风力机翼型转捩与失速特性的数值计算

针对三种NREL S系列风力机专用翼型,分别采用Xfoil和Fluent软件对流动转捩和失速特性进行了数值研究,得到了翼型升力系数与阻力系数随攻角变化关系,并将其与实验数据进行了比较。结果表明:数值计算结果与风洞实验数据吻合很好,表明数值计算在翼型二维气动性能计算方面有较高可信度。对于相对厚度大于0.15的翼型,在中低雷诺数下,通常会发生后缘分离,达到失速角时,升力系数缓慢减小。     

翼型尾缘角对气动力计算的影晌

第二代低阶面元法是一种计算简单,实用性强·又具有高阶面元法精度的气动力计算方法。本文通过大量算例讨论了第二代低阶面元法中翼型尾缘角大小对气动力计算的影响,并采用了Kutta条件的另一表这式。算例表明采用新的表达式可大大削弱翼型尾缘角对气动力计算结果。     

翼型跨音速定常及非定常粘性绕流的数值模拟

发展了一种计算翼型跨音速定常及非定常粘性绕流的数值方法。采用ＬＵ分解隐式三阶迎风格式求解二维非定常可压ＮＳ方程组，紊流模型采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ双层代数模型。计算网格采用相对翼型固定的贴体运动网格。数值模拟了ＮＡＣＡ００１２翼型的几种跨音速定常及非定常粘性绕流状态，计算结果同已有的实验数据吻合较好     

稳定流和不稳定流中Wells透平的流动特性

为了研究不稳定流对Wells透平内部流动的影响,本文通过实验、数值计算方法研究了NACA翼型和优化翼型Wells透平在稳定流、不稳定流中的流动特性。实验结果表明:不同流动中,优化翼型都提高了透平的最高转换效率,拓宽了正常运行流量系数范围;不稳定气流中,Wells透平的平均输出力矩高于同样进口速度条件下的准稳态分析结果,不稳流中的输出扭矩能够达到准稳态分析结果的1. 23～1. 26倍。不稳定流对优化翼型输出扭矩的提升效果低于NACA翼型。     

基于N-S方程的翼型结冰数值模拟

为了研究结冰对翼型气动性能的影响，采用计算流体力学的方法对NACA0012翼型前缘的结冰进行了预测。在流场计算中，对二维可压粘流的时均N-S方程进行离散求解；采用四步龙格一库塔法求解水滴轨迹运动方程；建立了对应于霜冰和光冰的冰增长模型并假定冰沿着与当地翼型表面法向一致的方向增长来预测结冰的形状。分析了网格数和冰层时间步长对最终冰形的影响和结冰对翼型气动性能的影响，最后将计算的结果与文献中的实验值和计算值进行比较，结果一致。     

小离地高度下翼型气动特性计算模型的研究

在地面效应影响下,翼型的气动性能会发生很大变化.研究过程中发现离地高度较小,翼型与地面的距离与壁面边界层厚度处于同一数量级时,使用高雷诺数湍流模型和标准壁面函数计算所得的升力系数会严重偏离实验值.通过改进湍流模型和壁面边界,即用低雷诺数湍流模型结合混合壁面边界的处理方法解决了以上问题.计算结果与实验值的比较说明, 该方法在离地高度较小时是十分有效和可靠的,而随着离地高度的增大,该方法的计算误差也将随之增大.所以在计算翼型的近地气动特性时,应先比较翼型表面与地面之间的间距和壁面边界层厚度,再确定采用相应的计算模型来提高计算的准确度.     

