FSAE赛车新型定风翼型气动性能的提升

赛车的空气动力学特性决定着赛车的设计优劣和性能,其中气动阻力系数和气动负升力系数是决定气动特性的两个关键系数。采用数值模拟方法对赛车的空气动力性能有重要影响的后定风翼进行了翼型、攻角、离地间隙等结构参数下的气动分析和对比,根据阻力系数和负升力系数的变化规律以及匹配原则,确定了最佳的定风翼方案。结果表明:曲率较大、翼身较厚的翼型会产生较大的升力,攻角45°为最佳攻角方案,离地间隙的最佳值为88 mm。     

雷诺数对风力机专用翼型气动性能影响的研究

雷诺数是影响翼型气动特性的主要参数之一,当雷诺数在5×10~5～1×10~7范围内变化时,基于N-S控制方程,对S827翼型在攻角α为-14°～45°范围内变化时的气动特性进行数值计算,研究了雷诺数对该翼型的升力特性、阻力特性、最大升力系数、最大升阻比、流动分离特性、失速特性等气动特性的影响.     

扇翼飞行器垂直升降可行性研究

基于扇翼机的飞行原理,提出通过改变攻角以及增加尾部升力面弦长的方式提高气动效率,进而实现垂直升降的方法;通过建立扇翼飞行器的二维数学模型进行模拟分析、设计试验模型并进行了相关实验比较分析,证明垂直升降的可行性.研究结果表明,增加升力面弦长至原始长度的3倍之后,在无风或迎风风速较小情况下,攻角30°左右即可实现合力垂直向上,即实现垂直升降.     

圆角方形断面气动特性试验

通过刚性测压模型风洞试验,在均匀流场中测试了圆角率R/D=0.4的方形断面在0°～45°风向角、雷诺数Re=0.8×10~5～3.8×10~5时的气动特性。结果表明:试验雷诺数范围内,所有风向角下模型的阻力系数均值、升力系数均值、升力系数脉动值及斯特罗哈数基本上都受到雷诺数的影响。与其他风向角相比,0°～17.5°风向角时,阻力系数均值和升力系数均值受雷诺数的影响更大; 7.5°～45°风向角时,升力系数脉动值受雷诺数的影响更大; 0°～12.5°风向角时,斯特罗哈数受雷诺数的影响更大。     

襟翼相对长度对翼型流场结构影响

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼相对长度和翼缝相对宽度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;文章分别选取了襟翼相对长度分别为0.2、0.3和0.4和翼缝相对为1.0%,分析襟翼相对长度对翼型气动性能的影响。数值结果表明:由于襟翼对翼型周围主涡发展和变化的影响,不仅改善了翼型的失速特性,同时也提高了翼型的气动性能。襟翼翼型的失速攻角在此次研究范围内均大于基准翼型,在攻角小于失速攻角时,襟翼翼型的升力系数均小于基准翼型,阻力系数均高于基准翼型,但升力系数的最大值均高于基准翼型;随着襟翼相对长度增大,翼型临界攻角逐渐减小;在攻角接近翼型失速攻角时,升力系数先增大后减小;襟翼长度相同时,随着翼缝相对宽度的增大,升力系数逐渐减小。     

一种预计机翼跨音速抖振边界的高精度方法

在用定常气动参数对机翼跨音速抖振边界进行仿真预计时,由于有些流场条件下的气动参数在抖振始发攻角附近变化不明显,给抖振边界的准确预计带来困难。因而提出了确定抖振始发攻角的气动参数曲线最大曲率法,通过求解机翼不同攻角下的定常流场N-S方程,获得机翼的升力系数、俯仰力矩系数和后缘压力系数,用四次多项式分别对这些气动参数进行曲线拟合,得到各种曲线的曲率方程,由曲率的极大值点确定抖振始发攻角。用该方法对一个NACA0012翼型在0.775马赫下的抖振始发攻角的仿真预计结果与风洞试验得到的抖振始发攻角对比表明具有较高的预计精度。     

