3MW叶片翼型设计与气动特性分析

对于大功率叶片的设计研究，翼型的选择和气动特性分析是重要内容。考虑到叶片的整体结构和气动特性，叶片在主要输功区域布置了风力机专用的DU系列翼型，叶尖部分布置NACA64系列翼型，能满足雷诺数较大，阻力小的要求。在确定截面翼型的基础上，结合Wilson理论设计模型初步算出翼型的轴向、周向诱导因子，叶尖、轮毂损失因子等具体...     

串列叶片式前向离心风机气动与噪声特性的优化研究

对采用串列叶片的某前向离心风机内部三维非定常流动进行了数值计算,重点研究了串列叶片不同叶片相对长度和不同叶片相对周向位置两个参数对风机气动性能及气动噪声的影响.通过响应面方法对数值结果进行二次回归拟合,得到两个参数与风机效率和A声级间的函数关系,并进行了优化分析.数值结果表明:两个参数对串列叶片式前向离心风机效率和A声级均有较大影响,合理的串列叶片设计能够在保持气动性能基本不变的情况下降低风机的气动噪声.将可靠的CFD数值技术与响应面方法结合起来用于指导离心风机的改进及试验设计是可行的,本文的研究结果可为串列式离心风机在节能与降噪的总体设计方面提供参考.     

一种微型轴流风扇扭叶片设计方法及其气动特性的数值研究

本文利用"径向平衡"原理,建立了轴流叶轮出口通流速度沿叶高的分布方程,并基于此提出了一种新的扭叶片设计方法.将该方法运用于某微型风扇的设计,并采用CFD技术,数值研究了不同扭曲形式下该型风扇的气动特点.通过与用传统方法设计的扭叶片及原始直叶片的气动性能的对比发现,按本文提出的方法所设计的扭叶片不仅能扩大微型风扇小流量稳定工况范围,而且其风压明显增加,有助于提高微型风扇的气动性能.     

径向叶片式气动马达的泄漏分析和计算

本文在考虑气体的可压缩性基础上对叶片气动马达的泄漏进行分析,并推导了相应公式。同时比较了不可压缩流动与可压缩流动的两种间隙泄漏理论的差别。还导出了气动马达具有最小泄漏面积时的最佳长径比公式,这对设计工作是有用的。     

漂浮运动对风力机气动特性的影响分析

海上浮式风机为蕴藏丰富的深海风能开发提供了有效的解决方案,浮式基础存在的大幅度纵荡、纵摇和艏摇运动可以改变风轮与流场间的相互作用,从而影响风力机的气动特性。基于叶素-动量理论及其修正方法,以NREL 5MW风力机为研究对象,考虑浮式基础运动对叶片不同径向位置处相对入流风速的影响,提出了风载荷的计算模型,通过编程计算获得了叶轮转矩和风力机功率,并比较了不同运动形式对风力机功率波动的影响。结果表明,纵摇对其功率特性影响最大,这为海上浮式风机的优化设计提供理论依据与数据基础。     

导管螺旋桨气动性能的风洞试验研究

对自行研制的一船用空气推进导管螺旋桨系统的导管和桨后整流支架的空气动力学性能在试验雷诺数范围进行了风洞模型试验研究.研究结果表明,导管和桨后整流支架明显改善了系统的空气动力学性能,螺旋桨系统的推力系数和效率都有较明显提高,螺旋桨系统的原地静推力和倒车性能也得到很大改善.     

基于涡尾迹方法的风力机气动性能分析

基于(势流)涡尾迹方法开发了水平轴风力机叶片气动性能分析程序,采用固定尾迹涡模型和自由尾迹模型分别对气动设计性能进行计算分析,得到风力机设计工况下的涡位置、诱导因子、功率系数及扭矩系数等气动性能参数,并与设计结果对比。结果表明,涡尾迹方法能够快速准确地计算风力机叶片气动性能参数,对风力机叶片气动分析,固定尾迹涡模型较自由尾迹模型计算时间短,具有较好的实用性。     

漂浮运动对风力机气动特性的影响分析Effect of floating foundation motion on the aerodynamic characteristics of the floating offshore wind turbine

海上浮式风机为蕴藏丰富的深海风能开发提供了有效的解决方案,浮式基础存在的大幅度纵荡、纵摇和艏摇运动可以改变风轮与流场间的相互作用,从而影响风力机的气动特性。基于叶素-动量理论及其修正方法,以NREL 5MW风力机为研究对象,考虑浮式基础运动对叶片不同径向位置处相对入流风速的影响,提出了风载荷的计算模型,通过编程计算获得了叶轮转矩和风力机功率,并比较了不同运动形式对风力机功率波动的影响。结果表明,纵摇对其功率特性影响最大,这为海上浮式风机的优化设计提供理论依据与数据基础。     