平底后缘风力机翼型气动噪声计算研究

基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪声进行了计算。计算结果和实验结果吻合良好,表明文中方法在平底后缘风力机翼型气动噪声计算方面具有良好的应用前景。     

二维射流中翼型气动特性计算与分析

为研究射流与翼型间的相互作用,将自由流线模型与面元法结合,建立了二维无黏射流中翼型气动特性的计算方法。利用总压差不变假设和自由流线模型确定射流边界的涡强和位置,翼型的气动力采用涡面元进行计算,整个过程进行松弛迭代求解。对所提计算方法的理论进行了介绍,并对其收敛性和有效性进行了验证;研究了翼型在射流中上下位置、射流宽度与翼型弦长比值对翼型气动力的影响;利用动量理论对射流中翼型的受力特性进行了分析。结果表明：翼型在射流中的气动特性与自由来流中差别较大,当翼型引起射流偏转时,翼型不仅会受到升力,还会受到阻力。文中所提方法可用于二维射流中翼型气动力的计算。     

翼型突体三维绕流场的数值模拟计算

采用雷诺平均NS方程为基本方程 ,应用二层k-ε湍流模型封闭雷诺平均NS方程 ,并用有限体积法离散方程 ,对翼型突体的三维绕流场进行了数值模拟计算 .不同于通常的网格划分 ,采用了贴体坐标与空度法相结合的方法对翼型突体的几何形状及其对流场的影响进行描述 .计算结果与实验结果进行了比较 ,结果表明 ,所用方法 ,可以对翼型突体三维绕流场给出合理的描述 .     

翼型突体三维绕流场的数值模拟计算

采用雷诺平均ＮＳ方程为基本方程,应用二层κ－ε湍流模型封闭雷诺平均ＮＳ方程,并用有限体积法离散方程,对翼型突体的三维绕流场进行了数值模拟计算。不同于通常的网格划分,采用了贴体坐标与空度法相结合的方法对翼型突体的几何形状及其对流场的影响进行描述,计算结果与实验结果进行了比较,结果表明,所用方法,可以对翼型突体三维绕流场给出合理的描述。     

基于圆率的翼型压力分布设计

本文基于工程设计角度建立了翼型表面圆率与压力分布的定性关系，提出一种直接修改翼型点的圆率分布进行翼型压力分布设计的方法。本文方法将翼型设计和圆率结合在一起，可用于翼型初步设计阶段的快速设计，具有较强的工程实用性。     

风力机翼型边界层分离流动三维特性的数值模拟

针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下得到了更加细致的涡结构,且更能显示出边界层分离流动的三维特性,计算出的翼型气动性能与实验测试值更接近,因此,Spalart-Allmaras湍流模型比k-ωSST湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效。数值计算结果同时揭示了分离流动的三维特性是影响翼型气动性能的重要因素,而二维模型并不适用于翼型气动性能的计算。     

多段翼型的一种分析方法

采用定常二维欧拉方程和积分形式的可压缩附面层方程作为基本方程,并将附面层方程耦合到求解欧拉方程的全局性牛顿解法中,形成了一种求解多段翼型高升力系统的数值计算方法。计算结果与风洞试验结果进行了对比,两基本吻合。计算实践表明,该方法具有适用性强、收敛快的优点,是一种工程实用的计算方法。     

基于线性稳定性分析的eN方法在准确预测翼型气动特性中的应用

在耦合雷诺平均Navie-Stokes(RANS)方程求解可压缩层流边界层方程的基础上,求解了线性稳定性Orr-Sommerfeld方程,得到不同频率扰动在翼型边界层内沿弦向的放大因子N,进而采用eN转捩判断方法判断出流动转捩的位置.通过上述方法,实现了考虑转捩影响的翼型粘性绕流的雷诺平均Navier-Stokes方程数值求解,提高了翼型气动特性计算的精度.使用文中方法分析了翼型NACA63A015和NLF416的转捩点位置以及气动特性,与实验测得的结果进行比较验证了该方法的可靠性.     

