翼型模型气动特性的数值模拟_朱彦奎

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翼型气动性能数值分析

摘要：利用ＳｐａｌａｒｔＡｌｌｍａｒａｓ湍流模型对ＮＡＣＡ０００６翼型和ＮＡＣＡ６４１２两种翼型进行了气动性能数值研究，比较分析了两种翼型在不同攻角和不同马赫数下的气动性能，研究了攻角和马赫数对两种翼型升力系数、阻力系数以及升阻比的影响。研究结果表明，在所研究攻角范围内，当马赫数为０８时，ＮＡＣＡ０００６和ＮＡＣＡ６４１２两翼型的最佳攻角分别为２ ʎ 和４ ʎ ，ＮＡＣＡ０００６翼型的升阻比随攻角的变化更加明显；在所研究马赫数范围内，当攻角为４ ʎ 时，当马赫数分别为０６和０５时，ＮＡＣＡ０００６和ＮＡＣＡ６４１２两翼型升阻比最大，ＮＡＣＡ６４１２翼型的升阻比随马赫数的变化更加明显。关键词：翼型；气动性能；马赫数；升阻比；数值分析中图分类号：Ｖ２２４㊀㊀㊀文献标志码：Ａｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．２０９５－１２４８．２０１７．０６．００５
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ，ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅＮＡＣＡ０００６ａｉｒｆｏｉｌａｎｄＮＡＣＡ６４１２ａｉｒｆｏｉｌｗａｓａｎａｌｙｚｅｄｂｙｔｈｅＳｐａｌａｒｔＡｌｌｍａｒａｓｔｕｒｂｕｌｅｎｃｅｍｏｄｅｌ．ＴｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｔｈｅｔｗｏａｉｒｆｏｉｌｓｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｔｔａｃｋａｎｇｌｅｓａｎｄｄｉｆｆｅｒｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓｗｅｒｅｃｏｍｐａｒｅｄａｎｄａｎａｌｙｚｅｄ．ＴｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅａｎｇｌｅｓａｎｄＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓｏｎｔｈｅｌｉｆｔｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ，ｄｒａｇｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｌｉｆｔｄｒａｇｒａｔｉｏｗｅｒｅｆｕｒｔｈｅｒｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．ＴｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｂｅｓｔａｎｇｌｅｓｏｆｔｈｅＮＡＣＡ０００６ａｉｒｆｏｉｌａｎｄｔｈｅＮＡＣＡ６４１２ａｉｒｆｏｉｌａｒｅ２ ʎａｎｄ４ ʎｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙｗｈｅｎＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｉｓ０８．ＴｈｅｌｉｆｅｄｒａｇｒａｔｉｏｏｆｔｈｅＮＡＣＡ０００６ａｉｒｆｏｉｌｃｈａｎｇｅｓｏｂｖｉｏｕｓｌｙｗｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆａｔｔａｃｋａｎｇｌｅ．ＴｈｅＮＡＣＡ０００６ａｉｒｆｏｉｌａｎｄｔｈｅＮＡＣＡ６４１２ａｉｒｆｏｉｌｈａｖｅｔｈｅｂｉｇｇｅｓｔｌｉｆｅｄｒａｇｒａｔｉｏｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇｔｏ０６ａｎｄ０５ｒｅｓｐｅｃｔｉｖｅｌｙｗｈｅｎαｉｓ４ ʎ ．ＴｈｅｌｉｆｅｄｒａｇｒａｔｉｏｏｆＮＡＣＡ６４１２ａｉｒｆｏｉｌｉｓｍｏｒｅｏｂｖｉｏｕｓｔｈａｎｔｈａｔｏｆＮＡＣＡ０００６ａｉｒｆｏｉｌｗｉｔｈｔｈｅｉｎｃｒｅａｓｅｏｆＭａｃｈｎｕｍｂｅｒ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ａｉｒｆｏｉｌ；ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ；Ｍａｃｈｎｕｍｂｅｒ；ｌｉｆｔｄｒａｇｒａｔｉｏ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓ㊀㊀机翼是飞机的重要组成部分，其主要的作用是为飞机提供升力，并控制飞行姿态。飞机在起飞和降落以及各种姿态的转换过程中，机翼发挥了极其重要的作用，决定了飞机的飞行性能。不

气动台翼型测压实验及其数值仿真应用

气动台翼型测压实验及其数值仿真应用马震宇张衡飞唐晓天郑子越葛会哲郑州航空工业管理学院航空工程学院河南郑州 450046摘要：以小型立式低速气动综合实验台为教学平台，以NACA64A-005翼型为开放实验对象，开展表面测压模型设计与制作实践，翼型弦长200 mm 。

在攻角±20º变化范围内，进行模型表面气流压强分布测量，实验段进口气流特征雷诺数2.0×105。

应用FLUENT 分析软件，数值仿真模型实验空间定常时均湍流流场和气动力随攻角变化特性。

通过模型的制作与实验并结合数值仿真使学生更加牢固地掌握气动基础有关实验原理和概念，进一步训练和增强综合实践和创新能力。

关键词：低速气动实验台；NACA64A-005翼型；测压模型；实验测量；流场仿真作者简介：马震宇，工学硕士，研究员；张衡飞，在读本科生；唐晓天，在读本科生；郑子越，在读本科生；葛会哲，在读本科生。

基金项目：郑州航院实验室开放项目“NACA64A005翼型表面绕流测压实验与计算仿真”(编号：SYKF17-20)；郑州航院教研基金项目“气体动力学课程理论教学与实验教学相融合的教学实践研究”(编号：zhjy18-11)。

现代实验教学形式和测量技术的发展趋于多样化，计算机技术在力学实验教学中的作用日益重要，可满足不断提升学生实践和创新能力的需要[1-4]。

翼型和叶型气动性能研究作为一项应用基础性工作可为三维机翼和三维叶片等研究提供必要的基础。

翼型风洞实验数据能够用来检验数值计算模型和结果的准确性，同时数值计算为风洞实验提供了理论指导，两者相互促进和补充。

文献[5]阐述了低速翼型升阻特性教学实验台的设计过程，对自制翼型风洞实验结果进行分析讨论。

文献[6]运用FLUENT 软件，采用雷诺应力湍流模型，雷诺数Re 为105时，考虑来流湍流度的影响，对典型的NACA0012翼型不同攻角下的流动进行数值模拟分析。

