动态失速

摘要： 为探究翼型动态失速的高可信非定常模拟方法,以FFA-W3-241翼型为研究对象,采用开源计算流体动力学求解器OpenFOAM开展翼型动态失速下的流动模拟。研究重叠网格和滑移网格2种不同网格运动形式、2种不同时间步长、2种不同计算周期和OpenFOAM默认湍流模型与修正的k-ωSST湍流模型对动态失速过程中翼型气动力的模拟精度,并对流场结构进行分析。结果表明:修正模型预测的翼型气动力和流场特征与实验值更接近;重叠网格在翼型的动态失速模拟中更具优势。

摘要： 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。

摘要： 为了研究柔性翼型在动态失速下的气动性能及其优势,从流动控制的角度,采用流固耦合数值模拟方法研究了具有被动大变形能力的柔性翼型动态失速特性并与传统的刚性翼型进行了比较.首先,对柔性翼型在不同减缩频率下的气动特性进行了研究,得到了减缩频率对柔性翼型气动特性的影响规律,同时定量比较了刚性翼型和柔性翼型的升阻力系数随攻角、减缩频率的变化规律.其次,从俯仰震荡翼型的涡量场、流线以及结构响应等角度揭示了柔性翼型在动态失速现象中依旧具有良好气动特性的关键物理机制.研究结果表明,在高减缩频率下,柔性翼型具有低阻力的特征,气动性能显著优于刚性;柔性翼型的被动变形可以抑制翼型表面涡旋的生成从而优化气动特性.

摘要： 为弥补国内在旋翼翼型高速风洞动态试验模拟能力和测试精度方面的不足,基于FL-20连续式跨音速风洞,提出采用双端同步驱动旋翼翼型试验模型的方式,设计了一套高速风洞动态试验装置。该装置依托双天平动态载荷测量结合表面动态压力测量的方式,可提高旋翼翼型动态气动载荷的测量精度。风洞试验结果显示:当旋翼翼型试验模型的俯仰振荡幅值为10°时,其振荡频率可达17 Hz,且试验马赫数为0.6,雷诺数达到5×10^(6),处于国际领先水平。所研制的动态试验装置及其相关测试技术具有较高的可靠性,且试验数据可靠、规律合理,具备了开展高速风洞动态试验的能力,可为旋翼翼型动态失速问题的研究以及真实直升机试验参数的模拟提供重要的技术支撑。

摘要： 为提高叶轮机械运行的稳定性,常需要设计获得一种具有高升力特性和良好稳定性的翼型。受自然界中具有不同飞行特性的鸟类翅膀的启发,本文首先以海鸥、雀鹰、长耳鸮、水鸭4种鸟类为仿生对象,对沿翅膀展向40%截面位置处的翅膀轮廓形状进行仿生重构,获得4种仿生翼型。然后,对4种仿生翼型的动态失速特性进行数值模拟,通过对比分析4种仿生翼型的动态气动特性得出:在Re=2.0×10^(5)工况下,仿海鸥翼型的平稳性最好,阻力峰值在4种仿生翼型中最低;仿雀鹰翼型仅上仰阶段的升力系数小于仿海鸥翼型,仿雀鹰翼型的平稳性与仿海鸥翼型类似;尽管仿长耳鸮翼型的升力系数峰值最大,但是其动态迟滞现象明显;仿水鸭翼型产生的阻力最大,平稳性也相对较差。综上,仿海鸥翼型具有良好的稳定性和较低的阻力峰值,从而为叶轮机械优化设计和气动性能改善提供了有价值的参考翼型。

摘要： 采用数值模拟方法研究了运动表面长度l、速度比k、凹槽深度h和运动表面的无量纲位置s对带局部运动表面的NACA0012翼型动态失速特性的影响,在相同工况下对比了带表面射流与运动表面边界层控制方法(MSBC)对动态失速的控制效果。结果表明:采用运动表面边界层控制方法能够明显改善翼型的动态失速特性;在最优参数组合(s=0.4、l=0.4、k=1和h=0.25 mm)下MSBC翼型的等效升阻比较原始翼型增大了57.10%;当耗能系数较低时,与带表面射流的翼型相比,采用MSBC翼型可以通过较少的局部能量输入,就能达到提高翼型气动效率的目的。

