旋翼翼型动态失速流场特性PIV试验研究及L-B模型修正

为测量翼型动态失速的非定常涡流场特性,采用3D-PIV 技术,对典型直升机旋翼翼型SC1095 的动态失速流场特性进行测量,发现涡在不同位置处的输运速度不同:位于翼型表面的涡的无量纲速度为0.39,位于尾迹区的涡的无量纲速度为0.55. 利用前缘涡输运速度变化这一特征,改进了经典的翼型动态失速利什曼-贝多斯（Leishman-Beddoes,L-B）模型,将该模型中固定的涡时间常数修正为可以随涡位置变化的时变函数,修正后的模型计算得到翼型法向力峰值相对原L-B 模型提升5%,力矩系数负峰值相对原L-B 模型提升13%,与试验值相比更加吻合,表明修正后的翼型动态失速模型更好地体现了翼型前缘涡的物理特征.      

超临界翼型跨音速特性实验研究

针对新设计的超临界翼型,采用风洞实验方法验证和评估了其气动特性。在增压连续式跨音速风洞(NF-6风洞)开展了超临界翼型跨音速特性的实验研究,验证了该翼型设计的压力分布曲线特点。激波位置和波后压力平台区长度表明设计结果和实验结果基本一致,揭示了超临界翼型跨音速的气动特性;阻力发散马赫数达到期望的设计指标,探讨了雷诺数对该翼型气动特性的影响。最后采用升华法实现了翼型表面流动特性的显示。结果表明转捩点约在16%弦长位置。     

平尾翼型后加载对飞机配平的影响研究

利用MGAERO 软件对搭配不同尾翼模型的某典型布局客机翼身组合体流场进行了计算,研究了平尾翼型后加载对全机配平的影响. 分析表明,采用后加载设计的平尾翼型在配平时升力和阻力损失较小,配合其他手段可以提高全机升阻比,进而改善全机配平后的气动性能. 这一结论从流场计算的角度揭示了客机平尾翼型采用后加载设计这一发展趋势的重要原因.     

UNSTEADY SEPARATION OF FLOW AROUND AIRFOIL WITH LOCAL ELASTIC STRUCTURE

对在低雷诺数下局部弹性翼型绕流中,局部弹性导致的自激振动所产生的复杂非定常流动分离现象和描述方法进行了分析．采用ALE—CBS方法数值模拟了具有可动边界的绕流流场问题,同时采用Galerkin方法求解局部弹性结构的控制方程．着重研究了翼型的局部弹性对流动分离和翼型性能的影响,并分别从Eulerian和Lagrangian的角度分析了局部弹性结构导致的不同非定常分离现象,其中Lagrangian角度可以方便地揭示出局部弹性翼型大幅度提高升力的机理和流动中的能量迁移．结果表明翼型的局部弹性对非定常分离和分离泡的演化过程有着明显的影响,可以使得流体质点由主流获取动量实现再附,并且在一定的攻角下可以将固定分离转变为移动分离,从而明显地提高了翼型的升力．     

不同尾缘改型方式对风力机钝尾缘翼型气动性能的影响

目前风力机钝尾缘翼型改型方式研究不足,据此本文提出三种钝尾缘改型方式并用Xfoil进行了系列计算:(1)改变中弧线两侧的厚度分配比例;(2)改变厚度分布曲线;(3)刚性旋转上下弧线.用第二种方法研究了NREL的$814翼型,此种方法对钝尾缘改型厚的升力系数影响不大,但对阻力系数产生了一些有利影响;其余两种方法研究了NREL的S815翼型,发现改变厚度分配比例可以使工作区发生移动,而刚性旋转上下弧线同样具有提高升力系数的优点.各种增加尾缘厚度的方式都有使工作区偏移的特点.     

