翼型

摘要： 为抑制翼型表面流动分离并提高风力机叶片气动性能,将可靠性较高的吹气射流技术应用于垂直轴风力机叶片尾缘.采用数值模拟方法分析不同尾缘射流角度对垂直轴风力机风能利用系数、力矩系数及单叶压力与整机涡量的影响.模拟结果表明:在最佳尖速比(2.63)时,10°射流可以有效降低翼型尾缘脱落涡频率,有效控制叶片尾迹效应,整机效率及运行稳定性均优于0°尾缘射流式垂直轴风力机;在较低尖速比时,风力机单叶力矩峰值均集中在120°相位角,尾缘10°射流对整机力矩系数有显著提升效果;在较高尖速比时,单叶翼型压力面存在较大正压区,风能利用系数最大可提高11％左右,气动性能明显优于无射流垂直轴风力机.尾缘射流降低了风力机叶片所需承受的轴向载荷,提高了风力机输出功率.不同角度尾缘射流均能有效降低叶片表面流动损失进而延缓流动分离,数值结果为尾缘射流式垂直轴风力机的工程应用提供了部分参考价值.

摘要： 气动升力协同高速列车是一种通过添加串列升力翼提高列车气动升力,实现高速列车整体能耗和全寿命周期成本下降的创新型高速列车概念。由于升力翼使得列车的净重量下降,车轮与轨道之间的作用程度减弱进而降低了摩擦阻力和车轮的磨损。为减少串列翼之间的气动干扰,在铁路限界约束条件下,基于数值模拟方法,研究了不同壁面距离和攻角下的升力翼气动特性,提出了一种较优的升力翼气动布局,在此基础上开展翼型优化设计。研究结果表明:后翼处在前翼的尾迹区时会存在显著的升力损失,且气动损失随着前翼攻角的增大而增大。通过翼型优化,可以有效改善后翼的气动特性,相比原始翼型,新翼型的升力系数提升了14.06%,升阻比提升了10.71%。

摘要： 作用于翼型气动弹性系统上的非定常Theodorsen空气动力中含有卷积积分,此积分算子的存在使得直接模拟气动弹性系统的响应是一项困难的工作。目前,已有三种不同的方式可以处理方程中的积分算子,使得化简后的方程仅含微分算子,但三种模型之间的等价关系仍然研究较少。文章将从数学上证明这三种化简后的模型是等价的,且分别采用龙格-库塔法和精细积分法对其进行验证。数值结果表明,三种模型无论是瞬态还是稳态响应,都是完全相同的。

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： 随着海上风力发电机叶片尺寸的增加,叶片柔性增大,在运行过程中容易受到气流流动引起结构的气动弹性不稳定性。长叶片由于弯扭耦合效应可能出现耦合模态颤振,导致叶片出现断叶等重大损失。叶片的结构型式不同导致结构特性不同。叶片结构参数的变化,对叶片耦合模态颤振特性有重要的影响。基于欧拉伯努利梁理论,结合Theodorsen非定常气动荷载,通过有限元方法,建立叶片颤振特征方程。研究叶片不同区域的结构参数变化,对颤振频率和转速的影响规律。结果表明,叶尖区域的参数变化对颤振结果影响较大;三个区域的颤振速度随挥舞刚度增大而减小趋于稳定值,扭转刚度提高可以增加叶片颤振速度;回转半径与颤振速度和颤振频率成反比;质心偏移对结构的颤振频率影响最小,叶尖部位的质心偏移对叶片的颤振速度影响较大。为避免耦合模态颤振发生,提高扭转频率将成为叶片颤振设计的重要因素。