摘要： 为研究翼型动态失速过程中,涡流发生器(VGs)对其气动特性和流场的影响,本文采用延迟分离涡模型对加装VGs的风力机翼型DU91-W2-250翼段动态失速进行了数值模拟,分析了VGs对深失速和轻失速转化过程的影响.结果表明:涡流发生器对动态失速有抑制作用,有显著的增升减阻效果,翼段下俯段的气动性能改善效果要好于上仰段.由于分离程度不同,翼段加涡流发生器后,深失速下俯段升力低于上仰段,轻失速下结果则相反.

摘要： 以NACA0012翼型为研究对象,采用动态测压及PIV测量技术,研究了AC-DBD等离子体激励器对翼型俯仰及耦合运动动态失速的控制作用和机理.研究表明,等离子体激励能够显著推迟失速迎角,抑制失速后的升力系数陡降,提前流动再附和升力系数回升,减小升力及俯仰力矩系数曲线迟滞环面积,改善翼型气动特性.研究了不同运动参数及激励器设置参数对控制效果的影响,结果表明翼型俯仰运动频率及激励器激励频率分别对激励器控制效果影响最大,为后续相关研究提供了数据基础.

摘要： 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16.8％;同时,翼型在动态俯仰过程中出现负阻力现象,对产生负阻力的原因进行了分析.这些结果可用于指导连续变弯度后缘控制律的设计.

摘要： 为了研究机翼动态失速的演化机理,通过数学方程模拟动态失速状态下机翼摆动情况,对机翼表面涡量的变化规律进行了分析.首先基于动网格技术,结合机翼运动方程,模拟动态失速演化过程,利用Thin-cut技术生成机翼及其对应翼型的计算网格;然后将剪切应力传输(shear stress transfer,SST) k-ω模型与纳维尔-斯托克(Navier-Stokes,N-S)方程结合为封闭方程组用于翼型进行数值计算,并对计算模型进行了可行性分析;最后利用翼型计算时采用的方法对机翼动态失速过程进行数值求解.研究结果表明:在整个动态失速演化过程中,机翼动态失速气动力性能较翼型更为复杂,不同截面处具有不同的动态失速临界迎角,且存在着不同性质的涡旋变化.研究结果可为大迎角飞行安全训练提供支持.

摘要： 利用计算流体力学(CFD)方法对基于充气前缘(Inflatable Leading Edge,ILE)技术的SC1095旋翼翼型动态失速抑制进行研究,分析了ILE抑制动态失速的控制机理,获得了ILE结构布置和充放气方式对动态失速的影响规律.研究表明:ILE可以抑制动态失速的发生;ILE最大膨胀程度越大,其抑制动态失速的效果越好,但过大后抑制效果开始减弱;在翼型上仰至不同迎角时开始对ILE充气会对动态失速抑制有较大影响;ILE整流段与翼型连接位置对动态失速抑制有很大影响,整流段越长,抑制效果越好.

摘要： 为模拟旋翼翼型动态失速特性,以非定常雷诺平均N-S方程为控制方程,采用双时间推进法,建立了旋翼翼型非定常流场模拟的CFD方法.为研究旋翼翼型前缘外形对动态失速特性的影响,在NACA0012翼型的基础上,采用了不同的前缘变形量,设计了三种不同类型的旋翼翼型,并对比分析了这三类翼型的动态失速状态.通过对比分析发现,翼型上表面变形能够有效的影响到翼型的动态失速特性,上表面凸出变形增大,在一定范围内能有效抑制动态失速;翼型下表面变形对动态失速特性的影响较小;改变前缘附近弯度也可以在一定程度上影响到翼型的动态失速特性,翼型的弯度增加,在一定范围内将也能有效抑制动态失速特性.

