带扰流板下偏的多段翼型地面效应数值模拟

采用有限体积法和k-ωSST湍流模型求解雷诺平均N-S方程,使用运动壁面边界条件模拟地面的相对运动,研究了地面效应对带扰流板下偏的多段翼型气动特性的影响,并分析了地效影响下升力系数减小的原因。结果表明:随着离地高度的减小,多段翼型的升力和阻力减小,升阻比有所增大;升力系数的减小幅值随着离地高度的减小和迎角的增大逐渐增大,最大可以减小22%左右;地效影响下,主翼上表面吸力减小导致的升力系数减小幅值是下表面压力增大导致的升力系数增大幅值的3倍以上。升力系数减小原因分析表明:(1)地面效应对干净翼型升力系数的影响与迎角范围有关,在中小迎角下升力系数增大,在大迎角下升力系数减小,而多段翼型往往工作在大迎角下的起降阶段,故其升力系数在地效作用下减小;(2)扰流板下偏前后的升力系数增量随着离地高度的减小而减小,最大减小量可以达到50%左右,说明地面效应使得多段翼型前后部件之间的增升作用减弱,从而导致多段翼型的升力系数进一步减小。     

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。     

基于CFD方法的阵风响应与阵风减缓研究

通过设计舵面的同期运动,可以达到缓解飞行器遭遇阵风时引起的非定常气动力与力矩干扰的目的。文章通过引入"网格速度"模拟阵风条件,求解非定常欧拉方程实现了翼型阵风响应的数值模拟;并通过动态嵌套网格方法研究了舵面运动时的阵风减缓效果。首先采用该方法对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好。进一步对NLR两段翼型在迎角阶跃型、One-m inus-cosine型阵风做用下的气动力响应过程进行了数值模拟,对襟翼运动时的阵风减载效果进行了分析,并研究比较了襟翼运动参数对阵风减缓的影响。结果表明:通过合理设计舵面运动方式,可以很好抑制阵风引起的非定常气动干扰。     

下表面射流对翼型气动性能影响的数值模拟

为探索增强小迎角下翼型气动性能的射流控制方法,进而实现无舵飞行控制,在环量控制的启发下,提出在NACA0012翼型下表面靠近后缘的位置布置射流(Jet on the lower surface of trailing edge, LSTE jet),并通过分析流动状态与参数变化优化LSTE射流的气动控制效果.首先,采用3套不同规模的网格对NACA0012翼型本身进行数值模拟,验证了数值模拟方法的收敛性与有效性.其次,通过比较流场的马赫数分布、流线和压力分布的变化,研究了LSTE射流影响翼型气动性能的机理.最后,研究了翼型的气动系数随射流的位置、动量系数和前向夹角的变化规律.结果表明:LSTE射流在后缘诱导产生逆时针的涡,形成低压分离区,使后缘主流向下偏折,增加了翼型的有效弯度,并且前缘的吸力峰也因此增加,从而增大了升力系数;LSTE射流越靠近后缘,动量系数越大,增升减阻效果越好,但翼型的失速迎角会减小1°～3°;在不同的迎角和射流动量系数下,翼型的最大升力和最小阻力可以同时在γ=60°～70°之间达到.利用LSTE射流可以有效改变小迎角下翼型的气动性能,对实现飞行器无舵操纵有一定意义.     

