低雷诺数俯仰振荡翼型等离子体流动控制

针对低雷诺数翼型气动性能差的特点, 通过介质阻挡放电(dielectric barrier discharge, DBD)等离子体激励控制的方法, 提高翼型低雷诺数下的气动特性,改善其流场结构. 采用二维准直接数值模拟方法求解非定常不可压Navier-Stokes方程,对具有俯仰运动的NACA0012翼型的低雷诺数流动展开数值模拟.同时将介质阻挡放电激励对流动的作用以彻体力源项的形式加入Navier-Stokes方程,通过数值模拟探究稳态DBD等离子体激励对俯仰振荡NACA0012翼型气动特性和流场特性的影响.为了进行流动控制, 分别在上下表面的前缘和后缘处安装DBD等离子体激励器,并提出四种激励器的开环控制策略,通过对比研究了这些控制策略在不同雷诺数、不同减缩频率以及激励位置下的控制效果.通过流场结构和动态压强分析了等离子体进行流场控制的机理. 结果表明,前缘DBD控制中控制策略B(负攻角时开启上表面激励器,正攻角时开启下表面激励器)效果最好,后缘DBD控制中控制策略C(逆时针旋转时开启上表面激励器,顺时针旋转时开启下表面激励器)效果最好,前缘DBD控制效果会随着减缩频率的增大而下降, 同时会导致阻力增大.而后缘DBD控制可以减小压差阻力, 优于前缘DBD控制,对于计算的所有减缩频率(5.01~11.82)都有较好的增升减阻效果.在不同雷诺数下, DBD控制的增升效果较为稳定, 而减阻效果随着雷诺数的降低而变差,这是由流体黏性效应增强导致的.      

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"∞"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?时,升力迟滞曲线呈"∧"形,振幅为30?时,升力迟滞曲线呈"∧∧∧"形.     

风力机翼型动态失速等离子体流动控制数值研究

针对动态失速引起的风力机翼型气动性能恶化的问题,本文基于动网格和滑移网格技术, 开展了大涡模拟数值计算研究,探索了非定常脉冲等离子体的动态流动控制机理. 结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速, 改善平均和瞬态气动力,减小力矩负峰值和迟滞环面积. 压力分布在等离子体施加范围内出现了负压"凸起",上翼面吸力峰值明显增大.脉冲频率和占空比这两个非定常控制参数对流动控制影响显著,无因次脉冲频率为1.5时等离子体控制效果较好,占空比为0.8时即可接近连续工作模式下的气动收益. 翼型深失速状态,等离子体促使流动分离位置明显向后缘移动, 抵抗了大尺度动态失速涡的发生,分离涡结构破碎耗散、重新附着, 涡流影响范围减小; 浅失速状态,等离子体激励具有较强的剪切层操纵能力, 诱导了翼型边界层提前转捩,促进了与主流的动量掺混. 等离子体气动激励诱导出前缘附近贴体翼面"涡簇",起到了虚拟气动外形的作用.不同尺度、频域的动态涡结构与等离子体气动激励的非线性、强耦合作用导致了气动力/力矩的谐波振荡.      

NUMERICAL STUDY ON DYNAMIC STALL FLOW CONTROL FOR WIND TURBINE AIRFOIL USING PLASMA ACTUATOR 1)

针对动态失速引起的风力机翼型气动性能恶化的问题,本文基于动网格和滑移网格技术, 开展了大涡模拟数值计算研究,探索了非定常脉冲等离子体的动态流动控制机理. 结果表明,等离子体气动激励能够有效控制翼型动态失速, 改善平均和瞬态气动力,减小力矩负峰值和迟滞环面积. 压力分布在等离子体施加范围内出现了负压"凸起",上翼面吸力峰值明显增大.脉冲频率和占空比这两个非定常控制参数对流动控制影响显著,无因次脉冲频率为1.5时等离子体控制效果较好,占空比为0.8时即可接近连续工作模式下的气动收益. 翼型深失速状态,等离子体促使流动分离位置明显向后缘移动, 抵抗了大尺度动态失速涡的发生,分离涡结构破碎耗散、重新附着, 涡流影响范围减小; 浅失速状态,等离子体激励具有较强的剪切层操纵能力, 诱导了翼型边界层提前转捩,促进了与主流的动量掺混. 等离子体气动激励诱导出前缘附近贴体翼面"涡簇",起到了虚拟气动外形的作用.不同尺度、频域的动态涡结构与等离子体气动激励的非线性、强耦合作用导致了气动力/力矩的谐波振荡.     

