NACA4412参数设计实验报告
机械设计制造及自动化毕业论文-风力机叶片的有限元分析
风力机叶片的有限元分析学生姓名：1111 专业班级：机械设计制造及其自动化2008级10班指导教师：朱仁胜指导单位：机械与汽车工程学院摘要：通过Solidworks软件对3MW风力机叶片进行建模，然后基于ANSYS 和Workbench分别对其进行模态分析和流固耦合分析，其中流固耦合分析中的结构静力分析部分也使用到了ANSYS Mechanical APDL。
其中模态分析结果表示：叶片的振型以摆振和弯曲为主，其一阶模态频率分别为 0.34Hz，能顺利的避开外在激励频率，避免了共振现象的发生。
流固耦合分析对额定风载进行了数值模拟仿真，通过结构静力分析，对叶片的受力，变形情况有了一个基本的了解，其中叶片在额定风载情况下的最大应力为56MPa，远远低于其实测拉伸强度的720MPa。
在11级风载下的应力云图显示其所受的最大应力为83.8MPa，满足其材料的强度要求。
该分析对进一步的疲劳分析和优化设计等提供了参考和依据。
关键词：叶片建模；模态分析；流固耦合分析；结构静力分析1Abstract:Through the Solidworks software build the blade model which power is 3 MW. Then based on the ANSYS and Workbench software,the analysis of modal and fluid-structure interaction.Andthe Static structural analysis is used the ANSYS Mechanical APDL too.The modal analysisresults show that the vibration modes of this blade are presented as Shimmy and bending,Thefirst modes frequency is 0.34Hz.And it can avoid the external excitation frequencywell,Avoid the resonance phenomenon occurs.The analysis of fluid-structure interaction havedo a numerical simulation about Rated wind load,through the Static structural analysis wehave a basic understanding of the stress and deformation about the blade. And the maximumstress of the blade is 56MPa under the rated wind load.Far lower than the Measured tensilestrength of 720MPa.And under the 11 rating wind load.The stress cloud show that maximumstress is 83.8MPa,Meet the strength of the material requirements.This analysis providesa reference and basis for further fatigue analysis and optimization design.Keywords:Blade modeling；Modal analysis；Fluid-structure interaction analysis；Static structural analysis31 概 述风能是地球表面大量空气流动所产生的动能，风能量具有取之不尽、用之不竭、就地可取、不需运输、广泛分布、不污染环境、不破坏生态、周而复始、可以再生等诸多优点。
4412嵌入式Linux课程设计
4412嵌入式Linux课程设计一、教学目标本课程的教学目标旨在让学生掌握4412嵌入式Linux的基本原理和应用技能。
通过本课程的学习，学生将能够：1.理解嵌入式Linux操作系统的基本概念、特点和优势。
2.熟悉4412嵌入式Linux的开发环境，包括交叉编译工具链、文件系统结构等。
3.掌握嵌入式Linux内核的配置和编译方法，以及内核模块的编写和调试技巧。
4.学会使用嵌入式Linux C语言进行系统编程，包括进程管理、文件操作、网络编程等。
5.能够运用嵌入式Linux进行设备驱动开发，包括驱动程序的设计、编写和调试。
6.培养学生的动手实践能力，提高解决实际问题的能力。
二、教学内容本课程的教学内容主要包括以下几个部分：1.嵌入式Linux操作系统概述：介绍嵌入式Linux的基本概念、特点和优势，以及嵌入式Linux在我国的发展现状和应用领域。
2.4412嵌入式Linux开发环境：讲解如何搭建嵌入式Linux开发环境，包括交叉编译工具链的安装、文件系统结构的了解等。
3.嵌入式Linux内核配置与编译：介绍如何配置和编译嵌入式Linux内核，包括内核参数设置、模块编译等。