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。     

基于转捩模型的低雷诺数翼型优化设计研究

以微小型无人机翼型研究为背景,开展了低雷诺数翼型的气动特性及优化设计研究。首先采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下NACA0012翼型标模进行数值模拟,对比分析了SA、SST k-ω湍流模型、低雷诺数修正SST k-ω模型以及k-kL-ω转捩模型的适用性和准确性。然后通过对低雷诺数下NACA0012翼型表面流场结构和流动特征的详细分析,提出了基于控制流动转捩位置改善翼型上边界层形态的低雷诺数翼型设计思想。最终基于转捩模型对SD7037翼型进行了多目标优化设计,设计结果表明优化后翼型气动性能得到了较大改善,最大升阻比可以提高约58.23%,在0°迎角下翼型上表面层流区域面积增大约26.8%,在4°迎角下翼型上表面流动转捩位置前移约0.15倍弦长,下游流动亦由优化前完全分离状态改变为实现流动再附,进一步验证了低雷诺数翼型设计思路的可靠性与可行性。     

一种风力机专用翼型气动特性的非定常数值模拟

基于N-S控制方程,对NREL的S827翼型进行了非定常数值模拟,得到了雷诺数为2×106时,该翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数曲线以及速度分布图,数值模拟结果与NREL所提供的气动数据吻合良好.同时,在1×105～1×107雷诺数范围内,对0°、6°、10°等攻角下该翼型的升力系数和阻力系数随雷诺数的变化规律进行了数值模拟研究,为工程实际提供了一些有意义的参考.     

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。     

低雷诺数条件下湍流度及湍流梯度对翼型气动特性的影响

以分布式动力垂直起降(VTOL)飞行器起降时的复杂流场研究为背景,对低雷诺数条件下来流湍流度/湍流梯度对翼型的气动特性影响进行了研究。采用C型结构网格及■转捩模型求解非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程的方法,对NACA0012翼型在不同湍流度/雷诺数下的气动特性进行了研究,并与实验值进行对比,验证了计算方法的可靠性。研究了不同湍流度、雷诺数及湍流度梯度对翼型气动特性的影响,分析了其对翼型绕流转捩过程产生影响的机理。研究表明,处于较高湍流度或雷诺数的翼型绕流流动特征更加稳定,分离泡尺度更小,流动分离有所推迟,失速迎角更大,但是二者对转捩提前作用的机理不同;湍流度梯度对翼型的气动影响受到雷诺数及湍流度大小的限制,处于较高湍流度梯度的翼型绕流在流动分离、转捩及再附方面均得到了提前;层流分离泡的产生和演化与湍流度及雷诺数大小密切相关,其尺度与位置也影响着翼型的气动特性。     

通用风力机翼型气动特性数值模拟

针对某翼型扰流流动,建立了二维可压缩湍流模型,利用商业软件FLUENT对翼型不同来流攻角下的气动特性进行了相应的数值模拟计算.湍流黏度采用基于RANS的Spalart-A llm aras湍流模型处理,得出了雷诺数在3.2×106时,某翼型的升力系数、阻力系数和压力分布随来流攻角的变化关系,并与同类翼型实验数据进行对比.结果显示:该翼型与修型前的翼型相比,具有较高的升力系数和升阻比,失速性能更好.     

翼型非定常来流下复合运动动态失速仿真

针对直升机前飞时的动态失速问题,本文采用转捩修正的SST k-ω湍流模型和嵌套网格技术对雷诺数Re为3. 92×10~6时的直升机二维翼型SC1095进行数值仿真。以非定常来流条件下的纯俯仰运动为基础,对比分析了在耦合挥舞、摆振运动时,相位差、振幅对动态失速的影响;比较挥舞、摆振二者运动对于动态失速角的作用大小。结果表明:固定振幅条件下,挥舞和摆振运动相位差的增加会使动态失速角提前,升力系数峰值提高;固定相位角条件下,挥舞和摆振运动振幅的增加会使动态失速角延迟,升力系数峰值减小。挥舞运动对于非定常来流下俯仰运动翼型动态失速角的影响要大于摆振运动。本文计算方法和研究结果为翼型多自由度耦合运动下的动态失速行为预测提供参考。     