文献[7]应用GAMBIT ，FLUENT 和TE-CPLOT 等软件对无环量圆柱绕流的流动机理进行数值模拟与分析。

关于对称翼型气动特性数值模拟的研究

关于对称翼型气动特性数值模拟的研究杨从新;姬永魁【摘要】针对NACA0012、NACA0015、NACA0018这3种翼型的绕流流动,建立二维湍流模型,利用Fluent软件对翼型不同来流攻角下的气动特性进行数值模拟计算.湍流模型采用SST k-ω模型处理,得出雷诺数在0.82×106时翼型的升阻系数、升阻比随来流攻角的变化关系,并与相对应的翼型试验数据对比,验证了数值模拟的可靠性.结果表明,NACA0018翼型与其他2种翼型相比,具有较高的升力系数、升阻比和更好的失速性能.%Two-dimensional turbulent model were established using fluent software to simulate aerodynamic performance of theNACA0012, NACA0015 and NACA0018 airfoils, SST k-ω turbulent model was applied and the coefficients of lift and drag as well as lift to drag ratio at Re= 0. 82 X 106 with different angle of attack was obtained. Comparison between the simulated data and the experiment data has been carried out to verify the reliability of aerodynamic numerical simulation. The comparison of different airfoils showed that NACA0018 has higher lift coefficient higher lift to drag ratio and better stalled performance.【期刊名称】《新技术新工艺》【年(卷),期】2012(000)007【总页数】4页(P47-50)【关键词】风力机;翼型;气动特性;升阻系数【作者】杨从新;姬永魁【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83叶轮是风力发电机捕捉风能的核心部件，叶片的设计优劣直接影响着风力机的风能利用效率，而翼型是风力机叶片的组成单元，因此研究叶片翼型的气动性能是研究叶片性能的基础。

一种风力机专用翼型气动特性的非定常数值模拟

所采用非定常数值模拟方法来得到升力和阻力系数
了适用于风力机的专用翼型，：国ＮＥ如美ＲＬ的Ｓ系列翼型、麦的Ｒｓ丹ＩＡ系列翼型和瑞典的ＦＡ．ＦＷ系列翼型等，这些翼型都具有对前缘粗糙度不敏感、有较高的升阻比等风力机的气动性能特点 … 。对于失速控制型风力机叶片，一般在不同截面位置采用不同的翼型以综合考虑风轮的气动性能和结构强度要求。一般认为，叶片尖部（．在０９倍的风轮半径）选用薄冀，保证具有较低的最小阻力和最处以
）
＋，一（，、’ ＝嘉＋２
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１ｍ的￥２翼型为几何模型，图１８７如所示。通过对
收稿日期：０８０－１２０－２２基金项目：甘肃省科技攻关项目（ｏ２Ｓ５．５－０－３Ｎ．Ｇ０２Ａ２０４０）
风力机特殊的运行工况，国、麦、典等国推出美丹瑞
该翼型的非定常和定常绕流进行数值模拟，到了得Ｒｅ为２×１。时升力和阻力系数随攻角变化的曲０线，与ＮＥ并ＲＬ公司所提供的数据进行对比，证了验
大升力系数，减小叶片尖部的弦长以控制转子尖并
的可行性；同时得到了升力系数和阻力系数随雷诺数变化的曲线。

