大型风力机二维翼型气动性能数值模拟

运用先进的CFD软件FLUENT对大型风力机的主流商用二维FFA-W3-301和FFA-W3-211翼型的气动性能进行了数值模拟。采用了κ-ωSST湍流模型,并考虑了大入射攻角下失速现象的影响,对κ-ωSST湍流模型的内部关键参数进行了适当的修正,得到的升力系数和阻力系数模拟结果与风洞试验结果吻合很好;同时还进一步研究了这种翼型的升力系数与阻力系数对其表面粗糙度的敏感性,得到了该翼型对小粗糙度敏感性强的结论。综合结果表明,数值模拟技术是大型风力机翼型设计分析便捷有效的参考手段。

二维翼型实验的侧壁影响研究

本文采用油流显示技术、测量模型弦向和展向压力分布的方法 ,对二维翼型风洞中的侧壁附面层影响进行了研究。为能更详细了解侧壁对模型的影响 ,采用不同弦长的模型和两个不同风洞的实验结果比较的方法 ,由油流显示揭示侧壁干扰流动图画 ,利用侧壁抽气技术和干扰修正方法 ,来消除侧壁对模型的影响。实验结果表明 ,选取合理的抽气方式可得到有效的二维实验结果。

带扑翼的二维翼型非定常高升力机理研究

引言 非定常流动与旋涡是自然界普遍存在、最基本的流体运动形式。二维旋涡具有不稳定的中心点结构，在一定的轴向速度下，可以演化为稳定的三维螺旋点结构。

不同雷诺数下二维翼型尾涡脱落的流动分析

采用Hermite插值函数生成代数网格,分别计算了翼型在雷诺数为5×104、1×105、2×105和5×105时的流动情况,对翼型在不同雷诺数下的尾涡脱落机制进行了分析。结果表明:翼型出现周期性流动后,流体黏性效应的降低导致相同攻角下的斯特劳哈尔数随雷诺数的增大而增大;不同雷诺数下翼型升力系数的变化规律与翼型尾涡的脱落规律保持一致;翼型升力系数峰值出现在尾缘逆时针涡刚脱落完毕时,谷值出现在尾缘逆时针涡发展至最大时;翼型进入周期性流动后,尾涡脱落将随着攻角的增大呈现2S(Single)模态—2P(Pair)模态—混沌状态—准周期性流动的发展规律。文中对不同雷诺数和攻角下翼型气动特性和尾涡脱落机制的分析,为流动控制方法的设计提供了依据。

基于Euler方程的二维翼型大迎角数值模拟

大迎角飞行以及机动特性是现代战机的重要特征之一,能够准确的模拟大迎角流场结构及预测相应的气动特性至关重要。但目前最流行的商业计算流体力学软件FLUENT无法模拟大迎角问题,即迎角超过一定度数后,系统就会出现错误。针对这一缺点本文提出了改进方案,通过对物面边界条件进行特殊处理,进而求解二维欧拉方程,成功的得出了大迎角条件下的数值模拟结果,并分别对四种典型的二维翼型的大迎角流场结构及气动特性进行了数值模拟,得到了满意的数值结果。

二维翼型节能减阻效果的研究

就现阶段国内外研究成果分析,肋片具有减小摩擦阻力及增加流动扰动等特点。平板上采用肋片减阻的效果及肋片参数对减阻的影响已相对清晰,而二维翼型上采用加装肋片后减阻效果如何变化还未可知。文章选取二维翼型S825并使用计算流体力学软件Fluent进行气动性能计算及性能分析,初步发现翼型的表面减阻效果的影响规律,得到升、阻力系数随攻角的变化关系。并用该软件计算带肋片的二维翼型的气动性能,与无肋片的翼型气动性能进行对比分析。结果显示:肋片结构在翼型表面可以产生一定的减阻效果;总阻力的计算公式为压差阻力与粘性阻力之和。由于二维翼型上加装了肋片,改变了压差阻力和粘性阻力,继而改变了总阻力的数值,产生了很好的减阻效果。

