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研究了两种改善风力机叶型气动性能的流动控制技术,分别对风力机专用S809翼型和较大升阻比的FX 60-100翼型进行应用研究.首先,通过在叶型前缘加装流动偏转器,研究流动偏转器对叶型流动分离的控制效果.并采用多岛基因算法,对流动偏转器进行多参数优化.结果表明:流动偏转器可以有效控制叶型的失速特性,推迟失速攻角和增加升力;基因优化算法能更大地提升流动偏转器的控制效果.其次,基于对风力机叶尖旋涡和尾涡特征以及叶片表面压力分布的分析,在叶片尖部加装不同倾斜角的旋涡扩散器控制叶尖涡.结果表明:涡扩散器能够提高叶尖涡涡核的总压,削弱其旋涡强度,使风力机尾流旋涡耗散更快,从而可以减小噪声,提高叶片效率. 相似文献
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开孔方法是一种简单的流动被动控制方法.为找到一种有效降低桨涡干扰效应的被动控制方法,以NACA 0012翼型作为研究对象,建立了4种前缘开孔的模型.在不同来流速度、涡的强度和干扰距离条件下,对4种前缘开孔模型和无孔的基准翼型进行了二维平行桨涡干扰(翼涡干扰)数值模拟,对比了升力系数的变化.结果表明:前缘开孔可以降低翼涡干扰效应,但对翼型升力系数有一定的影响;宽度为2.5%弦长的直孔能在翼型升力系数损失较小的情况下有效地降低翼涡干扰效应,且适用范围较广. 相似文献
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用DES分离涡方法数值模拟串列双圆柱绕流问题 总被引:3,自引:0,他引:3
主要开发了SST-DES和SST-DDES两种分离涡方法,并集成到基于开源代码平台Open-FOAM开发的CFD求解器naoe-FOAM-SJTU中.选用高Reynolds(雷诺)数下串列双圆柱绕流问题作为标准算例来验证所开发的分离涡方法.该标准算例此前在美国国家航空航天局兰利研究中心的两个不同风洞做过物理试验.该研究将数值模拟得到的时均流场信息和一些其他物理量同物理试验结果比较,同时讨论分析了三维瞬态流场结构.结果表明该文开发的SST-DES和SST-DDES分离涡方法能够解决高Reynolds数下有大量流动分离的复杂流动问题. 相似文献
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三维动态失速模型研究 总被引:3,自引:0,他引:3
研究了一个等速上扬的三维直机翼的动态失速过程,并对失速现象的产生机理及发展过程给出定性的分析.通过与二维情况的对比,重点考察了三维情况下动态失速涡的产生、发展及在物面上的移动对失速性能的影响.在加深了对三维动态失速原理理解的基础上,建立了三维的动态失速模型,能较好地模拟三维动态失速下机翼的气动性能. 相似文献
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讨论了一类Beltrami流动的n阶球涡(非轴对称及轴对称)的张量表示及由此引出的对其的分类和对称性的研究,还进一步地讨论了单个此类非轴对称n阶球涡解的混沌现象;从另一侧面说明了非轴对称Beltrami流动的球涡解的复杂性及多样性,以及用张量表示的更广泛的内涵。 相似文献
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本文用摄动法详细研究了非均匀流动中涡、声、热运动模式的划分及其相互作用问题,特别讨论了剪切流情形,得到的各阶摄动方程和声、涡运动方程具有清晰的物理含义。在此基础上着重探讨了声、涡一阶作用以及二阶涡的生成,由此解释了声学控制流动中的部分实验现象。 相似文献
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针对总体内不同阶层随机流动的变化过程,分析了阶层结构的随机性质,利用马尔科夫方法建立了多次流动下阶层结构变化趋势的预测模型,并展示了模型应用的良好效果。研究结果为劳动力市场人才流动、城乡二元人口流动、社会经济阶层流动等问题的研究,提供了一种有效的思路和方法。 相似文献
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方柱/板结合部马蹄涡流动结构的动力学模态分解 总被引:1,自引:0,他引:1
方柱/板结合部区域的马蹄涡系统存在多频流动现象.为了研究各频率所对应的振荡规律及其潜在的动力学信息,对方柱/板结合部处于周期振荡流动状态的马蹄涡系流动结构进行数值模拟,发现处于周期振荡流动状态的马蹄涡系为倍频流动现象.运用动力学模态分解(DMD)技术对方柱体上游对称面上的速度场进行模态分解,将所得到的第1、2、3阶模态分别叠加到平均流模态进行模态重构并在时域上进行推进演化分析.结果表明:周期振荡马蹄涡系以不同尺度马蹄涡间的相互卷并为主,发现了马蹄涡间不同的卷并方式. 相似文献