摘要： 目前我国风电应用正在向沿海和中部地区人口比较稠密的地区扩展,风力机在运行时产生的噪声会对风电场周围一定范围内的敏感区居民造成影响,因此,研究翼型噪声对风电产业意义重大。利用CFD软件FLUENT和声学分析软件FINE/Acoustics对NACA0012翼型进行了数值模拟,来流风速55.5m/s,攻角0度,翼型弦长0.3048m,模拟与风洞试验结果吻合较好,同时得到了该翼型远场声场分布规律,结论如下:气动噪声计算结果与风洞试验结果较吻合;随着距离变大,声压级不断降低,降低越来越少,单调递减;声压级在低频和高频段时较低,中间频段时较高,部分方向声压级接近60dB,达到20000Hz时,高频段声压级低于低频段,部分方向声压级低至30dB以下;低频时,前缘声压级较高,尾缘声压级较低;高频时,尾缘声压级较高,前缘声压级较低;在低速的情况下,流经翼型的气动声源特性是偶极子源辐射噪声。综合结果表明,数值模拟技术是风力发电机组叶片二维翼型气动噪声分析经济可行的参考手段。

摘要： 船舶减摇鳍的使用工况包括航行状态和零航速状态,当船舶在航行过程中,减摇鳍与流体发生相互运动,在减摇鳍表面产生抗倾覆力矩,保证船舶的航行稳定性;当船舶处于零航速状态下,由于海浪、海风等干扰力矩的作用,同样会使船舶发生横摇、纵倾等运动,因此也必须进行减摇控制,此时船舶的减摇是利用机械结构使减摇鳍运动,产生抗倾覆力矩。本文针对船舶横摇和减摇鳍的流体动力学特性进行系统的建模,分别从主动式减摇鳍的翼型、形状、分布定位等内容进行展开,有助于提升现有船舶减摇鳍的设计水平。

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： 为阐明涡流发生器的安装角对翼型气动特性的影响,采用数值计算方法,以三维DU91-W2-250翼型段为研究对象,分析了大攻角状态下,涡流发生器的安装角对翼型表面压力、升阻力特性和流场特性的影响。结果表明:随着涡流发生器安装角的增大,阻力系数呈现增大的趋势,升力系数和升阻比均呈现先增大后减小的趋势。

摘要： 为研究射流与翼型间的相互作用,将自由流线模型与面元法结合,建立了二维无黏射流中翼型气动特性的计算方法。利用总压差不变假设和自由流线模型确定射流边界的涡强和位置,翼型的气动力采用涡面元进行计算,整个过程进行松弛迭代求解。对所提计算方法的理论进行了介绍,并对其收敛性和有效性进行了验证;研究了翼型在射流中上下位置、射流宽度与翼型弦长比值对翼型气动力的影响;利用动量理论对射流中翼型的受力特性进行了分析。结果表明:翼型在射流中的气动特性与自由来流中差别较大,当翼型引起射流偏转时,翼型不仅会受到升力,还会受到阻力。文中所提方法可用于二维射流中翼型气动力的计算。

摘要： 采用高精度大涡模拟方法,对来流5°攻角,马赫数0.4,三个不同雷诺数(55000、100000和150000)的NACA0025翼型进行仿真,研究低雷诺数条件下翼型的气动特性.从多个角度对比分析3种工况的计算结果,发现翼型绕流存在两种不同的分离流态:Re=55000和100000时,翼型上表面出现大尺度的开放式分离,形成宽的尾迹区;Re增加到150000时,上表面边界层分离后再附到翼型表面,形成闭合的分离泡,尾迹区宽度明显减小.无论哪种流态,层流边界层分离转捩的过程均受Kelvin-Helmholtz不稳定性控制,雷诺数的增加导致转捩过程加速,分离区也从开放变为闭合状态.

摘要： 冲压空气涡轮系统冲压空气涡轮是飞机上的应急动力系统.叶片作为系统的关键部件,其气动特性直接影响系统的工作性能.本文采用CFD数值仿真的方法对两型冲压空气涡轮的翼型进行气动特性分析,对比两种翼型在各自工作条件下的工作性能,分析两型冲压空气涡轮叶片的设计优劣.本文将CFD数值仿真的方法应用到冲压空气涡轮叶片的设计中,希望能为以后型号的设计提供参考.

摘要： 对零质量射流致动器的流场和有零质量射流时翼型的绕流流场进行了数值模拟,分析了动网格与几何守恒率、边界条件、湍流模型对零质量射流致动器流场计算的影响,分析了零质量射流的速度幅值和驱动频率对翼型增升效果的影响.研究结果表明,在复杂计算中可以对能动部件的边界赋值;随着射流速度幅值的增加,翼型的平均升力系数和阻力系数都要增加;射流频率对升力的影响呈非线性.