翼型气动特性数值模拟研究

翼型气动特性数值模拟研究翼型是飞行器的重要组成部分，其气动特性（如升力、阻力、升力系数、升阻比等）对飞行器的性能有很大影响。

由于实验设备和费用的限制，气动试验成本高昂，因此数值模拟成为了研究翼型气动特性的主要方法之一。

数值模拟方法数值模拟方法主要包括计算流体力学（CFD）方法和边界元方法。

其中，CFD方法是一种利用数值计算方法处理流体动力学问题的方法，可根据所建立的数学模型，通过计算机模拟流体的运动状态，获得流体介质的相应物理量。

而边界元方法则是一种计算机辅助工具，针对问题内部的微观变化关系较弥散的情况下，仅需检查问题外缘的变化，即可通过边界元法反映问题内部变化。

两种方法的原理和适用范围存在区别。

本文主要讨论CFD方法，根据不同模型和假设，CFD方法分为欧拉方程模型、纳维—斯托克斯方程模型等。

其中，普遍认为海拔高度2000米，马赫数0.3的常温常压环境下，采用欧拉方程模型就能较为精确地预测翼型的气动特性。

欧拉方程模型及其应用欧拉方程模型的基本假设是流体为理想气体，连续性方程为无穷小量，流体的运动状态由欧拉方程控制。

其中，欧拉方程考虑了三个物理量：密度（rho）、速度（v）、热力学气压（p），并描述了它们之间的关系。

欧拉方程模型的适用范围很广，可以处理多种气流复杂情况，可以在空气、液体（如水）及其它流体的流动中预测相关的力学变量，有效地用于翼型气动特性数值模拟。

实例分析以NACA 0012翼型为例，它是由美国航空航天局设计的一支标准组合翼，被广泛应用于飞行器领域。

研究采用Ansys Fluent 15.0数值模拟软件，通过对NACA 0012翼型的气动特性的分析，验证了欧拉方程模型在预测翼型的气动特性方面的有效性。

翼型模型的几何尺寸定义采用了标准的NACA 4位数型号，其的绘制遵守了标准的绘制规则。

通常，翼型的比尺寸Re数（不能大于100万）是气动特性数值模拟的一个关键因素，它决定了模拟结果的准确度。

飞行器翼型气动性能研究

飞行器翼型气动性能研究伴随人类科技和工业的快速发展，飞行器的设计和制造也在不断的进步和改良。

而在飞行器中，翼型作为飞行器的核心部件之一，扮演着至关重要的角色。

翼型的气动性能直接关系到飞行器的飞行性能和安全性能。

因此翼型的气动性能研究成为了飞行器研发和制造的重要内容之一。

翼型的气动性能研究是基于流体动力学的理论基础进行的。

流体动力学是物理学和工程学的一个交叉学科，它涉及了流体的力学、热和质量传递等学科，是翼型气动性能研究领域的核心理论。

在翼型气动性能研究中，通常会通过计算流体力学仿真或风洞实验来获得翼型的气动力系数和气动特性。

翼型气动力系数指的是在不同的流场条件下，翼型所受到的气动力和翼型的特性系数的综合表现。

翼型的特性系数包括了升力系数、阻力系数和矩系数。

升力系数是指单位翼展上升力的大小，它是翼型升力产生能力的重要指标。

阻力系数是指单位翼展的飞行阻力大小，它是翼型阻力产生能力的重要指标。

矩系数是指单位翼展的弯矩大小，它是翼型稳定性和控制性的重要指标。

这些特性系数的获得可以通过计算流体力学仿真和风洞实验等方法进行。

计算流体力学仿真是一种基于计算机数值模拟的方法，可以模拟翼型在不同流场条件下的气动性能和气动力系数。

它通过离散化的控制方程求解方法来模拟流场，在数值计算上具有高精度和高效率的优点。

同时，计算流体力学仿真还可以在短时间内对数百种气动特性进行分析和处理，为翼型设计和优化提供了重要的理论基础。

风洞实验是一种基于物理实验的方法，可以通过实际测量得到翼型在不同流场条件下的气动力系数和气动特性。

风洞实验通常利用各种尺度大小的模型，在不同速度下进行测试，获得翼型的运动状态和流场状态，并通过实验数据进行分析和处理。

虽然风洞实验具有高度的可靠性和准确性，但它的实验时间和成本较高，相对来说比较耗时和昂贵。

无论是计算流体力学仿真还是风洞实验，都需要建立翼型模型和流场模型，以便对翼型的气动性能进行计算和测试。

翼型模型通常基于CAD软件设计制造，在模型制造过程中需要考虑翼型的真实尺寸和特性系数的精度。

风力机翼型气动特性数值模拟

图２￥８２５翼型的计算瑚格
Ｆｉｇ．２Ｔｈｅｇｒｉｄｏｆ￥８２５ａｉｒｆｏｉｌ
３Ｓ８２５翼型数值模拟及对比分析
３．１网格密度对性能影响的标定
针对￥８２５翼型采用表１所列的３种不同密度的网格进行数值计算，模拟采用ｓ—Ａ湍流模型，得到３种不同网格条件下的￥８２５翼型升力、阻力和力矩系数，如图３ａ～图３ｄ所示。观察分析，４万网格与７万、１０万网格性能相差较大，大攻角时（攻角大于８０）各项系数性能相差明显，而７万、１０万两种网格间的翼型性能儿无差异，这在图３ｅ～图３ｆ的翼型表面静压分布图中也可明显看出。存在差异的主要原因认为足由于网格近肇ｙ＋值影响所致。所以，通过计算分析，对于风力机翼型二维数值模拟，采用约７万网格节点，近壁Ｙ＋＜１０的条件下，呵以不必考虑计算网格对气动性能的影响，从而可在保证计算精度前提下加快计算速度。
风力机翼型数值模拟时，采用约７万网格节点、近肇ｙ＋＜１０时达到网格无关，ｓ－Ａ湍流模型进行气动性能预测相
对精度较高，为风力机翼型气动设计提供了快速有效地数值仿真性能检测手段，具有较高工程实用价值。
关键词：风力机；翼型；气动性能；数值模拟
’
中图分类号：ＴＫ８３
文献标识码：Ａ
Ｏ引言
目前检测风力机翼型气动性能的主要手段是风洞试验和数值模拟。风洞试验研究耗时、耗资，而随着计算机技术发展以及湍流模型的不断完善，应用计算流体力学（ＣｒＤ）数值方法研究风力机翼型的气动陛能已成为重要途径和发展趋势【Ｉ’２］。ＣＦＤ数值模拟能够描述复杂几何边界及流动结构，并能在设计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设计性能且省时、省钱，极大地降低了新设计所带来的风险。所以，近年来在风力机翼型气动性能检测中更多地应用ＣＦＤ数值模拟【３’４Ｊ。

