表面浅凹槽对NACA翼型叶片气动特性影响的研究

在小型风力机叶片表面设置浅凹槽可以实现对叶片周围流场的被动控制,以改善叶片的气动性能。文章对表面不同位置设置浅凹槽的NACA叶片在均匀流场中的表现进行了数值模拟,考察了前凹槽位置对叶片升阻比的影响。研究表明:随着攻角增大,在叶片上表面靠近尾部位置的流体发生分离;在叶片前缘下表面设置凹槽可以减小尾部流体分离的区域,使得后缘的分离泡明显消失,然而,叶片前缘附近的速度梯度增大;当攻角α=2°时带凹槽叶片的最大升阻比达到最大值,为109.5,比未设置凹槽叶片提升了13.8%;研究结果可为小型风力机NACA叶片设计提供有价值的参考。

翼型前缘腐蚀对气动噪声的影响

针对风力机叶片前缘区域腐蚀问题,以工程现场腐蚀叶片作为参考,建立3种不同腐蚀长度的翼型,通过LES方法和FW-H声学模型研究不同腐蚀长度对翼型气动噪声的影响。结果表明:风速为24 m/s时,在低频区域,原始翼型的气动噪声声压级最大,腐蚀翼型声压级最小;在中高频区域,腐蚀翼型噪声声压级最大,原始翼型声压级最小;不同来流速度均对气动噪声声压级大小产生影响。研究结果可为实际工程应用中风力机降噪提供参考。

NACA0012翼型低雷诺数绕流的实验研究

通过水槽氢气泡流动显示和PIV测速实验研究了NACA0012翼型在雷诺数为8200时的流动特性,重点关注了翼型绕流结构随迎角的变化。研究发现:分离点和分离剪切层形成旋涡的位置随迎角的增大而向上游移动,同时翼型上表面流动分离后形成的回流区尺寸随着翼型迎角的增加而增大。当流动再附于翼型上表面时,在再附点附近能够观测到展向涡的三维演化过程,并能观测到展向涡的局部配对现象。

矿用轴流通风机NACA翼型仿真试验

研究了NACA(美国国家航空咨询委员会)0012翼型在矿用轴流通风机上的应用,采用该翼型设计了一台矿用轴流通风机,运用Fluent软件对通风机整机内部流场进行仿真,模拟出叶轮上的静压力分布和整机流场流线分布。根据仿真结果得到:通风机反转后流场内压力参数变化不大,流场内旋流数目增加0.12,反风风量达到正常风量的64%,符合我国《煤矿安全规程》有关规定,证明了NACA0012翼型在矿用轴流通风机设计中的适用性。

符合NACA翼型特征的液力变矩器叶片厚度设计

针对变矩器常用的基于等倾角射影定理的叶片厚度设计方法(简称为等倾角射影法)带来的叶片三维形态连续性差,以及变矩器效率和能容低下问题,提出符合美国国家航空咨询委员会(National Advisory Committee for Aeronautics,NACA)翼型特征的液力变矩器叶片厚度设计方法。通过定义NACA翼型函数的分段约束,使其符合液力变矩器的流固耦合要求,实现变矩器翼型函数系数的确定。根据翼型函数及直纹曲面规则分别得出叶片厚度值与法向加厚方向,从而得出液力变矩器叶片厚度矢量,实现叶片厚度的设计(简称法向加厚法)。以某型号双涡轮液力变矩器为参照对象,分别利用本方法与等倾角射影法建立模型,对比CFD仿真结果与台架试验结果可知,利用该方法有效地减少了叶片设计参数,设计出的水滴状叶片能够提高变矩器的效率,实现叶片的自动化设计。

NACA00系列翼型的VAWT效能影响因素分析

采用滑移网格技术对不同参数下的小型垂直轴叶轮瞬态流场进行了数值计算,着重研究了不同安装角、翼型、叶片弦长、叶片数对叶轮功率的影响,得出不同转速下使叶轮获得最大功率的最佳翼型、叶片安装角、弦长和叶片数,并通过吹风实验验证了最佳叶片数和最佳弦长时的垂直轴风力机具有较优的气动性能。

移动壁面控制NACA0015翼型气动性能的数值研究

通过对移动壁面的作用原理进行分析,建立了一类可用于移动壁面模拟的广义滑移壁面模型,依此建立了移动壁面的准定常数值模拟方法。数值研究了移动壁面对来流速度为40 m/s的低速NACA0015翼型在临界攻角状态(11°)气动性能影响,其中,移动壁面机构为放置在翼型前缘和背风面的两个转动圆柱。计算研究结果表明,在临界攻角状态,移动壁面对翼型气动性能产生显著的主动和被动控制效果,即:通过显性引入移动壁面,将使基本翼型在临界状态的气动性能变差,但通过移动壁面的运动,并采用恰当的控制策略,将对气动性能产生明显的补偿,抑制边界层的发展,延缓分离;控制圆柱的安装位置、转动方向及转动速率是影响流动控制效果的关键因素。

振动NACA0012翼型的移动网格数值模拟

利用流体力学方程的积分形式给出非结构移动网格上离散格式,利用自适应移动网格方法移动网格,进而得到网格速度.对振动Naca0012翼型问题,分三种类型确定网格速度,再结合Riemann问题的解法器构造数值通量,得到移动网格单元上新的物理量.数值实验表明这种格式同时具有高效、高分辨率的特点.

