为抑制动态失速效应,以NACA0012为基础翼型,提出在前缘布置气动滑片的翼型。采用滑移网格和重叠网格相结合的技术,通过SST k-ω湍流模型对动态失速特性进行数值模拟,研究气动滑片对翼型气动性能的影响。结果表明:在上仰过程中,气动滑片能有效抑制动态失速的发生,延缓翼型前缘分离涡的产生;与原始翼型相比,气动滑片可在翼型上仰过程中显著减小阻力系数,并使翼型升阻比增大;在下俯过程中,气动滑片翼型的升力系数明显增大,且翼型运动过程中的迟滞效应减弱;气动滑片高度与翼型升阻比的提升效果密切相关。

针对翼型后缘连续变弯度运动中后缘边界精确数值模拟的问题,提出了基于二维多项式的时空曲面拟合方法,实现了对后缘边界时空位置的精确模拟。在此基础上,基于OpenFOAM发展了翼型后缘连续变弯度与大幅度俯仰运动耦合的运动边界数值模拟,并计算了翼型耦合运动的气动力,讨论了后缘线性/非线性变形对翼型大迎角动态气动特性的影响规律。结果表明后缘运动对翼型俯仰运动的升阻特性影响显著,特别在翼型大幅度俯仰时后缘非线性变形对升阻特性改善效果比线性变形大6%~10%。同时还研究了翼型俯仰与后缘变形运动相位差对气动特性的影响。特别地,当相位差为180°时,后缘运动使动态失速时的最大升力提高50.3%,平均升力提高34.6%;当2种运动相位差为0°时,后缘运动使动态失速时的最大阻力降低39.7%,平均阻力降低30.2%,最大升阻比提高22.3%,平均升阻比提高16...

为揭示翼型动态失速状态下气动力二次峰值的发生机理,基于运动嵌套网格技术、有限体积方法、LU⁃SGS隐式格式和Roe⁃MUSCL格式建立了俯仰振荡翼型非定常流场的数值模拟方法。首先,基于所建立的数值方法对NACA0012翼型在深度动态失速状态下的气动特性进行模拟,计算结果与试验数据吻合良好,验证了数值模拟方法的准确性。然后,通过对NACA0012翼型动态失速状态流场的研究,揭示了气动力二次峰值的发生机理。最后,开展了翼型厚度、弯度和弯度位置等外形参数对气动力二次峰值的影响研究。结果表明,动态失速涡诱导形成的后缘涡是导致气动力二次峰值的关键因素;翼型外形参数的变化会引起动态失速过程中动态失速涡和后缘涡的变化,使得气动力二次峰值相对谷值的增量有规律地增加或减小,二次峰值位置有规律地前移或后移。

压气机非定常气动响应模型是进行航空发动机气动稳定性分析的基础,本文基于经典的独立叶片动态失速模型,根据压气机基元级做功原理,建立了压气机非定常气动响应模型,推导了压气机非定常气动响应计算公式,并基于多台发动机进气畸变实验数据确定了非定常气动响应模型的时间常数,数值计算分析了多种形式稳态周向压力畸变对压气机动态响应特性的影响。计算结果表明,动态气动响应模型的二阶系统时间常数分别取τ1=2.5,τ2=2.0较为合适,在相同的进气畸变强度下,低压区范围越大,有效增压比就会越大;在同样低压区范围的情况下,低压区数目越多,有效增压比会越小;而在同样畸变度和低压区范围情况下,低压区向高压区的气流变化越平缓,则有效增压比会越小。本文给出的压气机非定常气动响应模型能准确捕捉到压气机气动响应基本规律。

利用代理模型方法取代计算流体动力学(CFD)方法,开展旋翼翼型的动态失速特性优化设计.建立基于动网格技术的旋翼翼型非定常气动特性求解方法,获得旋翼翼型在不同外形下的升阻力和力矩气动特性参数.利用类型转换(CST)翼型参数化方法,对初始翼型进行拟合重构;选取12个设计参数,利用基于自然启发的全局优化差分进化算法,优化目标是降低旋翼翼型的力矩和阻力特性,主要限制条件是保证升力特性不降低和翼型厚度增幅不明显.将本文的优化设计结果与基于伴随方法和CFD方法的优化结果进行对比.结果表明,基于Kriging模型的动态失速特性优化方法与伴随方法相比,在二维翼型优化设计上具有更好的寻优性能,优化翼型气动特性的表现更好;该方法与CFD方法相比,在利用全局优化算法的优势下,减少了过早陷入局部最优点的可能性,对比优化结果表明,在力矩和阻...

为了研究海上浮式风机动力特性,揭示旋转叶片“动力刚化”现象,本文基于一致质量有限元法和Jourdain速度变分原理,建立浮式风机刚-柔耦合多体系统动力学模型。采用叶素动量理论计算非定常气动弹性载荷,编制浮式风力机系统的Matlab仿真程序。结果表明:旋转叶片刚度随转速增大而增大;叶片挥舞以波浪频率和气动频率1P响应为主,并存在二者的耦合频率以及2P、3P响应;浮式基础运动几乎只有波频响应,气动载荷对基础振荡幅值贡献非常小。

以NACA0012翼型为例,基于CFD方法对该翼型进行了网格划分,得到一套适合于分析动态失速的高精度贴边网格。在此基础上采用雷诺时均N-S方程,标准k-ω模型建立了翼型在非常定流场中的动态失速计算方法,并运用Fluent对其进行了数值计算。讨论并分析了相应算例中翼型在动态失速情况下涡流、翼型上下表面压力及升力特性的变化情况。

动态失速风洞实验是一种非定常实验，其测量所得数据属于随机数据范畴。由于强迫振动频率范围较大，要从中获得有效的实验结果，除了做豁达一截止频率的模拟滤波外，还必须对其进行数字滤波处理。数据的频谱分析结果表明只须对天平测量信号做数字滤波处理；滤波原则是仅需滤掉天平、支架、模型系统的固有振动频率分量，同时尽可能多地保留实验强迫振动的各阶谐振信号。

在CARDC0.6m×0.6m高速风洞中进行了航天飞机类模型的动态失速试验.在M数为0.4～1.2,迎角为0°～75°范围测量了模型的动态气动特性,研究了各种运动参数对动态气动特性的影响.结果表明,在试验范围内,俯仰振荡引起了不同程度的气动迟滞现象,各运动参数对模型的动态气动特性都有重要影响,仅在迎角约为20°～40°时,非定常法向力增量存在,相应的非定常效应较明显.

垂直轴风力机的气动特性非常复杂，采用工程气动模型会有较大误差，因而本文针对NACA0012翼型，基于滑移网格技术，并选用Spalart—Allmaras方程湍流模型和基于压力的Simple算法对H行垂直轴风轮流场进行瞬态CFD计算，整个计算结果通过了严格的网格数和计算区域验证。同时，本文通过对流场的分析，获得了风力机的动态失速与升阻力系数等气动特性，计算结果对H轴风力机的设计与开发具有一定理论价值。