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与固定翼相比,在低速、小Reynolds数条件下,扑翼飞行具有显著的气动性能优势,受到越来越多的重视。然而,目前对扑翼翼型的研究以刚性翼型为主,对柔性翼型气动性能认识还不清楚。该文建立了柔性椭圆翼型的流固耦合仿真模型,分析了不同风速、迎角下柔性椭圆翼型的周围流场、变形以及气动性能。仿真结果表明,较刚性翼型,柔性翼型延缓了尾涡脱落时间,有效降低升力扰动振荡频率;柔性翼型显著抑制了尾流流场的扰动,降低升力扰动振荡幅值,合适的弹性模量翼型使得扰动振荡完全消除。研究结果可为软飞行器气动设计提供参考。 相似文献
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来流湍流干扰噪声在风力机叶片气动总噪声级中占有重要地位.选取圆柱/翼型干涉模型从实验和数值两方面研究此类干涉发声现象.实验中通过对翼型表面非定常载荷的测量,重点研究了圆柱位置和翼型攻角的影响,选取的翼型包括两个NACA系列翼型(NACA0012和NACA0018)和两个风力机翼型(s809和s825),同时利用PIV(particle image velocimetry)技术对低攻角状态下翼型的前缘流场进行了研究.实验结果表明翼型表面非定常压力与圆柱涡脱落存在一定相关性.与此同时采用非定常Reynolds平均(URANS)方法对圆柱/NACA0012翼型的干涉流场进行了非定常数值模拟,并将得到的翼型表面压力频谱与实验结果进行了对比. 相似文献
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高阶球形涡的一般性质及三阶球形涡的混沌现象 总被引:1,自引:1,他引:0
讨论了n阶球形涡的一般性质,找到了一族分布在同心球面上的周期轨道的代数表达式,讨论了不动点的分布和流动的对称性。对叠加的三阶球形涡进行了数值计算,结果表明:在Poincare截面上,伴随着岛形规则区,出现了不同程度的浑沌(Lagrange湍流)区,观察到了并分析了规则区和浑沌区随特征参数的变化而出现的一些有趣的现象。 相似文献
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发展了一种适用于二元翼型试验洞壁干扰特性的评估和修正方法.基于Prandtl-Glauert速度势方程和布置在模型及洞壁表面的线性涡,采用迭代方法计算了风洞孔壁对翼型表面压力分布特性的影响,分析了不同孔壁透气特性参数的影响规律和量值,利用与国外参考结果及风洞试验结果的对比确定了该方法的准确性.结果表明,孔壁对翼型绕流的影响主要反映在上翼面吸力峰和最大厚度位置之间,使压力系数减小,积分后的升力系数降低,且随着孔壁透气特性参数的增大,洞壁干扰由实壁特性向开口特性发展,洞壁干扰、影响量急剧增大.与传统方法相比,该方法计算快速,结果可靠,同时具备试验前评估的能力,可用于亚临界范围内翼型表面压力的快速估算,以及翼型试验的洞壁干扰修正. 相似文献
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研究了Mach数为2时,流场不同块结构自适应网格加密精度对探测器-刚性盘-缝-带型降落伞系统的气动减速性能以及流场结构特性的影响.对于非定常可压缩流体流动,采用了兼顾激波与湍流的WENO(weighted essentially non-oscillatory)和TCD(tuned center difference)混合计算格式以及拉伸涡亚格子模型的大涡模拟方法.结果表明:在较低的流场块结构自适应网格分辨率下,是难以准确模拟计算降落伞系统重要的气动阻力系数和捕捉流场流动特征细节的.随后验证了流场自适应网格的收敛性. 相似文献
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圆柱振荡绕流的三维不稳定性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
通过数值求解三维不可压缩Navier-Stokes方程,研究了振荡圆柱绕流的旋涡不稳定性.研究表明,在一定的参数范围内,由于旋涡不稳定性,振荡流动由二维演化成三维流动,并沿圆柱轴向形成交错排列的三维涡结构.数值计算合理地预测了三维涡结构的空间失稳波长,并与实验测试值相符很好.文中还进一步研究了圆柱的受力特性,通过求解Morison方程,计算了圆柱的阻力和惯性力特性,其计算结果与已有的实验数据相吻合. 相似文献
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