Effect of Cambering on the Aerodynamic Performance of Heaving Airfoils

In the present work,a parametric numerical study is conducted in order to assess the effect of airfoil cambering on the aerodynamic performance of rigid heaving airfoils.The incompressible Navier-Stokes equations are solved in their velocity-pressure formulation using a second-order accurate in space and time finite-difference scheme.To tackle the problem of moving boundaries,the governing equations are solved on overlapping structured grids.The numerical simulations are performed at a Reynolds number of Re=1100 and at different values of Strouhal number and reduced frequency.The results obtained show that the airfoil cambering geometric parameter has a strong influence on the average lift coefficient,while it has a smaller impact on the average thrust coefficient and propulsive efficiency of heaving airfoils.

多参数变弯度翼型气动优化设计方法

为了获得机翼最优的气动外形,提出了一种多偏转参数与非均匀B样条结合的翼型前后缘连续偏转变形方法。以NACA3412翼型为研究实例,对翼型曲线进行参数化重构。以翼型前、后缘偏转位置和偏转角度为变化参数,模拟分析了不同变形状态对翼型气动特性的影响规律。以翼型升力系数和升阻比为优化目标,以前、后缘的偏转角度、偏转位置以及过渡段长度等六个偏转参数为设计变量,采用多目标遗传算法和ANSYS软件进行优化设计。结果表明,与基础翼型相比,优化后的变弯度翼型的升阻比提升约19.26%,升力提升约44.43%,明显改善了翼型的气动性能。

一种刚柔混合弦向变弯度机翼后缘设计

为实现机翼在驱动控制下实现弦向连续弯度变化,同时考虑材料变形能力,提出一种刚柔混合式变后缘翼型。通过对翼型中弧线进行几何分析,建立变弯度构型参数化模型,并以升阻比为优化目标,计算最优的刚性段下弯角度以及柔性段下弯曲线。利用计算流体力学计算,对比不同攻角下,刚柔混合偏转翼型和传统刚性偏转翼型的升力系数、升阻比等气动特性。以巡航时单位展长所要求升力为优化目标,分别求解低速巡航及降落两种工况下,两种不同后缘翼型的下弯角度及变形方式。对比两种下偏方式的压力分布、速度分布、气流分离位置等流场特性。根据优化构型制造刚柔混合式变后缘机翼模型,并进行变形能力测试。计算结果表明:刚柔混合后缘翼型在同等偏角下,具有更高的升力系数、升阻比,更优的气动特性;而在相同的飞行工况下,刚柔混合后缘翼型下偏角度要求更小,气流分离点更靠后,具有更高的气动效率。通过变形能力试验验证了柔性翼肋结构及蒙皮设计的合理性。

增大叶片弯度提高风力机性能的实验研究

将目前广泛使用的风力机桨叶翼型FFA-W3-211进行了"涡轮化"修改,显著增加了其弯度;并在小型低速风洞中对风力机模型进行了一系列对比吹风实验,风速范围8-15m/s,安装角6°-14°;实验结果表明,安装改型翼型的桨叶后,在各种条件下风力机的风能利用系数均大大提高。

可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型气动特性分析

以变弯度翼型为研究对象,计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,讨论了变形参数对气动特性的影响,研究了气动特性的产生机理;与此同时,以形状记忆聚合物柔性蒙皮和机械结构实现了可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型,并在风洞实验中测试了其气动特性。计算和实验结果表明:可连续光滑偏转后缘的变弯度翼型能改进传统主翼-简单襟翼翼型的气动特性和流场分离特性;可变形段范围、转轴位置、后缘偏转角度、后缘高度等变形参数对气动特性具有显著影响。