4.嵌入式Linux C语言系统编程：讲解嵌入式Linux C语言编程的基本原理和方法，包括进程管理、文件操作、网络编程等。
5.嵌入式Linux设备驱动开发：介绍嵌入式Linux设备驱动程序的设计、编写和调试方法，包括字符设备驱动、块设备驱动等。
6.实践项目：安排一定的实践项目，使学生能够将所学知识应用于实际项目中，提高动手实践能力。
三、教学方法本课程采用讲授法、讨论法、案例分析法和实验法等多种教学方法，以激发学生的学习兴趣和主动性。
1.讲授法：通过讲解基本概念、原理和方法，使学生掌握嵌入式Linux的基本知识。
2.讨论法：学生进行课堂讨论，分享学习心得和经验，提高学生的思考能力和团队协作能力。
3.案例分析法：分析实际案例，使学生更好地理解嵌入式Linux在实际应用中的作用和价值。
风力机叶片翼型NACA4418-4415-4412数据及曲线
半径 1.5 3 4.5 6 7.5 9 10.5 12 13.5 15 16.5 18 19.5 21 22.5 24 25.5 27 28.5 30 31.5 33 34.5 36
弦长 2.94 3.01 3.22 2.9 2.63 2.38 2.16 1.97 1.85 1.67 1.55 1.43 1.33 1.24 1.16 1.08 1 0.92 0.84 0.74 0.65 0.54 0.42 0.3
弦长
安装角分布
安装角分布
60 50 40
30 20
y = -0.010x3 + 0.532x2 - 9.231x + 56.61
安装角
10 0 -10 0 1.5 3 4.5 6 7.5 9 10.5 12 13.5 15 16.5 18 19.5 各截面
功率与风速曲线
1500 1200 900 600 300 0 0 2 4 6 8 10 12 14 风速 16 18 20
桨距角
20
22
24
26
28
风速V 角速度
20
22
24
26
28
桨距角 0 0 0 0 0 0 0 0 3.5 5.5 7 9 11.6 13 15.5 17 18.5 21 22.5 23 25.5 26 26.8
Hale Waihona Puke 角速度 0.628 0.837333333 1.046666667 1.256 1.465333333 1.674666667 1.884 2.093333333 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667 2.302666667
北京航空航天大学 微小型飞行器结构静力试验 大作业
微小型飞行器结构静力试验航空科学与工程学院航空创新实践基地1 综述1.1实验目的1．掌握微小型飞行器结构静力试验的基本原理与方法；2．掌握应变、位移的测量方法，掌握加载的方法；3．掌握结构有限元静力分析与静力试验验证的方法；4．熟悉飞机结构强度规范中对静力试验的要求；5．制定静力试验大纲。
1.2实验内容1．测试翼梁截面尺寸相同的直机翼如错误！未找到引用源。
所示，在其升力作用下的应力、应变和位移。
2．将测试结果与结构有限元静力分析结果进行对比分析。
机翼示意图1.3实验仪器、设备1．支持系统（承力顶棚、承力地坪、承力墙）2．加载系统3．应变测试仪4．位移测试仪5．待测对象1.4实验注意事项1．确保各部位连接安全可靠，尤其注意机翼根部和承力墙之间的连接。
2．试验前制定详细而周密的试验大纲，并组织评审。
试验时严格按照试验大纲进行试验。
3．加载钢丝上悬挂醒目标志物，以防止人员绊倒和损坏试验件。
4．出现异常和紧急情况，应冷静对待，立刻报告试验指导教师。
2 建模计算模型与实验分析2.1仿真并制定加载方案根据附1中的实验对象描述，对飞机机翼建立了气动模型以及结构有限元模型，并计算了气动力。
由于CFD模型（或其他方法）计算所得的气动力数据是分布载荷，而实验的加载方案需要集中载荷，所以需要对CFD模型的气动力数据进行处理，将其转化为分散的集中载荷。
实验加载点的位置已经在附1中给定，在进行载荷转换时，要将分布载荷转换成制定加载点位置的集中载荷。
在将分布载荷转化为加载点位置的集中载荷时，需要保证以下三点：1. 保证分布载荷的合力与集中载荷的合力相等；2. 保证分布载荷的合力矩与集中载荷的合力矩相等；3. 使各个截面上的分布载荷以及集中载荷所产生的合力矩与合力尽量相等。
如上图所示，左侧为分布载荷情况（即CFD计算结果），右侧为集中载荷情况（实验加载方案）。
将分布载荷转化为集中载荷时应当保证，找到一组F1、F2，使得右图中sectionA以及sectionB两个截面上的弯矩以及剪力与左图保持一致。
低速可变参数翼型气动特性分析
低速可变参数翼型气动特性分析摘要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。
通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。
关键词：低速翼型；变参数；气动特性；翼型优化1.序言机翼的形状是由相对弯度、相对厚度、最大弯度位置等几何参数决定的，每个参数的变化都影响着飞行器的气动性能和飞行性能。
考虑到飞行器在飞行过程中可能会遇到许多未知且不可抗的因素导致气动性能突降，所以要结合翼型在多个飞行状态和气流条件下的气动性能，对翼型进行多点优化设计，使得优化后的翼型在低速情况下的气动性能有显著的提升。
