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.      

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.      

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.     

飞行器纵向俯仰气动特性计算研究

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了巡航导弹外形飞行器作小振幅俯仰运动时的动态绕流流场和空气动力特性,开展了导弹绕不同转轴、以不同频率和在不同迎角范围内进行俯仰运动的非定常气动力迟滞特性研究。计算结果表明,当导弹作快速俯仰运动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性。导弹的非定常气动力迟滞特性随俯仰运动频率的增大明显增强,且气动力迟滞曲线随着俯仰轴位置的变化而变化。在同一减缩频率下,导弹在不同迎角范围内作周期俯仰运动时,相同的运动相位角所对应的升力系数对迎角的导数是一致的,而不同减缩频率下升力系数对迎角的导数随运动相位角变化曲线明显不同。     

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.     

基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究

针对直升机旋翼反流区因反流动态失速导致的非定常载荷、阻力激增以及负升力等问题,开展了基于后缘小翼的翼型反流动态失速主动控制试验研究.采用动态压力测量结合翼型表面压力积分的方法,重点分析了后缘小翼不同的振荡相位差、幅值和减缩频率对反流动态失速控制的影响规律,对比了后缘小翼动态偏转和固定偏转的差异,试验雷诺数Re=3.5×10⁵.结果表明,当后缘小翼与翼型以相同的频率正弦振荡运动,且二者的相位差为0°时,能改善反流动态失速过程中钝几何前缘的流动分离,并在反流状态下实现了翼型负升力系数下降21.2%,阻力系数下降37.5%,俯仰力矩系数迟滞环面积下降44.6%的控制效果;动态偏转的后缘小翼对翼型反流动态失速的控制效果随后缘小翼振荡幅值的增加而增加,但进一步增加振荡幅值对于控制效果的提升有限;当减缩频率增加时,动态偏转的后缘小翼对反流状态下翼型阻力的控制效果会更加明显;后缘小翼的动态偏转与固定偏转都能有效改善翼型在反流中的动态气动性能,但是动态偏转对于不同翼型迎角的适应能力优于固定偏转,并取得了更好的非定常载荷控制以及更好的阻力和负升力改善效果.     

旋转流场下模型大幅俯仰运动实验研究

在中航气动院FL-8低速风洞中,采用单自由度振荡机构进行了旋转流场下大幅俯仰运动的气动特性实验研究。模型在绕风速轴连续旋转的同时,进行给定频率和振幅绕体轴的俯仰振荡运动。测量了模型的动态气动特性,着重分析了不同运动参数对模型气动特性的影响。实验结果表明,旋转速度的存在使大振幅俯仰振荡实验中的滚转力矩和偏航力矩产生了明显的迟滞特性,但对俯仰力矩和法向力的迟滞特性影响不大。     

顺桨风力机塔叶干涉翼型非稳气动力时频特性

由于风力机叶片与塔筒流场相互干涉,实际气动力与理想情况存在较大差异,这种干涉作用造成的气动力差异给叶片与塔筒结构可靠性带来不可忽视的影响.以翼型DU91-W2-250为研究对象,采用瞬态数值分析与本征正交分解方法,考虑叶片和塔筒流场相互干涉作用,分析顺桨工况翼型非稳气动力时频特性及其影响规律,量化不同雷诺数下塔叶相对位置及几何参数对气动力均值、波动幅度和频率的影响程度,通过流场模态能量分布形态分析,揭示流场干涉对气动力的影响机制.结果表明,翼型气动中心至塔筒几何中心的垂直距离、水平距离以及塔筒直径相对于翼型弦长的无量纲参数y*,x*和D*对气动力均有不同程度影响,其中y*对升阻力系数均值影响最大,对频率无明显影响,y*绝对值越大,C_l均值越接近单翼型C_l值,y*绝对值越小升阻力系数波动幅度越大,y*从-12增大到12,升力系数均值最小值为-0.48,最大值为1.16;x*减小和D*增大,反向阻力均值增大,波动幅度增大,波动频率略有下降,当x*小于临界值5时,带塔翼型阻力均值反向;在计算范围内,带塔翼型升力系数均值相对于单翼型升力系数最大偏差为...     

