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移动壁面控制naca0015翼型气动性能的数值研究

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航空计算技术 2015年第4期45卷 18-20,28页

作者：李立麻蓉中航工业西安航空计算技术研究所陕西西安710068

通过对移动壁面的作用原理进行分析,建立了一类可用于移动壁面模拟的广义滑移壁面模型,依此建立了移动壁面的准定常数值模拟方法。数值研究了移动壁面对来流速度为40 m/s的低速naca0015翼型在临界攻角状态(11°)气动性能影响,其中,移动... 详细信息

通过对移动壁面的作用原理进行分析,建立了一类可用于移动壁面模拟的广义滑移壁面模型,依此建立了移动壁面的准定常数值模拟方法。数值研究了移动壁面对来流速度为40 m/s的低速naca0015翼型在临界攻角状态(11°)气动性能影响,其中,移动壁面机构为放置在翼型前缘和背风面的两个转动圆柱。计算研究结果表明,在临界攻角状态,移动壁面对翼型气动性能产生显著的主动和被动控制效果,即:通过显性引入移动壁面,将使基本翼型在临界状态的气动性能变差,但通过移动壁面的运动,并采用恰当的控制策略,将对气动性能产生明显的补偿,抑制边界层的发展,延缓分离;控制圆柱的安装位置、转动方向及转动速率是影响流动控制效果的关键因素。

关键词：移动壁面控制滑移壁面准定常模拟 naca0015翼型雷诺应力

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仿生水翼结构对空化抑制效果影响的数值分析

排灌机械工程学报 2024年第7期42卷 685-692,700页

作者：赵伟国刘金晶张佳瑜秦嘉伟兰州理工大学能源与动力工程学院甘肃兰州730050 甘肃省流体机械及系统重点实验室甘肃兰州730050

空化对流体机械表面造成高频脉动冲击,使其动力性能下降.为提高水翼的抗空化性能,研究水翼表面仿生结构参数对空化抑制效果的影响.采用SST-TM湍流模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,对不同参数仿生结构水翼的空化流场和水动力学特性... 详细信息

空化对流体机械表面造成高频脉动冲击,使其动力性能下降.为提高水翼的抗空化性能,研究水翼表面仿生结构参数对空化抑制效果的影响.采用SST-TM湍流模型和Zwart-Gerber-Belamri空化模型,对不同参数仿生结构水翼的空化流场和水动力学特性进行了数值模拟研究.探究仿生结构的弦向位置、宽度、角度对空化效果的影响,初步揭示空化抑制机理.结果表明:当仿生结构的弦向位置为L=0.3 C、宽度为b=0.15δmax、角度为θ=14°时抑制效果最明显,与原型水翼相比空泡数减少24%,水翼振动频率减小23%,升阻比提高4.73%,回射流厚度和强度明显减弱;随着仿生结构接近尾缘,吸力侧上的空化区先减小后增大,在空化充分发展的空腔末端设置仿生结构抑制效果最明显;存在最佳宽度参数使空泡体积数最少,最小压力系数增大明显,升阻比最大;仿生结构角度的增大能更好地增大水翼近壁面压力,同时也会引起旋涡的生成,加剧流场的不稳定性.

关键词： naca0015翼型仿生结构结构参数数值模拟空化被动控制

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翼型表面仿生特殊构型对空化抑制影响的研究

西安交通大学学报 2022年第9期56卷 10-19页

作者：王燕燕赵伟国韩向东范鹏军刘在伦胡建启兰州理工大学能源与动力工程学院兰州730050 南昌理工学院建筑工程学院南昌330044 机械工业兰州石油化工设备检测所有限公司兰州730070

为探究翼型表面仿生特殊构型对空化抑制的影响,本文采用修正的SST k-ω湍流模型并结合Zwart-Gerber-Belamri空化模型对常规与表面含仿生特殊构型的naca0015翼型的非定常空化绕流进行数值仿真,确定仿生特殊构型的影响且揭示相应的机理。... 详细信息

为探究翼型表面仿生特殊构型对空化抑制的影响,本文采用修正的SST k-ω湍流模型并结合Zwart-Gerber-Belamri空化模型对常规与表面含仿生特殊构型的naca0015翼型的非定常空化绕流进行数值仿真,确定仿生特殊构型的影响且揭示相应的机理。研究结果表明:对于表面含仿生特殊构型的翼型,相同频率下的升阻力幅值明显小于常规翼型下的且幅值整体波动较弱,同时平均升阻比增大;与常规翼型下的相比,空泡周期性演化发展过程变弱且空泡体积也减小;表面含仿生特殊构型翼型下的空化柔度在正负值间变化的程度较常规翼型下的弱,空化柔度小于0所对应的时间显著减少仿生特殊构型显著抑制空化。低压区与涡旋分布范围均小于常规翼型下的,湍动能分布范围减小且强度减弱,在其综合影响下实现抑制空化的目的,流场因而变稳定。