摘要： 许多翼型在失速迎角附近都表现出低频振荡现象,并伴随着明显的气动噪声,为了深入对研究这一现象的空气动力学及气动声学的机理和特征,本文对NACA0012翼型失速点附近的流场进行了DES数值模拟,并在此基础上采用FW-H积分方法,数值求解了NACA0012的远场噪声,并分析了噪声的产生机理.计算结果表明,本文中所使用的DES数值模拟方法能够较好的模拟分离流动,FW-H积分方法能够较好的模拟翼型的远场声辐射.

摘要： 多兆瓦级风力机翼型设计是大型风力机叶片设计的关键技术,对于大型风力机叶片而言采用多兆瓦级风力机翼型可以有效地提高风力机的结构性能和叶片的气动效率.因而,本文应用基于代理模型和遗传算法的优化方法对相对厚度25％的风力机翼型进行单目标优化设计.基于二维雷诺平均的Navier-Stokes方程,采用耦合γ-(R)(e)转捩模型的k-ωSST湍流模型,对多兆瓦级风力机翼型绕流进行自由转捩下的数值模拟得到样本点的气动性能.以翼型设计状态下的升阻比为目标,以大迎角下的升力系数和力矩系数等为约束对翼型进行单目标优化设计,优化结果表明,优化后得到的多兆瓦级风力机翼型在满足约束条件的同时,翼型的最大升力系数较基准翼型提高了 2.05％,最大升阻比较基准翼型提高了3.92％,粗糙度敏感因子较基准翼型降低了6.37％.

摘要： 随着深水浮式海上风电场在世界范围内的兴起,浮式平台运动对风力机的稳定运行及气动载荷分析具有重要意义.基于黏性不可压缩Navier-Stokes方程和k-ωSST湍流模型,数值模拟FFA-W3-211翼型在不同入射攻角下的气动性能,并将数值模拟结果与对应风洞试验结果进行对比分析,较好地验证数该值模拟方法的有效性.进一步利用滑移网格技术模拟风力机翼型随浮式平台的典型周期性运动,实现浮式风力机翼型与周围流场的复杂非线性流固耦合分析,分别研究浮式平台不同运动幅值及运动频率对风力机翼型气动性能的影响规律,并从物理机理角度进行阐明分析.本文的主要研究成果将对未来大型深水浮式海上风力机的气动性能分析及浮式平台系统的运动性能设计起到积极的指导作用.随着浮式平台运动幅值的增加，风力机翼型的升力系数、阻力系数和扭转系数的响应幅值都有着显著增加。这主要是由于浮式平台的大幅值运动响应造成了翼型入射风速的较大变化，因此其对风力机翼型的气动性能产生了非常显著的影响。鉴于不同浮式风力机平台系统的运动响应幅值相差较大，建议在浮式风力机平台系统的整体设计中，有效控制风力机运行状态下平台的运动响应幅值，进一步优化风力机的变桨距控制策略，这将有利于保障浮式风力机的安全稳定运行，延长叶片结构的疲劳寿命。浮式海上风力机实际正常运行海况下的波浪频率变化范围较为有限，翼型随浮式平台运动频率变化范围相应较小，因此有限的运动频率变化对翼型气动性能的影响也较为有限。

摘要： 采用势流方程与边界层方程耦合方法,针对三组风力机专用翼型,研究了不同相对厚度和相对弯度下的翼型边界层转捩及其气动特性,分析比较了转捩点位置随来流攻角的变化关系,翼型表面的边界层转捩与再附着现象,及其对翼型升阻特性的影响.结果表明:转捩点位置随来流攻角的增大向前缘移动;随着翼型厚度和弯度的增加,转捩点持续前移,但移动速度与位置不同;翼型表面的流动再附着可保持升力的进一步增加.

摘要： 在西北工业大学NF-3低速风洞进行了S809和某风力机翼型动态试验研究,结果表明动态试验机构能够满足翼型动态特性试验研究;S809翼型动态试验结果准确可靠;同时获得了某风力机翼型的动态特性试验结果,为今后风力机设计提供了可靠的数据.