基于变形网格技术的翼型结冰数值模拟研究

翼型结冰的过程实质上是其外形随时间改变的过程。对于结冰的数值模拟,计算网格必须随着翼型外形的改变而相应的变化。文章利用非定常N-S方程模拟翼型结冰增长的过程,使用基于无限插值法(TFI)的变形网格技术生成非定常计算的网格。变形网格技术是在初始网格的基础上将物面的变化通过插值均匀分布到场内网格点,该方法能够最大限度地保留初始网格特征,而且生成过程与初始网格不相关。非定常计算利用上一次结冰的流场为初值,而不用从初场重新开始,而且变形网格技术生成网格也远远比求解椭圆型方程快,总的计算时间大幅减少。为了验证方法的有效性,文章对NACA0012进行了结冰数值模拟,计算结果与参考文献的实验和计算结果吻合。     

亚临界翼型的气动计算与设计问题

一、引言在作者过去工作的基础上,本文提出在不计粘性时亚临界气流中给定翼型的几何形状和迎角求翼面的速度和压力分布的问题,以及给定压力分布设计翼型的几何形状并求对应的迎角的问题。关于不可压缩气流中的翼型压力分布已有许多计算方法,例如见参考文献[3]—[10]。作者在文献[1]中提出了一种近似方法,一方面比较简便,另一方面对通常实用翼型的相对     

翼型的力矩特性改善技术研究

翼型的设计除了追求高升阻比设计指标外,同时零升力矩和力矩拐折特性也是非常重要的设计指标,否则将导致飞机较大的配平阻力和较差的力矩特性。本文在不改变翼型基本特性的前提下,给出了改善翼型零升力矩和力矩拐折特性的一种方法,通过计算和风洞试验验证了该方法的可行性,并进行了流动机理的分析。     

改进Schnerr-Sauer模型在水翼空化模拟中的评估分析

为了提高Schnerr-Sauer模型模拟空化流动的能力,基于Rayleigh-Plesset方程和均相流假设建立了一种修正的Schnerr-Sauer空化模型,修正后的模型考虑了湍动能引起的脉动压力和不可凝结气体的影响。联立涡粘度系数修正的SST k-ω湍流模型,对绕二维Clark-Y翼型空化流进行了非定常数值计算,得到了时均化升阻力系数随空化数的变化曲线、云状空化时空泡周期性演变及其水平速度分布规律。通过与已有文献的实验结果对比分析得到,采用修正后的空化模型计算得到的时均化升阻力系数与实验值更为接近,并能较准确地捕捉升阻力系数随空化数的特殊变化规律;修正后的Schnerr-Sauer模型能准确地模拟翼型表面空化云的初生、成长、脱落和溃灭的全过程。本文的研究结果验证了修正后的Schnerr-Sauer模型在水翼空化流数值计算中的可靠性和准确性。     

基于统一变桨距控制的立轴风力机启动性能

为提高立轴风力机的启动能力,提出了适宜低尖速比运行的桨距角变化规律,并设计了一种变桨执行机构以实现多组叶片的统一变桨距控制。从变桨执行机构、翼型选择、风轮结构和控制系统等方面介绍样机设计原理,并进行了样机性能实验。结果表明:对称翼型厚度为15%时最佳,而非对称翼型的最大厚度不超过10.4%;实验数据与理论值变化趋势一致,理论值相比实验数据高出20%~30%;通过增加上盘面顺风区叶片迎风面积可以提高启动能力。     

含层流分离泡的粘性绕流精确数值模拟方法研究

高精度CFD求解器是翼型设计的基础,而翼型流动转捩的准确预测是提高数值模拟精度的关键之一。eN方法是比较可靠的且可应用于翼型设计的转捩判断方法,但目前国内耦合eN转捩预测与二维雷诺平均N-S(RANS)方程求解器的研究仍需要通过求解层流边界层方程为转捩判断提供所需的边界层信息。这种方法不能处理含层流分离泡的流动。为解决上述问题,文章发展了一种直接求解RANS方程为转捩判断提供高精度的边界层解的方法,耦合基于线性稳定性理论的eN转捩判断方法实现了含层流分离泡流动的转捩点自动判断。采用文中方法对含层流分离泡的翼型绕流进行了数值模拟,转捩预测位置与实验值吻合较好,气动力计算精度得到了提高,验证了该方法的有效性。