参数变化对飞行器气动特性的影响已成为焦点。
国内外对弯度对翼型气动特性的研究有很多，李仁年等[1]利用CFD软件对S827、S902、S903翼型进行数值模拟计算，研究了翼型弯度对翼型的气动特性影响。
岑美等[2]基于FLUENT分析了弯度对翼型性能的影响。
孙振业等[3]选取NACA系列翼型为研究对象，采用经典的翼型分析软件XFOIL计算了翼型的升阻力系数。
杨瑞[4]等采用计算机流体动力学的方法模拟并对比了薄、钝尾缘翼型增大了最大升力系数和升力线斜率，降低了前缘粗糙度对升力特性的影响。
这些研究都对翼型的研究也有很大的推进作用。
为了研究几何参数对低速翼型气动特性的影响，本文选取了NACA四参数翼型为研究对象，NACA四参数翼型的可变参数为最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度。
以NACA3412翼型为参考翼型，先分析了该翼型的气动特性，然后分别改变其三项参数，得到NACA3414、NACA3410、NACA3312、NACA3512、NACA2412、NACA4412六个翼型。
小型低风速风力发电机叶片设计
收稿日期：２０１０—０３—２５． 作者简介：钱杰（１９８５一），男，湖北武汉人，武汉理工大学机电工程学院硕士研究生 基金项目：武汉市学科带头人计划基金资助项目（２００９５１８３０５５７）．
万方数据
示。划分计算网格其本质就是把连续的空问变量 用离散的网格点上的变量来近似，连续的控制方 程在离散后就成为所有网格上变量的非线性方程 组。为计算方便将整个计算域划分为左右两部 分，翼型在左半部分里，分别对其进行网格划分， 然后给计算域赋予压力远场边界条件，对翼型的 上下表面分别设置为壁面边界条件。
图９ ＮＡＣＡ４４１２与ＮＡＣＡ２３０１２的升阻比 表１ ＮＡＣＡ４４１２和ＮＡＣＡ２３０１２在最大升阻比时
的相关参数对比
２符合低风速启动翼型的改进分析
为了尽最大可能获取风能，小型风力发电机 在一个可能的最低的风速下启动是很重要的哺１。 万方数据
图１２新翼型与ＮＡＣＡ４４１２的升阻比曲线
表２ ＮＡＣＡ４４１２和新翼型在最大升阻比时 相关参数对比
翼型 攻角／（。）升力系数阻力系数
黎 垛 采 索
图１３新翼型的升力系数和阻力系数
Ｊａｃｋ００１ Ｒｅ＝３４２ ０００ Ｍａｅｈ＝０．０００ ０一ＮＣｒｉｔ＝３．００ Ｃｐ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｆｏｒ Ａｌｐｈａ＝６．０ ｄｅｇｒｅｅｓ
表３叶片具体尺寸的相关计算结果
图１４新翼型在攻角为６。时的压力分布界面图
图６ ＮＡＣＡ２３０ 上表面的速度
为了直观地比较两种翼型的上下表面 差，可得到两种翼型上下表面的静压力分布 图７和图８分别为ＮＡＣＡ４４１２和ＮＡＣＡ２３ 种翼型上下表面的静压力分布曲线。黑色 翼型下表面的静压曲线，灰色曲线为翼型 的静压曲线。ＮＡＣＡ４４１２的下表面静压 ０ Ｐａ左右，ＮＡＣＡ２３０１２的大多在一２×１０。 上，因此ＮＡＣＡ４４１２的下表面静压要大 ＣＡ２３０１２，而ＮＡＣＡ４４１２的上表面静压的 为一６×１０。Ｐａ与ＮＡＣＡ２３０１２的相当； ＣＡ２３０１２的上表面静压最小值在离整个 ３５％处就急速增大而ＮＡＣＡ４４１２则是在约 处时才开始增大，因此，ＮＡＣＡ４４１２翼型上 平均静压要小于ＮＡＣＡ２３０１２翼型上表面 静压。由图７可看出，在整个翼型５４％处 力突变，对比图５，也是在５０％多的地方产 度的急速变化，两者也很好地吻合。综上 ＮＡＣＡ４４１２翼型的上下表面压力差要大 ＣＡ２３０１２翼型的上下表面压力压差，即 ＣＡ４４１２产生的升力要大于ＮＡＣＡ２３０１２。
固定翼航模常见的翼型参数
一些常见的翼型参数
首先普及下：Alpha 是迎角、Cl是升力系数、Cd是阻力系数
根据翼型的极曲线可以算出升阻比
有Clark Y 是必须的！
我有一个NACA的翼型跟Clark Y 性能相似，从实际情况下来说，我觉得NACA4412的滑翔要胜于Clark Y （我的山猎鹰就是用NACA 4412做的）
还有一个有些模友也推荐用的USA 35 B，我没用过，不发表意见。
半对称：
NACA2412,也有不少机用这个翼型，想了解的可以上网查查。
我只用过NACA2415，但两者性能差不多，
一个比较著名的内凹翼NACA6412，我有一个DIY的1900天行者机翼就是用这个，感觉阻力还是比Clark Y 大不少，但国庆前一段时间沿海刮台风，没能进一步测试。
而且这个用马头工艺做是相当的麻烦，但也不是做
不了。
最后是飞翼用的翼型：
一个S5010，我见到不少人在用，听他们说还挺好飞的，感兴趣可以在5IMX 或中国模型论坛两个论坛找下。
我正在做一架用S5010翼型的X8，还没试飞，所以我也暂时不发表意见。
还有一个是估计大家都比较熟悉的-NACA M6 ，这个翼型在中国模型论坛这个论坛发过，我有架DIY 的天行者 1400曾使用这一翼型，只能说性能很稳定，滑翔还不错。
但毕竟是S型翼，升力还是会弱些弱些。
基于CFD方法的低雷诺数下NACA4412翼型升、阻力系数图谱
０ 引 言 为研究海上浮式风力机 在不同工况下 的运
