风力机翼型动态失速气动特性仿真

基于Beddoes-Leishman(B-L)半经验动态失速模型,从附着流、分离流和动态涡三个方面阐述了风力机翼型在动态失速情况下非定常气动力系数的计算方法。在此基础上根据风力机翼型工作时的实际特点对原B-L模型中分离流和动态涡气动力系数的计算进行了改进,并将模型扩充到适用于全范围攻角的动态失速计算。利用所编制的程序仿真了风力机翼型S809和NACA4415动态失速下的升力、阻力和力矩系数。计算结果与实验数据吻合良好。改进模型与原B-L模型计算结果的对比表明,改进后的模型提高了对非定常气动力系数计算的精确性和适用区间,能更好地预测动态失速气动力的变化。     

不同厚度风力机翼型气动性能数值模拟研究

为了更好地了解相对厚度对风力机翼型气动特性的影响,该文以NACA4412、NACA4415、NACA4418这3种不同厚度的翼型为研究对象,分析了翼型相对厚度对翼型升阻力系数、升阻比、流场和压力系数的影响。研究结果表明：在小攻角时,随着厚度的增大,翼型的升阻比逐渐减小;在大攻角时,NACA4415和NACA4418翼型仍能保持较高的升阻比,而NACA4412翼型升阻比较低;随着攻角的增大,3种翼型均出现气流分离并形成尾部涡,NACA4412翼型比NACA4415和NACA4418翼型的尾部涡分布范围大。研究结果为风力机叶片的设计以及优化提供了参考依据。     

基于翼尖支撑和螺旋桨独立支撑的螺旋桨滑流影响实验研究

针对倾转旋翼机,开展了悬停状态气动干扰风洞试验和数值模拟研究。试验中,测量了悬停状态下的旋翼升力、扭矩以及半模机翼的气动力。同时,采用运动嵌套网格方法,通过求解N-S方程对机翼倾角0°和90°两种状态进行数值模拟,开展了数值模拟与风洞试验的相关性分析研究,验证了该数值模拟方法的有效性。结果表明：不考虑机身气动力时,孤立旋翼、机翼攻角0°和机翼攻角90°三种状态下旋翼气动特性差异不明显;考虑机身气动力时,机翼攻角0°时,机身产生约18.2%向下载荷,单片桨叶和机身出现强烈非定常气动特性,其中桨叶升力系数动态值与平均值比为9.8%,机身升力系数动态值与平均值比为18.38%。

     

相对厚度对翼型气动特性的影响研究

为了更好地了解相对厚度对风力机翼型气动特性的影响,该文以NACA4412、NACA4415、NACA4418这3种不同厚度的翼型为研究对象,分析了翼型相对厚度对翼型升阻力系数、升阻比、流场和压力系数的影响。研究结果表明:在小攻角时,随着厚度的增大,翼型的升阻比逐渐减小;在大攻角时,NACA4415和NACA4418翼型仍能保持较高的升阻比,而NACA4412翼型升阻比较低;随着攻角的增大,3种翼型均出现气流分离并形成尾部涡,NACA4412翼型比NACA4415和NACA4418翼型的尾部涡分布范围大。研究结果为风力机叶片的设计以及优化提供了参考依据。     

高湍流度对翼型气动性能影响的试验研究

为分析湍流度对低雷诺数大型风力机翼型气动性能的影响,以大型风力机翼型NREL S810为研究对象,采用风洞试验法,系统研究了湍流度对翼型NREL S810气动性能的影响,获得了翼型的升力系数、阻力系数和表面压力分布特性。结果表明：湍流度的存在使得S810翼型的气动力特性发生改变,最大升力系数先升高后降低,在湍流度为4.6%时翼型的升力系数最高;随着湍流度的增大,发生了明显的失速延迟现象,失速攻角持续后移,且湍流度增加会使得失速下降曲线变得平缓。     