摘要： 本研究采用面元法来计算翼型和螺旋桨的水动力性能.通过B样条曲线对物体表面进行插值拟合,由于B样条曲线在曲线拟合时候可以指定起点和终点的导矢,本文进行对翼型导边进行曲率控制,对NACA翼型进行改进.最后,运用面元法对B样条建模的DTMB4119螺旋桨进行了表面压力分布、推力系数和扭矩系数的计算,并与试验结果进行比较分析,得出B样条曲线相比于传统的三次样条插值有着更为精确的计算结果.

摘要： 本文针对柔性叶片能量转换装置的结构特点,在对四种弯曲变形叶片翼型气动载荷实验研究的基础上,采用参数化建模技术建立四种弯曲变形叶片实体模型,将实验测得的叶片表面压力加载到结构计算的有限元模型上,并以此为载荷对叶片进行静气弹稳定性分析,揭示翼型发生变化后,叶片应力变化规律.研究结果表明:在一定的弯曲变形范围内,较大曲率弧形叶片的结构稳定性较好.

摘要： 本发明涉及具有单独的翼型件、内带和外带的复合翼型组件。具体而言，提供了用于燃气涡轮发动机的翼型组件。例如，翼型组件包括翼型件、内带和外带，内带限定与翼型件的内端形状互补的内开口，外带限定与翼型件的外端形状互补的外开口。翼型件内端利用内开口接收，并且翼型件外端接收在外开口内。支柱沿径向延伸穿过翼型件腔。第一垫在腔内限定在第一径向位置处。第二垫在腔内限定在第二、不同径向位置处。在一些实施例中，翼型组件内带包括第一内凸缘，内带通过第一内凸缘装固至支撑结构，并且外带包括第一外凸缘，外带通过第一外凸缘装固至支撑结构。

摘要： 本发明提供一种用于翼型尖端的系统以及维修翼型尖端的方法。所述系统包括具有轴线、第一臂和第二臂的支架。第一臂和第二臂从轴线延伸。第一臂构造成围绕轴线旋转，并且第二臂构造成围绕轴线旋转。该系统包括联接到第一臂的第一罐。第一罐构造成围绕第一翼型的第一尖端布置，第一罐构造成接收第一气流，并且第一罐构造成将第一气流分配至第一翼型的第一尖端周围的第一工作腔。该系统进一步包括联接至第二臂的第二罐。第二罐构造成围绕第二翼型的第二尖端布置，第二罐构造成接收第二气流，第二罐构造成将第二气流分配至第二翼型的第二工作腔。

摘要： 一种组件包括设置在涡轮组件的翼型件(100)内部的冷却室(102)。冷却室(102)构造成在翼型件(100)的内部引导冷却空气。该组件包括设置在翼型件(100)内部且与冷却室(102)流体联接的冲击孔(104)。冲击孔(104)构造成将冷却空气中的至少一些引导到冷却室(102)外。该组件还包括与翼型件(100)联接的双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)。双冲击槽帽组件(106，706，1006，1206，1506)在冲击孔(104)上形成盖，且构造成沿着翼型件(100)的一个或多个外表面(208，210)引导穿过冲击孔(104)离开翼型件(100)中的冷却室(102)的冷却空气。

摘要： 本发明涉及一种具有除冰功能的翼型前缘及翼型前缘的制备方法。该翼型前缘包括：内层蒙皮、复合材料层和外层蒙皮；所述外层蒙皮和所述内层蒙皮为大小相同的矩形金属面板，所述外层蒙皮和所述内层蒙皮之间为所述复合材料层，所述外层蒙皮和所述复合材料层之间烧结一层导热导电墨水，并在所述内层蒙皮中与所述复合材料层不接触的表面上排布压电振子。本发明的翼型前缘可以提高除冰效果。