摘要： 由于直升机前飞状态下桨叶工作在强烈的非定常气流环境中,表现出复杂的空气动力学特性和动力学特性.旋翼每旋转一圈,沿桨叶展向的任意剖面不仅有周期变距运动,还有周期沉降运动,而且受到周期交变的来流作用.本文采用Menter F R在k-ω基础上发展起来的k-ωSST(剪切应力输运)湍流模型,网格离散采用结构和非结构结合的方法,综合研究了变距、沉降(挥舞)和周期交变来流作用下的NACA0012翼型动态失速特性,并且研究了扭转前二阶谐波对二维翼型动态失速特性的影响.结果表明：(1)本文所采用的CFD模型无论是在轻失速还是深失速情况计算的结果都与实验结果吻合良好.(2)扭转的其他谐波频率对气动力系数的频谱特性有明显多频及半频成分.

摘要： 在非定常气动环境下运行的风力机会引发动态失速的现象.由此对风力机翼型的非定常气动力用两种降阶模型(Volterra级数模型和基于代理模型的递归结构模型)进行了预测.本文对两种模型进行了简要分析.为了说明模型对非定常气动力预测的能力,将预测结果与CFD仿真结果进行了比较.结果表明在轻度失速工况下两种模型都有较好的预测能力,在深度失速工况下基于代理模型的递归结构模型的精度较高.因此也可以认为这两种降阶模型对风力机的气动弹性问题的分析和优化是有益的.

摘要： 漂浮式风力机的振荡运动不仅能引起相对来流速度的变化,还能引起叶片翼型攻角的变化,而且叶片内侧的厚翼型受到的影响更大.通过对相对厚度为35％的DU35翼型在一系列平均攻角、攻角变化幅度和折合频率下的动态气动特性进行计算和分析,发现厚翼型的动态失速特性与薄翼型有很大不同.厚翼型的升力系数基本没有动态失速效应,但阻力系数和俯仰力矩系数却有很强的动态失速效应.在攻角动态变化条件下,即使攻角始终小于失速攻角,厚翼型的阻力系数和俯仰力矩系数在攻角增大和减小过程的差别依然很大.

摘要： 对Leishman Beddoes动态失速模型和三维旋翼旋转效应进行研究,以适用于直升机旋翼的非定常气动模型为基础建立了直升机定常前飞时的非线性动力学配平方程组.本文利用此方程组分析了动态失速对算例直升机空载前飞及重载前飞时配平参数的影响情况.

摘要： 基于网格速度法,通过求解非定常N-S方程,数值模拟了风力机翼型在俯仰振荡运动中的动态失速下的气动载荷。文中同时采用动网格方法对同一算例进行计算,并将两种方法下的计算结果与实验值进行了对比。对比结果显示,两种方法的气动载荷迟滞曲线基本重合,与实验值基本一致。表明网格速度方法可以应用于风力机翼型俯仰动态失速的数值计算。

摘要： 考虑翼型绕弹性轴旋转和垂直振动两个自由度,建立了流固耦合模型。运用有限体积法,得到任意拉格朗日欧拉坐标下的N-S方程；运用时变计算域和动网格技术,解决了N-S方程与翼型运动常微分方程的耦合；运用CFD软件Fluent对不可压缩粘性流与振动翼型的流固耦合作用进行二维数值模拟。用作俯仰运动的翼型验证了CFD方法和动网格技术的可靠性,并计算了翼型NACA63-415基于流固耦合的动态失速特性,得到了其升力、阻力和力矩系数的变化趋势。

摘要： 垂直轴风力机在旋转过程中,叶片攻角随着方位角的变化而不断的变化,当翼型进入动态失速区时,其性能与静态失速状态下有很大不同.本文基于ONERA 模型实现了风力机翼型的动态失速特性的数值计算方法,并采用不同的ΔCL 计算方法对ONERA 模型进行修正,随后以NACA0015 翼型为例进行计算,通过与实验结果对比表明,修正后的ONERA 模型能够较好的符合实验结果.采用修正后的ONERA 模型,分别对翼型在不同平均攻角下动态失速特性进行了模拟,并讨论了衰减频率对翼型动态失速的影响.