凹痕对斜拉桥斜拉索气动性能影响研究

斜拉索具有长细比大、柔度大、阻尼小等特点,其风荷载和风致振动研究具有重要工程意义。通过测力和测振风洞试验,对具有特定形状、尺寸凹痕的斜拉桥斜拉索气动力和风致振动性能进行了研究,分析了风攻角和雷诺数对具有凹痕斜拉索平均阻力系数和平均升力系数的影响规律,研究了风攻角和雷诺数对具有凹痕斜拉索临界区振动特征值(振幅和平衡位置)的影响规律,结果表明:风攻角对具有凹痕斜拉索的气动力系数随雷诺数变化曲线影响明显,30°和60°风攻角下,临界雷诺数减小,临界区宽度增加;在试验雷诺数范围内,具有凹痕斜拉索在不同风攻角下最大振幅差别较大,60°风攻角时最大,30°风攻角时最小,而平衡位置偏移最大值在各个风攻角下基本相同。     

超空泡航行体尾部流体动力特性试验研究

在水洞中采用前支撑方式模型进行了通气超空泡试验,对不同的超空泡形态下超空泡航行体尾部阻力系数、升力系数及俯仰力矩系数的变化规律进行了研究,并对航行体有无攻角情况下的尾部流体特性进行了比较,获得了攻角对尾部流体动力特性的影响。研究表明,在空泡开始包裹到尾部天平时,随着空泡形态的增长,尾部阻力系数迅速下降,而升力系数和俯仰力矩系数则迅速上升。当空泡将航行体上表面包裹,而下表面沾湿时,阻力系数减小趋势变平缓,而升力系数和俯仰力矩系数则均到达峰值。当空泡完全包裹航行体时,升力系数和俯仰力矩系数迅速回落至零值附近,此时阻力系数在零值附近变化不大。攻角1度情况下的航行体尾部阻力系数减小幅度与无攻角时相比明显降低,最大升力系数和俯仰力矩系数均远大于无攻角情况。     

大气层不同高度气压对等离子体射流激励器性能影响的研究北大核心CSCD

为将等离子体射流应用于大气层中的飞行器进行流动控制,对火花放电等离子体合成射流激励器,搭建了一套模拟不同大气层高度气压的真空实验系统,通过改变实验容器内的气压来模拟不同的大气层高度,利用动态压力传感器测量激励器射流出口的压力变化,得到激励器出口射流速度。分别对两个不同结构参数的两电极火花放电等离子体射流激励器进行了实验研究。实验结果表明,随着大气层高度的增加,火花放电等离子体合成射流的峰值速度不减反增;在0~10000m高度之间,射流峰值速度随高度大致成线性关系变化;大气层高度每增加1000 m,射流峰值速度增大15%~25%;在10000 m高度左右,高空射流峰值速度大约是地面的两倍。研究表明,在不同的大气层高度下,加载电压幅值、频率、占空比对激励器性能的作用规律与在地面常压下的作用规律相似。     

大气层不同高度气压对等离子体射流激励器性能影响的研究

为将等离子体射流应用于大气层中的飞行器进行流动控制,对火花放电等离子体合成射流激励器,搭建了一套模拟不同大气层高度气压的真空实验系统,通过改变实验容器内的气压来模拟不同的大气层高度,利用动态压力传感器测量激励器射流出口的压力变化,得到激励器出口射流速度。分别对两个不同结构参数的两电极火花放电等离子体射流激励器进行了实验研究。实验结果表明,随着大气层高度的增加,火花放电等离子体合成射流的峰值速度不减反增;在0~10000m高度之间,射流峰值速度随高度大致成线性关系变化;大气层高度每增加1000 m,射流峰值速度增大15%~25%;在10000 m高度左右,高空射流峰值速度大约是地面的两倍。研究表明,在不同的大气层高度下,加载电压幅值、频率、占空比对激励器性能的作用规律与在地面常压下的作用规律相似。     

