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。     

基于微沟槽表面海流发电叶片翼型降噪特性研究

为解决海流能发电叶片流噪声较为严重这一问题,通过构造微沟槽表面的海流发电叶片翼型,采用大涡模拟与FW-H方程声类比相结合的方法,对试验测试样机叶片翼型的流噪声特性进行了研究。结果表明:数值计算结果与试验测量结果较为吻合;不同结构参数h和N的微沟槽结构对于翼型绕流噪声的影响均不同,最佳的结构参数为h=0.15 mm和N=33;微沟槽表面改善翼型流噪声机理在于微沟槽凹槽的内部产生了二次旋涡,改善微沟槽处翼型表面的流动情况,使翼型产生显著的减阻增升效果,达到微沟槽表面翼型降噪的目的,因此提出的微沟槽表面的方案对于抑制翼型流噪声具有一定的参考价值。     

波状前缘对风力机翼型失速性能影响数值分析

为研究仿生波状前缘对翼型失速性能的影响,本文采用S-A湍流模型,对风力机翼型NACA634-021(光滑前缘)以及对应的正弦波状前缘仿生翼型的绕流流场进行了数值模拟。结果表明,光滑翼型在20°攻角附近发生深度失速,升力系数骤然下降;而波状前缘仿生翼型有效改善了失速特性,升力系数变化较平稳,在大攻角下高于光滑翼型。通过流场分析发现光滑翼型失速前后升力系数骤然下降的主要原因在于前缘压力面和吸力面的压差大幅度下降,而仿生翼型改变了前缘的压力分布特性,进而改变了大攻角下的分离特性,促进流向涡对的产生和发展,使得凸峰附近保持附着流动,进而提高升力。     

涡发生器结构对翼型绕流场的影响

为了研究涡发生器在风力机叶片上的应用,以进一步提高风力机气动效率,本文采用CFD数值模拟方法,分析涡发生器几何形状对其绕流场和翼型边界层特性的影响.涡发生器几何形状为同样高度的矩形、梯形和三角形。翼型为风力机专用翼型DU97-W-300。首先对数值模拟结果与实验值进行了对比,验证了数值方法的可信性。然后详细讨论了各种涡发生器所产生的集中涡涡量、翼型边界层特性、以及绕流场等沿流向的发展演变。总体上看,三角形涡发生器较适合用于风力机翼型的流动控制。     

轴对称受限射流冲击尖端障碍物流声特性

本文研究了障碍物位于流场不同位置时轴对称射流冲击尖劈障碍物流动和声学特性。应用大涡模型(LES)数值模拟了受限射流流动特性和FW-H方程数值积分求解了远声场噪声频谱和声压级特性,并与自由射流模拟结果进行对比分析。模拟结果表明当障碍物位于自由射流流场转折界面处,自由射流涡环配对失败,使得自由射流主要噪声源被破坏,受限射流声源为障碍物产生的偶极子声源;当障碍物位于自由射流流场充分发展区,自由射流主要声源涡环配对完成,声源为自由射流段四极子声源和障碍物产生的偶极子声源,且随着离喷嘴距离增加,障碍物处流体流动速度减小,远声场相同位置声压级值逐渐减小。     

贯流风机涡结构与噪声特性的数值研究

本文采用大涡模拟对空调室内机中贯流风机的内流进行了数值计算,结果显示了以偏心涡为代表的复杂非定常流动细节.计算结果表明,贯流风机气流两次进出叶轮,叶片尾缘、蜗舌处出现明显的脱落涡结构.叶轮周围监测点上出现了三个特征频率,分别对应叶片通过频率、叶片脱落涡频率以及蜗舌后缘的脱落涡频率,不同的特征点上表现出不同的频谱特性.另外,通过LEE方程中的声源项分布得到了贯流风机的主要噪声源区域,继而对蜗舌和叶轮等主要音源表面的远场辐射噪声频谱进行了分析,为后续的实验研究提供参考.     