《航天返回与遥感》第40卷(2019)总目次

I 《航天返回与遥感》第40卷（2019）总目次第1期升力体再入飞行器离轨制动方案及优化研究 ··························· 左光, 陈鑫, 侯砚泽, 吴文瑞 (1) 高空零压气球上升过程的运动特性研究 ············································· 廖俊, 袁俊杰, 蒋祎, 杨泽川, 李珺, 卢智勇, 吴春晖, 王宁 (11) 基于FPGA的星上影像正射纠正 ···························· 张荣庭, 周国清, 周祥, 刘德全, 黄景金 (20) 基于改进型重复控制的光程扫描控制系统设计 ················ 郭兰杰, 王浩, 王淳, 马文坡, 林喆 (32) 基于月球观测的“高分四号”卫星相机在轨MTF测试 ·············· 吴同舟, 王浩, 周峰, 李晓曼 (41) 亚微米像元器件在空间应用中的光学系统设计 ························································ 胡嘉宁, 王小勇, 阮宁娟, 刘晓林, 庄绪霞, 李妥妥 (50) 五棱镜垂直度误差对转向角的影响分析 ·········································· 温中凯, 雷文平, 黄颖 (59) “高分三号”卫星图像干涉测量试验 ···································· 余博, 李如仁, 陈振炜, 张过 (66) “高分四号”卫星正射校正精度分析 ···································· 马冯, 孙旭, 高连如, 付晨罡 (74) 基于改进的切比雪夫多项式轨道的SAR影像正射纠正 ································································· 周国清, 贺朝双, 岳涛, 沈俊, 黄煜, 李晓柱 (83) 应急遥感影像信息快速提取方法探讨 ························································ 刘嘉, 廖小露 (93) 一种面向对象的机场跑道变化检测方法 ····················································· 张艺明, 肖文 (102) 旋转森林算法在GF-2卫星影像土地利用分类中的应用·············· 彭力恒, 刘凯, 朱远辉, 柳林 (112) 第2期平流层飞行器技术的最新发展 ··················································· 王彦广, 王伟志, 黄灿林 (1) 充气式进入减速技术的发展 ······························································· 黄伟, 曹旭, 张章 (14) 再入返回器极端热载荷预测方法 ············································· 张思宇, 余莉, 曹旭, 张章 (25) 气动热作用下的充气式减速器性能研究 ······································· 王帅, 余莉, 张章, 曹旭 (33) 骨架充气压力对自充式气囊缓冲性能影响研究 ····················· 李博, 竺梅芳, 牛国永, 刘兴华 (43)II孙嘉, 黄伟, 卢齐跃 (51) 临近空间飞行器滑橇式起落架缓冲特性分析 ···································· 璘多点平衡支撑在空间大口径反射镜上的应用 ························ 张博文, 王小勇, 郭崇岭, 刘湃 (60) 一种航天相机微纳镜头的实现方法 ································· 安书兵, 练敏隆, 唐绍凡, 李瀛搏 (69) 基于行数据扫描的星空多目标星点提取方法 ··························· 李寅龙, 何海燕, 张凤, 李婧 (79) 一种新的连续面形变形镜的解耦控制方法 ······················································ 刘成, 于飞, 丁琳, 宋莉, 黄刚, 郝中洋, 李超, 林喆 (89) ULE®叠层反射镜二维等效建模方法研究 ················································· 丁锴铖, 连华东 (99) GF-6卫星WFV数据在林地类型监测中的应用潜力 ··································································· 刘晋阳, 辛存林, 武红敢, 曾庆伟, 史京京 (107) 第3期前沿光学技术的新发展 ·················································································· 金国藩 (1) 航天火工装置点火输出压力散差的精细化控制 ··························· 成琦, 王帅, 胡建举, 杨叶 (5) 小天体探测器着陆附着技术研究 ················································ 王立武, 戈嗣诚, 蒋万松 (14) 减速伞收口状态气动特性仿真与试验研究 ··········· 王奇, 王立武, 张章, 吴卓, 雷江利, 孙希昀 (24) 大口径光学组件重力翻转测试方法验证及应用 ······· 周于鸣, 杨秋实, 孟晓辉, 刘志远, 王向东 (33) 面向航天应用的高可靠性FPGA动态局部重构 ············· 于志成, 庄树峰, 刘涛, 王洋, 杨秉新 (40) FTS干涉信号延时补偿算法的仿真分析··········································· 翟茂林, 李涛, 张玉贵 (47) 静止轨道闪电光学探测的光谱选择及影响分析 ·········· 鲍书龙, 陈强, 张志清, 汤天瑾, 赵学敏 (57) 空间光学遥感器反射镜组件中环氧胶的选用 ···································· 周小华, 邢辉, 杨居奎 (65) 大气色散对航空双谱段高分辨率斜视成像影响 ·················· 张绪国, 尚志鸣, 张跃东, 曹桂丽 (73) 基于扩展卡尔曼滤波的星敏感器在轨几何标定 ··················· 李响, 谢俊峰, 莫凡, 朱红, 金杰 (82) “委遥二号”卫星长波红外通道在轨辐射定标 ··························································· 刘莉, 陈林, 徐寒列, 胡秀清, 张正慧, 汪红强 (94) 岫岩偏岭矿区植被修复生态环境监测评估 ·············· 周斌, 李雨鸿, 李辑, 李晶, 王婷, 刘东明 (103) 基于本征图像分解的高光谱图像空谱联合分类 ········································· 任智伟, 吴玲达 (111)III 第4期大型航天器无控再入气动稳定性分析 ······································· 徐艺哲, 万千, 左光, 石泳 (1) 空间重复锁紧技术综述 ················ 杨泽川, 罗汝斌, 廖鹤, 廖俊, 罗世彬, 蒋祎, 袁俊杰, 王宁 (10) 降落伞收口绳载荷计算方法研究 ··········································· 王立武, 雷江利, 吴卓, 包进进 (22) 面向降落伞稳态CFD计算的网格生成方法研究 ··············· 靳宏宇, 吴壮志, 王奇, 贾贺, 荣伟 (30) 环路热管在低温真空环境下的控温性能试验研究 ············· 高腾, 杨涛, 鲁盼, 赵石磊, 赵振明 (38) 基于FPGA的探测器制冷控制系统优化设计 ············································ 谢妮慧, 郝中洋 (48) 开环虚拟振动试验方法在航天遥感器上的应用研究 ································· 郭崇岭, 张博文, 赵野 (57) 垂直装调用大口径自准直反射镜系统研究 ·········································· 陈宗, 范龙飞, 李斌, 陆玉婷, 王昀, 李凌, 陈佳夷, 王向东 (67) 一种高精度半角反射镜指向机构的设计与实现 ···································· 李晓, 于婷婷, 王淳 (76) 基于FFT算法的激光有源非稳腔光场分布数值计算方法 ············································· 罗萍萍, 桑思晗, 史文宗, 杨超, 颜凡江, 李梦龙, 蒙裴贝 (86) 光学遥感图像目标检测技术综述 ························· 李晓斌, 江碧涛, 杨渊博, 傅雨泽, 岳文振 (95) 基于非负最小二乘法的全色与高光谱图像融合 ······························ 郝红勋, 何红艳, 张炳先 (105) 顾及光行差改正的遥感卫星成像模型及验证 ····················· 张宏伟, 张炳先, 侯作勋, 彭呈祥 (112) 复杂山区ASTER GDEM2高程精度验证 ············································ 胡勇, 马泽忠, 黄健 (122) 第5期计算成像——全光视觉信息的设计获取 ·················································· 赵巨峰, 崔光茫 (1)武 (15) 美军气象卫星的应用与管理 ······························································· 刘韬, 王丹, 珺航天器可重复使用热防护技术研究进展与应用 ········································· 周印佳, 张志贤 (27) 基于主动排气气囊的着陆缓冲控制系统FPGA设计 ··························································· 孙希昀, 王立武, 张章, 刘靖雷, 邓黎, 雷江利 (41) CCD连续转移下图像串扰问题的研究····················申才立, 梁楠, 李鑫, 龚敬, 韩志学, 董龙 (50) 随机振动引起空间反射镜面形退化的机理研究 ·········· 孔富家, 白绍竣, 陈祥, 刘义良, 乔玉莉 (58) 一种调焦机构运动方向与光轴平行性测试方法 ····················· 魏鑫, 何鸿涛, 王建永, 穆生博 (67)IV星载TDI光机扫描相机偏流角建模 ···································· 王浩, 郭兰杰, 晋利兵, 赵艳华 (75) 星载光子探测激光雷达指向调整机构的理论分析 ····················· 张晨阳, 王春辉, 战蓝, 齐明 (84) 基于RFM模型的叠掩区域定位方法······································ 程前, 王华斌, 汪韬阳, 李玉 (95) 基于双树复小波分解的云量时间序列模型预测 ······· 白云博, 欧阳斯达, 杨朦朦, 夏学齐, 王婷 (106) 物方反投影下的星载多光谱相机内视场虚拟线阵拼接···················王怀, 莫凡, 李奇峻, 王鄂 (118) 第6期半刚性机械展开式气动减速技术机构与热防护研究 ································································ 张鹏, 苏南, 赵铄, 桂蜀旺, 毛科铸, 侯向阳 (1) 基于大气模型误差特性的“天宫一号”再入预报 ····················· 张炜, 王秀红, 崔文, 游经纬 (11) 深空探测器防热承力一体化大底结构研究 ··································· 黄文宣, 邱慧, 刘峰, 张萃 (19) 超声速透气降落伞系统的气动干扰数值模拟研究 ············· 贾贺, 姜璐璐, 薛晓鹏, 荣伟, 王奇 (26) RNN在降落伞开伞特性研究中的应用 ················································ 姜添, 戈嗣诚, 李健 (35) 基于主动光学的大型空间相机像质校正仿真············· 赵号, 苏云, 张丽莎, 李博, 粘伟, 张博文 (44)空间红外推扫成像系统探测器光学拼接方法 ············································ 邱民朴, 马文坡 (51)基于不同成核层的碳化硅基底反射镜特性研究 ··························································何世昆, 白云立, 周于鸣, 张继友, 黄巧林, 王利 (59)红外甚高光谱分辨率探测仪反演系统的设计与实现 ··························································罗琪, 李小英, 程天海, 张兴赢, 葛曙乐, 张玉贵 (67)“巴遥一号”卫星双相机在轨绝对辐射定标及精度分析 ········································· 李岩, 陈洪耀, 方舟, 李龙飞, 陈元伟, 胡永力, 汪红强, 汪松 (77)基于滑坡区域颜色特征模型的SVM遥感检测························ 陈善静, 康青, 沈志强, 周若冲 (89)基于U-net的“高分五号”卫星高光谱图像土地类型分类 ························································ 孙晓敏, 郑利娟, 吴军, 陈前, 徐崇斌, 马杨, 陈震 (99)基于深度学习特征提取的遥感影像配准 ·················································· 许东丽, 胡忠正 (107)（卷终）VSpacecraft Recovery & Remote SensingVol. 