二维翼型襟翼增升的数值模拟

为提高风力机的效率 ,缩短桨叶开发周期 ,应用新型 L U隐式格式和改良型高阶 MU SCL TVD格式 ,通过求解可压缩 Reynolds平均的 Navier- Stokes方程和 q- ω低Reynolds数双方程湍流模型 ,数值模拟了 NACA6 32 - 2 15翼型加 45°襟翼及 Gurney襟翼时 ,在 0°到 30°攻角范围内的流动 ,并与实验结果进行了对比。计算得到的压力因数与实验结果吻合很好。计算得到的翼型升力因数与实验值整体一致。对带 Gurney襟翼的翼型 ,在计算中采用了一种近似的边界条件处理方法以简化网格生成。通过对大攻角工况下襟翼附近的分离流场进行分析 。

二维可压翼型绕流的新型无网格解法

根据一种新型的基于方向全导数的无网格方法,运用方向全导数公式构造样点的相应偏导数,并用该公式对第二类边界条件进行离散处理,这样不需要构造任何网格或单元,就可以对多种流动问题进行求解,所以是非常简便和彻底的无网格方法.通过求解两个可压缩流场中二维翼型的数值算例表明,该方法对于解决可压流场中的问题具有较高的精度.

流体通过二维振动翼型的声辐射研究

推导有均流时二维运动物体的声辐射公式,研究了粘性流体通过二维翼型的声辐射。数值计算结果表明:在不同雷诺数时,声压随时间的变化不同;小雷诺数时,具有规则性,而大雷诺数时,具有非规则性,这是由于多个涡之间的相互作用而引起的;流体通过绕弹性中心的振动翼型引起的声辐射大于流体通过固定翼型的声辐射,单级子项对声场的贡献不容忽略。

大型风力机叶片翼型和整机的气动力性能分析研究

应用CFD技术对风力机叶片二维翼型和三维整机的气动力性能进行计算和分析研究，建立风力机叶片二维翼型在-180°～180°攻角范围内气动力性能分析计算方法，通过NACA翼型和DU翼型的算例验证表明，小攻角范围内的计算结果具有较高的精度，大攻角范围的计算结果趋势合理。建立三维风力机叶片在设计工况和偏航工况的气动力性能分析计算方法，计算结果与通用风力机叶片设计分析软件Focus的结果吻合良好。所建立的数值计算方法可应用于风力机二维翼型和三维气动力性能优化设计中，并可为风力机叶片设计分析软件提供重要的气动力载荷输入数据。

翼型失速及雷诺数变化对风力机气动性能影响的数值研究

利用数值模拟的方法,研究了翼型失速及风速变化引起的雷诺数改变对风力机气动性能的影响。数值计算将k-ω的SST湍流模型与单方程的SA模型结合使用,以模拟大攻角范围的翼型绕流。结果显示:随攻角增大,上翼面分离会依次经历尾缘分离涡与前后缘交替脱落分离涡两个阶段,后者依据分离涡对下翼面压力分布有无影响又呈现两种不同情况,使得不同攻角范围失速时的流场形态及对气动性能的影响存在很大差异;雷诺数变化主要影响上翼面前后缘出现交替脱落分离涡时的攻角区域,且雷诺数越大,其变化引起的升阻系数变化越小。

合成射流控制翼型分离的流动显示与PIV测量

合成射流是一种新型的流动控制技术,近年来引起广泛关注。本文首先利用热线风速仪测量了基于声激励的合成射流流动特性,确定了最佳输入信号频率;采用流动显示和PIV测试技术,研究了合成射流对二维翼型分离流动的控制效果。研究结果表明,合成射流可以有效地抑制二维翼型在大迎角下的分离流动;PIV测试结果进一步表明,合成射流开启后使翼型上表面分离区域减小,分离点后移。应用合成射流控制翼型流动分离,可以大大改善翼型在大迎角下的气动特性。