动 响 应 。世 界各 地 水池 先 后 开 展 了海 上 浮 式 风力 机模 型试验 研究 工作 。比较著 名 的有美 国￣Ｕ， Ｊ，ＦＩ大 学伯克利分校船模实验室进行的 Ｗｉｎｄｆ ｌｏａｔ试验【ｌ１ 和挪 威 ＭＡＲＩＮＲＴＥＫ水 池 进 行 的 Ｈｙｗｉｎｄ模 型试 验 阁。
（２） 式 中 ：孝为随 流坐 标 。
采用 最 大剪 应 力 系数 Ｃｒ的速 率 方 程 替 代 外 部边界层耗散系数 相对于局部平衡值的偏离 ：
警＝５．６（ ）＋
（ Ｈｋ－ ］ ， １等｝（３） ～ｏｌ＂ ４＋ Ｌ ￣＿Ｃｚ－ 一 ２
在 层 流 区 ． 用 模 拟 最 大 放 大 Ｔｏｌｌｍｉｅｎ— Ｓｅｈｌｉｅｈｔｉｎｇ波 的波 幅增 长速 率方 程替 代式 （３）。
ＶＩｄ＝、／（ 呀 ）
（１０）
根据机翼绕流理论 ，当翼型攻角为 时 ，在
来流风速的作用下 ，将在垂直于来流速度方向上
形 成 升力 ，在 与来 流速 度 同方 向处形成 阻力 。 Βιβλιοθήκη １ ＡＣｔ （１１）
和耗散率由方程（５）～（７）确定 。
口，ｋ
Ｖ —ｍａｘ（ａｌ— ａ￣，ＳＦ２）
（５）
· ２９６·
陈 哲 。等 基 于 ＣＦＤ方法的低 雷诺数 下 ＮＡＣＡ４４１２翼 型升 、阻力系数 图谱
１．２ 湍 流 模 型 选 取
根据文献【５】，模 型叶片优化设计所需 的升 、 阻力系数可 以通过计算二维翼型得到。本文采用 Ａｎｓｙｓ Ｆｌｕｅｎｔ软件 中基 于 ２Ｄ ＲＡＮＳ的方法 对 二维 翼型升 、阻力系数进行计算 ，湍流模型采用 ＳＳＴ ｋ－ｔｏ模型［６１。ＳＳＴ ｋ－ｔｏ模 型的涡粘 系数 ｖ 、湍动能
6种风力机叶片翼型的气动性能数值模拟研究
Numerical simulation on the aerodynamic performance of six kinds of aerofoil of wind turbine blade
ZHANG Guo-yu1,2， FENG Wei-min2， LIU Chang-lu1， YU Jian-feng1
场的流动方向。 二维非轴对称模型在流道方向上
设定适当的 X，Y 分量，根据来流攻角的余弦和正
弦值来设定。本次数值模拟气动攻角为－5～15°，按
每隔 1°取值，计算其余弦和正弦，并输入边界中。
气体流动速度根据参考文献的实验值确定，
并转化成低马赫数，输入边界条件。
NACA4412，NACA4418，FFA-W3-211，FFA-
Fig.3 Comparison of simulation data and experiment data of FFA-W3-211 aerofoil at Re＝199 000
C1Cd 系数
1.4 1.2
1 0.8 0.6 0.4 0.2
0 -0.2
计算升力系数 计算阻力系数 实验升力系数 实验阻力系数
W3-360，FX60-126 和 NREL-S809 等 6 种翼型的
几何和气动实验工况点分别取自文献 [2]～[7]，从
而可以用同翼型气动模拟数据来与相同条件下的
试验数据进行对比。
湍流在近壁面区演变为层流， 因此对近壁面
区壁面边界条件采用壁面函数法， 将壁面上的已
知值引入到内节点的离散方程的源项。 在粘性流
收稿日期： 2008-10-10。 作者简介： 张果宇（1985-），男，江西樟树人，硕士研究生，主要从事流体机械流动仿真研究。 E-mail：guoyu.zhang@
NACA4412翼型模具型腔数控铣削工艺分析与设计
中图分类号： Ｔ Ｈ１ ６
文献标识码 ： Ａ
文章编号 ： １ ０ ０ １ — ３ ９ ９ ７ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ２ — ０ ２ １ ４ — ０ ２
ｉ ｎ ｃ ｒ ｅ ｓｅ ａ ｓ ｔ ｈ ｅ ｄ ｉ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｔ ｏ ｏ ｌ ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｅ ｆ ｆ ｅ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ｃ ｕ ｔ ｔ ｉ ｎ ｇ ｓ ｐ ｅ ｅ ｄ ｔ ｏ ｏ ｂ ｔ ｉ ａ ｎ。ｈ ｉ ｇ ｈ ｅ ｒ ｉｎ ｆ ｉ ｓ ｈ ｉ ｎ ｇ ｑ ｕ ａ ｌ ｉ ｔ ｙ ｎｄ ａ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｉ ｎ ｇ ｅ ｆ ｉｃ ｆ ｉ ｅ ｎ ｃ ｙ ．
ｉｘ ｆ ｔ ｕ ｒ ｅ ｓ ， ｗ ｏ ｒ ｋ ｐ ｉ ｅ ｃ ｅ ， ｃ ｕ ｔ ｔ ｅ ｒ ｓ ， ｅ ｔ ｃ ， ａ ｎ ｄ ｔ ｈ ｅ ｒ ｅ ａ ｓ ｏ ｎ ｆ ｏ ｒ ｔ ｈ ｅ ｈ ｉ ｇ ｈ —ｑ ｕ ｌ ａ ｉ ｔ ｙ ｐ ｒ ｏ ｃ ｅ ｓ ｓ ｐ ｌ ｎｎ ａ ｉ ｎ ｇ ｉ ｓ ｆ ｅ ｗ ｅ ｒ ｉ ｎ ｐ ｒ ｏ ｄ ｕ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｐ ｒ ｃｔ ａ ｉ ｃ ｅ ． Ｈｅ ｒ ｅ
机 械 设 计 与 制 造
２１ ４