基于涡量矩理论的绕振荡水翼涡动力学分析

文章采用标准k-ω SST湍流模型和动网格技术, 实现了绕俯仰振荡NACA66水翼非定常流动结构与水动力特性的数值模拟, 并基于有限域涡量矩理论定量表征了局部旋涡结构对水翼动力特性的影响. 研究结果表明: 在水翼升程阶段, 当攻角较小时, 层流向湍流的转捩点由水翼尾缘向前缘移动; 在较大攻角时, 顺时针尾缘涡?TEV在水翼吸力面上生成并向前缘发展, 同时与吸力面上的顺时针前缘涡?LEV融合发展为附着在整个吸力面上的新前缘涡?LEV, 新的?LEV与逆时针尾缘涡+TEV相互作用直至完全脱落, 直接导致了水翼的动力失速, 在回程阶段, 绕振荡水翼的流场结构逐渐由湍流转变为层流. 基于有限域涡量矩理论的定量分析发现, 有限域内附着的?LEV和?TEV提供正升力, 当?LEV发展覆盖整个吸力面时对升力的贡献最大, 占总升力近50%, 而+TEV提供负升力. 同时发现, 有限域内各旋涡内部的不同区域提供的升力有正有负; 而逸出有限域的旋涡内部不同区域提供的升力方向均保持一致, 其中顺时针涡提供正升力, 而逆时针涡提供负升力. 在失速阶段, 域外旋涡整体对升力贡献较小且存在小幅波动, 体现了流动的非定常性.      

滑动蒙皮变后掠气动力非定常滞回与线性建模

针对低速不可压条件下滑动蒙皮方式变后掠过程中非定常动态气动特性开展了3方面的研究工作: (1)飞行器变形过程中非定常动态气动特性风洞试验技术研究;(2)变形过程中滞回效应研究和机理分析; (3)基于风洞试验结果开展变形过程中非定常动态气动力线性建模. 初步研究表明: (1)采用强迫振荡法可以有效地获取变形过程中非定常动态气动力滞回效应; (2)造成变形过程中气动滞回效应的机理有两个即``动边界效应'和``流场结构滞回效应', 造成滞回效应的机理可能主要在于后者; (3)引入升力系数和俯仰力矩系数随后掠角变化率的动导数概念, 可以建立变形过程中非定常动态气动力线性模型.      

导弹纵向俯仰气动特性数值分析

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了某型巡航导弹的静、动态绕流流场和空气动力特性.湍流模型应用修正后的B-L代数湍流模型.以细长旋成体绕流流场为例进行数值计算,并和实验数据相比较,验证了本文方法的可靠性,在此基础上,开展了某型巡航导弹绕不同转轴和以不同频率进行俯仰振动的非定常气动力迟滞特性研究.计算结果表明,当导弹作快速俯仰振动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性.并且,导弹的非定常气动力迟滞特性随振动频率的增大变化明显,且气动力迟滞曲线随着振动轴位置的变化而变化.     

钝后缘风力机翼型的环量控制研究

钝后缘风力机翼型具有结构强度高、对表面污染不敏感等优点,但其较大的阻力系数使得翼型的整体气动特性不够理想. 利用环量控制方法对钝后缘风力机翼型进行了流动控制,以改善钝后缘风力机翼型的气动特性,减弱尾迹区脱体涡强度. 通过对钝后缘风力机翼型环量控制方法进行相关的数值模拟,对比研究了环量控制方法的增升减阻效果, 研究了环量控制下翼型升阻力特性随射流动量系数的变化规律,并对不同射流动量系数下环量控制方法的气动品质因子和控制效率进行了分析. 研究结果表明:环量控制方法能够大幅提升钝后缘风力机翼型的升力系数,同时有效地降低翼型的阻力系数; 翼型的升力系数随射流动量系数的增大而增大,表现出很明显的分离控制阶段和超环量控制阶段的变化规律; 射流能耗的功率系数随射流动量系数的增大而增大,且增长速率逐渐增大;实施环量控制方法后叶片的输出功率同样随射流动量系数增大而增大,但增长速率逐渐降低. 总体来说,环量控制方法可以有效地改善钝后缘风力机翼型的气动特性以及功率输出特性,在大型风力机流动控制中具有很好的应用前景.      

横向振动方柱波动升力实验研究

本文对均匀流中静止方柱和横向强迫振动的方柱进行了实验研究。实验雷诺数范围为 3×10~3～10~4,振幅与柱截面宽度之比 A/D 达到0.7,实验折合速度范围为 4.5≤V_r≤12。文章重点研究了较高振幅振动柱的锁定现象、波动升力与柱位移之间的相位变化,讨论了方柱涡激振荡、驰振和气动稳定性问题。对流场进行的流动显示,清晰地显示出锁定区涡脱落过程、近尾迹流场随振动频率和振幅的演化规律,从而对振动柱波动升力与相位变化的物理机制获得进一步认识。     