可变后掠机翼变形机理及气动特性研究

在飞行器的设计开发过程中,机翼后掠角的改变可以使飞行器在各个飞行阶段均保持较优的性能。本文提出一种局部旋转式变后掠机翼,并设计了相应的驱动机构。将此变后掠方案结合两种不同翼型分别构建三维模型后,基于FLUENT及SA湍流模型,对两模型分别进行了外部绕流流场的数值模拟,分析机翼在不同攻角及飞行马赫数下的气动特性差异。分析结果表明,通过改变机翼的后掠角改变可以显著改变机翼升力系数、阻力系数及升阻比,提高飞行器对不同飞行环境的适应能力。     

Surface pressure model for simple delta wings at high angles of attack

A new aerodynamic modelling approach is proposed for the longitudinal static characteristics of a simple delta wing. It captures the static variation of normal force and pitching moment characteristics throughout the angle of attack range. The pressure model is based on parametrizing the surface pressure distribution on a simple delta wing. The model is then extended to a wing/body combination where body-alone data are also available. The model is shown to be simple and consistent with experimental data. The pressure model can be used as a first approximation for the load estimation on the delta wing at high angles of attack.     

基于微秒脉冲激励的飞翼模型等离子体流动控制试验研究

为了改善飞翼布局的大迎角气动特性,采用飞翼全模和半模分别在低速和跨声速风洞中开展了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制的试验研究。通过流动显示和测力的试验方法研究了等离子体流动控制的主要作用机制和激励频率与激励电压等对飞翼模型失速特性的影响规律,验证了微秒脉冲介质阻挡放电等离子体流动控制技术从低速到亚声速的有效性,有效的试验最高马赫数Ma达到0.6、雷诺数Re达到3.05×10⁶。试验研究表明：微秒脉冲介质阻挡放电等离子体通过非定常微尺度压缩波扰动的形式作用于翼面流场,通过频率耦合机制减弱模型的前缘分离涡、抑制翼面的流动分离;无量纲频率F⁺是影响等离子体流动控制效果的重要参数;在低速风洞试验风速V=30 m/s时,无量纲频率F⁺=0.35～1.06的控制效果较好,可将模型的最大升力系数提高25%以上、失速迎角推迟4°;在跨声速风洞试验马赫数Ma=0.6时,无量纲频率F⁺=0.22和F⁺=0.44的控制效果较好,可将模型的最大升力系数分别提高4.72%、4.77%,失速迎角分别推...     

基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法及其试验验证

提出一种基于多项式修正片条气动力的跨音速颤振分析方法,以片条内升力和力矩随攻角变化斜率为修正目标,采用多项式方程模拟片条力矩分布,使整个翼面的气动力大小和分布都与目标相符,进而使用修正后的气动力进行跨音速区的颤振分析.计算结果经跨音速颤振风洞试验验证,该方法对翼吊发动机构型的机翼颤振型、带操纵面的尾翼颤振型都有较高的计...     

基于非线性气动力的横侧向静气动弹性分析

应用非线性气动力,分析了某飞机横侧向静气动弹性特性随迎角、法向过载的变化,并与基于线性气动力数据的结果进行了对比。线性气动力数据指气动力随迎角、侧滑角以及操纵面偏度呈线性变化,而非线性气动力数据呈非线性变化。通过对比可以得出:1)基于线性气动力数据时,迎角对副翼操纵导数没有影响;基于非线性气动力数据时,随着迎角的增大,副翼的刚性和弹性操纵导数均减小,且均呈现出非线性变化的趋势;2)无论是线性气动力,还是非线性气动力,机翼和垂尾载荷的展向分布以及翼根载荷随法向过载的变化趋势相同,仅存在数值上的差别。     

Control of the aerodynamic characteristics of wing airfoils by nonstationary energy supply in transonic flow

The possibility of controlling the aerodynamic characteristics of wing airfoils in transonic regimes of flight using one-sided pulse-periodic energy supply has been studied. The flow structure near the symmetric airfoil at different angles of attack and its aerodynamic characteristics as functions of the value of energy in its nonsymmetric (about the airfoil) supply have been determined by numerical solution of two-dimensional nonstationary gasdynamic equations. A comparison of the obtained results and the data of calculation of flow past the airfoil at different angles of attack without energy supply has been made. It has been established that a prescribed lift can be obtained, using energy supply, with a much higher fineness ratio of the airfoil than that in the case of flow past it at an angle of attack. Translated from Inzhenerno-Fizicheskii Zhurnal, Vol. 82, No. 1, pp. 18–22, January–February, 2009.     