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.      

弹性振动对翼型气动特性影响的数值模拟

通过求解雷诺平均非定常Navier-Stokes方程,采用数值模拟方法计算了俯仰和沉浮振动对NACA0012翼型平均气动特性的影响.结果表明:对于俯仰运动而言,在迎角13α≤时的升力°和力矩曲线的线性段部分,振幅角的变化对动态平均升力系数和动态平均力矩系数的影响不明显,与静态时的情况基本一致;当迎角14α≥时,翼型振动的平均升力系数和动态平均力矩系数小°于静态时的情况.同一迎角条件下的俯仰振动频率越高时,其动态的平均升力系数和动态平均力矩系数越大,频率较高时的失速迎角相对于频率较低时的情况有所推迟,但相对于静态的失速迎角而言,不同频率下的动态失速迎角均提前.对于沉浮运动而言,动态平均升力系数随振幅和频率的增加而减小,动态失速迎角随振幅和频率的增大而提前.     

带涡襟翼翼型流场的数值模拟

以数值计算为手段,分析了带涡襟翼的翼型的流场特性,分别对迎角及扰流板偏角对翼型气动性能的影响做了分析。结果表明,在小迎角来流情况下,保持迎角不变,涡襟翼偏转角度越大,升力越小,阻力越大,呈现较好的线性关系。在大迎角情况下,绕翼型的流动发生分离,通过适当控制涡襟翼的偏转角度,能够有效的改善翼型的失速特性,从而达到流动控制的目的,迎角越大,涡襟翼所需偏转的角度越大。     

基于涡流发生器的翼型失速流动控制及雷诺数效应影响研究

针对所设计的三角形涡流发生器开展用于翼型失速流动控制的风洞实验研究,重点讨论涡流发生器几何参数、方向角、安装位置及实验雷诺数等因素对翼型失速流动控制的影响。实验结果表明:涡流发生器作用下,在干净翼失速迎角后能够形成一个升力几乎不随迎角变化的相对稳定的高升力状态,抑制了失速流动的发生,与此同时阻力大幅下降;本文所设计的涡流发生器方向角过大时会削弱翼型失速流动控制的效果;同一涡流发生器作用下雷诺数过大其失速流动控制效果会急剧恶化,第一种涡流发生器控制翼型失速的雷诺数有效范围略宽于第二种涡流发生器。     

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.      

PIV EXPERIMENTS ON FLOWFIELD CHARACTERISTICS OF ROTOR AIRFOIL DYNAMIC STALL AND MODIFICATIONS OF L-B MODEL

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.     

多段翼型缝翼流动速度的定常和非定常特性研究

用热线风速仪研究多段翼型前缘缝翼在不同条件下流动速度的定常性和非定常性。结合多段翼型定常流动Navier-Stokes方程数值模拟的结果,分析了迎角、后缘襟翼参数(偏角、缝道宽度、搭接量)对缝翼定常和非定常流动速度的影响规律。研究结果表明:在缝翼后缘处,流动分为缝道加速流动区、缝翼尾流区、缝翼上表面以上的主流区;缝翼尾流区流动速度非定常性主要表现在中低频率范围(2k Hz以下),而缝道加速流动区和缝翼上表面以上的主流区流动非定常性常表现出高频特性(2k Hz以上);在失速前随迎角增加,或者当襟翼偏角从20°向30°增加时,缝道流动加速,槽区涡减小;缝翼槽区涡形成和振荡是中低频率范围流动非定常性的机理,而缝翼鼻尖脱落涡是缝翼槽区涡振荡的激励因素。     

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%).      