Ｍａ ｃ ｈ ｉ ｎ ｅ ｒ ｙ Ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ
＆
Ｍａ ｎ ｕ ｆ ａ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ
第 ２期 ２ ０ １ ３ 年 ２月
Ｎ Ａ Ｃ Ａ ４ ４ １ ２翼 型模 具 型腔数 控铣 削工 艺分析 与设计
4412嵌入式Linux课程设计
4412嵌入式Linux课程设计一、课程目标知识目标：1. 掌握4412嵌入式Linux的开发环境搭建和基本操作；2. 理解嵌入式Linux的内核架构，了解其启动流程；3. 学会使用Makefile进行嵌入式Linux项目的编译和管理；4. 掌握常见的嵌入式Linux设备驱动编程方法；5. 了解嵌入式Linux系统的调试与优化方法。
技能目标：1. 能够独立搭建4412嵌入式Linux开发环境；2. 能够编写简单的嵌入式Linux内核模块；3. 能够编写和修改Makefile，进行项目编译和管理；4. 能够编写常见的嵌入式设备驱动，如串口、I2C、SPI等；5. 能够运用调试工具对嵌入式Linux系统进行调试和优化。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对嵌入式Linux系统的学习兴趣，提高自主学习能力；2. 培养学生具备良好的团队合作精神，提高沟通与协作能力；3. 培养学生严谨的编程习惯，注重代码质量；4. 培养学生具备创新意识，敢于挑战自我，克服困难。
课程性质：本课程为实践性较强的课程，旨在帮助学生掌握嵌入式Linux开发的基本知识和技能，提高学生的实际操作能力。
学生特点：学生具备一定的C语言基础，了解计算机组成原理，对嵌入式系统有一定兴趣。
教学要求：结合课程性质和学生特点，注重理论与实践相结合，强调动手实践，鼓励学生积极参与讨论和分享，提高学生的嵌入式Linux开发能力。
在教学过程中，将目标分解为具体的学习成果，以便进行教学设计和评估。
二、教学内容1. 嵌入式Linux开发环境搭建：包括Linux操作系统安装、交叉编译工具链配置、开发板连接与调试；教材章节：第1章 嵌入式Linux基础2. 嵌入式Linux内核架构与启动流程：分析内核源码结构，探讨启动流程中各个阶段的任务；教材章节：第2章 嵌入式Linux内核架构3. Makefile编写与管理：学习Makefile的基本语法，编写适用于嵌入式Linux项目的Makefile；教材章节：第3章 嵌入式Linux程序设计4. 嵌入式设备驱动编程：学习串口、I2C、SPI等常见设备的驱动编写方法；教材章节：第4章 嵌入式Linux设备驱动5. 嵌入式Linux系统调试与优化：介绍系统调试工具，如GDB、Kdump等，探讨系统优化方法；教材章节：第5章 嵌入式Linux调试与优化教学安排与进度：1. 第1周：嵌入式Linux开发环境搭建；2. 第2-3周：嵌入式Linux内核架构与启动流程；3. 第4周：Makefile编写与管理；4. 第5-7周：嵌入式设备驱动编程；5. 第8周：嵌入式Linux系统调试与优化。
NACA4412
在 当前水动 力的研究和工程领 域中 ，最热点 的莫过于计 算流体 动力 学 （ Ｃ ｏ ｍｐ ｕｔ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ Ｆ ｌ ｕ ｉ ｄ Ｄ ｙ ｎ ａ ｍｉ ｃ ｓ ，简 称
Ｃ Ｆ Ｄ）。随着计 算硬件 的快速发展 ，Ｃ Ｆ Ｄ 的应用大到宇宙星 系的计算 ，小 到毛细血管 内微观 流动的研究 。借 助于 图像处
键。
鲁 ＋ 考 一 妾 意 ＋ 专 Ｉ 考 一 ｊ Ｊ ）
其中： 一流体密度 ；１ ． １ 一平均速度分量 ； 一 流体平 均 压力 ；
’
一
在机翼性 能研究 中，早期 的研究者忽 略水 的粘 性 ，将其 当作理 想流 体 ，通过势流程序计 算机翼 的升力 和阻力 ，在某
（ １．浙江海洋学院船舶 与海洋工程 学院，浙江 舟 山 ３ １ ６ ０ ２ ２ ，２ ． 浙江省近海海洋工程技术重点实验 室，浙江 舟 山 ３ １ ６ ０ ２ ２）
摘
要：以 Ｎ ＡＣ Ａ ４ ４ １ ２二维翼形 为对 象 ，在粘流范 畴内用 Ｒ ＡＮＳ方法对该翼形的水动力性能进行了计算和模 拟 ，
，
雷诺应力项 。
些领域 的应 用取 得 了很好 的效果 ；但在粘性力 不能忽略 的场
合 ，势流计 算就变得无能为 力。二十一世纪 以来 ，人们通过 对 流场空 间的离 散，在各个单元 内进行 Ｎａ ｖ ｉ ｅ ｒ — Ｓ ｔ ｏ ｋ ｅ ｓ方程 的迭代求解 以进行粘 流计 算 ， 而计算机 ＣＰ Ｕ 性能和 内存 的提 高为这种计算提供 了有力 的支 持 ， 使粘流计算得 到快速 发展 。 但 是粘 流计 算的问题在于 ，不同的 网格划分 、离散格式和湍 流模型对计 算结果都会产 生影响 ，从而影 响计 算精 度 ；并且
fs_wsn4412b开发板实验报告