40 (2019)ContentsNo.1Deorbit Study of General Scheme & Optimized Design of Lifting Reentry Vehicle ································································ ZUO Guang, CHEN Xin, HOU Yanze, WU Wenrui (1) Motion Characteristics of Zero-pressure Balloon in Ascending Process·· LIAO Jun, YUAN Junjie, JIAGN Yi, YANG Zechuan, LI Jun, LU Zhiyong, WU Chunhui, WANG Ning (11) Ortho-rectification for Remote Sensing Image Using FPGA ··························· ZHANG Rongting, ZHOU Guoqing, ZHOU Xiang, LIU Dequan, HUANG Jingjin (20) Optical Path Scanning Control System Based on Modified Repetitive Control ················································· GUO Lanjie, WANG Hao, WANG Chun, MA Wenpo, LIN Zhe (32) The Lunar Trail of GF-4 Satellite and On-orbit Knife-edge Measurements of MTF ······························································ W U Tongzhou, WANG Hao, ZHOU Feng, LI Xiaoman (41) Study on Submicron Pixel Size Detector Applied in the Space Optical System Design ················ HU Jianing, WANG Xiaoyong, RUAN Ningjuan, LIU Xiaolin, ZHUANG Xuxia, LI Tuotuo (50) Impact Analysis of the Perpendicular Error of Pentaprism on the Steering Angle ······································································ WEN Zhongkai, LEI Wenping, HUANG Ying (59) Image Interferometry Experiment of GF-3 Satellite ·································································· YU Bo, LI Ruren, CHEN Zhenwei, ZHANG Guo (66) Research on Orthorectification Accuracy of GF-4 Satellite Image ............................................................................................. MA Feng, SUN Xu, GAO Lianru, FU Chengang (74) Orthorectification of SAR Image Based on Improved Chebyshev Polynomials Orbit Model ··························· ZHOU Guoqing, HE Chaoshuang, YUE Tao, SHEN Jun, HUANG Yu, LI Xiaozhu (83) Discussion on Rapid Extraction Method of Emergency Remote Sensing Image Information ·································································································· LIU Jia, LIAO Xiaolu (93) An Object-oriented Method for Airport Runway Change Detection ................... ZHANG Yiming, XIAO Wen (102) GF-2 Satellite Imagery Application in Land Use Classification Based on Rotation Forest Algorithm ··································································· P ENG Liheng, LIU Kai, ZHU Yuanhui, LIU Lin (112)No.2The Latest Development of Stratospheric Aerocraft Technology ······························································WANG Yanguang,WANG Weizhi, HUANG Canlin (1) The Development of Inflatable Entry Decelerator Technology ...... HUANG Wei, CAO Xu, ZHANG Zhang (14) Prediction Method for Extreme Thermal Load of Reentry Capsule ································································· ZHANG Siyu, YU Li, CAO Xu, ZHANG Zhang (25)VIStudy on the Performance of Inflatable Decelerator with Aerodynamic Heating ·································································· W ANG Shuai, YU Li, ZHANG Zhang, CAO Xu(33) Research of the Influence of Inflatable Frame Pressure on Ambient Inflated Airbag Cushioning Performance ······························································ LI Bo, ZHU Meifang, NIU Guoyong, LIU Xinghua (43) Study on Drop Dynamics of Ski Landing Gear for Near Space Aircraft ··············································································· SUN Jialin, HUANG Wei, LU Qiyue (51) Whiffle-tree Support of a Large Aperture Space-based Mirror ················································· ZHANG Bowen, WANG Xiaoyong, GUO Chongling, LIU Pai (60) A Design Method of Aerospace Camera Micro-nano Lens ······················································· AN Shubing, LIAN Minlong, TANG Shaofan, LI Yingbo (69) Space Multi-target Star Extraction Algorithm Based on Line Data Scanning ··································································· LI Yinlong, HE Haiyan, ZHANG Feng, LI Jing (79) A New Decoupling Control Method for the Deformable Mirror with Continuous Surface Shape ········· LIU Cheng, YU Fei, DING Lin, SONG Li, HUANG Gang, HAO Zhongyang, LI Chao, LIN Zhe (89) 2D Equivalent Modeling Method for ULE® Stacked-core Mirrors ····················································································DING Kaicheng, LIAN Huadong (99) Potential Application of GF-6 WFV Data in Forest Types Monitoring ······································ LIU Jinyang, XIN Cunlin, WU Honggan, ZENG Qingwei, SHI Jingjing (107)No.3The New Development of Optical Technology ························································· JIN Guofan (1) High Precision Control of Ignition Output and Transmission of Space Pyrotechnic Device ································································· C HENG Qi, WANG Shuai, HU Jianju, YANG Ye (5) Research on Lander Adhering and Recovery Technology for Asteroid Exploration ······································································ WANG Liwu, GE Sicheng, JIANG Wansong(14) Numerical Simulation and Experimental Study on Aerodynamic Characteristics of Reefed Decelerating Parachute ······························ WANG Qi, WANG Liwu, ZHANG Zhang, WU Zhuo, LEI Jiangli, SUN Xiyun (24) Verification and Application of Gravity Flip Test Method for Large Aperture Optical Components ························ ZHOU Yuming, YANG Qiushi, MENG Xiaohui, LIU Zhiyuan, WANG Xiangdong (33) High Reliability FPGA Dynamic Partial Reconfiguration for Aerospace Application ·································· YU Zhicheng, ZHUANG Shufeng, LIU Tao, WANG Yang, YANG Bingxin(40) Time-delay Compensation Simulation and Analysis of Interference Signal Based on FTS Technology ·············································································· ZHAI Maolin, LI Tao, ZHANG Yugui (47) Spectral Band Selection and Influence Analysis for Lightning Optical Detection for the Geostationary Meteorological Satellite ····························· B AO Shulong, CHEN Qiang, ZHANG Zhiqing, TANG Tianjin, ZHAO Xuemin (57) Epoxy Selection for Reflect Mirror Assembly in Space Remote Sensor ········································································· ZHOU Xiaohua, XING Hui, YANG Jukui (65) Influence of Atmospheric Chromatic Dispersion on Aerial Dual-band High Resolution Standoff Imaging ············································ ZHANG Xuguo, SHANG Zhiming, ZHANG Yuedong, CAO Guili(73) On-orbit Geometric Calibration of Star Tracker Based on EKF ···························································· L I Xiang, XIE Junfeng, MO Fan, ZHU Hong, JIN Jie (82) On-orbit Radiometric Calibration in Long Wave Infrared Band of VRSS-2 Satellite ······················ LIU Li, CHEN Lin, XU Hanlie, HU Xiuqing, ZHANG Zhenghui, WANG Hongqiang(94) Monitoring and Assessment of Vegetation Restoration Ecology Environment in Xiuyan Pianling-mining Area ··········································· Z HOU Bin, LI Yuhong, LI Ji, LI Jing, WANG Ting, LIU Dongming (103)。