关键词： naca0015翼型空化仿生特殊构型机理

旗鱼尾鳍仿生结构对离心泵空化性能影响的研究

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旗鱼尾鳍仿生结构对离心泵空化性能影响的研究

作者：刘金晶兰州理工大学

学位级别：硕士

水力机械在运行过程中都避免不了空化问题,空化所带来的不稳定性会导致全局流量和压力发生剧烈的变化,这就引起了非定常转子的动力特性问题,并最终导致水力系统结构的破坏。而低比转速离心泵扬程高、流量小、效率低,当叶轮入口压力下降... 详细信息

水力机械在运行过程中都避免不了空化问题,空化所带来的不稳定性会导致全局流量和压力发生剧烈的变化,这就引起了非定常转子的动力特性问题,并最终导致水力系统结构的破坏。而低比转速离心泵扬程高、流量小、效率低,当叶轮入口压力下降至饱和蒸气压时,易在叶片进口背面的位置发生空化。空化的产生导致叶轮内部非定常湍流脉动加剧,叶片载荷剧烈变化,外部扬程和效率降低,并会使叶轮在运行过程中产生噪声和振动。采取有效措施控制空化的产生,对于流体机械的稳定运行有着重要的意义。本文将以naca 0015水翼以及低比转速离心泵作为研究对象,通过理论分析,实验研究以及数值模拟的方法,提出了在叶片表面布置仿生结构的被动控制空化的方法。分别对naca 0015翼型的空化流和水动力学特性,低比转速离心泵空化特性及空泡流变化规律,叶片载荷变化规律等内容展开了系统研究。主要研究内容和结论如下:(1)对三维naca 0015水翼在典型工况σ=0.8下的云空化特性进行了数值模拟研究,在此基础上,研究了水翼表面布置的仿生结构对空化性能的影响,并对不同参数仿生结构水翼的空化流场和水动力学特性进行了数值模拟研究。结果表明:当仿生结构的弦向位置为L=0.3c、宽度为b=0.15δ、角度为θ=14°时抑制效果最明显,与原型水翼相比空泡数减少了24%,水翼振动频率减小了23%,升阻比提高了4.73%,回射流厚度和强度明显减弱。(2)通过实验和数值模拟相结合的方法探究了离心泵空化流动的不稳定性。对离心泵内部非定常空化流数值模拟进行了分析,结果表明当装置空化余量降低到一定程度时,扬程断裂式下降,这是由于空化发展到一定程度,空泡占据大部分流道,叶片载荷压力会突然降低,导致叶片失去做功能力。将实验外特性及空化性能同数值模拟值比较,实验值与模拟值符合较好,证明了数值模拟及空化模型是可靠的。(3)基于水翼布置仿生水翼的有效性和离心泵数值模拟的准确性,采用数值模拟的方法研究仿生结构在低比转速离心泵中的适用性,对其空化流动机理以及仿生结构在叶轮内部的作用机理进行研究。研究发现在背面布置仿生结构可以有效地抑制空化初生,而工作面布置仿生结构则会在临界空化和断裂空化中都很大程度地延缓空化剧烈的发生,增加了泵运行区间的范围。(4)背面布置仿生结构使空化初生时空泡体积减少了44%,对叶片前缘生成的低压区减小效果明显,使得背面位置能量耗散减小,进口区域的低涡粘度区域明显增大,旋涡强度减小;而相比于原型离心泵模型,工作面布置仿生结构使得临界空化点扬程上升了3%,空泡体积下降了20%,并使空化断裂点扬程上升了10%,空泡体积数减小了18%。工作面布置仿生结构可以有效减小低压区范围,优化离心泵内部流场结构,减弱离心泵叶轮进口以及靠近蜗壳处的压力脉动,延缓离心泵内部空化的发展,改善了其空化性能。

关键词： naca0015翼型低比转速离心泵仿生结构空化性能空化抑制

基于实测展向相干函数的气动导纳识别法及其在翼型和箱梁中的应用

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基于实测展向相干函数的气动导纳识别法及其在翼型和箱梁中的应用

作者：史明杰中南大学

学位级别：硕士

流线型箱梁(简称箱梁)是大跨度桥梁加劲梁的主要形式之一,而已有的展向相干函数经验模型并不能完全描述箱梁抖振力展向相干函数的分布特性。此外,实桥三维效应与风洞试验的三维效应不同,因此需要研究考虑三维效应的箱梁气动导纳识别方... 详细信息