尾缘弯折角对宽攻角范围涡轮叶片气动性能影响的数值研究

采用数值模拟方法研究了涡轮尾缘弯折角对宽攻角叶型气动性能的影响,对比研究了尾缘弯折角和攻角变化对涡轮叶型载荷、出口气流角和损失系数的影响。计算结果表明:当攻角小于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而减小;当攻角大于7°时,涡轮叶栅损失系数随尾缘弯折角增大而增大。当尾缘弯折角一定时,涡轮叶栅损失系数先减小后增大,攻角为-23.35°处损失系数最小。随着攻角增加,出口气流角减小,叶片载荷后移。在全攻角范围内,尾缘弯折角增大,涡轮叶栅出口气流角增大,叶片载荷后移。     

雷诺数对低速对称翼型气动性能的影响

基于CFD软件,采用k-ωSST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响。比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的计算值与试验值,得出了和试验值最接近的翼型,总结了对称翼型升力系数、阻力系数和升阻比的变化规律,确定了对称翼型最佳攻角。结果显示,低速对称翼型相对厚度越大,气动性能越好;雷诺数越小,黏性越大,越先发生边界层分离;翼型NAcA0018的计算值和试验值最接近;翼型NAcA0018的最佳攻角为10°。     

立式V型曲面开缝网板的水动力性能数值模拟研究

立式V型曲面开缝网板在拖网捕捞中应用广泛,网板的水动力性能研究有助于了解网板的最佳工作冲角、网板的升力系数和阻力系数随工作冲角的数值变化。通过研究网板的最佳工作冲角能够提高网板的使用性能,提高网板的渔获效益。通过数值仿真的方法对网板的水动力性能进行研究,主要研究在5种流速下的升力系数、阻力系数、升阻比在冲角范围为10°~90°的变化及网板周围的流线型与涡流图。研究表明网板的阻力系数随着冲角的增加持续上升,而升力系数与升阻比呈先上升后下降的趋势,网板在45°时取得最大升力系数,表明临界冲角为45°,在20°时,升阻比取得最大值。网板升力系数在冲角45°之前不断上升,冲角45°之后,升力系数不断下降,冲角45°时网板背流面出现了流动分离,所以45°是网板的最佳工作冲角。     

气动弹片对翼型气动及噪声特性的影响

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°～24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明：气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。     

飞行汽车概念设计与气动特性分析

利用CFD软件Fluent,根据Spalart-Allmaras模型建立了飞行汽车外流场的三维湍流流动模型.通过数值模拟,得到飞行汽车在不同攻角下的升阻力系数变化规律.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,飞行汽车的升阻力系数不断增大,当攻角达到14＆#176;左右时,飞行汽车由于气流分离而发生失速.Fluent为飞行汽车的气动特性分析提供了重要依据.     

双S形进气道流场数值计算与分析

为了考察飞行攻角对进气道性能的影响,采用k-ε湍流模型对某型飞机的双S形进气道内外流场进行了综合求解,分析了飞行攻角对进气道总压恢复系数和出口总压畸变的影响。结果表明:进气道出口的总压分布是由进口的气流条件决定的,攻角小于(-5)°和大于23°时,总压恢复系数随飞行攻角的变化明显,攻角在(-5～23)°之间变化时总压恢复系数变化量不大,当攻角为10°时总压恢复系数达到最大值0.9844;当飞机在小于(-10)°或大于30°攻角飞行时,进气道出口总压畸变程度较大。     

风力机叶片翼型的气动特性研究

选取S818叶片翼型进行二维几何模型,采用适合翼型流动的Spalart-Allmaras湍流模型,对Base翼型和95%弦长处带Microtab的翼型进行数值模拟分析,得到在不同攻角下的升阻比、表面压力和速度矢量图。从流场计算结果看出95%弦长处带microtab的翼型在0°到12°攻角范围内气动性能有明显提高;带microtab的翼型改变了后驻点位置,使其出现在了microtab末端,增加了气动曲面环量,从而增加了翼型升力。     

一种曲面压缩的定几何宽速域进气道设计研究

对一种Ma=2.5～5.0范围工作的飞行器推进系统曲面压缩定几何进气道设计开展了初步研究,获得了该进气道的内外波系、流场性能及攻角特性,并对其前体构型做了相关研究。二维仿真模拟结果显示,采用曲面压缩设计的定几何进气道在Ma=2.5～5.0范围内均可正常工作,且具有较高的流量捕获能力;在二维构型基础上,开展了进气道三维构型设计,研究了攻角对三维进气道气动性能的影响,并对进气道三维构型开展了前体构型设计,对比分析了前体构型对进气道气动性能的影响。三维数值模拟结果显示,三维进气道同样可以在Ma=2.5～5.0范围内正常工作,但气动性能略低于二维流动情况;喉道总压恢复在α=-4°时达到极值; Case3的升阻比系数对于攻角变化较为敏感,在α<-4°时,Case3的升阻比系数占据优势地位。     