数值分析雷诺数对NACA0012翼型流动的影响

利用数值模拟手段分析了雷诺数对二维NACA0012翼型跨声速流动的影响。在相同的马赫数和攻角条件下,数值模拟了不同雷诺数下NACA0012翼型的粘性绕流。分析对比所得计算结果,发现随着雷诺数的提高,上翼面处激波变强且位置后移,且都存在激波诱导的涡;下翼面的压力分布所受影响较小。

局部微通道对NACA翼型空化的抑制

为了探索主动抑制空化方法,降低空化对近壁面空蚀,减少空化诱导的结构振动,在NACA0012翼型易发生空化区域设计了局部微通道,并对微通道尺寸的大小、位置对翼型空化的影响进行了研究。研究结论表明:含有局部微通道的翼型可以有效抑制空化的产生和发展,降低空化发生的规模;微通道的孔径与抑制空化的范围成正比,开孔会明显影响翼型开孔侧的压力分布。综合对比发现0.05c处采用直径为6 mm的微通道对空化的抑制效果最为显著,同时该翼型的湍动能与原翼型相比没有变化。这种抑制空化方法与策略,对其他类型流体机械的抑制空化具有很好的参考价值。

周期激励下NACA 0012翼型单自由度失速颤振研究

为了深入理解以周期变距为激励的失速颤振特性,通过弹性机构输入周期变化角度,进而控制NACA0012翼型攻角变化的实验装置,探究弹性约束下翼型攻角的变化规律以及有/无弹性约束时气动力对翼型做功的差异.实验结果表明:攻角的变化规律在不同驱动频率和扭转刚度下表现出4种特殊形态;翼型攻角的变化主频与驱动频率一致,并出现攻角的两周期振动,此时自然频率与驱动频率之比接近π/2.进一步分析气动力对翼型的能量传递,发现周期变距激励的失速颤振与无激励输入颤振有显著差异,分析表明气动力即使在一个周期内做负功,仍可能改变弹性结构的能量传递而使振动幅度增加.

翼型附体与平板交接部流场分析

随着计算机技术的迅猛发展,数值计算方法逐渐成为研究船舶和潜艇流场的有效方法。本文以NACA0020翼型附体与平板主体相交接为研究对象,利用有限体积法离散求解κ-ε湍流模型计算雷诺数Re=2×105时的粘性流场,对交接部的流场进行了详细分析,捕捉马蹄涡的形成和发展,分析了平板壁面和机翼表面的压力及剪切应力分布,与实验结果的对比表明计算结果是可靠的。文中提出的方法对于潜艇艇型优化、减小流噪声都具有非常重要的意义。

仿生水翼结构对空化抑制效果影响的数值分析

空化对流体机械表面造成高频脉动冲击,使其动力性能下降.为提高水翼的抗空化性能,研究水翼表面仿生结构参数对空化抑制效果的影响.采用SST-TM湍流模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,对不同参数仿生结构水翼的空化流场和水动力学特性进行了数值模拟研究.探究仿生结构的弦向位置、宽度、角度对空化效果的影响,初步揭示空化抑制机理.结果表明:当仿生结构的弦向位置为L=0.3 C、宽度为b=0.15δmax、角度为θ=14°时抑制效果最明显,与原型水翼相比空泡数减少24%,水翼振动频率减小23%,升阻比提高4.73%,回射流厚度和强度明显减弱;随着仿生结构接近尾缘,吸力侧上的空化区先减小后增大,在空化充分发展的空腔末端设置仿生结构抑制效果最明显;存在最佳宽度参数使空泡体积数最少,最小压力系数增大明显,升阻比最大;仿生结构角度的增大能更好地增大水翼近壁面压力,同时也会引起旋涡的生成,加剧流场的不稳定性.