fs_wsn4412b开发板实验报告一、ARM开发环境搭建计算机操作系统： Windows111、安装 GCC 编译工具双击安装yagarto-bu-2.21_gcc-4.6.2-c-c++_nl-1.19.0_gdb-7.3.1_eabi_20 111119.exe2、安装 Yagarto 工具包双击安装yagarto- - tools- - 20100703- - setup.exe3、安装FS-JTAG调试软件双击 setup.exe 安装 FS-JTAG 工具4、安装JRE双击安装jre- - 6u7- - windows- - i586- -p p- - s.exe5、安装FS-JTAG驱动将 FS-JTAG 通过 USB线与 PC 连接，右键点击“我的电脑”选择“管理”，左侧栏里选择“设备管理”，找到该项设备右键点击选择“更新驱动”，选择“浏览计算机以查询驱动程序软件（R）”。
tip：此安装过程需要进行3次，直到设备管理器中没有感叹号标记或问号未知设备标记6、安装USB转串口驱动安装CH3407、安装MobaXterm远程终端软件安装MobaXterm8、建立串口终端会话选择USB转串口线所接端口COM，然后波特率选择115200，建立新会话，将FS4412板子关闭电源，再将拨码开关SW1调至0110（EMMC 启动模式），然后打开板子电源。
此时串口终端会话中会显示Hit any key to stop autoboot:5并且一直倒计时，在数字变成0之前按下空格（任意键）tip:以后每次连接仿真前，都需要确定处于此状态，保证不要启动到 Linux ，因为启动到 Linux 后， MMU 功能会打开，导致仿真器无法正常使用9、Eclipse for ARM使用下载解压eclipse.exe（32位)文件二、创建一个工程点亮LED1、新建一个工程在一个 C 工程中,必须包含如下必要的文件：├─工程名称│├─common //存放华清远见 FS_4412 通用库，已囊括本开发板所有硬件资源││├─include││├─src│├─start //存放汇编工程原代码││├─start.S│├─main.c //C 工程源码│├─Exynos4412.init //存放仿真用初始化文件│├─map.lds //链接脚本文件│├─Makefile //用来定义整个工程的编译规则tip:在 C 实验过程中，common 文件夹、start 文件夹、Makefile 文件、map.lds 文件、Exynos4412.init 文件是通用的，我们可以直接拷贝已有 C 工程中的这些文件或者自行对这些文件进行修改编写进入主界面后，选择“File→New→C Project”命令，Eclipse 将打开一个标准对话框，输入希望新建工程的名字并单击“Finish”按钮即可创建一个新的工程.创建完成后，会在工程工作界面里有你创建的工程名，接下来添加工程必要文件。
NACA4412翼型低速绕流的定常／非定常计算对比研究
NACA4412翼型低速绕流的定常／非定常计算对比研究闫文辉【摘要】Numerical simulation of NACA4412 airfoil around flow is implemented based on steady and unsteady computationalmethods .Convection terms and diffusion terms are calculated using Roe scheme and center difference scheme respectively .The dual-time stepping method with implicit approximate-factorization employed in time marc-hing.Two equation SST k-ωturbulence model is forfeited forsteady/unsteady computations .Computational results of steady/unsteady numerical simulations are compared with experimental data .Periodic vortex shedding behind airfoil tail is obtained using unsteady numerical simulation .Time-averaged computational results obtained by un-steady method are batter then steady computational results .%对NACA4412翼型低速绕流进行了定常／非定常数值计算。
对流项及扩散项的空间离散分别采用Roe格式和二阶中心格式，时间方向采用了二阶精度的双时间步隐式方法求解，湍流模式采用了两方程SST k-ω模式。
基于 Qblade 和 Matlab 的风力机叶片设计与气动性能分析
基于Qblade和Matlab的风力机叶片设计与气动性能分析*肖云峰** 1 高鹏远2 张志莲1 吕涛1 周秀博2【摘要】摘要首先使用Qblade计算翼型的气动参数，将数据进行处理后，利用Wilson设计模型，结合Matlab编程软件对某小型风力机叶片进行设计。
再基于叶素动量理论，利用Qblade对所设计的叶片进行气动性能计算，并根据weibull风速分布模型计算风力机的性能。
