为研究射流与翼型间的相互作用,将自由流线模型与面元法结合,建立了二维无黏射流中翼型气动特性的计算方法。利用总压差不变假设和自由流线模型确定射流边界的涡强和位置,翼型的气动力采用涡面元进行计算,整个过程进行松弛迭代求解。对所提计算方法的理论进行了介绍,并对其收敛性和有效性进行了验证;研究了翼型在射流中上下位置、射流宽度与翼型弦长比值对翼型气动力的影响;利用动量理论对射流中翼型的受力特性进行了分析。结果表明翼型在射流中的气动特性与自由来流中差别较大,当翼型引起射流偏转时,翼型不仅会受到升力,还会受到阻力。文中所提方法可用于二维射流中翼型气动力的计算。

目前我国风电应用正在向沿海和中部地区人口比较稠密的地区扩展,风力机在运行时产生的噪声会对风电场周围一定范围内的敏感区居民造成影响,因此,研究翼型噪声对风电产业意义重大。利用CFD软件FLUENT和声学分析软件FINE/Acoustics对NACA0012翼型进行了数值模拟,来流风速55.5m/s,攻角0度,翼型弦长0.3048m,模拟与风洞试验结果吻合较好,同时得到了该翼型远场声场分布规律,结论如下气动噪声计算结果与风洞试验结果较吻合;随着距离变大,声压级不断降低,降低越来越少,单调递减;声压级在低频和高频段时较低,中间频段时较高,部分方向声压级接近60dB,达到20000Hz时,高频段声压级低于低频段,部分方向声压级低至30dB以下;低频时,前缘声压级较高,尾缘声压级较低;高频时,尾缘声压级较高,前缘声压级较低;在低速的情况下,流经翼型的气动声源特性是偶极子源辐射噪声。...

文章选取风力机常用翼型DU91-W2-250和NACA63-425为研究对象,通过γ-Reθt转捩模型对光滑翼型和粗糙翼型进行了二维定常模拟。用矩形凸台代替实际锯齿形粗糙带验证了模拟翼型表面粗糙度效应的可行性。通过升、阻力系数的比较和流场显示,探讨了粗糙度影响翼型气动性能的内在机理。数值模拟结果表明矩形凸台可以有效地模拟翼型表面的粗糙度效应,在翼型吸力面5%弦长位置,翼型气动性能随前缘凸台高度的增加而恶化;随着凸台位置向尾缘移动,DU91-W2-250翼型的气动性能逐渐接近原始翼型,NACA63-425翼型的气动性能呈现出先恶化后改善的趋势。

大气湍流是风力机非定常特性的主要诱因,该研究基于CDRFG(consistent discretizing random flow generation)方法生成湍流入口边界,采用大涡模拟(large eddy simulation,LES)研究风力机翼型气动力非定常特性对湍流的敏感性。结果表明翼型前缘区域对湍流来流较为敏感,而中部及尾缘区域几乎不受湍流的影响。攻角分别为2°、8°和14°时,吸力面从前缘点到约0.5、0.3和0.1倍弦长位置处表面压力的标准差较均匀来流时幅值增大,表明小攻角时翼型吸力面上压力脉动受湍流影响的区域较大。来流湍流强度分别为9.3%、6.5%和4.8%时,2°攻角下翼型升力系数的标准差是其均匀来流时的6.36、5.42和4.90倍;8°攻角下是其均匀来流时的3.95、3.33和3.02倍;14°攻角下是其均匀来流时的1.78、1.63和1.40倍;表明小攻角时湍流引起的升力系数脉动特性较大攻角时更加显著。翼型前缘点脉动压力的功率谱曲线...

气动升力协同高速列车是一种通过添加串列升力翼提高列车气动升力,实现高速列车整体能耗和全寿命周期成本下降的创新型高速列车概念。由于升力翼使得列车的净重量下降,车轮与轨道之间的作用程度减弱进而降低了摩擦阻力和车轮的磨损。为减少串列翼之间的气动干扰,在铁路限界约束条件下,基于数值模拟方法,研究了不同壁面距离和攻角下的升力翼气动特性,提出了一种较优的升力翼气动布局,在此基础上开展翼型优化设计。研究结果表明后翼处在前翼的尾迹区时会存在显著的升力损失,且气动损失随着前翼攻角的增大而增大。通过翼型优化,可以有效改善后翼的气动特性,相比原始翼型,新翼型的升力系数提升了14.06%,升阻比提升了10.71%。

