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。     

鸮翼后缘噪声的预测及控制

基于鸮翼的仿生翼型可用于揭示鸮翼的噪声产生机理。通过大涡模拟给出仿生翼型的流场,从中发现由前缘分离引起的两个声源分别为再附着的湍流边界层和从气泡中分离出来的涡脱落。由此可知,低雷诺数下的鸮翼宽频噪声是由湍流边界层散射导致的。之后,将被动多孔技术用于仿生翼型的后缘,在静压场中证实了多孔后缘缓解瞬态压力变化的作用。相关的噪声频谱也表明,多孔后缘具有高达10dB以上的降噪潜力,但是降噪的幅度依赖于流阻率。     

轴流风机仿生叶片降噪试验研究及机理分析

根据长耳鸮翼前缘非光滑形态降噪特性,设计了仿生前缘非光滑轴流风机叶片。试验研究表明:仿生非光滑叶片在50~2000 Hz的频段上噪声值明显小于原型风机叶片,最大降噪率为2.52%;影响仿生非光滑叶片降噪效果的主次因素为非光滑单元间距t、非光滑单元高度h和非光滑单元个数。计算机模拟分析表明,仿生前缘非光滑形态降噪机理主要为:减少翼型表面紊流附面层压力脉动并延缓翼型后部涡流分离脱落;有效减少气流流经前后翼型表面时翼型间扰流作用,起到良好的导流作用,使后翼型来流平稳,气流噪声降低。     

结构参数对仿生翅片翼气动性能影响

为提高翼型气动性能,提出一种仿生翅片翼型.以NACA0018为例,在翼型吸力面布置固定仿生翅片翼,分析翅片翼的相对位置、相对长度结构参数及两者综合效应对仿生翅片翼改变翼型气动特性的能力的影响,并从流场角度分析仿生翅片翼的作用机理.数值计算结果表明:以翅片翼的最佳控制效果作为衡量标准,靠近前缘处翅片翼对大分离流动效果显著,靠近尾缘的翅片翼对于中度的流动分离效果较好;相对长度与翅片翼气动性能呈非线性关系,且长度过短时无法对分离层产生有效分割,过长时影响分离层上方的流体.当翅片翼末端刚好接触分离层的边缘时,控制效果最佳;仿生翅片翼的气动性能是由翅片翼的相对位置、相对长度共同决定的,单变量的研究难以准确地解释其中的规律.     

鸮翼前缘非光滑形态消声降噪机理

长耳鸮扑翼噪声测量试验表明,其翼前缘圆弧齿状非光滑形态对其飞行降噪影响显著。应用逆向重构技术,对长耳鸮翼前缘非光滑形态特征几何信息进行量化,并建立仿生类比模型。采用计算气动声学方法,对仿生前缘非光滑模型的降噪特性进行了数值模拟,并通过分析仿生非光滑形态对模型表面流场的影响,对仿生非光滑形态气流噪声控制机理进行了研究。结果表明,仿生非光滑模型与光滑模型相比,可降低气流噪声5～10 dB,且具备一定的增升作用;仿生前缘非光滑形态具有整流及控制气流分离的特性,可减少由于翼表面气流压力脉动及涡流脱离引发的气流噪声。     

工程车辆五位数翼型热管散热器性能对比分析

为提高某工程车辆散热器综合性能,根据厂商提供的尺寸参数,对其进行性能分析和结构优化。建立散热器单元体模型进行三维数值模拟计算,并将仿真结果与试验结果对比分析,以验证该模拟方法的准确性;以降低压力损失为前提,选用NACA23021翼型建立散热器热管模型,采用相同的仿真方法获取散热器空气侧压力损失和换热系数,进一步得出两者的综合性能评价因子j/f1/3;将NACA23021翼型管翅片综合评价因子与已发表文献中NACA0018仿真结果进行对比分析。研究结果表明:在入口空气流速为2~10 m/s范围内,散热器空气侧压力损失和换热系数的试验与仿真误差值小于5%;在仿真区间内,NACA23021翼型管翅片的综合评价因子较扁平管翅片平均高出约23%,较NACA0018翼型管翅片平均高出约9.7%,为该翼型管翅片散热器在工程车辆上应用提供了参考。     

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.     