N-S方程数值研究翼型对微型扑翼气动特性的影响

首先基于嵌套网格发展了一套适用于三维扑翼研究的非定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程数值模拟方法。为了解决微型扑翼在低马赫数下的收敛问题,使用了预处理方法,湍流模型为BL模型。在该方法的基础上,保持状态参数和扑翼表面形状一定的情况下,分别研究了一系列不同厚度、不同弯度的翼型对于微型扑翼气动特性的影响。研究结果表明,翼型的厚度对微型扑翼的升力影响很小,而较厚的翼型由于前缘吸力较大所以阻力较小。适当弯度的翼型可以改善扑翼的气动特性,达到增升减阻的目的,但翼型弯度不宜过大。本文的研究结果对于微型扑翼飞行器的翼型设计具有参考和指导意义。

风速和翼型弯度对垂直轴风机气动性能的影响

为了解风速和翼型弯度对H型垂直轴风机气动性能的影响,选取3种风速(4,8和12 m/s)作为设计工况,以NACA0015,NACA2415,NACA4415和NACA6415共4种不同弯度翼型作为设计翼型,对某小型H型垂直轴风机进行了二维非定常数值模拟研究,评价指标包括C_P-λ曲线、P_a-n曲线和Q_a-n曲线3方面.研究结果表明:风速和翼型弯度均对风力机的气动特性有很大影响.风速主要影响风轮的C_P(P_a)值、运行叶尖速比的范围和高效运行区的范围,且三者均随风速的增大而增大.翼型弯度影响着风轮的C_(Pmax)值、运行叶尖速比的范围、高效运行区的范围、整个运行区的C_P(P_a)值、经济性和起动性能等多个方面.但是,风速对翼型弯度的选择基本没有影响.综合考虑各因素,弯度为0~2%的翼型是垂直轴风机最为理想的选择.

基于FLUENT分析弯度对翼型性能的影响

弯度对提高翼型性能具有显著的影响。基于工程上广泛应用的标准k-ε模型,对不同弯度的翼型进行数值模拟。数值计算结果表明,随着弯度增加翼型的升阻力均增加,但升力系数增加程度逐渐减小,最佳升阻比先增大后又呈减小趋势;弯度增加升力增大,翼型吸力面的最低压力减小,但不能使其低于流体的汽化压力。

翼型弯度对风力机性能的影响

传统的水平轴风力机一直在沿用螺旋桨，并使用“压气机”类叶片的叶型，故作功能力不高。将目前广泛使用的风力机桨叶翼型FFA-W3-211的弯度加大，一是在其尾缘加装高度为4％弦长的格尼（Gumey）襟翼；另一是改变压力面的形状，显著增加其弯度。并在小型低速风洞中对装有不扭曲直桨叶的风力机模型进行了一系列对比吹风实验，风速范围8～15m／s，安装角6°-14°。实验结果表明，在各种条件下，风力机的风能利用系数依次为：装了大弯度翼型的桨叶、格尼襟翼和原型直桨叶风力机。

改进型帆翼参数对载荷特性影响分析

风帆助航是新能源应用于船舶航运的重要途径。论文以改进帆翼为研究对象,采用标准k-?湍流模型描述改进帆翼流体动力学特性,对拱度比为0.02~0.2的改进帆翼附近的流场压力分布、产生的升力和阻力进行数值分析。求解不同相对风向角时各改进帆翼对船舶产生的最大助推力系数和横向力系数。综合考虑各种拱度比下改进帆翼的升力、最大升阻比随风力几何攻角的变化规律、最大助推力系数随相对风向角的变化规律,拱度比为0.1的改进帆翼为最优翼型。通过进一步的数值模拟得知,拱度比为0.1的改进帆翼最佳几何攻角为27°,最适宜的相对风向角为110°,此时改进帆翼对船舶产生的助推力系数达到最大,为1.721。

基于中弧线-厚度函数的翼型形状解析构造法

复杂翼型几何形状的解析表达对叶片的优化设计有重要的意义,文章研究了用解析函数构造复杂翼型形状的方法。通过对儒科夫斯基翼型函数的简化,得到用中弧线-厚度函数表示翼型型线的解析表达式,对式中的相关系数和指数进行重新定义和变换,构造出包括儒科夫斯基翼型的一般翼型型线的解析表达式;通过进一步分离上、下型线并进行重新组合的方法可构造出更复杂翼型的形状;再通过增加一个独立的厚度函数项的方法,可构造出具有光滑尾缘形状的翼型。研究表明,复杂翼型的几何形状可通过有限个参数的解析函数表达,这些参数不仅具有明确的几何意义,而且使用方便,便于调整翼型的局部形状。文中给出了用翼型、弦长和扭角函数构造风力机叶片解析函数的应用示例。