射流冲击圆锥噪声特性实验及数值分析

为研究低马赫数条件下射流冲击圆锥形障碍物的气动声学特性,针对4个冲击距离下的射流声场进行了远场实验测量,并基于大涡模拟进行了数值模拟计算,结果显示声场测量与数值结果吻合较好。从数值模拟捕捉到的冲击射流涡结构产生、演化以及耗散的变化现象,分析了冲击距离与远场声压之间的影响因素及涡变化与声源分布关系,发现影响冲击射流的主要噪声源与冲击距离具有很强的相关性。研究表明:障碍物位于10D_e位置处时所接收到的声压级最大,影响冲击射流的主要噪声源为旋涡脱落引起的具有宽频带特性的偶极子噪声源;当冲击距离较远时,主要声源为具有低频特性的自由射流段涡环配对产生的四极子源。     

基于B样条与遗传算法的翼型优化实验研究

翼型升阻比和水轮机空化系数是水轮机叶片翼型的重要指标,以NACA63A-614翼型为研究对象,基于B样条曲线对翼型曲线进行参数化构造,得到拟合精度较高的翼型曲线。以升阻比和水轮机空化系数作为优化目标,利用多目标遗传算法和XFOIL软件展开多工况优化设计。对优化后的翼型与原始翼型在多攻角工况范围内进行动力学特性分析,同时将优化前后翼型建模并进行空化实验。分析实验结果表明,优化后的翼型其升阻比和空化性能均得到明显提升,从而验证了该方法的可行性与准确性。     

低Reynolds数下合成双射流控制结冰翼型流动分离的数值模拟

通过FLUENT软件数值模拟的方法,分别对结明冰、混合冰、霜冰翼型的气动特性进行了研究,分析了合成双射流对改善结冰翼型流动分离的影响规律.结果表明:3种冰形均破坏了翼型的流线型,对翼型的气动力特性有不同程度的影响,其中霜冰对翼型气动力特性影响最小,明冰对翼型气动力特性影响最大,混合冰介于两者之间.开启合成双射流激励器,在小攻角情况下,结冰翼型的气动特性得到了有效的改善.而在大攻角情况下,合成双射流激励器不能完全消除分离涡,但可以推迟分离涡,分离涡厚度增加,分离涡最厚点推后.      

振荡翼型非定常气动特性数值模拟

本文采用URANS方法对NACA0012翼型在不同振荡方式下的非定常气动特性进行了数值模拟,并与实验和文献中DNS计算结果进行对比,结果显示:URANS方法较好地显示出翼型的俯仰振荡气动特性和近壁面速度随攻角变化规律,但未能模拟出前缘分离泡的生成和发展;对于沉浮振荡翼型,URANS方法能够模拟出尾涡的结构和尾涡间的相互作用。文中还对低频和高频振荡翼型的气动特性进行了分析。     

风力机专用翼型的反设计

本文根据翼型表面压力分布对边界层的影响,分析翼型表面压力分布的特点,以XFOIL计算软件为设计平台,采用其中的混合反设计模块,通过合理改变翼型表面的速度分布来得到气动特性满意的翼型。所设计的翼型主要要求具有高的设计升力系数、高的最大升阻比、良好的前缘粗糙不敏感性及和缓的失速特性。在提高设计升力系数的同时限制最大升力系数,以减小两者的差值,减小叶片的极限载荷。经计算分析,采用反设计优化得到的翼型与DU翼型相比具有很好气动特性。     

具有旋涡的翼型绕流辐射声场的数值研究

本文运用面无法和涡声理论数值来研究具有旋涡的ＮＡＳＡＧＡ（Ｗ）－１型翼型绕流的流场和辐射声场，这对于提高透平机械的效率及降低辐射噪声很有帮助。采用作者积累的关于面无法的一些计算技巧，首先成功地求解了不同攻角来流时的流场，再用涡声理论计算了涡旋绕过翼型时声压场的变化及声源的指向性，最后给出了有关这种流动噪声的发声机理和声源特性的一些有用的结论。     

数值模拟不等距叶片对贯流风机的影响

贯流风机的通过频率(BPF)是其重要的噪声频率.降低BPF噪声可以降低基频处的声压级,其中一种方法是采用不等距叶片.本文采用3种叶片距分布形式,采用realizable k-ε两方程和大涡模拟(LES)湍流模型模拟了风机的内流场,计算线性欧拉方程(LEE)中声源项得到声源位置及强度,采用基于Lighthill声类比的FW-H积分方程获得了叶轮和蜗舌处偶极子型的离散噪声频谱.比较了不同叶片距对风机性能,噪声特别是BPF噪声的影响.计算结果表明在对性能影响较小的情况下,不等距叶轮可降低BPF噪声和总A声级噪声.     

炉内管阵列中声源辐射特性数值研究

炉内换热器结构类似于声子晶体,基于声子晶体理论,采用数值计算与软件模拟得到管阵列中声源不同方向的声传播特性,并将两种方法所得结果进行对比分析,研究声源在管阵列中不同位置处的辐射特性.结果表明：声指向性特性与声源通过管排数量,声源频率是否处在声波禁带有关.     