流线型箱梁(简称箱梁)是大跨度桥梁加劲梁的主要形式之一,而已有的展向相干函数经验模型并不能完全描述箱梁抖振力展向相干函数的分布特性。此外,实桥三维效应与风洞试验的三维效应不同,因此需要研究考虑三维效应的箱梁气动导纳识别方法。本文通过理论分析和测压试验相结合的方法,提出了一种基于实测展向相干函数的气动导纳识别法,并识别了naca0015翼型断面和箱梁断面的一波数气动导纳和二维导纳,也考虑了不同湍流场、不同风攻角、不同缩尺比对箱梁断面二维导纳识别结果的影响。主要的成果和结论如下:(1)在风洞中调试出了五种格栅湍流场,其中一组湍流场的湍流积分尺度相似而湍流度不同,另外一组湍流场的湍流度相似而湍流积分尺度不同,同时也给出了所有湍流场的流场特性。(2)根据实测展向相干函数,在二波数气动导纳通用识别框架的基础上,提出了一种不依赖于展向相干函数模型的气动导纳识别法。并以有效展向间距的概念证明了naca0015翼型和箱梁抖振升力展向相干函数大于脉动风速的展向相干函数。(3)naca0015翼型和箱梁的抖振升力一波数气动导纳小于对应断面的二维导纳,而且湍流积分尺度越大一波数气动导纳越大,而湍流度基本不影响一波数气动导纳值的大小。此外,对于箱梁抖振升力一波数气动导纳:风攻角越大,箱梁的抖振升力一波数气动导纳值越小;箱梁抖振升力一波数气动导纳随缩尺比的增大而减小。(4)试验识别的naca0015翼型断面二维导纳在一定频率范围内足够精确,在高频由于厚度效应小于Sears函数,而且该二维导纳不受湍流积分尺度和湍流度的影响,证明了本文气动导纳识别方法的可行性并给出了该方法的适用范围。(5)识别出的箱梁抖振升力二维导纳在低频范围大于Sears函数值且更接近于准定常值。随着频率增加,箱梁抖振升力二维导纳衰减速度大于Sears函数的衰减速度,前者的值并在某一频率小于后者。(6)箱梁抖振升力二维导纳不受湍流场的影响,而风攻角对箱梁抖振升力二维导纳有明显的影响:在负风攻角时,风攻角越大,二维导纳越小但始终大于0°风攻角的结果,而且负风攻角绝对值越大,该二维导纳保持接近于准定常值的低频范围越大;在正风攻角时,二维导纳没有显示出随风攻角改变的明显规律,此时的二维导纳小于0°风攻角时的值,但低频时仍大于Sears函数。此外,箱梁抖振升力二维导纳值随缩尺比的增大而增大,且二维导纳值保持接近于准定常值的低频范围也随之更广。(7)根据不同缩尺比箱梁模型的二维导纳识别结果,提出了一种通过不同缩尺比模型风洞试验识别桥梁抖振力二维导纳的思路。图120幅,表22个,参考文献96篇

关键词：箱梁 naca0015翼型展向相干函数二维导纳湍流积分尺度湍流度风攻角缩尺比

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常气压辉光放电等离子体对边界层流动的影响

计算物理 2009年第1期26卷 57-63页

作者：毛枚良邓小刚陈亮中陈坚强中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

基于Shyy提出的常气压下均匀辉光放电等离子体与空气干扰的物理模型,通过求解电位势方程得到电场分布及作用于流体上的电场力.以naca0015翼型低速绕流为对象,通过数值求解考虑等离子体作用的流体运动控制方程,研究等离子体位置和个数控... 详细信息

基于Shyy提出的常气压下均匀辉光放电等离子体与空气干扰的物理模型,通过求解电位势方程得到电场分布及作用于流体上的电场力.以naca0015翼型低速绕流为对象,通过数值求解考虑等离子体作用的流体运动控制方程,研究等离子体位置和个数控制对翼型绕流分离的影响.位于分离点上游的等离子体能够有效地抑制流动分离,而在分离区的等离子体对流动影响很弱,这一结论同实验观察一致,并给出等离子体对翼型壁面压力和气动力影响的规律.