不同高宽比并列双幅箱梁气动升力的干扰效应

为了给实际工程中并列双幅变截面箱梁的气动升力取值提供参考,针对不同高宽比的双幅箱梁,通过刚性模型测压风洞试验,测试了多个不同风攻角和间距时双幅箱梁的升力系数,并与单幅箱梁的升力系数进行了对比分析。引入干扰因子对下游箱梁的干扰效应进行定量表示。研究结果表明：与单幅箱梁相比,上游箱梁的气动升力变化不大,下游箱梁的气动升力变化显著;在大多数正向风攻角下,下游箱梁气动升力的干扰效应表现为明显的减小效应;在负向风攻角下,气动干扰使下游箱梁承受向下的升力,升力值随着风攻角的增大而增大,随着间距和箱梁高宽比的减小而增大。     

超高速弹丸气动力与气动加热的仿真分析

为研究一种超高速弹丸的气动力参数和气动加热,建立了气动力和气动传热两种模型。应用Spalart-Allmaras单方程和标准两方程两种湍流模型分别对其进行数值仿真,得到了该弹丸在不同攻角、不同马赫数下弹丸的阻力系数、升力系数、俯仰力矩系数的分布,以及在不同马赫数下各部位瞬态耦合传热温度场分布。仿真计算数据可为超高速弹丸的设计研究提供数据参考。     

干扰气流对Φ型风力机气动特性影响研究

在升力型立轴风力机的叶片旋转一圈中,两方位角叶片的攻角为零,产生为负值的刹车力矩,需要消耗其他叶片的正功来克服此力矩,进而降低了风力机整体性能。提出采用干扰气流来改善零攻角区域叶片周围流场,进而提高升力型立轴风力机气动性能的新方法。以美国Sandia国家实验室旋转直径2 m的Φ型风力机为研究对象,基于多流管模型,分析干扰气流对位于赤道半径R、0.8R和0.6R叶素的攻角、切向力、法向力的影响规律。计算结果证明,在干扰气流的影响下,两零攻角方位角的攻角、切向力和法向力均有明显提高;在180°旋转角,叶素的攻角、切向力以及法向力增幅,随着旋转半径的减小而增大。以上研究结果证明干扰气流有效地改善了零攻角区域叶片的气动特性。     

头部可偏转飞行器气动仿真与外形优化

针对头部偏转控制的飞行器模型,以通用流体计算软件Fluent为计算平台,进行了大量气动性能仿真实验.计算了不同头部偏角,不同马赫数和攻角姿态时,飞行器模型所受的气动力,分析在不同条件下升力、阻力和偏航力矩的变化情况,同时比较了不同外形的此类飞行器的气动性能.     

翼型厚度对风力机叶片翼型气动特性的影响

建立了预测翼型气动特性的理论模型并进行了数值计算,研究了翼型厚度对风力机叶片翼型的气动特性影响,给出了翼型厚度对翼型的升力系数、阻力系数、升阻比和流场、压力系数的影响。研究结果表明,对于同一弯度不同厚度的NACA系列翼型,在较小攻角时,较小厚度翼型可获得较大的升阻比,在大攻角时,增加厚度翼型可以提高翼型的升阻比,扩宽大升阻比范围,而且较大厚度翼型的分离点前移速度较缓慢,涡分布范围较小。     

影响风力发电机翼型气动性能的因素研究

翼型气动性能的优劣影响着风力发电机的发电效率,研究影响叶片翼型气动性能的因素具有重要意义。本文采用数值方法计算了文献中NACA0012翼型在Re=10^6时的气动性能参数并与试验值比较,验证了数值方法的正确性。通过对相对厚度、相对弯度、雷诺数等影响翼型气动特性的参数进行研究,结果表明:相对厚度小的翼型在小攻角范围可以获得更好的气动性能;当攻角大于失速角12°后,相对厚度大的翼型的气动性能更佳。在0°~20°攻角范围内,相对弯度和雷诺数越大,翼型的气动性能越好。