关于对称翼型气动特性数值模拟的研究

设计计算
试验研究
关于对称翼型气动特性数值模拟的研究
杨从新，永魁姬
（州理工大学能源与动力工程学院，肃兰州７０５）兰甘３００
摘要：针对ＮＡＣ０２ＮＡＣ０５ＮＡＣ０８这３种翼型的绕流流动，立二维湍流模型，用Ａ０１、Ａ０１、Ａ０１建利
Ｆｕｎ软件对翼型不同来流攻角下的气动特性进行数值模拟计算。湍流模型采用ＳＴｋ∞模型处理，ｌｅｔＳ－得
出雷诺数在０８ ×１时翼型的升阻系数、阻比随来流攻角的变化关系，．２０升并与相对应的翼型试验数据对
ＮｕｅｉａｍｕａｉｎｏｎＡｅｏｙｍｉｒｏｍａｅｏｙｍｅｒｃＡｉｆｉｍｒｃｌＳｉｌｔｏｒｄｎａｃＰｅｆｒｎｃｆＳｍｔｉｒｏｌ
ｓｍｕａｅａａａｄｔｅｅｐｒｍｅｔｄｔａｅｎｃｒｉｄｏｔｔｅｉｈｅｉｂｌｙｏｅｏｙａｃｎｍｅｉａｉｌｔｎｉｌｔｄｄｔｎｈｘｅｉｎａａｈｓｂｅａｒｅｕｏｖｒｆｔｅｒｌｉｔｆａｒｄｎｍｉｕｒｌｓｍｕａｉ．ｙａｉｃｏＴｈｏａｉｏｆｄｆｅｅｔａｒｏｌｈｗｅｈｔＮＡＣＡ０１ａｉｈｒｌｔｃｅｆｉｎｉｈｒｌｔｔｒｇｒｔｎｅｔｒｅｃｍｐｒｎｏｉｆｒｎｉｆｉｓｏｄｔａｓｓ０８ｈｓｈｇｅｉｏｆｉｅｔｈｇｅｉｏｄａａｉａｄｂｔｅｆｃｆｏｓａｌｄｐｒｏｍａｃ．ｔｌｅｅｆｒｎｅＫｅｒｓＡｉｆｉ，ｒｄｎｍｉｐｒｏｍａｃ，ｆｎｒｇｆｒｅｃｅｆｉｎ，ｉｔｔｒｇｒｔｙｗｏｄ：ｒｏｌＡｅｏｙａｃｅｆｒｎｅＬｉａｄｄａｏｃｏｆｉｅｔＬｆｏｄａａｉｔｃｏ

网格对翼型气动性能数值模拟的影响

（下转第214页）
本栏目责任编辑：梁书
计算机工程应用技术
211
Computer Knowledge and Technology 电脑知识与技术
第 17 卷第 17 期 (2021 年 6 月)
tion,2015,63(4):1255-1262. [3] Omar A A,Shen Z X.Thin 3-D bandpass frequency-selective
2.1 研究方法选用对翼型的升力系数计算作为研究对象，得到影响网格
质量的多个因素，并确定要研究的因素：number of divisions ，偏移程度，以及求解计算的范围，其中翼型的计算边界为半圆与长方形（如图 2 所示），因此 number of divisions（网格划分数目）有 line 直线，arc 圆弧两部分构成。
关键词：网格划分；网格质量；数值精度；升力系数；CFD
中图分类号：G424 文献标识码：A
文章编号：1009-3044(2021)17-0210-02
开放科学（资源服务）标识码（OSID）：
1 绪论
1.1 研究意义
流体力学中的定量分析一般需要通过建立控制方程来找寻具有特征的离散数值解，得到不同网格节点上的数值（如压力、速度等），即数值解[1]。同时，分析域内网格的品质直接决定了数值解与计算所得气动参数的精度。通过使用 Fluent 对不同网格模型的划分进行翼型的气动性能数值模拟，研究不同的计算网格关键参数对翼型流场及气动特性计算结果的显著影响，为翼型气动性能数值模拟的计算网格设计提供一定的参考。
图 3 扩大范围计算精度比较图
3 结论
图 4 增大偏移程度计算精度比较图

MVD对翼型冰形及气动性能影响数值模拟

文章编号:167321220(2009)012001205MVD对翼型冰形及气动性能影响数值模拟张　威,林永峰,陈平剑(中国直升机设计研究所,景德镇,333001)摘　要　结冰问题严重威胁现代飞行器的飞行安全。

当前,数值模拟结冰过程是一种高效的结冰问题研究方法。

本文首先对OAXXX翼型生成六面体计算网格,然后对该翼型的流场、水滴撞击、结冰过程进行了数值模拟研究,重点研究了不同的MVD(平均水滴直径)对于水滴收集效率、冰形的影响,并将不同MVD情况下结冰后的翼型气动特性和结冰前进行了对比。

关键词　MVD;结冰;水滴收集;冰形;气动中图分类号:　V211.52 文献标识码:　AThe Num er i ca l Si m ul a ti on of the M V D Effects on A i r foilIce Shapes and Per formance D egra da ti onZHANGW e i,L I N Y ongfeng,CHEN Pingjian(China He licop ter R esearch and Deve l opment Institute,Jing dezhen,333001)Ab stra ct　The ice accreti on threats the flight safety terribly.Today,the nume rical si mula tion is an efficient m ethod of ice acc r etion study.I n this paper,the hexahedr on me sh of OAXXX air f oil is gen2 erated,then the fl ow field,wa ter dr ople t collecti on and ice accretion is si mula ted.It is the i mportant face of the MV D eff ects on the wate r dr op let collection efficiency and ice shapes.Then ae r odyna m ic s perf or m ances of iced air foil f or diff e r ent MVD are compared with the clean one.Key word s　MVD;ice accreti on;wa ter dr ople t collecti on;ice shape;aer odyna m ics1　前言飞行器飞行时,都有可能会遇到飞行器部件的结冰问题,尤其当飞行器在云中或降雨区域飞行时,机体的突出部位遭遇结冰问题更加突出,如机翼、尾翼、进气道、旋翼、螺旋桨、空速管、驾驶舱风挡等。

风机翼型气动特性数值模拟研究

Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＩｎｔｈｉｓＰａｐｃｒ，ａｗｉｎｄｔｕｒｂｎｅｉａｉｒｆｏｉｌ￥８０９ｉｓｓｉｍｕｌａｔｅｄｂａｓｅｄｏｎＣＦＤ．ＩｔｓｐｒｅｓｓｕｒｅＣＯｅＩ五ｃｉｅｎｔｗｉｔｈｄｉｆｅｒｅｎｔａｎｇｌｅｓｏｆａｔｔａｃｋｗａｓｏｂｔａｎｅｉｄ．Ｔｈｅｎｕｍｅｉｒｃｌａｒｅｓｕｌｔｓａｒｅｃｏｍｐｒｅａｄｗｉｔｈｔｈｅｅｘｐｅｉｍｅｒｎｔａｌｄａｔａ，ｗｈｉｃｈｐｒｏｖｅｓｔｈｅｆｅｓｉａｂｉｌｉｔｙａｂｏｕｔｏｕｒａｐｐｒｏａｃｈｔｏｐｒｅｄｉｃｔａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ．ＴｈｅｔｈｅｏｒｅｔｉｃｌａｆｏｕｎｄａｔｉｏｎｉＳｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄｆｏｒｔｈｒｅｅ．ｄｉｍｅｎｓｉｏｎｌａｆｌｏｗｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆ
［摘要］本文基于计算流体力学对风机￥８０９翼型进行了数值模拟，计算了不同攻角下的压力系数分布，结
果表明不同攻角下模拟结果与实验数据吻合较好，证明所提模拟方法预测气动性能的可行性，为进一步对翼
型进行三维流动模拟奠定了理论基础。
［关键词］风力机；翼型；数值计算