S系列新翼型风力机叶尖近尾迹区域流场数值计算与分析

以S系列新翼型为例,针对设计风速最佳攻角含有叶尖涡的复杂流动,提出一种采用分区域过渡层网格的方法来改善叶尖涡模拟的新网格生成策略。这种利用过渡层网格从叶片的贴体网格区域向中部加密网格区域中捕捉叶尖涡形成的位置和大小,通过控制网格梯度变化能获得高精度计算结果。数值计算和分析表明:该网格能合理捕捉到S系列新翼型叶尖涡的细节变化信息以及叶轮表面压力分布的细节变化特性,发现了风力机叶尖涡在初期向内迁移的现象。证明该网格生成策略合理有效。

高雷诺数下二维翼型绕流气动特性数值分析

采用不同湍流模型,对NACA0012翼型,在不同迎角和不同高马赫数下的绕流流场进行数值模拟;通过与风洞实验对比,评估了S-A模型,Realizable k-ε模型和k-ωSST模型对高雷诺数绕流流场数值模拟的准确性;并运用Realizable k-ε模型精确模拟并分析了二维翼型绕流流场的跨音速特性,为理论分析及工程设计提供参考。

风力机振荡翼型动态失速特性的CFD研究

为采用CFD方法研究风力机振荡翼型出现的流动动态失速现象,首先依据实验结果,对比分析了Baldwin-Lomax、Johnson-King、K-ωSST、S-A和K-ω5种紊流模型计算结果,结果表明:K-ωSST模型由于考虑到分离流动的非平衡作用,针对动态失速的计算精度较高。通过对NACA0012翼型振荡运动的流场进行计算,详细分析了振荡运动过程中翼型表面分离涡的形成、放大直至造成翼型失速以及失速区涡结构。

Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟

首先基于湍流模型对数值计算结果的影响,分别采用Spalart-Allmaras(S-A)和SST k-ω两种湍流模型对NA-CA0015翼型原型进行数值模拟,对比后选用了更为合适本算例的S-A湍流模型。然后对添加不同高度Gurney襟翼的NACA0015翼型改型进行数值模拟,高度分别为1%c、2%c和4%c(c为翼型弦长),厚度为2mm。结果表明,带有Gur-ney襟翼的翼型升力系数及升阻比均比原型有显著增加,并且明显改善了压力面和吸力面压力分布,在襟翼高度为2%翼型弦长时,可达到稳态下最佳升阻比的输出效果。

非定常自由来流对二维翼型气动特性的影响研究

利用计算软件和实验测量方法,研究了非定常自由来流对静态二维翼型气动特性的影响,分析研究了来流速度脉动频率变化对气动特性产生的作用。结果表明,来流速度以短周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而增加;来流速度以长周期脉动时,升力系数随来流速度的减小而减小。分析表明这与前缘分离涡在翼面上的传递过程有关。又利用二维翼型动态实验台,研究了非定常自由来流对做动态运动的二维翼型气动特性的影响,结果表明,来流风速的脉动使升力系数的迟滞包线进一步扩大,最大升力系数增加。

近自由表面翼型尾流速度场的PIV测量及POD分析

翼型的流场结构对地效飞行器气动特性有着重要影响,针对这一问题,该文介绍了在风浪槽中进行的近自由表面翼型的流场PIV试验测量及其试验结果。实验分别测量了翼型与自由表面不同间距的多种工况下,零攻角NACA0012翼型尾流速度场随时间的演化过程,并将同一间隙条件下连续采集的瞬态速度场结果进行时均统计分析,获得了尾流的时均速度场等信息,用于对比分析翼型与自由表面不同间隙时的流场结构特征。实验结果表明,随着翼型与自由表面间距的不同,翼型尾流场的流动结构和气流在翼型表面的分离特性发生明显的变化,进而可能引起作用于翼型的气动力的变化。而后将本征正交分解POD(Proper Orthogonal Decomposition)方法应用于PIV瞬态速度场的后处理,研究分析了翼型尾流各本征模态下的湍流结构。结果显示低阶本征模态中存在明显的相干结构,且大尺度的流动结构与流场中绝大部分的能量分布直接相关,而高阶本征模态代表了流动的小尺度结构。

自由表面对小攻角翼型流动分离特性的影响

该文介绍了在实验段为1.7m×0.4m×0.4m的小型风浪槽中进行的自由表面附近,小攻角翼型流场分离特性的PIV实验结果。实验测量了NACA0012翼型在10°攻角下与自由表面多种不同间距时,翼面附近速度场,而后将各间距下连续采集的约500副瞬态流场结果进行统计分析,获得了翼面时均速度场等信息,讨论了时均流场结构和速度分布随翼型与水面间距的变化规律及水面对翼面流场分离特性的影响。实验的雷诺数Re=5.7×104。实验结果表明,随着翼型与自由表面间距的不同,翼型表面流动结构和气流在翼型表面的分离结构发生明显的变化,其明显的变化特征为,随着翼型从无水面干扰的工况向水面接近的过程中,上表面的分离先逐渐增强,而后被抑制,该流动演化特性进而可引起作用于翼型的气动特性的变化。