计算结果表明：编写的程序正确，Qblade风力机性能计算软件能正确反映叶片气动模型，并在保证计算结果准确的同时节省风力机叶片设计前期计算的时间。
【期刊名称】化工机械【年(卷),期】2016(043)004【总页数】5【关键词】关键词风力机叶片设计叶素动量理论Wilson模型Qblade软件气动性能计算目前在石油、煤炭等传统能源短缺的环境下，世界各国均将目光投向新能源领域。
近年来，风能备受关注，我国已经建立了多个大型风电场[1]。
风力机叶片是风力机将风能转化为机械能的核心部件，叶片参数直接影响风力发电机的整体效率，因此叶片设计是风力机的首要部分[2]。
风力机叶片设计分为气动设计和结构设计两大部分[3]，其中气动设计包括气动外形设计和气动性能计算两部分。
目前，国内外学者针对叶片外形设计一般采用叶片外形设计理论结合Matlab软件的方法[4，5]。
气动性能计算为气动设计结果提供评价和反馈，并为叶片的结构设计提供气动载荷等原始数据。
气动性能计算的准确性关系到叶片的气动性能和结构安全。
气动性能计算的方法主要有：基于叶素动量理论建立气动计算模型、基于涡流理论的涡尾迹方法和CFD方法[6]。
其中叶素动量理论使用最多，叶素动量方法最主要的优点在于既能保证计算结果准确性，又能节省计算时间。
国内外学者在使用叶素动量方法进行气动计算时，大都通过编程的方式进行，由于个人水平的不同，所编程序的准确性和编程所花费的时间也是不同的。
而笔者所使用的基于叶素动量理论的包含叶片气动性能计算、转子叶片性能和风力机性能计算的Qblade软件在对风力机叶片进行评价的过程中能提高效率，因此笔者利用Matlab和Qblade软件分别对叶片进行外形设计和气动性能计算。
串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析
串联驱动变弯度机翼设计与气动性能分析
刘峰;李雪江;豆广征;聂瑞
【期刊名称】《空军工程大学学报》
【年(卷),期】2024(25)2
【摘要】针对飞行性能要求,采用NACA4412翼型设计了一种串联驱动变弯度机翼方案。
将机翼沿弦向分为5个翼段,前缘部分为主承力结构固定段,后缘4段翼面由4个舵机实现串联驱动。
偏转翼段内部采用空间五面体桁架结构,表面敷设复合材料弹性蒙皮。
翼段间采用连杆止动以限制相对转角。
建立了机翼的运动学分析模型,计算了变弯度机翼的作动速度。
建立了机翼的气动分析模型,对4个典型飞行工况的气动性能进行了分析,并与传统舵面机翼性能进行对比。
研究表明,在相同飞行工况下,弦向四级串联驱动变弯度机翼的作动时长仅为传统机翼的25%。
起飞阶段升阻比增大71.94%,滚转机动时力矩增大12.46%,进近阶段升力增大11.19%,接地后减速阶段阻力增大104.83%。
串联驱动变弯度机翼相对传统舵面机翼具有更优的操纵特性和气动性能。
【总页数】7页(P62-68)
【作者】刘峰;李雪江;豆广征;聂瑞
【作者单位】中国民用航空飞行学院航空工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V224
【相关文献】
1.变弯度柔性机翼与多段翼型气动特性对比研究
2.一种适用于变弯度机翼后缘的蒙皮设计方法
3.机翼变弯度技术的气动弹性模拟与分析进展
4.基于双层弹性连接的气动变弯度机翼结构设计
5.DDPG方法在抖振约束下变弯度翼型/机翼设计的应用研究
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翼型几何参数
翼型⼏何参数数及其发展与研究发展的各种飞⾏状态下，机翼是飞机承受升⼒的主要部件，⽽⽴尾和平尾是飞机保持安定性和操纵性的⽓动部件。
⼀般飞机都有对称⾯，如果平⾏于对称⾯在机下来的机翼剖⾯称作为翼剖⾯或翼型。
翼型是机翼和尾翼成形重要组成部分，其直接影响到飞机的⽓动性能和飞⾏品质。
机设计要求，机翼和尾翼的尽可能升⼒⼤、阻⼒⼩、并有⼩的零升俯仰⼒矩。
因此，对于不同的飞⾏速度，机翼的翼型形状是不同的。
亚声速飞机，为了提⾼升⼒系数，翼型形状为圆头尖尾形；亚声速飞机，为了提⾼阻⼒发散Ma数，采⽤超临界翼型，其特点是前缘丰满、上翼⾯平坦、后缘向下凹；声速飞机，为了减⼩激波阻⼒，采⽤尖头、尖尾形翼型。
最早的机翼是模仿风筝的，在⾻架上张蒙布，基本上是平板。
在实践中发现弯板⽐平板好，能⽤于较⼤的迎⾓范围。
1903年莱特兄弟研制出薄⽽带正弯度理论出来之后，明确低速翼型应是圆头，应该有上下缘翼⾯。
圆头能适应于更⼤的迎⾓范围。
间，交战各国都在实践中摸索出⼀些性能很好的翼型。
如儒可夫斯基翼型、德国Gottingen翼型，英国的RAF翼型（Royal Air Force英国空军；后改为RA ilishment 皇家飞机研究院），美国的Clark-Y。
三⼗年代以后，美国的NACA翼型（National Advisory Committee for Aeronautics，后来为NASA，Nationinistration ），前苏联的ЦАΓИ翼型（中央空⽓流体研究院）。
参数最前端点称为前缘点，最后端点称为后缘点。
前缘点也可定义为：以后缘点为圆⼼，画⼀圆弧，此弧和翼型的相切点即是前缘点。
前称为翼型的⼏何弦。
但对某些下表⾯⼤部分为直线的翼型，也将此直线定义为⼏何弦。