不同参数对翼型外流场力系数数值仿真的影响

以NACA0012翼型为研究对象,设计了钝后缘和尖后缘2种翼型。在3种不同的远场距离下,应用统一的网格策略划分了数量相同的结构化网格。基于相同的边界条件采用Spalart-Allmaras和SST K-ω湍流模型求解NS方程,实现对翼型外流场的数值仿真。比较了在0°、10°和15°攻角下的C_d和C_l数值,结果表明采用Spalart-Allmaras湍流模型对力系数的仿真结果较优。综合考虑C_d和C_l的误差率,钝后缘+20 m远场距离+Spalart-Allmaras湍流模型的参数配置可获得最佳仿真效果。     

家燕翅展翼型的气动特性

对家燕滑翔时的后掠形姿态翅翼和完全展开形姿态翅翼进行了三维重构,获取了每种形态下4条不同展弦比的翼型。利用FULENT里的S-A模型对获取的翼型进行了气动特性模拟分析。结果表明:两种姿态下的翅翼最大升阻比攻角范围均在3°～5°,展弦比在35%处的翼型具有最优的气动特性。分析指出:后掠形姿态翅翼展弦比在35%处的翼型前缘半径较小,最大厚度位置靠近后缘且翼型线性曲率变化较慢,是产生较优气动特性的原因。     

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。     

Noise reduction effect of airfoil and small-scale rotor using serration trailing edge in a wind tunnel test

This paper discussed a noise reduction effect of airfoil and small-scale model rotor by using attached serration trailing edge in the wind tunnel test condition. In order to analyze the changes in the performance due to the inclusion of a serrated trailing edge designed to reduce noise, a 10 kW wind turbine rotor was equipped with a thin serrated trailing edge. The restrictive condition for the serrated trailing edge equipped with the using of a 2D airfoil was examined through the using of a wind tunnel experiment after studying existing restrictive condition and analyzing prior research on serrated trailing edges. The aerodynamic performance and noise reduction effect of a small-scale model were investigated with the using of a serrated trailing edge. Moreover, the noise levels from the experiment were considered that the noise prediction method could be used for a full-scale rotor. It is confirmed that noise reduction effect is compared with wind tunnel test data at the 2D airfoil and model rotor condition.     

涡轮叶片前缘冲击气膜复合冷却的数值研究

采用数值研究的方法,对一典型航空发动机旋转状态下涡轮叶片前缘冲击气膜复合冷却的流动与换热特性进行了研究分析.计算模型将孔出流结构简化为缝出流结构,并由进气块、前缘块和尾缘块组成.通过对不同旋转速度的计算结果分析可以看出:对所研究的冷却结构,其流场与换热分布要受到哥氏力、离心力和浮升力的影响.在所研究的范围内,雷诺数较低时前尾缘冲击面的平均Nu数分布出现波动现象;在雷诺数较高时,前尾缘冲击面的平均Nu数分布随转速的增大单调减小.     

超高速后掠飞片的厚度波阻系数计算

针对一些空间碎片飞行的形态特征,将高速碎片简化为一个后掠的飞片.在线化理论的假设下,对飞片进行了分区,并沿面积积分,求得了各区的压力系数,推导出了适用于前缘后掠、后缘后掠、平后缘的后掠飞片在超音速前(后)缘以及亚音速前(后)缘情况下的厚度波阻系数的表达式.得到了在超音速前缘和亚音速前缘两种情况下,飞片的厚度波阻系数随来流马赫数变化的规律.     

水平轴风力机叶片非定常气动特性分析

针对水平轴风力机叶片的非定常气动特性,采用状态空间描述的、改进的BL动态失速模型进行风力机翼型非定常气动力分析.模型采用不可压缩假设并忽略了前缘流动分离所产生的非定常效应,考虑气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应以揭示翼型在任意运动中的非定常气动力.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中2个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另2个用于描述后缘分离效应,得到了风力机翼型非定常气动升力、阻力和力矩状态变量表达式及计算流程.通过对NACA0012风力机翼型的非定常气动力分析表明,模型能较好地描述风力机翼型的动态特性.     

尾缘襟翼振荡水翼的水动力特性

为了提高振荡水翼的能量提取效率,提出一种带尾缘襟翼的振荡水翼结构,在传统水翼的后端加装尾缘襟翼,利用尾缘襟翼的摆动达到提高功率的目的。建立襟翼摆动的运动方程并对等效攻角方程进行推导。利用CFD软件中的动态和移动网格技术对模型进行数值模拟。仿真结果显示,尾缘襟翼结构增加水翼翼型的拱度,使水翼的攻角增加,进而增加振荡水翼的升力系数和时均功率系数。推导的等效攻角公式与模拟结果一致,等效攻角公式能够较好的预示模拟结果。尾缘襟翼的摆动负功在整个振荡水翼采集功率中占的比例很小。     