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。     

翼型绕流的LBM大涡模拟研究

文章针对微型飞行器不可压、低雷诺数、非定常的运动特点,应用格子玻尔兹曼大涡模拟(LBM-LES)方法,对NACA0012翼型在0°攻角,雷诺数为1×105情况下,计算了升阻特性。采用格子玻尔兹曼边界插值方法处理曲线边界和动量交换方法计算升力、阻力。计算结果表明,该方法可以预测翼型非定常的升力、阻力变化以及低雷诺数涡脱落现象,因而,该方法对于微型飞行器流场计算是一种可用的计算手段。     

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。     

扑翼气动力特性的数值研究

利用流体力学数值方法有限体积法,研究了低雷诺数下二维蜻蜓翼模型在运动过程中的气动力特性.结果表明:随翼型厚度的增加,其垂直升力和水平推力均有所下降;随着扑动幅值的增加,升力和推力也显著增加;改变扑动频率、升力和推力在频率为30~50Hz的范围内产生一个峰值,符合实际蜻蜓扑动频率范围;改变翼扑动平面倾角发现,随倾角的增大,升力逐渐减小,而推力则稳步增加;在一个扑动周期内,翼的下拍过程主要产生升力,而推力的产生主要来源于翼的上挥运动.     

鸭翼高度对动态俯仰鸭式布局升力特性的影响

为揭示鸭式布局非定常运动中鸭翼高度对战机纵向气动特性的影响,采用回流水槽测力实验和CFD数值模拟两种手段研究不同鸭翼高度下的鸭式布局(g/c_w分别为-0.15、-0.05、0、0.05和0.15)进行低频与高频(k分别为0.037 5和0.600 0)俯仰振荡的过程。结果表明:与主翼升力系数相比,鸭翼高度的变化对鸭翼升力产生的影响更为明显。在低频上仰阶段,低置布局的鸭翼涡更易受到下游主翼的干扰作用发生双螺旋破裂,导致鸭翼升力系数明显减小;在低频下俯阶段,低置布局的鸭翼涡也更难重新恢复。在高频上仰阶段,由于鸭翼前缘有效迎角的明显减小,低置与高置布局的鸭翼涡均优先生成于下翼面;在高频下俯阶段,与高置布局相比,低置布局鸭翼涡残留的对流速度更快,导致同等迎角下后者鸭翼的升力系数更低。对主翼而言,高置布局在低频上仰时拥有更高的最大主翼升力系数,但在高频下俯阶段,受到主翼前缘涡破裂与鸭翼高度的影响,高置布局丧失了主翼前缘涡对鸭翼涡尾流的干扰效应,导致主翼升力有所降低。研究结果为进一步深入研究不同鸭翼高度对鸭式布局气动特性的影响提供了参考。     

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.     

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。     

翼型厚度和弯度对前飞扑翼气动性能的影响

扑翼飞行器是一种模仿鸟类和昆虫飞行方式的新型飞行器.翼型参数设计对提高扑翼飞行器性能至关重要,为研究扑翼翼型厚度和翼型弯度对前飞扑翼气动性能的影响,基于自然界中飞行生物的实验观测结果建立了前飞扑翼气动特性计算模型,针对不同厚度和弯度的NACA系列标准翼型,采用计算流体力学方法求解二维不可压缩非定常Navier-Stokes方程,基于有限体积法并结合动态网格技术,分析了低雷诺数条件下对应不同来流速度的刚性前飞扑翼气动力、能耗、气动效率以及周围流场结构随翼型厚度和弯度的变化规律.结果表明,不同来流速度条件下扑翼推力和能耗均随翼型厚度的增大而逐渐减小,随着翼型厚度的增大,扑翼推进效率最大降幅达15.9%;翼型厚度的增加,降低了前缘涡强度并延迟了前缘涡的脱落.翼型弯度可以改变翼型的有效气动攻角,翼型弯度的增加可以显著提高翼型升力和升举效率,并促使尾流中心线向右下方倾斜;正向弯度扑翼在下扑行程能产生更大的升力,而负向弯度扑翼则在上挥行程中产生了更大的推力.     

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。