Eppler方法控制参数对翼剖面性能的影响

利用Eppler方法进行新型抗空泡翼剖面设计。系统研究了剖面设计参数对空泡性能的影响,并探讨了空泡特性与叶剖面参数(最大厚度及厚度分布)之间的关系。研究了控制参数对翼型剖面形状的影响。根据叶剖面设计理论,给出了剖面性能优化的设计方法以及参数的选择标准,并利用该方法设计出新的翼型剖面,并与NACA系列剖面空泡性能进行对比。计算表明,新的翼型剖面具有较好的空泡性能。     

新型抗空泡翼型剖面设计研究

基于Eppler翼型设计方法提出一种新的抗空泡翼型剖面设计方法。新的设计方法利用预先给定的最大厚度和设计升力系数进行翼型剖面设计,并将厚度及拱度的分布与攻角的设置相结合,将所需的厚度与拱度分布转换为合理的攻角分布作为输入,以便用Eppler方法进行翼型剖面设计,并通过对攻角分布进行修改来调整空泡斗的位置。计算表明,所提出的方法对控制翼型剖面的厚度和拱度分布有效,利用该法设计的翼型剖面具有较好的空泡性能。     

二维凹槽内加机翼减阻效果的数值分析

对平板、二维凹槽和二维凹槽内加机翼三种模型进行对比分析,数值探讨二维凹槽内加机翼的减阻效果。数值摸拟采用商业软件fluent,结果表明在二维凹槽内加入机翼后的阻力比平板的阻力有14．8％的减阻效果。     

低雷诺数下仿生翼型的动力特性数值模拟

为寻求一种具有良好稳定性和气动效率的翼型,进而提高潜艇指挥台围壳和尾翼的稳定性和气动性能,受到座头鲸和猫头鹰独特翼型结构的启发,首先设计两类锯齿状仿生翼型,通过数值求解非定常Navier-Stokes方程,揭示相同雷诺数条件和相同攻角下不同锯齿尺寸的仿生锯齿翼型的气动特性与流场特性,并与NACA0012翼型性能进行比较...     

水平轴风力机叶片翼型光冰结冰的数值研究

利用FLUENT UDF(user defined function)对水平轴风力机叶片翼型的光冰结冰进行了数值研究,得到了叶片翼型光冰结冰的形状及增长过程.对结冰翼型气动性能的分析结果表明:相对于洁净翼型,边界层在结冰翼型尾缘提前分离,并产生较大的分离涡,这将减少翼型的升力,同时增大阻力,其最大升阻比下降约40%,严重降低了叶片翼型的气动性能.对结冰的厚度分析表明:最大结冰厚度随着风速的增大而增大,且基本呈线性关系,最大结冰厚度随环境温度升高而降低.     

正弦前缘对三维机翼气动性能的影响研究

应用CFD数值仿真预报方法,系统分析正弦前缘各参数对三维机翼气动性能的影响。应用分离涡模拟方法,绘制并比较标准和正弦前缘三维机翼的气动性能曲线,给出压力系数云图和流线分布云图。数值分析结果表明:当波高为3 mm、正弦前缘布置范围大于30%展长、正弦波周期为5.5时,与标准三维机翼相比,最大升力系数提高19.7%,失速角延迟16.7%。研究结果确定最佳的参数组合,有效抑制三维机翼大攻角工况下的失速现象。     

结构非线性二元翼外挂系统气弹复杂反应

用非线性气动弹性系统的等效线化分析方法简化机翼外挂系统的数学模型，将对称分段线性型非线性单自由度振子的次谐分叉条件引入气动弹性系统的复杂响应分析，得到了系统存在复杂响应的参数区域，并用变步长四阶龙格．库塔法验证．结果表明，结构非线性二元翼外挂系统除存在通常意义下的周期1极限环颇振响应外，还存在周期3、周期5、周期7等复杂响应．     

机翼结构件的疲劳测试

在交变载荷作用下,在机翼腹板结构件表面粘贴应变花,实时监测疲劳试验时试件的应力应变状况,采用X射线确定了疲劳破坏后的试件表面和内部裂纹的大小与位置,分析了结构件结构损伤的部位和损伤程度,预测了结构件的裂纹扩展寿命。测试结果表明:在40kN正弦交变压缩载荷作用下,试件的疲劳寿命约为100万次,符合疲劳寿命分布预期1万～100万次;疲劳试验测得的应力与理论计算结果有相近的变化趋势,误差约为10%;高锁螺栓和薄板断裂破坏是该处过大的载荷和绕x轴的弯矩共同导致的;估算的疲劳裂纹扩展寿命为10 183次。     

基于CFD节能赛车的车身研发

针对节能竞技赛车车身,在CATIA车身建模中引入翼型以改善空气的流动特性。通过控制变量法研究适用于节能车模型的CFD边界层网格画法。针对尾部的三维涡流,对节能车不同分型面进行CFD对比研究出一种可减少空气阻力系数的斜分型面设计,从而改善车身的空气动力学性能,降低赛车油耗。     

Numerical solutions for a two-dimensional airfoil undergoing unsteady motion

Continuous vorticity panels are used to model general unsteady inviscid, incompressible, and two-dimensional flows. The geometry of the airfoil is approximated by series of short straight segments having endpoints that lie on the actual surface. A piecewise linear, continuous distribution of vorticity over the airfoil surface is used to generate disturbance flow. The no-penetration condition is imposed at the midpoint of each segment and at discrete times. The wake is simulated by a system of point vortices, which move at local fluid velocity. At each time step, a new wake panel with uniform vorticity distribution is attached to the trailing edge, and the condition of constant circulation around the airfoil and wake is imposed. A new expression for Kutta condition is developed to study (i) the effect of thickness on the lift build-up of an impulsively started airfoil, (ii) the effects of reduced frequency and heave amplitude on the thrust production of flapping airfoils, and (iii) the vortex-airfoil interaction. This work presents some hydrodynamic results for tidalstream turbine.