基于大涡模拟(LES)技术对NACA6510翼型二维绕流流场进行数值模拟,研究吸力面圆弧型沟槽相对位置、相对深度对翼型气动特性与涡流结构的影响规律。研究表明在小攻角下,沟槽表面对翼型的升、阻力系数影响很小,在大攻角下升、阻力系数明显减小。气体流经沟槽结构时会在内部形成反向二次漩涡,其脉动主频为上、下游主频的2倍,相对深度不同其内部漩涡特性呈现不同规律。在一定条件下,沟槽涡流失稳,存在周期性的涡流产生、发展和脱落,翼型尾缘保持了上游及沟槽内压强脉动的频率特性,脉动幅值逐渐增强。随着沟槽深度的增加,翼型尾缘压强脉动幅值呈先降后升的分布趋势。沟槽较浅时,沟槽的存在对频率特性的影响不明显;沟槽达到一定深度后,压强脉动频率发生突变且明显降低。

计算流体力学(CFD)广泛用于翼型的气动优化设计。由于CFD计算量大、计算时间长,常用响应面或人工神经网络等代理模型来代替CFD模拟进行气动性能评估。代理模型的预测精度关系着优化结果的可信度。本文研究基于代理模型与优化算法的翼型气动优化设计方法。采用CST函数建立了翼型的参数化方法。采用拉丁超立方实验设计方法,在设计空间内选择训练样本。基于开源CFD求解器OpenFOAM计算样本翼型的气动参数,建立基于径向基神经网络的代理模型,以减少计算量。以S809翼型为对象,升力最大为目标函数,最大厚度为约束条件,利用代理模型与遗传算法结合优化得到最优翼型,并采用了代理模型的由粗到精的外层迭代,以提高代理模型的精度和效率。结果显示优化后的翼型较原S809翼型气动性能有了明显提升,升力系数提高,阻力系数降低;采用外层迭代后,代理模...

文章提出了在尾缘吸力面填充多孔介质以降低整体多孔使用率,减少其对翼型结构及气动性能的影响。以NACA0018翼型为研究对象,采用大涡模拟方法及Ffocws-Williams and Hawkings(FW-H)声学类比方法比较分析了雷诺数为2.63×105的条件下,基准翼型、尾缘完全填充型及吸力面填充型多孔翼型的气动特性及降噪能力。分析结果表明两类多孔翼型尾缘受多孔域影响,流场流动发生了变化,且随着攻角的增大,多孔介质对流体的扰动及分离作用被削弱;吸力面填充型翼型能有效降低声压波动及功率谱密度,其在低频区域的声压级分布低于基准翼型,并最终在0°攻角及0~25 kHz的计算频率下达到4.3 dB的降噪效果。针对两类多孔翼型的气动性能结果进行比较,在攻角为0~10°时,尾缘完全填充型翼型较基准翼型出现了1.1%~2.8%的升力系数损失;而吸力面填充型翼型的升力损失为0.8%~1.5%。此外,...

本文提出改善翼型气动特性的方法,本文采用了环量控制翼型增升技术,运用数值模拟手段分析了一种后缘为圆弧状的环量控制机翼,研究了在翼型后缘尺寸不同的条件下三维机翼气动特性的变化。对其不同攻角下机翼的气动力特性、漩涡结构等进行了研究。通过对数值仿真结果进行分析,对比升力、阻力、升阻比和压力。速度云图结果表明随着翼型后缘圆弧尺寸改变,整体三维机翼的气动效率发生变化。后缘尺寸偏小、圆弧趋于完整的圆机翼的气动效率越好。

针对离网小型垂直轴风力发电机工作中存在的流固耦合作用,根据湍流模型和流固耦合算法建立数学模型,利用COMSOL Mutiphysics软件对风力发电机叶片NACA0012翼型进行流固耦合计算,研究了翼型的气动性能。研究得出NACA0012翼型在攻角为14时开始出现失速特征,在失速前可达到最大升力阻力系数比值,升力约为阻力的55倍,具有优异的使用性能。翼型弦长变化对升阻力系数影响不大,仿真结果与国外公布的实验数据相符,验证了该方法的可行性,为离网小型垂直轴风力发电机叶片翼型设计提供新的理论基础。