为在大攻角下提升机翼结构的气动性能,提出一种在机翼结构表面开孔,建立廊道连通上、下翼面的方法,可促使飞机从失速状态中改出。采用Realizable k-ε湍流模型和SIMPLE算法,在fluent软件上数值模拟了不同攻角下,机翼表面开孔的大小及角度对机翼气动性能的影响,并讨论了开孔机翼表面绕流的规律。结果显示,对比基于NACA0018翼型的标准机翼,在小攻角条件下,表面开孔机翼的升力系数略低;但当攻角增至16°时,标准机翼开始出现明显的失速特征,而此时开孔机翼的升力系数高于标准机翼,可在大攻角下维持良好的气动性能。以圆形开孔为基础,研究了不同开孔尺寸对机翼气动性能的影响,数据表明,当开孔尺寸较小时,在大攻角下机翼的升力系数随开孔尺寸的增大而增大,当到达临界值即开孔尺寸为006m时,气动性能最佳,继续增大开孔尺寸,机翼的升力系数反而减小。另...

为研究大攻角下前缘突节结构对风力机叶片气动性能的影响,基于FLUENT数值模拟,采用RNG k-ε湍流模型分别对标准叶片和仿驼背鲸鳍叶片进行气动特性分析。结果表明,较小的攻角下仿生叶片的气动性能并不如标准叶片。当攻角α≥20°之后,标准叶片出现明显的失速特性,此时带有前缘突节的仿生叶片升力系数也有所降低,但下降趋势比较平缓,大攻角下仿生叶片的升力系数始终高于标准叶片,具有良好的气动性能。风力机叶片特定截面处的速度云图以及叶片表面压强和流线的分布情况表明,叶片前缘特殊的突节结构相当于一个漩涡制造器,正弦前缘波峰处优良的气动性能是仿生叶片在大攻角下依然具有较高的升力系数的主要原因。前缘突节的幅值和个数是影响仿生叶片气动性差异的主要因素。