振荡射流改善翼型气动性能的实验研究

本文针对采用振荡射流控制流动分离改善大攻角下翼型气动特性的问题,在NACA0015翼型上进行了多种工况的风洞实验。结果表明:在失速攻角附近,振荡射流抑制流动分离提高翼型升力系数的作用十分明显,可将翼型失速攻角推迟2°左右。存在最佳的振荡射流频率段、射流动量范围和射流位置,使得翼型性能的改善最大。实验还得到了振荡射流的频率、动量和施加位置等参数对翼型气动性能的影响规律。     

合成射流对失速状态下翼型大分离流动控制的试验研究

为研究低速状态合成射流在抑制翼型气流分离和推迟失速方面的控制机理, 开展了NACA0021 翼型失速特性射流控制的风洞试验研究. 通过系统性的模型测力、翼型瞬态流场粒子图像测速和边界层速度测定的对比试验, 深入探索了合成射流各参数对翼型失速特性控制效果的影响规律. 试验结果表明射流偏角在翼型升力和失速迎角控制方面的效果对射流动量系数较为敏感: 当动量系数较大时, 近切向射流的控制效果更好. 射流动量系数为0.033 时, 偏角30°的射流使得翼型升力系数峰值提高23.56%, 失速迎角增大5°; 而动量系数较小时, 偏角较大的射流能够获得最佳控制效果. 射流动量系数为0.0026 时, 法向射流对翼型最大升力系数控制效果最好(提高9.2%).      

安装角对旋转翼型结冰分布影响实验研究

为开展风力机叶片翼型在旋转状态下不同安装角表面结冰分布规律的研究,基于自行设计建造的一种利用自然低温的结冰风洞试验系统,完成了对称翼型NACA0018在0°、10°及20°三种安装角下的结冰风洞试验,试验中选取了200 r/min、400 r/min及600 r/min三种转速,选取了6 m/s及8 m/s两种风速,并利用高速摄像机获得了叶片表面的结冰分布,拍摄时间分别设定为15 min、30 min、45 min及60 min。利用前期研究提出的一种不规则冰形评价方法,对不同工况下叶片表面的结冰冰形进行了定量分析,利用相对迎风面与绝对迎风面定性分析了不同安装角对叶片表面的结冰区域的影响。研究结果表明,安装角对叶片表面的结冰分布影响较大,同一工况下不同安装角的叶片表面结冰有较大差异,转速也是影响结冰的关键因素,而风速对结冰分布的影响较小。本研究可为风力机叶片防/除冰技术提供参考。     

横摆振荡翼型动态气动掠效应试验研究

大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出更高要求, 研究翼型横摆振荡动态气动特性具有重要意义. 借助"电子凸轮"技术和动态数据同步采集手段, 针对翼型动态“掠效应”首次开展了横摆振荡风洞试验研究, 研究表明: 横摆振荡翼型的气动曲线存在明显迟滞效应, 吸力面压力周期性波动是主要诱因, 且随着振荡频率、初始迎角和振幅的增大, 气动迟滞特性均增强; 升力和压差阻力随横摆角变化的迟滞回线呈"W"形, 俯仰力矩迟滞回线呈"M"形, 升力差量迟滞回线呈"$\infty$"形; 负行程下翼型气动力相对于正行程下的更高, 且负行程下翼型气动力随振荡频率的增大而略有增大, 正行程下则明显减小; 升力系数功率谱密度分布在振荡频率倍频处的能量集中的幅值随着振荡频率增大有增大趋势; 吸力面1.2%和40%弦长处压力的滞回特性较强, 是由于翼面剪切层涡和动态分离涡周期性发展、运动、破裂和重建; 振幅为$10^{\circ}$时, 升力迟滞曲线呈"$^{\wedge}$"形, 振幅为$30^{\circ}$ 时, 升力迟滞曲线呈"$^{\wedge\wedge\wedge}$"形.      

满足几何守恒律的WENO格式及其应用

对几何守恒律的来源进行了分析,发展了一种满足几何守恒律的WENO格式,并应用于翼型层流分离现象的数值模拟中。为消除网格质量影响,采用守恒型方法计算网格导数,并将标准的WENO格式分解为中心差分部分和数值耗散部分。算例计算结果表明,几何守恒律对高精度有限差分WENO格式计算结果具有重要影响,本文方法能够消除网格导数计算误差,保证来流保持性。将本文方法应用于SD7003翼型层流分离现象的数值模拟中,计算结果与文献中计算及试验数据吻合较好,同时能够精细捕捉小尺度流场结构,准确模拟翼型层流分离现象中的复杂流动过程。