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。     

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.     

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。     

某飞行器的气动特性计算及仿真

为了研究飞行器在攻角范围为0°~15°时的气动特性,文中采用Gambit软件对飞行器进行物理建模,通过Fluent软件设置典型值对飞行器在某一马赫数和不同攻角下的气动力进行仿真计算,结果表明该飞行器的升力系数在攻角范围为0°~12°时逐渐变大,在攻角范围为12°~15°时减小;阻力系数和俯仰力矩系数随着攻角的增大逐渐增大.     

变攻角火箭深弹空泡形态及阻力特性研究

利用Fluent软件对火箭深弹在不同攻角状态下的空泡形态及阻力特性进行研究。通过数值模拟的方式分析空化数及攻角对火箭深弹超空泡形态以及阻力特性的影响。研究结果表明,攻角越大,空泡的不对称性越明显,空泡的稳定性越差;火箭深弹的阻力系数、升力系数及力矩系数均随攻角增加而增大。火箭深弹攻角变化的仿真结果与水洞实验结果基本一致。     

海流发电用翼型的水动力学模拟

为研究海流各个流动参数同时对水翼水动力学性能的影响,根据海流随机波动特点,选取海流的攻角、雷诺数和湍流强度3个因素,每个因素选取4个水平,进行了L16(43)正交试验设计,对16种方案下的海流发电用翼型NACA63440的水动力学性能进行了定常流动的数值模拟,分析海流的各个流动参数对水翼水动力学特性的影响规律。数值模拟结果表明:海流参数对水翼升阻系数影响的大小依次是湍流度,攻角,雷诺数;其中湍流强度和攻角对升阻力系数影响较为明显,而雷诺数对其影响较小;增加攻角可有效提高升阻比,但存在一极值,超过该极值,水翼将发生失速现象;增大雷诺数可适度提高水翼升阻比;水翼的前半部分是产生升力的主体区域,且在前缘上部存在最易空化的区域。研究结果为进一步研究水翼的水动力特性提供了有益的参考。     

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。     

前张式尾翼弹气动特性分析

对前张式尾翼弹的气动特性研究,可以为该弹气动外形的改进和稳定装置的优化提供依据,对外弹道的解算提供前提条件。应用流体力学软件FLUENT模拟前张式尾翼弹在不同攻角和马赫数下的空气动力,分析弹丸周围的流场特性。研究表明,阻力系数和升力系数均随马赫数的增长先增大后减小,不同的是升力系数在跨音速时突然减小;阻力系数和升力系数与攻角呈正比关系;尾翼部分提供升力占总升力28%~65%,所受阻力占总阻力10%~30%。     

大跨径悬索桥施工猫道气动力系数数值分析

为了探讨用数值方法研究大跨径悬索桥猫道的气动力系数,并且考虑雷诺数效应的影响,以某大跨径悬索桥为背景,分别利用计算流体力学软件Fluent中的标准k-ε模型、RNG k-ε模型和SST模型,且采用一定的猫道透风率进行二维数值模拟,对猫道的气动力系数在不同风速、不同攻角和不同雷诺数情况下进行CFD识别,并与相应风洞试验的结果进行对比分析.结果表明:雷诺数的变化对阻力系数影响较小,但对升力系数影响较大,因此在进行猫道的数值模拟时,选择合适的雷诺数很有必要;SST湍流模型是猫道断面CFD识别中较合理的模型;模拟的猫道透风率是可行的.     

翼身融合水下滑翔机剖面水翼定常吸流主动流动控制数值研究

在翼身融合水下滑翔机表面上开孔并施加定常吸流可以改善滑翔机的水动力性能,为了探究定常吸流主动流动控制对翼身融合水下滑翔机剖面水翼升阻特性的影响规律和机理,基于计算流体力学(CFD)方法,采用SST k-ω湍流模型,选取NACA0015水翼并针对不同吸流偏角、不同吸流开口位置、不同吸流比等工况开展定常吸流主动流动控制研究。研究定常吸流对未失速、临界失速、过失速3种不同流动状态下二维水翼剖面升阻力系数的影响,并进一步以过失速流动为例分析其影响机理。数值研究结果表明:合理的定常吸流可以有效抑制水翼的流动分离状态,并改善水翼周围的流场分布,进而改善其升阻特性;定常吸流对NACA0015水翼的增升减阻效果在90°吸流偏角时最好,且关于90°吸流偏角对称;定常吸流的开口位置越靠近水翼前缘,其增升减阻的效果越好,越有利于水翼升阻特性的提升;吸流比越大,定常吸流对水翼升力系数和阻力系数的影响程度越大。     

基于仿鸽子翼型的风力机叶片结构气动性能分析

对风力机轻风启动,有效利用风能进行研究。利用仿生耦合技术通过对鸽子翼型数据提取,建立仿生模型。基于NACA0015翼型及鸽子数据特征,将优缘凸起、后缘凸起及前后缘凸起三类翼型与NACA0015翼型进行对比,分析得到翼型上下表面压力分布、表面流场变化、剪切应力分布及增升减阻各气动系数,当失速攻角为16°、马赫数为0.073条件下,仿生翼型在提高升力方面比NACA0015提高了31.98%、降低阻力达到了10.62%,仿生翼型对表面流体起到了有效改善,改变结构的翼型对提高升力,降低阻力有了很大的提高。     