钝后缘风力机翼型的环量控制研究

钝后缘风力机翼型具有结构强度高、对表面污染不敏感等优点,但其较大的阻力系数使得翼型的整体气动特性不够理想.利用环量控制方法对钝后缘风力机翼型进行了流动控制,以改善钝后缘风力机翼型的气动特性,减弱尾迹区脱体涡强度.通过对钝后缘风力机翼型环量控制方法进行相关的数值模拟,对比研究了环量控制方法的增升减阻效果,研究了环量控制下翼型升阻力特性随射流动量系数的变化规律,并对不同射流动量系数下环量控制方法的气动品质因子和控制效率进行了分析.研究结果表明:环量控制方法能够大幅提升钝后缘风力机翼型的升力系数,同时有效地降低翼型的阻力系数;翼型的升力系数随射流动量系数的增大而增大,表现出很明显的分离控制阶段和超环量控制阶段的变化规律;射流能耗的功率系数随射流动量系数的增大而增大,且增长速率逐渐增大;实施环量控制方法后叶片的输出功率同样随射流动量系数增大而增大,但增长速率逐渐降低.总体来说,环量控制方法可以有效地改善钝后缘风力机翼型的气动特性以及功率输出特性,在大型风力机流动控制中具有很好的应用前景.     

一种升浮一体环形浮空器气动特性研究

选取填充轻质气体的环形浮空器为研究对象,采用数值模拟方法开展高空风力发电机用浮空器气动特性研究．采用有限体积法求解不可压N-S方程和S-A湍流模型来数值模拟风力机气流场,分别对翼型,安装角,长细比,雷诺数及风力机等因素对引入浮力后浮空器气动特性影响进行研究,对比分析引入浮力后布局外形气动力特性随各外形特征参数的变化规律．数值结果表明,截面翼型弯度越大,最大升阻比越小,出现位置有一定前移;截面厚度越大,三维效应越强,最大升阻比出现有一定的滞后性;增大安装角,相当于增大攻角,使得升力系数和阻力系数随攻角变化曲线均有一定前移;引入浮力后,最大合升阻比增大,并且存在一个明显前移;长细比越小,浮空器升阻比越大,随着长细比增大,浮空器最大升阻比出现越滞后;一定范围内,雷诺数增大,浮空器动升阻比增大,引入浮力后,基于来流风速变化时,浮空器合升阻比随雷诺数增大先迅速减小然后趋于平缓,但基于浮空器尺寸变化时,合升阻比则随雷诺数增大而增大;风轮转速增大,浮空器阻力增大,升力有一定下降．     

带有新型涡激振动抑制罩的圆柱体的水动力特性

通过模型实验和数值模拟计算,研究了带有涡激振动抑制罩的圆截面柱体的水动力特性.模型实验主要测试了柱体上附加谐波型和类圆锥型涡激振动抑制罩的单摆结构在不同流速下发生涡激振动的性质;数值模拟则针对谐波型和圆锥型扰动,在雷诺数Re为102到105范围内,研究其水动力参数,如阻力、升力和涡脱落频率等,随扰动波长和波动强度的变化.模型实验结果表明,在直圆柱开始发生共振的流速下,带抑制罩的柱体的振幅显著降低,而在更高流速下则显著增大.数值模拟结果表明,谐波型和圆锥型扰动具有相似的水动力特性;且在不同Re时,阻力、升力和涡脱落频率具有相似的变化规律;随波动强度的增大,阻力一般逐渐增大,升力则在多数情况下先减小而后增大,而涡脱落频率一般逐渐减小.      

高空长航时无人机高升阻比两段翼型设计研究

针对某特定无人机的使用设计要求,在单段翼型设计研究的基础上,尝试了高升阻比低雷诺数两段翼型的设计方法的分析与研究.采用求解椭圆型方程加控制点约束条件的"椭圆-控制点切割法"完成了两段翼型外形的生成,并针对巡航构型的襟翼偏角对缝道参数进行了优化;应用MSES计算分析程序对所设计的两段翼型的气动特性进行了分析评估.计算结果表明:本文所设计的两段翼型的最大升力系数达到2.72,最大升阻比为158.71;与原始单段翼型相比,最大升力系数增大了74.35%,最大升阻比增大了28.64%.     

基于浸入边界算法的振动钝体绕流模拟研究

传统CFD方法在振动钝体绕流计算中常借助动网格技术,网格再生任务繁重。针对于此,本文利用可在静止网格中计算动边界绕流问题的浸入边界算法(IBM),编写数值模拟程序,分别对竖向强迫正弦振动方柱(Re=UD/v=103、振幅恒定、振动频率变化)以及桥梁断面(Re=UB/v=7.5×103、振幅、振动频率均变化)展开气动特性和流场特征结构分析。初步研究结果表明,振幅恒定为方柱高度的14%时,其涡脱锁定区长度为0.06~0.2,锁定区后端(Stc0.2)振动方柱涡脱频率回归静止涡脱频率;不同振幅下的桥梁断面阻力系数均在静止涡脱频率处产生峰值,桥梁断面升力系数则在此处均出现归零效应,且振幅越大,归零效应愈明显。