排翼布局飞行器气动性能的实验研究

通过低速低湍流度风洞实验,研究了利用排翼布局改善充气飞机采用大厚度翼型机翼带来的气动效率偏低问题。首先比较了采用不同厚度翼型的单翼与排式双翼布局的气动特性。在此基础上,为了优化排翼布局的气动特性,研究了给后翼安装偏转角对排翼布局气动特性的影响。同时,基于NACA0030翼型,设计了波纹型外形的充气机翼,比较了此外形下单翼和排翼布局气动性能的差异。实验结果表明,采用排翼布局能够改善采用厚翼型单翼布局的气动性能,而给后翼安装一定偏转角可以进一步提高排翼布局的升力和升阻比。采用波纹外形和光滑外形机翼模型的对比结果表明,波纹外形能够在大迎角时改善充气机翼的失速性能。分析认为,造成这一现象的流动机理是由于波纹型机翼在实验条件下提前由层流转捩为湍流,使失速推迟,流动分离现象有所减弱。     

半潜式海上浮式风机气动阻尼特性研究

由于海上漂浮式风机具有较大的支撑平台运动,气动阻尼效应对海上漂浮式风机的运动响应带来了重要的影响, 日渐受到相关国内外学者的关注. 为了研究海上浮式风机的气动阻尼特性,本文推导了海上浮式风机气动阻尼力的数学模型,并借助模型实验和数值计算的方法,研究了半潜式海上浮式风机的气动阻尼特性及其作用规律. 结果表明,浮式风机的风轮旋转时的气动阻尼比风轮非旋转状态时更加明显;在作业工况下,气动阻尼对半潜式浮式风机平台的纵荡、纵摇、机舱的运动有明显的抑制作用,且主要体现为对半潜式浮式风机的平台运动固有频率响应的抑制作用,对波频范围的平台运动作用甚微. 其变化规律与风速大小、波浪载荷等有关,在风机的额定工况之前,气动阻尼通常与风速呈正相关关系,但是增长率有逐渐减小的趋势;在控制系统作用下,当入流风速接近或超过风机额定风速时,容易出现气动负阻尼现象,反而进一步强化浮式风机的运动响应,此时通过降低变桨距控制器的比例系数,即降低变桨距控制器的灵敏度,有助于增加海上浮式风机的气动阻尼效果,并且在一定程度上减缓负的气动阻尼的发生,改善海上浮式风机的运动响应.      

Effects of a dynamic trailing-edge flap on the aerodynamic performance and flow structures in hovering flight

To examine the effects of wing morphing on unsteady aerodynamics, deformable flapping plates are numerically studied in a low-Reynolds-number flow. Simulations are carried out using an in-house immersed-boundary-method-based direct numerical simulation (DNS) solver. In current work, chord-wise camber is modeled by a hinge connecting two rigid components. The leading portion is driven by a biological hovering motion along a horizontal stroke plane. The hinged trailing-edge flap (TEF) is controlled by a prescribed harmonic deflection motion. The effects of TEF deflection amplitude, deflection phase difference, hinge location, and Reynolds number on the aerodynamic performance and flow structures are investigated. The results show that the unsteady aerodynamic performance of deformable flapping plates is dominated by the TEF deflection phase difference, which directly affects the strength of the leading-edge vortex (LEV) and thus influences the entire vortex shedding process. The overall lift enhancement can reach up to 26% by tailoring the deflection amplitude and deflection phase difference. It is also found that the role of the dynamic TEF played in the flapping flight is consistent over a range of hinge locations and Reynolds numbers. Results from a low aspect-ratio (AR=2) deformable plate show the same trend as those of 2-D cases despite the effect of the three-dimensionality.     

基于近似技术的涡轮叶片气动优化设计

根据五次多项式方法进行三维涡轮叶片的参数化建模,采用N-S方程和湍流模型进行三维流场分析计算,以K-S函数法作为优化方法,利用近似技术加速循环优化速度,建立了一种基于近似技术的涡轮叶片的气动优化方法。将气动效率和总压比作为目标函数,对涡轮叶片进行多目标气动优化、形状优化。算例表明本文提出的涡轮叶片优化设计方法是有效的。     

基于灰色理论的两点爆炸起爆参数优化设计

针对混凝土两点爆炸起爆参数选择问题, 提出了一种基于灰色理论的参数优化方法。通过正交试验方法设计试验方案, 运用AUTODYN软件进行了不同起爆参数组合条件下的静爆试验, 计算了起爆参数与爆坑直径、爆坑深度的关联系数和关联度, 进行了单目标因素优化和多目标因素优化, 确定了一组各因素的优选组合, 并进行了试验验证。验证结果表明:采用优化的起爆参数时, 爆坑直径增大(4~42)%, 左爆坑深度增大(0~29)%, 右爆坑深度增大(0~32)%, 两点爆炸混凝土靶体的毁伤效果得到明显改善。     