冰棱对三维覆冰导线气动力特性影响研究

为了研究冰棱对覆冰导线气动力及驰振稳定性的影响.应用FLUENT中的SSTk-w湍流模型对三维五冰棱覆冰导线绕流场进行数值模拟分析,将三维五冰棱覆冰导线模型沿展向方向分为5个节段,监控全攻角下节段3的阻力系数、升力系数,并分析不同风速、冰棱长度、相邻冰棱间距等对气动力参数产生的影响,根据Den Hartog理论计算得到...     

State-space aerodynamic model reveals high force control authority and predictability in flapping flight

Flying animals resort to fast, large-degree-of-freedom motion of flapping wings, a key feature that distinguishes them from rotary or fixed-winged robotic fliers with limited motion of aerodynamic surfaces. However, flapping-wing aerodynamics are characterized by highly unsteady and three-dimensional flows difficult to model or control, and accurate aerodynamic force predictions often rely on expensive computational or experimental methods. Here, we developed a computationally efficient and data-driven state-space model to dynamically map wing kinematics to aerodynamic forces/moments. This model was trained and tested with a total of 548 different flapping-wing motions and surpassed the accuracy and generality of the existing quasi-steady models. This model used 12 states to capture the unsteady and nonlinear fluid effects pertinent to force generation without explicit information of fluid flows. We also provided a comprehensive assessment of the control authority of key wing kinematic variables and found that instantaneous aerodynamic forces/moments were largely predictable by the wing motion history within a half-stroke cycle. Furthermore, the angle of attack, normal acceleration and pitching motion had the strongest effects on the aerodynamic force/moment generation. Our results show that flapping flight inherently offers high force control authority and predictability, which can be key to developing agile and stable aerial fliers.     

基于非定常气动力降阶的AGARD445.6硬机翼不同迎角颤振研究

以AGARD445.6硬机翼为研究对象,发展了基于计算流体力学与模态叠加的并行流固耦合方法,计算该机翼在不同初始迎角、不同来流速度的气动弹性时域响应,结果表明：初始迎角小于7°时,该机翼颤振速度随着初始迎角增加而降低;初始迎角7°～10°,颤振速度随着迎角增大而增加。在10°迎角条件建立了基于径向基神经网络的非定常气动降阶模型,准确预测不同速度、减缩频率的非定常气动力,并使用时域龙格库塔法和频域VG法预测10°迎角的颤振特性;建立考虑初始迎角输入的非定常气动降阶模型,预测机翼不同初始迎角的颤振特性。基于降阶模型的初始迎角对颤振边界影响的机理分析表明：小迎角时,随着迎角的增加广义力系数幅值比增加,导致颤振速度的下降;迎角大于7°后展向涡改变了机翼表面压强分布,导致一扭广义力系数幅值比降低,从而增加该机翼颤振速度。     

平流层飞艇气动阻力的数值模拟及公式拟合

该文以某中间有圆柱段的平流层飞艇为研究对象,在验证数值模拟方法的基础上,分析了尾翼、长细比、高度及雷诺数对飞艇气动阻力的影响。基于参数分析,采用TableCurve3D软件拟合给出了该艇型在水平姿态下的气动阻力系数估算公式,且给出攻角对公式的修正。研究表明：水平姿态下,平均风压系数沿着艇体头部逐渐减小,中间圆柱段保持稳定,沿着尾部逐渐增加;沿着艇体方向,风压系数曲线斜率拐点出现在各段连接附近。尾翼及艇体对阻力系数的贡献值随着俯仰角的增大而增加,但艇体是主要的贡献者;气动阻力系数随着长细比和高度的增加呈现先减小后增加趋势,随着Re数（1.0×10⁷~2.0×10⁸）的增加而递减。