尾缘襟翼振荡水翼的水动力特性

为了提高振荡水翼的能量提取效率,提出一种带尾缘襟翼的振荡水翼结构,在传统水翼的后端加装尾缘襟翼,利用尾缘襟翼的摆动达到提高功率的目的。建立襟翼摆动的运动方程并对等效攻角方程进行推导。利用CFD软件中的动态和移动网格技术对模型进行数值模拟。仿真结果显示,尾缘襟翼结构增加水翼翼型的拱度,使水翼的攻角增加,进而增加振荡水翼的升力系数和时均功率系数。推导的等效攻角公式与模拟结果一致,等效攻角公式能够较好的预示模拟结果。尾缘襟翼的摆动负功在整个振荡水翼采集功率中占的比例很小。     

尾缘形状对低压涡轮叶栅气动性能的影响

为减小高负荷低压涡轮叶型损失,提高低压涡轮叶栅气动性能,采用数值模拟方法研究尾缘形状对高负荷前加载低压涡轮叶栅L2F气动性能的影响.对比尾缘偏斜、增加尾缘厚度和Gurney襟翼对叶栅能量损失和流动的影响.结果表明:3种尾缘形状都能增加气流折转角,在低雷诺数时减小能量损失,在高雷诺数时增加损失,但总体上尾缘偏斜提高气动性能的效果更好.雷诺数为20 000、湍流度为3%时,尾缘偏斜能够减小16.5%叶栅能量损失,增加3.3%气流折转角.3种尾缘形状都使主流发生偏转,加速了吸力面边界层流动,抑制了流动分离,有利于减小损失;但尾缘改型增强了尾缘后流动掺混,会增加损失.     

Experimental study of transient thermal elastic hydrodynamic lubrication of tilted thrust bearing under sudden load changes

An experimental study is performed to investigate the temperature response and distribution in a sector tilted pad thrust bearing during the transient periods such as the load on the bearing changed abruptly.Lots of thermocouples are placed on different position such as the pad surface,leading and trailing edge as well as the pad block,and then these thermocouples are used to measure the temperature variation during the transient period.The load on one pad and the displacement of the runner are measured with different sensors.The effects of a sudden load change on temperature at different position of the pads are analyzed according to the experimental data.The influence of different initial conditions and the different load increment on temperature variation at the pad surface and pad body are obtained,and temperature responses at leading edge and trailing edge under different conditions are tested.This experimental study shows a significant effect of load increment and initial condition on the temperature distribution of bearing pad interface under sudden load change conditions,and the measurement of real oil film temperature is difficult due to the large thermal inertia of pad surface.     

关节轴承中微凸体的热分析

为研究关节轴承内外圈摩擦副上微凸体在相对滑动过程中的摩擦热问题,建立半球状微凸体相对光滑平面滑动的模型,对点热源导致的温升进行积分,计算关节轴承内外圈在微凸体接触面处的稳态温升分布. 分别计算微凸体在弹性接触与塑性接触状态下接触面的稳态温升分布,并研究了在不同角速度和载荷下接触面沿速度方向的温升变化. 给定在一定范围内变化的载荷及速度,分别计算绘制出了两种不同型号关节轴承中的微凸体在接触区的最大闪温图. 计算结果表明:内圈微凸体在接触区的温升是对称分布的,最大温升位于接触面的中心点,外圈接触区后沿的温升大于前沿的温升,最大温升出现在中心点偏后沿的位置. 轴承角速度或微凸体载荷越大,接触区的温升越大. 在低速重载工况下,微凸体的最大闪温值较小;而在高速情况下,微凸体的最大闪温值较大. 关节轴承在工作时应注意载荷和角速度的控制,防止因微凸体摩擦生热过多从而造成轴承使用性能受损.     

库水位升降作用下土质岸坡变形特征实验研究

库水位升降作用下三峡库区土质岸坡坡体吸水、应力集中及滑移变形,形成不同时段和不同空间部位的裂缝体系。通过模型试验的方法,分析了土质岸坡在一个蓄水降水循环周期内裂缝体系的时空演化分期配套规律。试验结果表明：蓄水初期,裂缝主要出现在岸坡前缘水位线附近,且出现频率高、规模逐渐增大,岸坡出现局部坍塌破坏;蓄水中期,岸坡前后缘均有裂缝出现,但出现频率低、规模减小;蓄水后期,前缘裂缝发育基本消失,后缘裂缝继续发育,岸坡以沿滑动面整体蠕滑为主;水位上升过程中暂停蓄水时裂缝发展缓慢。降水阶段,拉张裂缝主要出现在岸坡坡体后缘,初期降水裂缝出现频率较低,发展缓慢;后期降水裂缝出现频率、规模变大,产生下座变形及下错台坎;水位下降阶段岸坡沿滑动面发生整体缓慢蠕滑。