大型低速二元风洞侧壁边界层控制及对单段翼型实验结果的影响

本文简述了ＮＦ－３风洞二元实验段侧壁边界层吹除控制系统及具有吹气的模型实验方法，给出了不同吹气系数对风洞边界层的控制效果以及对相对厚度为７％的单段翼型实验结果的影响。初步实验研究结果表明，该控制系统能有效地改善风洞侧壁边界层的流动状态，减小侧壁干扰，改善翼型实验中的二元流动特性     

无网格算法在多段翼型流动计算中的应用

研究了一种求解欧拉方程的无网格算法，发展出了一套布点及点云自动生成的方法；在点云离散的基础上，采用最小二乘法求解矛盾方程的方法来求取空间导数，进而获得数值通量；采用四步龙格-库塔方法进行时间推进，并引入当地时间步长和残值光顺等加速收敛措施。通过对NA-CA0012翼型的跨音速流动和多段翼型复杂绕流的数值模拟，验证了上述无网格算法的正确性和实用性。     

用间接边界元方法求解不可压缩孤立翼型绕流的一种库塔条件处理方法

本文对不可压二维翼型势流绕流的边界元法求解作了分析,在对基本方程与边界条件进行数值离散化时,将库塔条件代入基本方程。按本方法编制的计算机程序对若干算例进行了验算。结果表明,本文提出的方法是可靠的,该法计算简捷、方便,占用计算机内存少,具有实用意义。     

Robust airfoil optimization based on improved particle swarm optimization method

A robust airfoil optimization platform is constructed based on the modified particle swarm optimization method (i.e., the second-order oscillating particle swarm method), which consists of an efficient optimization algorithm, a precise aerodynamic analysis program, a high accuracy surrogate model, and a classical airfoil parametric method. There are two improvements for the modified particle swarm method compared with the standard particle swarm method. First, the particle velocity is represented by the combination of the particle position and the variation of position, which makes the particle swarm algorithm a second-order precision method with respect to the particle position. Second, for the sake of adding diversity to the swarm and enlarging the parameter searching domain to improve the global convergence performance of the algorithm, an oscillating term is introduced to the update formula of the particle velocity. At last, taking two airfoils as examples, the aerodynamic shapes are optimized on this optimization platform. It is shown from the optimization results that the aerodynamic characteristic of the airfoils is greatly improved in a broad design range.     

翼型、机翼非定常运动模式下动态数值模拟

基于RANS方程,通过刚性动网格技术实现对翼型和机翼典型运动模式的描述,采用双时间推进方法和Roe空间离散格式对流场求解,构建了一个非定常气动计算平台;以NACA0012翼型为算倒进行了动态数值模拟可信度验证。数值模拟结果与试验数据吻合较好,升力和俯仰力矩的最大计算误差分别为3％和10％,表明了该平台的可靠性。另外,还数值模拟了M6机翼的动态非定常流场,并分析了两种湍流模型对非定常流场激波的捕捉能力。结果表明非定常流动中S-A湍流模型对激波的捕捉较B-L模型更敏感。文中开发的非定常计算平台对进一步解决三维复杂流场的流动问题有很高的工程应用价值。     

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....     

等厚薄板翼型的气动力特性研究

本文从吹风实验及数据分析两方面来研究等厚薄板翼型的气动力特性。在实验中对单园弧、双圆弧、抛物线三种类型的薄板翼型进行了孤立翼型的吹风试验，得出了各翼型升力系数，阻力系数随冲角变化的结果。然后利用非交错网格下的ＳＩＭＰＬＥ方法，计算了等厚薄板翼型流场，计算结果和实验结果吻合较好。     

运动表面风力机翼型的气动性能研究

本文通过数值模拟,研究了S809翼型表面沿切向顺时针方向速度运动时的气动性能.从计算结果看出,翼型表面运动能有效抑制或延缓大攻角流动分离,改善翼型的气动性能。在此基础上,为了仅考虑表面的运动效应,消除翼型几何外形对升阻力系数的影响,本文还研究了皮带轮翼型(由大小两个圆柱驱动的皮带轮)的气动特性。计算结果进一步表明,表面运动能有效地抑制翼型吸力面发生大规模流动分离,并可极大地增加翼型升力系数。     

仿长耳鸮翼型的参数化研究

以长耳鸮翼型为仿生原型,采用逆向工程方法提取鸮翼翼型下表面特征点并利用B样条曲线进行拟合建立鸮翼仿生重构模型。通过数值求解耦合Langtry-Menter SST模型的雷诺时均Navier-Stokes方程,研究了仿生翼型的前缘弧线曲率、前缘厚度、前端倾角、翼型中部下表面曲率以及尾部厚度等参数对翼型升阻比的影响,获得了一种能有效抑制大攻角下流动分离发生的仿生翼型。正交试验结果表明:翼型前缘厚度对仿生翼型的升阻比影响最大,随着翼型前缘厚度的减少,翼型升阻比增加;翼型下表面中部曲率和翼型尾部厚度均存在最优值使仿生翼型升阻比最大。     

水平轴风力机专用翼型性能评估方法

本文提出了风力机翼型完整的性能参数体系和相应的评估方法,并以此评估了CAS-W1翼型与DU翼型的性能特征。对翼型性能的评估侧重于失速特性、非设计点特性和翼型气动性能的稳定性。评估结果表明,相对于DU翼型,CAS-W1翼型系列设计点性能和非设计点性能较好,但是失速特性和性能稳定性需要优化。