翼型改型对提高地效翼飞机气动特性影响的数值模拟

摘
要：利用ＸＯＬ和ＦＵＮＦＩＬＥＴ软件对ＮＣ４１ＡＡ４２翼型（型）原及其多种改型的空气动力性能进
行了数值模拟，分别对比计算了翼型在攻角为０、。４、。８、０、２、４和１隋况下的升力。２、。６、。１。１。１。６
产，一一一，一一～，一一一一
～～ｌ～．＿～～～～．
～
～ —
≥ ！一… 一一一一… …一一… ．＝ …一．．
（）改型２ｃ
／一一一一一一一
～
翼飞机（或船）的性能的可能性。
～
ｌ计算模型
系数、阻力系数和升阻比，以改善其翼型性能；并在地效场中离地间隙分别为００、．、．、．．５０１０２０４和１弦长，倍而攻角分别为０、。４、。８和１睛况下对翼型原型及改型后的气动性能进行了。２、。６、。０数值分析。计算结果表明，在地效场中通常的工作攻角范围内，翼型改型比原型的升力系数大大提高，同时说明，具有更好性能的翼型同样也具有好的地效性能；因此，首先开发具有优良性能的
１ＮＡＣＡ４４１．１２
－～一一 … 一… 一一… 一．一～。ｌ－，！．～一一一一 ¨： —
一，～． … 一一一一一－一… 一 ’ 一一 …
（）改型３ｄ
图１计算模型
本文采用地效翼常用的ＮＣ４１ＡＡ４２的形状作为原型，图１ａ所示。如（）１２翼型改型方案的筛选．本文对ＮＡ４２原型进行了大量修改，ＡＣ４１典