翼型采用近似边界条件的欧拉方程数值解

1　IntroductionThe use of body- conforming curvilinear gridshas become the most common approach in modernComputational Fluid Dynamics ( CFD ) methodssince the early seventies.It is now almost thenorm of all CFD methods that use structured gridsfor complex geometries.However,the computertime and human work involved in generating thecurvilinear grids could be rather demanding,especially for problems involving motion of theflow boundaries such as in the aeroelasticsimulation of a deforming wi…     

Analogy Theory and Application of Pressure Difference of Wind Turbine Blade Profile

风力发电叶片翼型型线理论及应用

张照煌,Aqeel Muhammad,张峻,刘青,李魏魏,宋玉旺

（华北电力大学 能源动力与机械工程学院 ,北京 102206）

中文说明：

经研究发现,在流动空气与风电叶片相互作用规律的过程中,真空中自由下落的空气团的形态与前后压差作用下流动的空气（风）非常相似;因此,本文提出以重量比拟压差设计风电叶片翼型型线的理论,即：空气团流过风电叶片翼型线的时间最短及应有尽可能多的空气团作用于该翼型线;以此为基础,本文推导出风电叶片翼型型线方程并进行了应用研究;通过从现有翼型库中选取三种相似翼型进行模拟对比,结果表明用本文建立的风电叶片翼型线方程设计的翼型线翼型(“SJX翼型”)在攻角变化时的升力及升力系数较所选取的三种翼型有较大的提升,翼型生阻比亦有小幅提升,且流动空气作用在气动中心的力矩均较大,验证了论文建立的风电叶片翼型线方程设计翼型型线的可行性和有效性,从而为风电叶片翼型型线设计理论的发展提供了新尝试和有益借鉴。

关键词：风力发电叶片;重量比拟压差;翼型型线;生阻比;翼型设计

     

振荡翼捕获能量系统的流体动力性能

采用Fluent求解绕二维振荡翼层流流场的非定常、不可压缩Navier-Stokes方程,将域动网格策略用在滑移交界面内流体域,使之与翼一起运动,该方法可保证核心区域网格质量。研究了Re=1100、θ0=76.33°、y0=5、k=0.88时,俯仰轴位置对NACA0015振荡翼气动特性和能量捕获性能的影响,以及升沉--俯仰相位差和俯仰轴位置对系统的耦合影响。结果表明,俯仰轴位置会影响振荡翼的升力特性、俯仰力矩特性及能量捕获性能,当系统因俯仰轴位置偏离平均压力中心而造成能量捕获性能下降时,改变升沉--俯仰相位差可改善系统的能量捕获性能。     

双水翼耦合振荡捕获潮流能系统2维数值模拟

提出了一种双水翼耦合振荡捕获潮流能的系统,该系统在河床及浅海具有良好的适应性。建立了相应系统的数学模型及网格模型,将域动网格策略用在滑移交界面内部流体域,利用Fluent求解绕2维双振荡翼流动的数值模型。研究了折算频率、俯仰振幅及雷诺数对NACA0015型双水翼水动力特性及捕获潮流能性能的影响,以及在不同运动参数下水翼的升阻力、俯仰力矩、功率系数的变化规律。结果表明,振荡水翼的折算频率、俯仰振幅和雷诺数会影响水翼边界层的分离及周围漩涡的产生和脱落,继而影响振荡翼的升阻力特性和俯仰力矩特性。折算频率与俯仰振幅对振荡水翼系统的捕能效果有较大影响。当水翼的振荡频率为0.28、俯仰振幅为75°、雷诺数为5×10⁵时双水翼耦合振荡捕获潮流能系统的水动力和捕能性能较好,捕能效率可达40%。     

中国采用近似边界条件的振荡翼型欧拉方程数值解

This paper presents an efficient numerical method for solving the unsteady Euler equations on stationary Cartesian grids.Wall boundary conditions are implemented on nonmoving mean wall positions by assuming the airfoil being thin and undergoing small deformation,but the mean angle of attack of the body can still be large and we use the full nonlinear Euler equation in the field for accurate resolution of shock waves and vorticity.The method does not require the generation of moving body-fitted grids and thus can be easily deployed in any fluidstructure interaction problem involving relatively small deformation of a thin body.We use the first-order wall boundary conditions in solving the full Euler equation.Unsteady transonic flow is calculated about an oscillating NACA 0012 airfoil at free stream Mach number M∞=0. 755, mean angle of attack αm=0. 016,amplitude of pitching oscillation αo=2.51,reduced frequency k=0.0814.The computed results,including surface pressure distribution,instantaneous lift and moment coefficients are compared with known experimental data.It is shown that the first-order boundary conditions are satisfactory for airfoils of typical thicknesses with small deformation for unsteady calculations.     

采用粒子群算法的水平轴潮流能水轮机翼型多目标优化

为了提高水平轴潮流能水轮机叶片翼型空化性能,提出一种基于粒子群算法（PSO）的翼型性能多目标优化方法,主要针对较大攻角下翼型表面压力系数最小值;同时为保证翼型水动力性能,以翼型压力系数最小值及升力系数等建立多目标优化函数.通过程序调用XFoil对优化翼型水动力性能进行过程分析,替代计算流体动力学（CFD）分析,节省优化时间.采用此方法对NACA63-815翼型进行优化并采用CFD方法重点研究2个攻角工况下优化翼型与原翼型在3个空化数（1.0、1.5和2.0）下的空泡分布对比.结果表明,优化翼型在6.8°和10.8°攻角下压力系数最小值分别提升了17.0%和45.8%,最大升阻比提高了6.0%和61.1%.翼型的空化初生及全空化性能均得到明显提升,水动力性能也得到了提升,验证了此优化方法的可行性.     

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.