关键词： naca0015翼型低速流动控制等离子体数值模拟

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雷诺数对机翼尾缘噪声的影响（英文）

空气动力学学报 2019年第3期37卷 382-392页

作者：许思为李伟鹏上海交通大学航空航天学院

采用二维直接数值模拟,研究了雷诺数对naca0015翼型尾缘噪声特征和噪声机理的影响。研究结果表明翼型尾缘噪声机理和频谱特征随雷诺数变化而显著不同,在中等雷诺数(Rec=5×10^4)条件下,吸力面与压力面的脱涡结构独自诱导发声,在频谱上... 详细信息

采用二维直接数值模拟,研究了雷诺数对naca0015翼型尾缘噪声特征和噪声机理的影响。研究结果表明翼型尾缘噪声机理和频谱特征随雷诺数变化而显著不同,在中等雷诺数(Rec=5×10^4)条件下,吸力面与压力面的脱涡结构独自诱导发声,在频谱上表现为在多个不同的窄带峰值频率,利用线性稳定性分析,表明脱涡结构频率与不稳定T-S波的增长频率一致,尾缘脱涡结构的生成和噪声激励之间存在闭环反馈环机制,且闭环反馈环机制同时存在于机翼的压力面与吸力面。在低雷诺数(Rec=1×10^4)条件下,仅观测到的单一的窄带频率,其原因与剪切层的固有不稳定性直接相关。

关键词：机翼尾缘噪声雷诺数影响闭环反馈机制线性不稳定性分析 naca0015翼型

Gurney襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟

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流体机械 2011年第6期39卷 21-24页

作者：王茜皇甫凯林徐璋钟英杰浙江工业大学浙江杭州310014

首先基于湍流模型对数值计算结果的影响,分别采用Spalart-Allmaras(S-A)和SST k-ω两种湍流模型对NA-CA0015翼型原型进行数值模拟,对比后选用了更为合适本算例的S-A湍流模型。然后对添加不同高度Gurney襟翼的naca0015翼型改型进行数值模... 详细信息

首先基于湍流模型对数值计算结果的影响,分别采用Spalart-Allmaras(S-A)和SST k-ω两种湍流模型对NA-CA0015翼型原型进行数值模拟,对比后选用了更为合适本算例的S-A湍流模型。然后对添加不同高度Gurney襟翼的naca0015翼型改型进行数值模拟,高度分别为1%c、2%c和4%c(c为翼型弦长),厚度为2mm。结果表明,带有Gur-ney襟翼的翼型升力系数及升阻比均比原型有显著增加,并且明显改善了压力面和吸力面压力分布,在襟翼高度为2%翼型弦长时,可达到稳态下最佳升阻比的输出效果。

关键词： naca0015翼型 Gurney襟翼升阻比升力系数

研究非稳态锯齿型等离子体激励器在流动分离控制中的应用

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研究非稳态锯齿型等离子体激励器在流动分离控制中的应用

作者：付小东哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

对于流动分离的主动控制研究一直以来都是流体领域非常关注的课题,本文主要研究内容为使用非稳态正弦激励下的锯齿型等离子体激励器控制naca0015机翼的表面流动分离现象,并研究了在非稳态控制下锯齿型等离子体激励器对于流动分离的控制... 详细信息

对于流动分离的主动控制研究一直以来都是流体领域非常关注的课题,本文主要研究内容为使用非稳态正弦激励下的锯齿型等离子体激励器控制naca0015机翼的表面流动分离现象,并研究了在非稳态控制下锯齿型等离子体激励器对于流动分离的控制机理。本文首先研究了无风状态下装置于平板上的锯齿型等离子体激励器在非稳态激励下工作特性,并对其功耗、射流速度与诱导产生涡进行了测量与分析;之后研究了应用非稳态锯齿型等离子体激励器对于风洞中机翼模型气动效应的影响;最后通过PIV研究了非稳态锯齿型等离子体激励器对流动分离的控制机理。研究发现非稳态等离子体激励器功耗与脉冲频率无关而与占空比有线性关系;其诱导产生的平均射流速度同样与脉冲频率无关,与占空比正相关。通过对流显结果研究显示非稳态激励下锯齿型等离子体激励器可以诱导产生由齿槽出发方向指向齿尖的一对涡,涡对仅在单脉冲内脉冲开的区域出现,脉冲关后迅速消失。风洞中对于机翼气动效应的研究发现机翼攻角为16度来流速度6m/s时,非稳态激励下锯齿型等离子体激励器可以有效控制流动分离,大大增加了机翼升力系数。测量结果分析表明,在非稳态激励脉冲频率F=0.6,占空比5%对于流动分离控制效果最佳,失速角延迟3度,而升力系数增加27.5%,而使用稳态激励的锯齿型激励器失速角延迟5度,升力系数仅增加9%。可以看出在非稳态激励下锯齿形等离子体激励器不但可以有效增大控制效果,并且可以大幅度节省功耗。对于PIV研究结果表明,激励器在非稳态激控制下会产生脉动式放电,通过此放电形式,会对流场产生强烈扰动,将动能由外部高能流体传递至机翼附近的剪切层,从而导致流动再附的发生。

关键词：流动分离控制等离子体激励器 naca0015翼型非稳态激励