摘要： 本发明涉及具有单独的翼型件、内带和外带的复合翼型组件。具体而言，提供了用于燃气涡轮发动机的翼型组件。例如，翼型组件包括翼型件、内带和外带，内带限定与翼型件的内端形状互补的内开口，外带限定与翼型件的外端形状互补的外开口。翼型件内端利用内开口接收，并且翼型件外端接收在外开口内。支柱沿径向延伸穿过翼型件腔。第一垫在腔内限定在第一径向位置处。第二垫在腔内限定在第二、不同径向位置处。在一些实施例中，翼型组件内带包括第一内凸缘，内带通过第一内凸缘装固至支撑结构，并且外带包括第一外凸缘，外带通过第一外凸缘装固至支撑结构。

摘要： 提供一种宽速域高超声速飞行器翼型多目标优化设计方法及折中翼型，属于飞行器技术领域，该方法采用CST方法作为翼型参数化方法对翼型上下表面进行描述；确定设计变量、目标函数和约束条件从而确定优化问题；使用多目标优化算法求解所得优化问题，在前沿上选择所需的翼型；由此种方法得到的折中翼型，可以兼顾亚声速、超声速和高超声速时的升力和阻力特性。翼型外形特征为：前缘半径和厚度较小，最大厚度位置后移至50％处，且翼型近似左右对称，翼型整体相对弦线上移，下表面较为平直，且下表面的前缘和后缘内凹，增大了弯度。本发明得到的宽速域高超声速飞行器翼型在各目标工况其性能都得到了明显提升。

摘要： 本公开涉及制造用于燃气涡轮发动机(10)的翼型结构(200)的方法(100)，其中，翼型结构包括根部(202)，根部被构造为接收在燃气涡轮发动机的转盘(240)中，其中，方法包括：提供预成型的插入件(210a)；将入件添加到用于形成翼型结构的模具(220)中；向模具中添加复合材料构件(230)；以及在模具中加热复合材料构件(230)，以将插入件(210a,210b)结合到复合材料构件上，插入件位于翼型结构根部的侧面，插入件面向转盘的肩部；其中插入件(210a)的熔化温度高于树脂的熔化温度。用于燃气涡轮发动机(10)的翼型结构(200)包括根部(202)，根部被构造为接收在燃气涡轮发动机的转盘(240)中。翼型结构由复合材料构件(230)和插入件(210a)一起模制形成，插入件位于翼型结构根部的侧面，插入件面向转盘的肩部。

摘要： 本发明涉及一种具有除冰功能的翼型前缘及翼型前缘的制备方法。该翼型前缘包括：内层蒙皮、复合材料层和外层蒙皮；所述外层蒙皮和所述内层蒙皮为大小相同的矩形金属面板，所述外层蒙皮和所述内层蒙皮之间为所述复合材料层，所述外层蒙皮和所述复合材料层之间烧结一层导热导电墨水，并在所述内层蒙皮中与所述复合材料层不接触的表面上排布压电振子。本发明的翼型前缘可以提高除冰效果。

摘要： 为了减少诸如为方向舵(22)、升降舵(24)和副翼(20)等的能够移动的翼型结构(38)的振动，将例如为板簧(50)的弹簧装置(48)安装至比如为垂直尾翼(16)、水平尾翼(18)或机翼(14)的翼型安装结构(28)，使得弹簧装置(48)在凸轮装置(80)上施加力，凸轮装置(80)将弹簧力(F)转换成翼型扭矩(M)。翼型扭矩(M)被施加至翼型结构(38)并且因此降低振动或颤动的风险。凸轮装置(80)构造成对弹簧力(F)重新定向，使得当翼型结构(38)沿第一方向(108)移动时扭矩减小，并且当翼型结构(38)沿相反的第二方向(110)移动时扭矩为零。

摘要： 公开了翼型件和具有翼型件的机器的各种实施方案。翼型件包括较厚的前翼型件部分和较薄的后翼型件部分。在一种实施方案中，前翼型件部分通过将翼型件的主体向后朝向自身弯曲而形成。在另一种实施方案中，前翼型件部分具有实心几何形状并且包括两个椭圆形表面。为了防止气流脱附，前翼型件部分包括至少两个弧部分或表面，该至少两个弧部分或表面用于以稳定可能在厚度变化的区域中形成的涡流的方式将气流向下引导到后翼型件部分。