低雷诺数下柔性翼型气动性能分析

基于流固耦合方法对吸力面5%至95%弦长处为三段柔性结构的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟,研究了不同弹性模量下柔性翼型的气动性能和结构响应.结果表明:在大攻角下,翼面变形影响着翼型表面的非定常流场,起到延缓失速和提高升力的作用;失速后柔性翼的升力系数下降得较为缓慢,且柔性越大,升力系数下降得越平缓;适当减小弹性模量能够提高翼型的气动性能,然而弹性模量过小反而不利于翼型气动性能的提升,并且翼面会产生大幅度的振动.     

等速上仰翼型动态失速现象研究

翼型大迎角绕流的静态失速将造成升力突降和气动性能急剧恶化，但利用非定常运动所产生 的动态失速效应，可以大大地延缓气流分离和失速现象的发生. 采用Rogers发 展的双时间步Roe格式，求解拟压缩性修正不可压N-S方程. 数值模拟了低雷诺数 ($Re=4.8 \times 10^{4}$)条件下NACA0015翼型作等速上仰($\alpha =0^{\circ} \sim 60^{\circ}$)的动态失速过程，同Walker的试验结果比 较，验证了计算结果的正确性. 研究了该过程中主涡、二次涡和三次涡的发展，升 力系数随攻角变化，以及不同上仰速度对动态失速效应所造成的影响.     

风力机叶片翼型动态试验技术研究

风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行, 以前对许多动态问题不清楚的阶段, 工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计, 通常忽略横摆振荡的影响; 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了更高要求, 研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义. 本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究, 采用“电子凸轮”技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化, 基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量, 实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集, 分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究, 试验结果准度较高、规律合理; 分析了动态试验洞壁干扰影响机制. 研究表明, 横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应; 随着振荡频率升高, 翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强; 翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟; 洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大; 建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑.      

风力机叶片翼型动态试验技术研究

风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行,以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计,通常忽略横摆振荡的影响;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了更高要求,研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义.本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究,采用"电子凸轮"技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化,基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量,实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集,分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究,试验结果准度较高、规律合理;分析了动态试验洞壁干扰影响机制.研究表明,横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应;随着振荡频率升高,翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强;翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟;洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大;建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑.     

基于动网格技术的柔性后缘自适应机翼气动特性分析

研究了带柔性后缘的可变弯度自适应机翼在自适应变弯度过程中的气动特性.自适应变弯度过程中的气动力计算采用了基于弹簧理论的非结构动网格技术,求解NS方程时采用有限体积的二阶迎风格式离散,时间推进为隐格式双时间推进方法.通过计算柔性后缘机翼的升力特性、阻力特性及升阻比特性,并与带刚性后缘机翼的气动特性进行比较,发现柔性后缘机翼在后缘偏转时,其最大升阻比对应的迎角随着偏转角增大而降低.在中等迎角及接近失速迎角情况下,柔性后缘机翼升力系数明显优于刚性后缘机翼,并且其升力线变化较为平缓,有效迎角范围更大.     

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．     

局部弹性翼型非定常分离的动力学特性

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.      

EXPERIMENTAL INVESTIGATION ON LIFT INCREMENT OF A PLASMA CIRCULATION CONTROL AIRFOIL

利用等离子体激励器发展了新型的环量增升技术,并对二维NACA0012翼型绕流实施控制。由于NACA0012翼型为尖后缘构型,环量增升装置由2个非对称型介质阻挡放电等离子体激励器构成。一个等离子体激励器贴附于翼型吸力面靠近后缘处,其诱导的壁面射流沿来流方向指向下游;另一个等离子体激励器贴附于翼型压力面靠近后缘处,其诱导的壁面射流与来流方向相反指向上游。在风洞中通过时间解析二维PIV系统对翼型绕流流场进行了测量,基于翼型弦长的雷诺数Re=20 000。结果表明在等离子体激励器的控制下,翼型压力面靠近后缘处可以形成一个定常回流区,从而起到虚拟气动外形的作用,因此翼型吸力面的流场得到加速,压力面的流场得到减速,使得翼型压力面的吸力以及压力面的压力都得到增加,进而增加了翼型的环量。风洞天平测力实验进一步验证了该环量增升技术的有效性。在整个攻角范围内,施加控制的翼型的升力系数相比没有控制的工况有明显的提高。