翼型型线的参数表达式探讨

为便于对翼型进行反向设计和数字化设计,研究了用解析函数的参数表达式生成翼型型线或逼近已有翼型型线的数学方法。对儒科夫斯基翼型型线函数进行泰勒级数展开并略去3阶以上小量,获得了由中弧线-厚度函数组成的翼型函数,经过扩展定义,得到翼型的一般表达式,分析了式中常数取值对翼型形状的影响,给出了若干示例。研究表明,中弧线-厚度函数表示的参数表达式结构简单且几何意义明确,适合表达翼型形状;可通过增加厚度函数项的方式得到后缘光滑翼型;一些简单翼型可用一个单闭参数公式表达,复杂翼型可用上、下型线公式分别表达;按规律对翼型函数中的常数赋值,可以方便地生成预期形状的翼型图像,或逼近已有翼型形状。

可用于木材干燥轴流风机的新型翼型实验研究

针对木材于燥行业工艺要求，根据翼型绕流理论，提出了一种新型反向对称翼型──“Ｓ”形双圆弧翼型，并对该系列翼型进行了用力吹风试验与压力分布吹风试验。试验结果表明，该种翼型具有完全相同的正反风性能，且绕流情况良好，与常规机翼翼型相比，正风性能稍差，但反风性能比常规的好得多。因此，采用该种翼型进行叶片成型的木材于燥轴流风机，可实现直接反转反风，且在风机结构相同时，其正反风性能可完全一致。

基于中弧线曲率控制的压气机叶型优化

为提高压气机叶型优化设计水平,基于中弧线曲率控制方法编写了压气机叶片造型程序,将中弧线曲率控制参数作为优化变量,结合粒子群寻优算法对传统可控扩散叶型(CDA)进行了优化研究。结果表明:基于中弧线曲率控制的叶片造型程序能够对CDA叶型进行较好的拟合,拟合叶型的气动性能与设计要求较符。优化叶型在设计点的总压损失降低了约6.34%,优化叶型总压损失随攻角变化较为平缓。在一定攻角范围内,叶型中弧线曲率峰值的前移能够将吸力面马赫数峰值前移,提高叶型吸力面的扩压能力,降低总压损失。在大攻角工况下,改进的中弧线曲率分布能够显著降低叶型总压损失。将中弧线曲率控制参数作为优化变量进行CDA叶型的优化是可行的。

不同弯度风力机翼型的气动性能数值模拟研究

作为风力机气动设计和运行优化的重要基础之一,风力机翼型气动性能分析的应用日益广泛。采用NUMECA数值模拟软件对风力机NACA4412翼型(弯度为4%)进行气动模拟分析,模拟结果与实验数据较为一致。在此基础上,对NACA2412、NACA4412、NACA6412 3种不同弯度翼型的升阻力系数、升阻比和其在攻角为8°和14°时的绕流情况进行模拟分析,发现相对于弯度较大的翼型,弯度较小的翼型更适宜运行在大攻角下。

一种新型压气机叶片造型方法的平面叶栅试验验证

为验证一种新型超/跨声压气机叶片造型方法——B样条控制中线角叶型、贝塞尔曲线控制叶型厚度方法 (BMAA方法)的有效性,分别与原有的可控扩散叶型定制造型和任意中线造型进行平面叶栅对比试验。结果表明,BMAA方法得到的跨声叶型,具有比定制叶型更优的气动性能;BMAA方法得到的超声叶型,具有与任意中线叶型相似的气动性能;与传统叶片造型方法相比,BMAA方法具有更高的效率,可提高叶片的气动负荷。