翼型前、后缘点之间的距离，称为翼型的弦长，者前、后缘在弦线上投影之间的距离。
、下表⾯（上、下缘）曲线⽤弦线长度的相对坐标的函数表⽰。
y也是以弦长b为基准的相对值。
上下翼⾯之间的距离⽤厚度定义为c =9%，说明翼型厚度为弦长的9%。
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风能转化原理与技术
设计实验报告
设计题目NACA4412翼型参数设计姓名孙岩雷
学号 912108670128
指导教师王学德
提交日期 2014年 12月26日
一、背景
风能是太阳能转换的一种形式，是一种重要的自然资源，且据估计地球上可利用的风能比可开发利用的水能总量还要大10 倍以上。
随着社会的发展，能源危机愈来愈严重，而且燃烧化石能源所带来的环境危害也愈发不可忽视。
因此，作为新一代能源利用的典范，风力机的大规模应用也就理所应当了。
风轮是风力机最主要部件，其气动特性影响风能转换率，也决定了风力机的经济性。
水平轴风力机是现在最流行、最广泛的采用的风力机。
而风轮的翼型决定着风轮的气动参数。
随着航空科学的发展，世界各主要航空发达的国家建立了各种翼型系列，美国有NACA 系列，德国有DU系列，英国有RAE系列等。
这些翼型的资料包括几何特性和气动特性，可供气动设计人员选取合适的翼型。
而在现有的翼型资料中，NACA翼型系列的资料比较丰富，飞行器上采用这一系列的翼型也比较多。
本文就是在NACA4412翼型的基础上进行风力机设计的。
二、设计流程
风轮设计主要确定如下关键参数有：风轮直径、叶片数、叶尖速比、叶片翼型、叶素弦长、叶素安装角等。
本文对翼型为NACA4412的风力机叶片进行外形设计，其给定的参数为：风力机的输出功率P=6.7kW，设计风速=7 m／s，风轮转速72rpm，风力机功率系数Cp ＝0.43，空气密度为1.225kg/m3，叶片数为3。
根据相关参数求得叶片的直径，然后通过读取翼型的相关数据确定最佳攻角，以及其所在
位置处的最佳升力系数，最佳阻力系数和最佳升阻比，利用叶素理论。
动量理论和贝茨理计算叶片各个部位的相关参数(各个部分的周向诱导因子、轴向诱导因子、叶尖速比，入流角，桨距角和攻角)，并根据相关的结果作出叶片弦长和扭角与取样位置的曲线，进而得到整个叶片的设计方案。
已知最大设计输出功率Pu(W)和风力机前风速度确定情况下。
则风轮直径D可按如下公式确定：
式中，ρ—空气密度，取1.225kg／m3；P—风力机功率，取6.7 KW；Cp—风力机功率系数，取0.43；V—来流速度，取7m/s。
由风轮的转速n的公式：
即可得风轮叶尖处的叶尖速比或可根据下述公式求得：
将叶片长度划分为10段，然后计算每一段的叶素的叶尖速比，
后利用所给参数求得叶片的最佳弦长：
各截面处翼型的扭角： 由右上图知各截面处的扭角 ：αφθ-=
其中φ为各截面处的入流角，α为翼型临界攻角，且由气动数据
表查得最大升力系数对应的攻角为α =8°即为翼型临界攻角
根据相关关系式就可以通过迭代方法求得轴向诱导因子a 和周
向诱导因子b ，迭代步骤如下：假设a 和b 的初值，一般可取0；
（1）计算入流角；
()()r b V a Ω+-=11arctan 1φ
（2）计算扭角α = φ -β；
（3）根据翼型空气动力特性曲线得到叶素的升力系数Cl 和阻力系数Cd ；
（4）计算叶素的法向力系数Cn 和切向力系数Ct
φφφ
φcos sin sin cos d l t d l n C C C C C C -=+=
（5）计算a 和b 的新值
2πBc
r σ=
φφσφσcos sin 41sin 412F C b b F C a a t n =+=-
比较新计算的a 和b 值与上一次的a 和b 值，如果误差小于设定的误差值（一般可取0.001），则迭代终止；否则，再回到（2）继续迭代。
其中，F 为普朗特叶尖损失修正因子，且
⎥⎦⎤⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⋅-=φπsin r 2exp arccos 2
r R B F
三、程序展示
参数输入与数据读取
参数计算结果界面
绘图界面
四、总结与收获
本次设计通过利用课本中的公式和参考老师以及学长的论文中公式，得到了计算的结果，并进行绘图。
但上述仅仅是对理想模型的设计，还应根据相关的实际参数进行比较修改，并利用风洞进行多次实验，从而得到较优化的设计方案。
在这次设计中，我收获很多，首先感谢老师这一学期的教育和帮助，使我通过上课和实验获得了相关的理论知识，然后通过自己的实际行动，将所学的知识通过大作业的方式应用到实践中去。
在设计的这几周里，我发现了自己的不足，没有将所学的知识系统的理解，有的地方只是片面的了解，并不深入。
通过这次设计，不仅使我对课本中应用的公式更加了解，也使我对叶片的翼型有了更深入地了解，为以后可能从事这一方面的工作打下基础。
同时，通过此次设计，使我将VB的知识重新复习了一遍，更加合理的运用课本上所学到的知识。
另外，此次的参数设计不仅仅教会了我课本上的知识，也叫会了我如何做事做人。
我们应该虚心向别人请教，自己不会的知识也许就是别人掌握的知识，只有你诚恳的向别人请教，你才可以多方面提高你的能力。
三人行，必有我师。
在成长的路上，只有放眼向前，脚踏实地，才能走向人生的辉煌！。