钝尾缘翼型非定常气动特性及机理

钝尾缘翼型气动特性受到尾涡脱落的影响,在翼型DU 91-W2-250的基础上对称加厚得到了新钝尾缘翼型DU91-W2-250_6,利用密网格进行了非定常气动特性的数值研究。在各个攻角下钝尾缘翼型气动特性都具有周期性的特点,具体的波动特征如波动幅值及周期等则受脱落涡的大小、脱落位置及尾迹宽度的影响,而升力系数波峰、波谷则分别出现在顺时针涡及逆时针涡脱落的时刻。     

不同系列翼型扑翼的获能特性研究

本文利用UCFD计算软件,对扑翼扑动获取潮流能进行了数值模拟研究。参照相关实验结果,进行数值模拟结果的确认。对不同系列翼型在水中获能变化进行了数值模拟和对比研究。结果表明:对于NACA 4系列、A系列和S系列翼型,获能效率随着叶片的厚度先逐渐增大后减小;对于所研究的NACA 6系列和FX系列基本随着翼型厚度的增大而增大;对于弯度相差不大的翼型,只要翼型厚度相近,且涡的形成与耗散方式相同,则其获能效率相近;对于相等厚度的翼型,翼型最大厚度的位置离尾缘越近,则翼型的获能效率会越低;对于薄翼型来说,对称翼型比不对称翼型有更高的获能效率;前缘涡在合适的位置生成与脱落,有利于提高翼型的升沉力和升沉力做功。     

叶顶端翼提升主动襟翼叶型气动性能的数值研究

本文在振荡来流条件下,数值模拟叶顶端翼对加装主动Gurney襟翼的垂直轴风力机叶片非定常气动特性的影响。采用NACA0015翼型的直叶片,并在尾缘前6%弦长位置安装主动襟翼。在最大出力工况(折合频率为0.1)下,对比原型叶片,加装主动襟翼叶片的切向力系数提高了4.47%,安装有叶顶端翼的主动襟翼叶片的切向力系数提高21.18%。通过比较叶片端部涡结构分布,发现叶顶端翼不仅阻止了叶片压力面及吸力面的叶梢涡分支在尾缘处汇合,同时也隔断了主动襟翼产生的角涡与叶梢涡的融合,有效的降低了叶片端部损失,提升了风力机的整体性能。     

叶片弯曲变形对其结构稳定性的影响分析

本文针对柔性叶片能量转换装置的结构特点,在对四种弯曲变形叶片翼型气动载荷实验研究的基础上,采用参数化建模技术建立四种弯曲变形叶片实体模型,将实验测得的叶片表面压力加载到结构计算的有限元模型上,并以此为载荷对叶片进行气弹稳定性分析,揭示翼型发生变化后,叶片应力变化规律。研究结果表明:在一定的弯曲变形范围内,较大曲率弯曲变形的叶片结构稳定性较好。     

水平轴风力机专用翼型族试验分析及优化设计

对水平轴风力机专用翼型族—CAS-W1-XXX薄翼型族试验结果进行了分析,并将其与国外同等厚度翼型进行对比。试验结果表明,与国外同等厚度翼型相比CAS-W1-XXX薄翼型具有良好的前缘粗糙不敏感性、高的最大升力系数、设计升力系数和良好的失速特性。为进一步提高翼型的气动特性,在试验结果的基础上对CAS-W1-XXX薄翼型族进行再次优化。根据XFOIL计算结果,优化后翼型的最大升阻比得到提高,并且与DU翼型相比具有良好的气动特性。同时对CAS-W1-XXX厚翼型中出现的小攻角失速现象进行了优化改进。     

几种前缘流动控制的实验研究

在低速风洞中，以NACA0012翼型为例，采用对比实验的方法，研究了三种改善翼型大攻角气动性能的流动控制措施，即（1）在翼型上表面安装小三角翼涡发生器；（2）在翼型前缘安装矩形涡发生器；（3）利用前缘切口．实验雷诺数分别为4．9×105到6．5×105，攻角范围为-10°至20°．实验结果表明三种措施均可不同程度地改善原翼型在其失速区域的性能，不仅可以提高翼型的升力，而且可以提高其升阻比；但常用攻角范围内翼型气动性能有不同程度的下降，三种措施各有优缺点．几种前缘流动控制的实验研究@刘宝杰$北京航空航天大学404教研室!北京,1…