基于双椭圆弧型中弧线的系列翼型设计方法

为了能够方便快捷的设计和修改翼型,采用两段椭圆弧来构造翼型的中弧线,并推导了描述中弧线的方程式。用该方法构造的中弧线光滑连续,且不存在拐点。选用现有翼型的厚度分布,与中弧线分布函数进行叠加,并引入厚度比例因子来实现对厚度的调整,最终得到了一种基于双椭圆弧型中弧线的翼型设计方法,称之为DEA(double ellipse arcs)翼型。选用Clark-Y翼型作为基础翼型,设计了多款DEA翼型,并利用X-foil软件对翼型气动性能进行求解,分别研究了最大相对弯度、最大弯度相对位置、最大相对厚度以及翼型中弧线的形状因子对翼型气动性能的影响。研究表明:增加最大相对弯度,可以提高翼型的升力系数,同时使翼型的升阻特性得到一定的改善;最大弯度位置前移,可以提高翼型在小攻角下的升力系数,同时增加翼型高效升阻比的攻角范围;增加最大相对厚度可以提高翼型的最大升力系数,以及增大失速攻角,同时,高效升阻比的攻角范围也随着翼型最大相对厚度的增大而增加;中弧线前、后缘形状因子对翼型气动性能的影响相对较小。

前缘可变弯度翼型的跨声速数值模拟

以超临界翼型DFVLR R-4翼型为基本翼型,在前缘30%弦长处,对翼型进行正向(向下)偏转1°、2°和负向(向上)偏转1°、2°,得到4种变弯度翼型并进行跨声速下气动力数值分析。结果表明:在跨声速中,翼型正向偏转阻力发散特性得到改善,负向偏转阻力发散特性变差;在相同来流马赫数下,翼型正偏转升力系数减小,负向偏转,升力系数增大;翼型正向偏转时,失速迎角特性得到改善。综合分析得出,跨声速能够较好地运用前缘可变弯度翼型。

垂直轴潮流能水轮机不同翼型叶片空化规律

为研究垂直轴水轮机叶片翼型形状对叶片空化的影响,采用数值模拟方法,对相同条件下相同相对厚度不同相对弯度的翼型,以及相同相对弯度不同相对厚度的翼型做了空化仿真。仿真结果表明,相同相对厚度不同相对弯度的薄、厚两种翼型,随着相对弯度增大,空化现象越易出现。相同相对弯度不同相对厚度的对称、相对弯度不为零的两种翼型,随着相对厚度增大,空化现象越易出现。同时监测了不同情况下翼型的升力系数和阻力系数,考虑到空泡的出现对翼型升力和阻力有所影响,将能量转化参数中的升力系数、阻力系数和升阻比与空化性能结合起来讨论。并将翼型按照相对弯度与相对厚度分组,分别探讨了相对弯度和相对厚度对翼型空化的影响规律,翼形相对厚度相同时,相对弯度越大,或者翼形相对弯度相同,相对厚度越大,则更容易空化。

变弯翼型与增升装置多目标气动优化设计研究

针对二维增升装置低速起飞、着陆状态和变弯度翼型高速巡航状态下的高低速气动特性进行综合优化研究,发展了一种基于Kriging代理模型与多目标遗传算法的增升装置多目标气动优化设计方法。使用自适应下垂式铰链襟翼机构,通过襟翼与扰流板联动偏转来改善飞机的低速起降性能及高速巡航性能。将襟翼铰链位置、扰流板偏角和襟翼偏角作为设计变量,通过求解N-S方程来预测初始样本点气动力,利用Kriging代理模型分别建立起飞、着陆和巡航状态下设计变量与气动力之间的关系,得到多个高效气动力预测模型,最后使用多目标遗传算法在代理模型的基础上进行多目标气动优化设计。设计变量变化时计算网格的自动生成采用RBF(radial basis function)动网格技术来实现。基于搭建的高效全局多目标优化设计平台进行了高低速综合气动性能多目标优化,并对Pareto前沿面的多目标解集进行了多设计点校验与分析,筛选出了多目标并重的优化解。