Experimental study of the aerodynamic characteristics of a low-aspect-ratio flat plate array in a configuration of interest for a tidal energy converter

Wind tunnel experiments were conducted for the flow around a single flat plate and through an array of three parallel flat plates at different angles of incidence to compare their lift and drag coefficients for several values of the Reynolds number around 10⁵ and for three aspect ratio values. The selected cascade configuration is of interest for a particular type of tidal hydrokinetic energy converter. The main differences in the lift and drag forces are discussed, finding that for a plate in a cascade the maximum lift coefficient takes place at a quite different angle of attack, depending on the aspect ratio. The optimal conditions for extracting power from a tidal current are analyzed.     

基于遗传算法的飞机气动优化设计

建立了一种以实数编码技术为基础的遗传算法模型，并把它与通过工程估算的气动分析方法相结合，进行飞机气动形的单点和多点优化设计。 优化设计中，设计变量取机为机翼、机身和尾翼的外形及三者之间的相对位置，优化目标是使飞机在跨音速和超音速飞行状态下获得配平状态下最大的升阻比。设计结果表明该优化设计方法是十分有效的，可以用来具有正常布局形式的飞机进行气动外形的优化设计。     

基于凸模型的复杂多学科系统可靠性设计研究

复杂工程系统通常涉及到多个相互耦合的学科,而且其中往往存在不确定性因素。本文采用凸模型描述不确定性变量,将序列优化和可靠性评价方法应用于多学科可靠性优化之中,提出了一种新的多学科系统可靠性设计方法。在该方法中,可靠性分析采用功能度量法,多学科优化方法采用多学科可行方法或者二级系统一体化合成优化方法。数值算例和工程算例说明,该方法求解效率较常规嵌套求解方法效率高,为复杂工程系统的可靠性设计提供了一种新型求解算法。     

Study on transient aerodynamic characteristics of parachute opening process

In the research of parachute, canopy inflation process modeling is one of the most complicated tasks. As canopy often experiences the largest deformations and loadings during a very short time, it is of great difficulty for theoretical analysis and experimental measurements. In this paper, aerodynamic equations and structural dynamics equations were developed for describing parachute opening process, and an iterative coupling solving strategy incorporating the above equations was proposed for a small-scale, flexible and flat-circular parachute. Then, analyses were carried out for canopy geometry, time-dependent pressure difference between the inside and outside of the canopy, transient vortex around the canopy and the flow field in the radial plane as a sequence in opening process. The mechanism of the canopy shape development was explained from perspective of transient flow fields during the inflation process. Experiments of the parachute opening process were conducted in a wind tunnel, in which instantaneous shape of the canopy was measured by high velocity camera and the opening loading was measured by dynamometer balance. The theoretical predictions were found in good agreement with the experimental results, validating the proposed approach. This numerical method can improve the situation of strong dependence of parachute research on wind tunnel tests, and is of significance to the understanding of the mechanics of parachute inflation process. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10377006). The English text was polished by Yunming Chen.     

一种可用于机翼优化设计中的气动噪声预测模型

发展了一种可用于翼型/机翼外形设计中的气动噪声快速预测方法。相较于传统的半经验噪声预测方法,该方法以两方程非线性k-ε湍流模型模化雷诺应力的雷诺平均方程为背景,考虑了升力系数、三维流动效应以及机翼几何参数等因素对后缘噪声的影响。而相对于直接数值模拟或声类比拟方法,该方法虽不能准确预测噪声强度,但其计算量小,能给出不同翼型/机翼的相对总声压级,以及总声压级随升力系数的变化情况,易于应用于翼型/机翼气动外形优化设计中。通过计算分析二维NACA0012翼型几何参数或来流状态的改变所带来的气动噪声差异,与ANOPP软件及Brooks等计算结果进行对比,验证了该模型的可靠性。最后,计算分析二维、三维翼型/机翼气动噪声,凸显该方法在翼型/机翼气动外形优化设计中的应用价值。     

Rotary aerodynamic derivatives in the asymptotic theory of a high-aspect-ratio wing

The linear problem of inviscid incompressible flow around a high-aspect-ratio wing at an angle of attack and in the presence of steady pitching and rolling rotation is considered. The main integral equation of the problem is reduced to a sequence of one-dimensional integral equations without use of the matched asymptotic expansions method. The first few terms of the series for the circulation distribution over the wing surface are calculated. For an elliptic high-aspect-ratio wing the corresponding aerodynamic forces are calculated. The derivatives of the aerodynamic coefficients of the wing with respect to the angle of attack and the angular velocities are determined. The asymptotic expressions obtained are compared with the results of numerical calculations of the corresponding derivatives using the discrete vortex method.