摘要： 采用涡尾迹方法计算准定常气动性能，结合Leishman-Beddoes计算叶片的非定常气动力。应用有限元分析软件，分析风力机在不同转速下的风轮模态，塔架的前后、左右振动模态。基于非定常气动力和结构振动模态，针对风力机风轮，建立其结构运动方程。求解出的叶片振动速度加入到非定常气动力的计算中，从而建立了考虑叶片振动的风力机载荷、响应计算模型。分析了Phase Ⅵ叶片和某1.5MW风力机各个叶片截面的气动力、振动位移和振动速度随时间的响应曲线，表明该方法能够较好的计算出风力机的气动力性能、载荷和响应。

摘要： 本发明公开了一种基于机翼前缘动态下垂的动态失速控制方法，属于飞行器流动控制技术领域。在机翼俯仰振荡运动过程中，当机翼的攻角增大到设定值时，控制机翼前缘下垂以减小前缘局部的有效攻角；而在机翼的攻角减小过程中，控制机翼前缘从下垂状态恢复原状，从而保持原翼型的气动特性。本发明通过合理控制机翼前缘动态下垂来有效控制机翼俯仰振荡过程中的动态失速。

摘要： 本发明公开了航空轴流压气机复杂进气畸变下动态失速过程预测方法，该方法通过分布式力源描述叶片固壁效应，基于损失系数及落后角概念有效构建局部叶片基元流道力源与气流参数的动态关联，具备定量描述多级轴流压气机复杂进气畸变下动态失速演化过程的能力。较传统二维计算方法和高阶三维CFD计算方法，该方法可以在兼顾计算效率的同时，有效反映包含旋流及径向/周向空间组合畸变特征在内的复杂进气畸变扰动下航空轴流压气机气动失稳特征，为先进航空发动机高保真度气动稳定性设计提供技术支撑。

摘要： 本发明涉及一种直升机旋翼翼型失速控制方法及系统。所述直升机旋翼翼型失速控制方法，在桨叶上的0.7R～0.9R范围内和距离桨叶前缘15％c处布置合成射流激振器，合成射流激振器的间距约为2.6％R，R为桨叶的展长，c为弦长，包括：获取驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数；根据驾驶员当前操作参数以及飞机当前飞行状态参数确定直升机旋翼的瞬时迎角；根据飞机当前飞行状态参数确定失速迎角；判断瞬时迎角是否大于失速迎角，若是，开启合成射流激振器，并同时控制桨叶上0.7R～0.9R处后缘小翼向上偏转0～5度；若否，关闭合成射流激振器，并同时控制桨叶上0.7R～0.9R处的后缘小翼向下偏转0～5度。采用本发明所提供控制方法及系统，能够高效提升旋翼气动特性及控制旋翼动态失速。

摘要： 本发明公开了一种基于机翼前缘动态下垂的动态失速控制方法，属于飞行器流动控制技术领域。在机翼俯仰振荡运动过程中，当机翼的攻角增大到设定值时，控制机翼前缘下垂以减小前缘局部的有效攻角；而在机翼的攻角减小过程中，控制机翼前缘从下垂状态恢复原状，从而保持原翼型的气动特性。本发明通过合理控制机翼前缘动态下垂来有效控制机翼俯仰振荡过程中的动态失速。

摘要： 本发明提供一种风电叶片及其叶片动态失速控制方法。所述风电叶片包括叶片基体以及位于叶片前缘的前缘离体部分，所述前缘离体部分与所述叶片基体固定连接，且二者之间存在一间隙，所述前缘离体部分的上沿设有离体射流喷射槽；还包括设置于所述叶片基体后缘的叶片上表面的襟翼，所述襟翼相对于所述叶片上表面的开度角可调节。本发明能够达到降低叶片上表面湍流边界层尾缘噪声特性和对叶片的动态失速起到控制的作用。

