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.     

时变风场中低雷诺数翼型气动特性研究

太阳能无人机普遍具有低雷诺数效应显著,对突风敏感的问题。以此为背景,采用网格速度法,对低雷诺数翼型FX63-137在低雷诺数下的阵风响应特性进行了研究。首先,通过与实验数据和参考文献对比,对低雷诺数下的数值模拟方法以及网格速度法进行了验证。接着对FX63-137翼型在不同雷诺数以及不同迎角下的阵风响应特性进行了数值模拟。研究结果表明:在小迎角情况下,随着雷诺数的减小,翼型表面分离泡变得饱满,翼型在阵风扰动下的升力系数增量减小,层流分离泡对阵风响应幅值具有卸载作用。在大迎角情况下,由于翼型进入失速区,升力系数增量在未达到阵风扰动最大值时就开始下降。并且在阵风扰动消失时,升力系数增量为负值。同时,在有效迎角相同的上行和下行时刻,翼型流场结构存在较大差异,翼型升力系数增量在上行时刻要大于下行时刻,形成一个不封闭的迟滞环。     

民用飞机前缘增升装置气动特性试验研究

在民用飞机增升装置低速半模风洞试验的基础上,针对内缝翼和短舱导流片进行了前缘增升装置气动特性试验研究,分析了内缝翼长度对增升装置升力系数的影响,比较了短舱导流片在起飞和着陆状态下的气动特性.试验结果表明,增升装置线性段升力系数不受内缝翼长度的影响,失速区升力系数和CL max随内缝翼长度增加而增大;模型安装短舱导流片后,最大可用升力系数、CL max和失速迎角明显增加,升阻比和俯仰力矩特性在失速区也得到了改善,且线性段气动性能没有发生大的改变.     

新型机翼后缘变弯运动机构仿真及其气动影响研究

采用计算流体力学方法和CATIA DMU Kinematics机构仿真,对一套可用于目前及未来民用客机机翼后缘变弯的增升装置系统进行研究,主要包括襟翼运动机构和扰流板下偏。通过运动学分析,采用的襟翼机构可保证巡航阶段后缘变弯过程中机构上下表面无缝,同时满足起降过程对襟翼的运动轨迹的要求。相比简单铰链机构,应用该机构的起飞构型线性段升力系数增加0.05,升阻比的增加量在0.2%~3%范围内;着陆阶段扰流板下偏,较未偏转扰流板的最大升力系数增加1.14%,且线性段上移0.15,显示了该机构具有较高的增升效率。在二维翼型上应用该机构实现后缘变弯度,升阻比有较大提升,且根据来流马赫数的不同改变后缘弯度可以有效地提高阻力发散马赫数。在某远程宽体客机翼身组合体构型上应用该机构实现巡航阶段后缘变弯度,巡航升阻比的增加量在0.345%~2.28%范围内。综上所述,在不增加机构复杂性和重量的前提下,研究的新型机翼后缘变弯运动机构能够有效地提高气动效率。     

跨音速翼型风洞的洞壁干扰及流动二元性的实验研究

西德斯图加特大学空气动力学与气体动力学研究所(IAG)的跨音速翼型风洞的实验M数范围为0.4～0.95,采用喉道面积控制法,M数最大误差不超过±0.0035。该风洞有性能较好的三分力天平。模型在风洞中不对称放置,以减小上壁面对翼型上表面的压力分布的干扰,即可增大翼型弦长(L)与风洞半高(S)之比,从而可增大实验雷诺数。在该风洞中对于风洞半高及翼型弦长之比(S/L)对升力系数及流动二元性的影响进行了实验研究,结果表明,当M<0.70时,S/L可以小至1.25.其堵塞干扰仍没有明显的影响,但做有迎角的实验时,当S/L<1.5时,升力系数曲线得不到满意的结果。本文也给出了不同S/L值时流动二元性随M数及迎角的变化情况,由实验结果可以看出,流动二元性不仅随M数及迎角有较大的变化,而且受S/L的影响。     

仿生缝翼的增升作用

以长耳鸮的翅膀为模本构建仿生翼型,并在此基础上构建没有凹口的仿生缝翼及仿生多段翼型。利用快速成型系统制作相应的准二维试验模型,并在低湍流度的风洞内进行试验,结果显示:在攻角小于5°时,仿生翼型的升力系数更大,而在攻角大于5°时,具有仿生缝翼的仿生多段翼型的升力系数更优。同时,仿生多段翼型中仿生缝翼能提高失速角和最大升力系数,而且还能延迟升力系数曲线斜率的下降,从而在一定攻角范围内阻止前缘分离的发生。在低雷诺数下的绕翼烟线显示了仿生翼型的前缘分离,但在相同工况下的仿生多段翼型的流场中没有出现前缘分离。这个优点也许可以被用在未来的前缘缝翼的设计中。     

