随着机翼增升装置的发展,很多机翼内侧都使用了一种简单的前缘绕铰链轴向下旋转一定角度的结构,与使用最多的前缘缝翼相比较,这种结构具有减小阻力、降低噪声和提高升阻比等许多优点。本文是基于对RAE2822翼型的研究,使用专业制图软件生成不同前缘下垂角的一系列翼型,并利用POINTWISE软件和FLUENT软件联合运用,研究了不同的前缘下垂角度对机翼翼型气动特性的影响,并且在所研究范围内得出相对最佳的前缘下垂角,最后与RAE2822原翼型及其他不同前缘下垂角度翼型的气动性能进行对比。计算结果表明:升阻比随着前缘下垂角度的增加,先增加后减少,这说明使用前缘下垂结构在一定范围内对一个翼型的气动特性具有改善作用。

本文通过改变叶片两种凹坑的排列方式,采用大涡模拟(LES)方法探究相对长度和排列方式对叶片的气动特性的影响,声场上采用LMS Virtual.lab直接边界元法研究了相对长度和排列方式对叶片的噪声特性的影响,并揭示了多排凹坑设计对叶片边界层流动控制及噪声抑制的机理。研究结果表明:排布方式对卵圆形凹坑的影响不大,采用矩形排布的圆形凹坑时叶片尾缘压力脉动明显下降。多排凹坑引起高频段窄带噪声增大,其中圆形凹坑模型的总声压级下降约3 dB。当采用菱形排布时降噪效果更好,此时额外诱导的周期性涡脱落噪声较小。通过进一步研究分析,认为多排凹坑降噪的机理为:吸力面表面凹坑设计对叶片湍流流动具有一定的控制效果,坑面处形成的反向涡流干扰了边界层内相干结构的展向联系,一定程度上可以抑制尾缘处大尺度脱落涡形成,削弱壁面分离流结构,...

为了更好地了解相对厚度对风力机翼型气动特性的影响,该文以NACA4412、NACA4415、NACA4418这3种不同厚度的翼型为研究对象,分析了翼型相对厚度对翼型升阻力系数、升阻比、流场和压力系数的影响。研究结果表明:在小攻角时,随着厚度的增大,翼型的升阻比逐渐减小;在大攻角时,NACA4415和NACA4418翼型仍能保持较高的升阻比,而NACA4412翼型升阻比较低;随着攻角的增大,3种翼型均出现气流分离并形成尾部涡,NACA4412翼型比NACA4415和NACA4418翼型的尾部涡分布范围大。研究结果为风力机叶片的设计以及优化提供了参考依据。

针对高超声速飞行器气动布局设计难点,文章提出了基于多个基准流场的多部件组合设计方法.以锥导乘波体为基准,采用分段接序、多片组合的高超声速可调参数的气动布局设计,将飞行器分解为前体、机翼和中心体设计.前体和机翼以乘波体为设计思路,中心体构型根据装载需求设计,从而达到飞行器在边缘能够满足压力封闭,有效容积集中在中心体附近的总体布局思路,使得飞行器各部件功能清晰化.最终实现具有“乘波特性”的高超声速巡航飞行器参数可调的布局设计.文中对比了组合布局与传统乘波体的差异,在前体不变的情况下,研究了中心体长度、长宽比和长厚比对飞行器气动性能的影响.采用自由变形技术(free-form deformation,FFD)实现了高超声速飞行器的参数化和优化设计流程.结果表明组合布局具有更高的容积效率,可实现多参数化调节,具有良好的乘波...

本文首先建立了环形飞翼飞行器模型,随后针对该模型在不同迎角下的气动性能进行了CFD计算。通过对计算结果的分析,发现采用环形结构布局的飞翼飞行器相比传统民航飞行器其升力更高,升阻比更高。此种构型的飞行器对降低能源消耗、提高飞行都产生了积极影响。

采用前行桨叶概念（Advancing blade concept，ABC）的共轴刚性旋翼构型的直升机具有高速前飞的能力，然而大前飞速度带来的强桨尖压缩性等影响对桨叶气动外形提出了更高的要求。鉴于此，本文针对共轴刚性旋翼的气动布局进行了优化设计，通过改进桨叶平面外形提升旋翼前飞性能。基于雷诺平均NS（Reynold-saveraged Navier-Stokes，RANS）方程对共轴旋翼流场进行了气动性能数值模拟，在此基础上建立了代理模型结合遗传算法（Genetic algorithm，GA）的高效共轴旋翼气动布局优化方法，以前飞升阻比为目标函数进行优化，得到约束外形下的具有非线性弦长分布、尖削及后掠特征的桨叶外形。试验结果表明优化桨叶相比基准矩形桨叶升阻比得到明显的提升（前进比为0.6状态下升阻比提升约30%），证明了优化的有效性。

为了分析组合式襟翼对风力机翼型附近流场的变化情况,以NACA0012翼型为研究对象,建立不同组合式襟翼翼型的二维计算模型,使用计算流体力学软件Fluent求解定常、不可压缩雷诺平均的N-S方程并且采用Spalart-Allmaras湍流模型计算翼型在0°到18°攻角下翼型升阻力系数、升阻比情况。结果表明:在较大攻角下B组合翼型优于其他翼型同时大大推迟了翼型的失速现象,使其升力系数、升阻比在大攻角下有显著改善。

本文通过改变叶片相对宽度、相对厚度两个参数,采用数值方法,探究几何参数对倾斜尾缘锯齿叶片的气动及噪声特性的影响。研究结果表明:叶片弯度增大会扩大上下翼面间的压差,并带来显著的增升效果,改善叶片气动性能,而叶片厚度主要是通过影响压力面上的高压区分布来改变叶片气动性的;当来流攻角小于12˚时,增加叶片弯度、减小叶片厚度有利于增升减阻,提高升阻比;大厚度、大弯度叶片表面分离点前移,边界层加厚,层内速度扰动加剧,不稳定流动与叶片壁面相互作用增强,故叶片绕流过程中的辐射噪声相应增大。

基于Favre过滤的大涡模拟方法,对雷诺数Re=10^4,迎角α=6°下的NACA0012翼型上表面吹吸气射流进行了数值模拟,从翼型周围流场流线图、速度场云图、上下表面压力系数曲线以及上表面边界层位移厚度等多角度地分析了射流位置以及速度变化对翼型气动性能的影响。结果表明:射流位置对翼型气动性能影响较大,且吸气射流要明显优于吹气射流。对于吸气射流,前缘吸气要明显优于中后缘吸气,可有效增升减阻,并减小翼型尾部流动分离,抑制翼型气动参数扰动,其最佳吸气位置随着速度的增大逐渐向下游移动;而吹气射流对翼型气动系数的作用效果较差,但中后缘的吹气射流可减小飞行过程中的气动扰动量,且吹气越大,效果越明显。

为研究仿鸟飞行器的气动性能,设计了一款新型仿鸟扑翼飞行器,利用Fluent中线弹性实体光顺法来分析周围气体对机翼的气动性能的影响。机翼上下扑动时,同时参与俯仰运动,内翼与外翼间也存在弯曲运动,周围流场的速度与压力都在变化,同时机翼的升、阻力系数随流场也在变化。仿真得到了机翼运动时,在一定流速、频率、定攻角范围内,升阻比、升力及阻力分别随流速、频率、攻角的变化规律。