摘要： 本发明公开一种考虑翼型附着流和后缘分离流的动态失速计算方法，步骤S1，输入翼型运行参数，确定翼型的几何攻角变化函数；步骤S2，根据翼型的静态升力系数变化曲线，确定开始分离攻角、完全分离攻角、零升力攻角、线性升力系数斜率；步骤S3，建立考虑翼型附着流和后缘分离流的动态失速模型；步骤S4，采用四阶龙格库塔法求解动态失速模型；步骤S5，计算得到翼型的非定常动态升力系数和动态分离过程。该方法运算速度快，只需要输入风速、静态升力系数、时间常数等翼型运行参数，即可掌握不同几何攻角变化下的翼型动态分离过程，得到精度较高的非定常动态升力系数迟滞环曲线，具有极其重要的科学意义和工程实用价值。

摘要： 本发明提供了一种适用于小型风洞的叶片动态失速试验装置，主要包括伺服电机、传动组件、测试组件和机架，所述传动组件包含变径调节盘、正弦机构和齿轮齿条机构，所述测试组件包含力传感器、角位移编码器、转轴和叶片模型；本发明通过所述伺服电机和所述传动组件带动叶片模型做变频俯仰运动，通过所述测试组件获得动态失速瞬态气动力，通过所述变径调节盘实现叶片模型俯仰运动幅度大小的调节；本发明提供的试验装置，能够实现叶片模型变频变幅的连续平稳俯仰运动，结构简单可靠，适用于小型风洞叶片模型动态失速气动性能试验。

摘要： 本发明公开了适用于格尼襟翼风力机翼型的动态失速评价及预测方法，包括：在风洞试验段搭建动态气动特性测量试验台，试验段中固定放置翼型段；设置采集参数，并开启风洞；利用试验装置采集不同工况下测试翼型段在动、静态气动数据，并加装格尼襟翼重复上述试验；数据处理，评价格尼襟翼风力机气动性能控制效果；利用试验所得经验常数代入半经验预测模型，对加装格尼襟翼的风力机翼型非定常气动预测。本发明设计适用于不同工况下翼型动、静态气动数据的评价及预测，从多个角度评价格尼襟翼的动态气动性能控制效果且精确度较高，对风力机翼型气动特性的研究具有重要的工程意义。

摘要： 本发明公开了航空轴流压气机复杂进气畸变下动态失速过程预测方法，该方法通过分布式力源描述叶片固壁效应，基于损失系数及落后角概念有效构建局部叶片基元流道力源与气流参数的动态关联，具备定量描述多级轴流压气机复杂进气畸变下动态失速演化过程的能力。较传统二维计算方法和高阶三维CFD计算方法，该方法可以在兼顾计算效率的同时，有效反映包含旋流及径向/周向空间组合畸变特征在内的复杂进气畸变扰动下航空轴流压气机气动失稳特征，为先进航空发动机高保真度气动稳定性设计提供技术支撑。

摘要： 本实用新型公开了一种用于高速风洞的动态失速弯刀试验装置。该试验装置包括安装在风洞支撑机构上的固定弯刀，环抱在固定弯刀上的快速滑动接头，快速滑动接头的背气流面通过转轴连接驱动连杆，驱动连杆连接飞轮，动力输入轴固定在飞轮的轴心，伺服电机驱动和控制动力输入轴转动，减速器放大伺服电机的转矩；快速滑动接头的内部包括环抱在固定弯刀上的套筒形滚子框架，套筒形滚子框架上均布有阵列的滚子，快速滑动接头通过滚子沿固定弯刀滑动。该试验装置外形与高速风洞常规试验的弯刀机构相似，对流场支撑干扰形式相同，通过控制伺服电机亦可以开展常规定常试验，是基于弯刀支撑的动静态一体化风洞试验平台，能够获得动静态风洞试验对比研究结果。