应用离散型协同射流的翼型增升减阻研究

连续型和离散型协同射流是一种新型的翼型近壁面流动控制技术,相比之下,离散型能够更为高效地对流动进行控制。为探究离散型协同射流能耗更低、效率更高的原因,通过数值模拟方法重点研究了施加离散型协同射流的翼型流动控制效应与规律。计算结果表明在相同喷口动量系数下,与连续型相比,离散型最大升力系数提高9.2%,阻力极大减小;消耗相同功率时,离散型减阻效果明显高于连续型,零度迎角时阻力约小35%,翼型升阻特性提升更加显著。对流场的详细分析表明,离散型协同射流同时在流向和展向产生相干涡结构,使高速度的射流与主流以及边界层充分混合,因此离散型协同射流具有更好的翼型增升减阻效果和更高的能量利用率。     

太阳能无人机低雷诺数翼型气动特性研究

以高空低速太阳能无人机翼型研究为背景,对大弯度高升力翼型在一定雷诺数范围内的流动特性进行了研究。采用求解k-kl-w湍流模型的雷诺平均N-S方程有限体积法,对SD7037翼型进行了数值模拟,在排除网格效应影响的基础上,针对较大范围内的低雷诺数复杂流动问题,验证了该湍流模型的适用性与准确性;针对翼型受力特性,分析了气动力随雷诺数变化的趋势;基于典型雷诺数下翼型绕流结构变化,研究了翼型产生高升力的流动特征;通过进一步研究升力非线性特征,揭示了较大迎角下翼型失速特征的流动机理。     

考虑应力路径影响的吹填土蠕变特性

为研究应力路径对长期变形的影响,利用WF应力路径试验仪,采用分级加载的方式,对天津滨海新区吹填土进行了减P路径(DEP）、等P加载路径(CNP）、增P加载路径(INP）3种应力路径下的蠕变试验。试验结果表明,在相同偏应力条件下,DEP、INP和CNP 3种应力路径下的蠕变应变值依次减小,蠕变稳定阶段变形速率按DEP、CNP、INP 3种应力路径的顺序依次增大;减P和等P应力路径下的蠕变试验中,孔隙水压力均为负值,且随着偏应力的增大而减小,而增P应力路径下蠕变试验中,孔隙水压力随着偏应力的增大而增大;减P和等P加载路径下长期强度高于增P应力路径下的长期强度。最后,运用二次多项式对3种路径应力应变等时曲线进行了拟合,效果较佳。     

二维串置翼型气动特性数值分析

采用基于雷诺时均法和k-ω湍流模型,对模型低速下粘性流场进行数值仿真.在不同迎角下,以前后翼总体升阻系数特性和升阻比为参数,对比了前后翼相对安装位置和安装角度两种因素对升阻特性的影响,初步得出其对升阻力特性影响的规律.结果表明,串置翼布局在选定的安装位置和安装角度下,相比于两段单翼升力最高提升37.2％;两翼夹角越大,升力曲线过渡越平缓;串置翼型气动载荷存在传递作用.     

尾翼楔角对通气超空泡特性影响试验研究

为优化通气超空泡航行体流体动力布局,通过水洞试验,研究了航行体尾翼对通气超空泡航行体流体动力的影响.细致分析了通气超空泡的生成和发展过程,给出了尾翼、尾翼楔角对通气超空泡航行体流体动力的影响规律.试验结果表明:航行体尾翼增大了通气超空泡航行体阻力系数与升力系数.通气超空泡航行体阻力系数与升力系数分别随自然空化数减小而减小.通气超空泡航行体阻力系数与升力系数随通气率增大先小幅增加后减小.尾翼楔角越大,通气超空泡航行体升力系数越大.     

涡流发生器对不同弦长风力机翼型气动性能的影响

加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部厚翼型表面边界层气流分离的控制。以DU97-W2-300三维翼型为研究对象, 采用转捩模型对安装相同尺寸的涡流发生器, 弦长分别为0.6、1和1.5 m的翼型进行数值计算, 分析涡流发生器控制流动分离的机制。结果表明:转捩模型计算结果与试验结果吻合良好; 对于3种不同弦长的翼型, 在攻角0°~14°范围内, 计算得到的升力系数基本相同; 当攻角大于14°后, 随翼型弦长增大, 升力系数减小, 翼型尾缘分离区域逐步增大。     

垂直/短距起降飞机非线性动力学建模与仿真

垂直/短距起降(V/STOL)飞机具有广泛而高效的军事应用前景.为研究V/STOL飞机复杂的飞行控制问题,需要建立能够准确反映其动态特性且可用于飞行仿真的动力学模型.综合考虑V/STOL飞机的多进气道气流量变化、大迎角非线性和迟滞非定常特性、地面效应和喷气诱导效应等因素的影响,利用线性叠加原理并结合机理建模与经验公式,建立了全面的推进/气动力与力矩模型;在此基础上,基于刚体动力学和运动学原理,推导得到了V/STOL飞机的全状态六自由度非线性数学模型;最后,仿真分析了V/STOL飞机的地面效应和喷气诱导效应引起的动力学变化及其三角翼非定常动力学特性.结果表明:地面效应对V/STOL飞机动力学的影响可以忽略,而近地飞行时的喷气诱导效应会导致较大的升力损失,离地越近损失越大;V/STOL飞机的非定常动力学源于飞机迎角变化所引起的气动力滞环效应,且迎角越大、空速越小,滞环效应越显著,非定常动力学特性越强.所建模型物理意义明确、计算方便,能够较为准确地反映V/STOL飞机的动力学特性,可为其不同飞行模式下的模型简化应用和飞控系统设计提供帮助.     