基于降阶模型的翼型颤振主动抑制研究

为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。

基于N-S方程的地面效应数值模拟研究

研究了二维翼型在两种不同地面条件-移动地面和固定地面条件下的地面效应及流动特性问题。其中流场分析采用了不可压缩RANS方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程湍流模型。通过对NACA4412翼型在两种不同的地面条件及不同迎角和不同地面高度情况下的绕流计算,结果表明,在两种不同的地面条件下,升力及力矩的差别较小,而固定地面条件的阻力略小于移动地面条件下的阻力。

求解Euler方程的隐式无网格算法

研究了求解Euler方程的隐式无网格算法.用点云离散计算区域,代替通常的网格划分;在当地点云上,引入二次平方极小曲面逼近计算空间导数;用Roe的近似Riemann解确定通量;并用LU SGS算法求解离散得到的Euler方程隐式时间后差联立方程组,数值模拟了二维翼型跨音速绕流.由于无网格算法区域离散只涉及点云,具有灵活性,适合处理复杂的气动外形.

兼顾效率与空泡性能的桨叶剖面自动优化设计

引入数学上的NURBS曲线来表达翼型几何,成功实现翼型几何的自动变形与重构;之后借助于Isight优化平台,集成CFD技术构建二维翼剖面的多目标自动优化设计流程;并选择NACA 661-212翼型为设计对象,在兼顾效率和空泡性能的前提下,以升阻比和最小压力系数为设计目标进行优化设计,最终得到在相应设计点处两目标均有改善的翼型。该结果表明此设计方法的可行性,对推广至三维螺旋桨的优化设计提供一定的借鉴经验。

超临界鬓型高效．高速层流控制技术实验研究

完成情况简介：利用数值计算和风洞试验手段，提出一种机翼吸吹气联合减阻控制技术新概念，即通过翼型前缘吸气，延迟边界层转捩发生，扩大层流流动区域，缩小湍流流动区域，翼型后缘微吹气可改变表面粗糙度和壁面附近的速度分布，从而减小湍流摩擦阻力。在此基础上，设计完成了一种高效高速层流控制激励器，并得到实验的支持。结果表明：吹吸气对二维翼型有一定的减阻效果，通过数值模拟揭示了吹吸气控制的机理，并对吹吸气参数进行了较系统的研究。

等离子体合成射流主动流动控制风洞实验研究

为考察等离子体合成射流流动控制效果,在NACA0021二维机翼模型上安装单个等离子体合成射流,开展低速风洞试验。采用烟流显示技术,定性观察了不同攻角和加载电参数下等离子体合成射流对流动分离的控制效果,并使用PIV技术对流动控制效果进行了定量研究。实验结果表明,在一定频率范围内(80~240 Hz),频率增加会减弱射流流动控制能力;加载电压幅值的影响较小;在一定范围内提高占空比(5%~15%),可增强射流的流动控制能力;在一定攻角范围内(0~19°),烟流流动显示结果与PIV测量所得的规律相似,在小攻角下,等离子体合成射流使得翼型吸力面层流变为紊流;在大攻角下,射流则起到抑制流动分离的作用,随着攻角的增加,抑制流动分离的效果减弱。

Numerical Study of Unsteady Behavior of Partial Cavitation on Two Dimensional Hydrofoils

This paper deals with time dependent performance characteristics of cavitating hydrofoils, the flow around which has been simulated using pressure-based finite volume method. A bubble dynamics cavitation model was used to investigate the unsteady behavior of cavitating flow and describe the generation and evaporation of vapor phase. For choosing the turbulence model and mesh size a non cavitating study was conducted. Three turbulence models such as Spalart-Allmaras, Shear Stress Turbulence （SST） κ-ω model, Re-Normalization Group （RNG） κ-ε model with enhanced wall treatment are used to capture the turbulent boundary layer along the hydrofoil surface. The cavitating study presents an unsteady behavior of the partial cavity attached to the foil at different time steps for σ = 0.8 and σ = 0.4. Moreover, this study is focused on cavitation inception, the shape and general behavior of sheet cavitation, lift and drag forces for different cavitation numbers.