时,颗粒对翼型绕流的影响也很小;不同攻角下颗粒对翼型升力系数有不同程度的影响.分析不同攻角下颗粒对翼型表面流动分离的影响规律表明:S809翼型绕流情况受颗粒影响最严重的攻角在7°~10°.     

蜻蜓滑翔时三维串列柔性双翼气动效能分析

为进一步揭示蜻蜓翼在被动的柔性变形和串列双翼柔性干涉作用下对气流的影响机制,本文基于STAR-CCM+软件,采用流固耦合方法对Navier-Stokes方程进行数值求解。研究了杨氏模量为3 800 MPa、泊松比为0.25时,蜻蜓柔性复翼的变形及其气动特性响应规律。研究表明：蜻蜓翼保持正向高置差气动布局均会带来相似且有益的影响。迎角5°时,1.2 mm的高置布局相比低置气动布局的升力系数提升了5.2%,当迎角增大到25°时,差值达到19%。双翼干涉效应下,前翼的气动特性会得到明显的提升,后翼虽会损失一定的气动力,但总体而言,动态干涉是有益的。从双翼气流分离下诱导的后缘涡强度来看,后翼的涡要明显强于前翼。9 m/s以后,蜻蜓滑翔时由前翼承担主要载荷的方式缓慢过渡到后翼,而且后翼翼梢处受载较明显,其最大变形达到16 mm;扭转变形方面：速度一定时,随着滑翔时失速迎角增大,后翼的动态弯扭变形明显强于前翼,验证了蜻蜓翼大迎角下利用后翼机动滑翔的观点。     

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.     

叶尖开孔对风力机流场的影响研究

以NREL Phase VI叶片的1/8缩比模型为研究对象,在叶片叶尖区域设计由前缘到叶尖端面的3个环形通气孔,改变叶尖流场分布.采用CFD的方法,通过转速变化分析叶尖表面的压力分布情况及其叶尖涡的发展过程,进而研究叶尖开孔对风力机叶尖涡的影响.研究结果表明:转速低于900 r/min时,叶尖开孔对叶片气动性能影响不大;而转速高于900 r/min时,叶尖开孔可降低涡核强度,加速叶尖涡耗散,提高叶片气动效率.从环形通气孔中喷射的气流对来流有明显的抑制作用,能够减小尾流区内的轴向速度.在加速叶尖涡的耗散和降低叶尖涡的强度方面,风力机叶尖处开孔在转速超过900 r/min以上时被视为一种比较有效的设计.     

空中加油受油机横侧动操稳特性研究

空中加油时,加油机的气动力和力矩对受油机的操纵影响较大.需对影响大小进行定量分析,得出确定结论.本文对受油机的横侧动稳定性及操纵性进行了研究,确定了作用在受油机上由加油机翼端涡场引起的气动力和力矩的大小,提出一种简化气动模型,并将导数形式的力和力矩用于线性运动方程.研究表明,受油机具有发散的振荡特性,且主要由倾斜和侧向移动组成;飞行员在飞行时可通过不断操纵副翼来控制发散模态,保持飞机稳定.     

压气机叶栅间隙流动的数值研究

通过加装叶顶小翼来控制叶栅间隙的气体流动已受到广泛关注。本文采用计算流体力学方法,对叶顶间隙流动进行数值模拟。结果表明,加装吸力面小翼可以延缓间隙泄漏涡的形成,降低泄漏涡的强度。在不同的叶顶间隙下,吸力面小翼的加装都能相应地降低泄漏涡的强度。在降低叶顶泄漏涡与主流混合损失的同时,提高了叶栅的气动性能。     

桨叶尖削对高空无人机气动性能影响

螺旋桨在临近空间高速运转时,由于工作环境大气物理特性,桨尖区域受空气压缩性影响严重,使螺旋桨气动性能降低。为了改善高空螺旋桨的高速性能,将翼尖修形的思想应用于高空无人机螺旋桨上,分别对螺旋桨桨尖区域进行不同角度的尖削。计算模型应用多参考系模型和周期性边界条件,对不同尖削桨叶运行状态进行模拟并对桨叶气动性能进行计算,根据计算结果分析桨叶尖削对螺旋桨气动性能的影响。研究结果表明：对螺旋桨桨尖区域进行尖削,可以减缓桨尖空气压缩性影响,减小桨尖阻力,进而提升螺旋桨气动性能,且当尖削角度α=70°时,螺旋桨的高速性能最佳,其气动效率相比与原始桨叶提升约5%。     

前掠翼与平直翼布局气动特性的比较分析

基于ANSYS 11.0的计算流体力学模块CFX,选取Reynolds平均的三维N-S方程及SST涡粘湍流模型,采用数值计算和流场可视化分析方法,对变前掠翼布局在低速起飞／着陆及高跨音速作战使用状态的气动性能进行了计算。着重对前掠翼与平直翼布局气动特性和流动机理进行了比较,通过对涡结构的分析发现,机翼前掠使得机翼前缘涡和鸭翼机身涡呈“V”字型靠近并相互加强,从而诱导出了二次涡,大大提高了对翼面气流分离的控制能力,验证了增大升力系数和失速迎角的机理。计算结果表明变前掠翼布局设计合理。     

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

变工况下周向弯曲风扇叶顶涡声特性

采用计算流体力学数值方法研究变工况下周向弯曲低压轴流风扇的叶顶泄漏流动特性,结合涡声理论分析泄漏涡与声源的协同特性,分析叶片不同周向弯曲方向对协同性的影响,并通过近场机匣壁面动态压力测量和远场声学测量,验证叶片周向弯曲方向对近远场声学特性的控制规律.研究表明,泄漏涡声源是周向弯曲叶轮小流量工况下的重要声源,速度矢量与涡矢量的夹角值控制叶顶区域声源强度和分布.近远场实验结果表明,泄漏涡声源与远场声学关系密切.