单足机器人垂直跳跃落地碰撞冲击力分析

为研究落地碰撞冲击力的变化规律,针对垂直跳跃单足机器人球面尼龙足底与橡胶地面的碰撞过程,建立由支撑腿和机身的动力学模型、橡胶地面大变形黏弹性力学模型和气缸上下腔气体热力学模型组成的整体数学模型和仿真模型.仿真结果表明:压缩阶段递增的弹性力和先增后减的阻尼力使地面冲击反力先增大后减小,恢复阶段快速减小的弹性力和反向阻尼力共同作用导致冲击反力单调减小;最大冲击力随下落高度、橡胶贮能模量的增大和橡胶垫厚度的减小单调增大,随橡胶耗能因子与频率比值的增大先减小后增大;单足机器人0.1 m垂直跳跃落地碰撞的实验结果表明,实验数据与仿真结果的相对误差7.6%,验证了所采用理论分析方法和仿真结果的正确性.     

内吹式襟翼几何参数影响研究与优化设计

采用数值模拟方法对内吹式襟翼进行了研究。首先,开发了一种针对内吹式襟翼的参数化方法,该方法可以根据襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置这些几何参数很好地描述其外形。然后,通过与CC020-010EJ标模的试验压力分布进行对比,验证了所采用数值模拟方法的可信度。分别研究这些几何参数对内吹式襟翼气动性能的影响,研究结果表明:襟翼弦长越长、偏角越大、吹气缝越窄、位置越靠前,翼型的升力系数越大。最后,构建了一种针对内吹式襟翼几何参数的优化设计方法。在固定吹气动量系数的基础上,以襟翼弦长、偏角、吹气缝高度、位置这些几何参数为设计变量,以5°迎角升力系数最大为优化目标,以失速迎角不小于9°为设计约束,开展优化设计。优化结果表明,优化设计方法可以显著提高内吹式襟翼的升力系数,升力系数的提高量达到1.7左右。     

高应力水平下深部黏土临界土力学模型研究

基于近来发展的临界土力学模型CASM,提出了考虑强度参数C影响的模型CASM-hc.以ABAQUS为二次开发平台,编制了模型CASM-hc的用户子程序,并计算模拟了中常压以及高压作用下的三轴不排水剪切试验.结果表明,模型CASM-hc能较好反映中常压和高压作用下饱和黏土临界强度特征,高压作用下不计C影响的计算临界剪切应力比可大于相应试验值0.66倍;若高压作用下饱和黏土的C值减小,则计算峰值偏应力和孔隙水压力均相应减小,且其减小幅值是C减小幅值的1.44倍.     

基于Fluent的亚音速翼型气动特性数值研究

根据Spalart-Allmaras模型建立了NACA0006翼型二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理.利用Fluent软件模拟了NACA0006翼型的二维湍流流动,得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化特性.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,升力系数和阻力系数均逐渐增大;在跨音速区,由于激波的产生,升力系数急剧下降.Fluent为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据.     

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。     

不同流场下钢管输电塔塔身气动力特性

根据SZ27102钢管输电塔塔身1/3高度处的典型节段截面尺寸,设计制作不同密实度和宽高比的塔身节段模型及迎风面单片桁架模型. 分别在均匀层流场和均匀湍流场下开展高频测力风洞试验,获得迎风面单片桁架体型系数、背风面荷载降低系数和塔身节段体型系数等气动力参数. 结果表明,高湍流度来流条件会导致单片桁架体型系数的减小以及背风面荷载降低系数的增大,从而导致2类流场下钢管塔塔身节段体型系数较接近. 对于单片钢管桁架体型系数,中国规范推荐取值总体小于试验值,且当密实度较小时偏小程度较明显,建议规范考虑密实度对单片钢管桁架体型系数的影响,适当提高单片钢管桁架体型系数;对于背风面荷载降低系数,中国规范取值大于试验值,也大于英国规范取值,建议中国规范对钢管输电塔背风面荷载降低系数做部分调整.     

飞行型绳牵引并联机器人气动特性计算与分析

为研究飞行型绳牵引并联机器人的气动力学特性。对并联机器人进行了三维模型的建立,采用流体力学分析软件Fluent对模型计算域进行网格划分和边界条件设置;研究了不同攻角和速度条件下升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等气动特性。结果表明:在给定飞行速度时,升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数曲线都具有收敛性以及表面压力分布的均匀性。飞行速度较低时,阻力系数随攻角增大而缓慢增大;升力系数随攻角增大而正比增大。飞行速度较高时,阻力系数在攻角为0°～12°时随飞行速度正比增大,飞行速度增大到一定值后,不同速度下的阻力系数差别不大。升力系数在攻角为0°～8°时正比增大,在攻角为8°～16°时,随攻角增大而减小。俯仰力矩系数受到攻角和飞行速度的影响。