一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟

一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟杨从新;金开;王秀勇【摘要】为了准确预测风力机专用翼型在大攻角状态下的气动性能,运用脱体涡模拟(detached eddy simulation)方法对瑞典的FFA-W3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行三维数值模拟,对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行预测.计算结果表明:建立翼型的三维模型,运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度,在失速发展区的计算精度达到工程实际与研究的要求,在深度失速区有一定的预测精度,可用于定性分析.前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响,前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8％,失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感,在失速发展区对粗糙度敏感.%In order to accurately predict the aerodynamic performance of special airfoil for wind turbines in the state of large angle of attack, the detached eddy simulation(DES) was used to simulate numerically aerodynamic performance of Swedish FFA-W3-241 airfoil in a large scope of angle of attack and predict the aerodynamic performance of this airfoil with rough leading edge. The calculation results showed that the DES was suitable for numerical simulation of aerodynamic performance of special airfoil for wind turbine in linear region,with very high accuracy; in stall developing region, the computation accuracy would meet the requirement of engineering practice and investigation and in fully developed stall region, a certain accuracy of prediction was obtained and could be used for qualitative analysis. The leading edge roughness would have a significant effect on the performance of FFA-W3-241 airfoil,making the maximal lift coefficient reduced by 27. 8%, but the stall process would tend to be moderate; the airfoil would not be sensitive to the leading edge roughness in linear region and stall fully developed region. However, it would be sensitive to the leading edge roughness in stall developing region.【期刊名称】《兰州理工大学学报》【年(卷),期】2012(038)006【总页数】5页(P39-43)【关键词】风力机专用翼型;脱体涡模拟;大攻角;三维数值模拟【作者】杨从新;金开;王秀勇【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83风力机是利用风能的主要设备，其通过风轮叶片将风的动能转换成机械能，再将机械能转换成电能，构成叶片的翼型性能直接影响着风力机的性能.早期的风力机设计多采用发展比较成熟的航空翼型，但实践证明，由于设计和使用条件的差异，这些翼型不能很好地满足风力机叶片相对厚度较大、运行雷诺数较低、表面粗糙度受环境影响大、攻角变化大、经常在失速状态运行等特殊要求.从20世纪80年代开始，欧美风电发达国家开始了风力机专用翼型的设计和研究，目前主要形成了美国NREL的S系列翼型、丹麦的Risø系列翼型、瑞典的FFA-W系列翼型和荷兰的DU系列翼型等，其中以瑞典的FFA-W系列翼型最具代表性［1］.翼型气动性能估算不仅是翼型设计的前提，它还和风洞实验数据一起为动量叶素理论确定风力机性能和载荷提供输入参数，因此准确预估给定翼型的气动性能是风力机空气动力学中一项至关重要的内容［2］.通常翼型的气动性能可以被归纳为3个区域，随来流攻角的增大依次是线性区、失速发展区和深度失速区［3］.计算流体力学（CFD）数值模拟能够描述复杂几何边界流动结构，并能在设计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设计性能且省时、省钱，大大地降低了新设计带来的风险.CFD数值模拟已经成为风力机翼型气动性能研究的重要方法和发展趋势.为了计算快捷，目前对翼型绕流的数值研究大多是在二维基础上进行的，然而在大攻角边界层分离时，计算结果与实验值相差甚大，这是因为流动的转捩与边界层分离本身都是三维非定常现象，采用三维模型计算结果可能更精确.P.S.Christopher等人提出在研究翼型气动性能时，二维与三维得到的结果不同［4］；Strelets等人提出，除非展向长度取的非常长，否则，即使采用三维非定常雷诺时均方法也会阻碍绕流三维特性的发展，从而只能得到与二维一样的结果［5］；李银然等人提出展向长度过大会导致计算周期过长，且对翼型气动性能的计算精度也没有明显的提高，并建议取为2～4倍弦长［6］.采用CFD商用软件Fluent，运用脱体涡模拟（detached eddy simulation）方法对瑞典的FFAW3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行了三维数值模拟，通过与国外公布的实验结果比较，评估了DES三维数值模拟方法的预测精度和适用性.鉴于前缘粗糙度问题对风力机的特殊重要性，用DES三维数值模拟方法对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行了预测.1 研究对象选用瑞典航空研究所研制的FFA-W3-241翼型，该翼型相对厚度为24%，具有较高的最大升力系数和升阻比，并且在失速工况下具有良好的气动性能，主要用于叶片的主要功率产生区（叶片展向0.75倍叶片长度附近），翼型的几何外形如图1所示.图1 FFA-W3-241翼型的几何外形Fig.1 Profile of FFA-W3-241airfoil2 计算方法2.1 计算区域与网格划分风洞实验是在Risø国家实验室的VELUX风洞中开展的，当雷诺数为1.6×106，来流风速为40 m/s时，实验段的背景湍流强度为1%，翼型弦长为0.6m.采用CFD前处理软件GAMBIT进行几何建模，翼型弦长取0.6m，计算区域在x方向扩展到30倍弦长，在y方向扩展到15倍弦长，在z方向扩展到3倍弦长.应用GAMBIT软件，对流场计算域进行多块网格的构造与重构，生成贴体、正交性好的结构化网格.由于翼型附近流场参数的梯度比远流场参数的梯度大得多，故对翼型附近的网格进行了局部加密，翼型周围第一层网格高度约为0.004mm，网格节点数约为230万.边界条件：选用速度进口和压力出口，翼展方向的边界面定义为对称边界，翼型表面设定为无滑移壁面.翼型附近区域的网格如图2所示.图2 翼型附近区域的网格Fig.2 Grids of adjacent region around airfoil2.2 湍流模型与离散格式DES是近年来出现的一种结合大涡模拟（LES）和求解雷诺时均N-S方程（RANS）两者优点的湍流数值模拟方法，DES对物面附近边界层内的流动完全采用RANS模拟，可以有效的简化边界层流动，不需要巨大的计算机硬件资源.在远离物面的流动分离区，采用LES数值计算，即对小尺度涡采用亚格子模型数值计算，对大尺度涡采用直接数值计算的方法，这样可以有效的计算分离流动，可见DES充分利用了RANS和LES各自的优点，可以有效快速地模拟实际工程中的大范围分离流动［7］.DES在分离区域的湍流模拟不再依赖当地网格单元中心到翼型壁面的最短距离，即湍流的模拟与物体几何外形没有直接关系，而与当地网格本身的尺度直接相关，因此DES方法在流向和展向都能计算出旋涡的运动，从而能得到更细致的旋涡结构［8］.DES下面的RANS选项选k-ωSST湍流模型，动量方程采用默认的离散格式（bounded central differencing），压力采用中心差分离散格式，湍动能和比耗散率均采用二阶迎风格式，速度和压力耦合采用SIMPLEC算法.非定常时间步长取0.001s，在每个时间步长内迭代20次，通过监视升力系数和阻力系数来判断计算的收敛性.当升、阻力系数稳定或者在很小的范围内波动时，认为收敛，取最大值和最小值的平均值.3 结果及分析3.1 计算结果与分析参照文献［9］所提供的风洞实验条件，在Fluent中进行对应的设置，通过给定不同攻角时对应的来流风速在水平和竖直方向的速度分量为速度入口参数来改变攻角，在攻角为0～34°时，计算了FFAW3-241翼型的升力系数和阻力系数，并分别与风洞实验结果［9］进行了对比.图3和图4分别给出了攻角为11.6°和20°时的升、阻系数计算结果，攻角为11.6°时升、阻系数均收敛于某固定值，说明附着流时，流场稳定，抗扰动能力强；攻角为20°时升、阻系数在一定的范围内脉动，说明分离流场不稳定，对自由流扰动敏感.图5给出了升、阻系数的计算值与实验值的对比结果，从图中可以看出，在攻角为0～11.6°时，计算的升力系数值与风洞实验值吻合良好，最大相对误差仅为1.3%（α=11.6°），此时翼型气动性能处于线性区，流动基本是附着的.在攻角为11.6°～25°时，翼型绕流进入失速发展区，2条曲线的变化趋势一致，相对误差均在15%以内，计算精度达到实际工程和研究的要求.随着攻角增大，在流体黏性和逆压梯度的作用下翼型吸力面后缘附近边界层出现分离，并逐步向前缘扩展，升力系数先增大，在一定攻角（临界攻角）达到峰值后突然减小，即出现失速现象.边界层分离会形成许多大小和频率不同的旋涡，这些旋涡既在弦长方向有运动，也在展向有位移，即具有三维性和非定常性.实验测得的临界攻角为15.405°，计算结果显示临界攻角在15.5°附近，三维数值计算准确地捕捉到临界攻角，计算出的流场形状和变化规律反映了气流的客观流动规律，如图6所示，旋涡沿展向有位移.在攻角为25°～34°时，翼型绕流进入深度失速区，计算值与实验值的偏差较大，但曲线的变化趋势基本一致.偏差较大可能有2方面的原因：1）湍流模型没有很好地与实际物理模型相匹配；2）失速流场自身可能存在某种不稳定性，对外界扰动十分敏感，因此难以得到确定性的结果.图3 α＝11.6°升、阻系数计算结果Fig.3 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝11.6°图4 α＝20°升、阻系数计算结果Fig.4 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝20°图5 升、阻系数计算值与风洞实验值的对比Fig.5 Comparison of experimental and computational results of lift and drag coefficients图6 α＝20°三维流线图Fig.6 Three-dimensional streamlines atα＝20°在攻角为0～25°时，计算的阻力系数值与风洞实验值吻合比较好，攻角大于25°后，计算结果与实验值的偏差较大.在失速现象出现前，阻力系数很小，且对攻角变化不敏感，此时流动基本是附着流，阻力以摩擦阻力为主；失速后，阻力系数随攻角的增大而显著增大，翼型后半段出现因边界层分离产生的低压区，阻力以压差阻力为主.注意到攻角为0～25°时，计算值总体上要小于风洞实验值，一方面是因为实验翼型在加工时表面粗糙度很难保证很好的一致光滑性；另一方面是由于有限长叶片受到的阻力由摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力构成，对于有限长的实验叶片，由于压力面的压力大于吸力面，气流会从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面，形成叶尖涡，并由此产生诱导阻力.为了简化模型，减少计算耗时，将翼展方向的边界面定义为对称边界，这样就忽略了从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面的气流，所以计算的阻力系数值小于实验值，这部分偏差可近似看作实验叶片的诱导阻力系数.攻角大于25°后，计算值大于实验值，可能是由于翼型进入深度失速区后，计算误差过大造成的.3.2 前缘粗糙度对翼型气动性能的影响风力机由于长期运行在野外自然条件下，叶片经常受到沙尘、油污和冰雨等侵蚀，表面粗糙度特别是前缘粗糙度对翼型气动性能有重要影响［10］，因此，在翼型吸力面距前缘10%弦长处布置1mm高的粗糙凸起，用三维数值模拟研究粗糙度对翼型性能的影响.图7 光滑翼型与粗糙翼型计算结果的对比Fig.7 Comparison of calculation results between smooth and rough airfoils图7给出了光滑翼型与粗糙翼型计算值的对比结果，总体上看，前缘粗糙度的增加使升力减小阻力增加，失速过程趋于缓和.升力线斜率减小，最大升力系数下降了27.8%，粗糙凸起在临界攻角附近对升力的影响比较大，攻角大于20°后，粗糙凸起对升力的影响有限，在攻角为11.6°～25°时，阻力明显增加.表面粗糙度的增加使边界层厚度增加，分离点前移，从而使升力线斜率和最大升力系数减小；由于在临界攻角附近，边界层的自由转捩点和分离点比较靠后，所以翼型在临界攻角附近对前缘粗糙度比较敏感；攻角大于20°后，翼型开始进入深度失速区，边界层的自由转捩点和分离点比较靠近前缘，所以粗糙凸起对升力的影响有限.由于表面粗糙度增加，层流边界层转捩为湍流边界层，摩擦阻力增加，另外，边界层提前分离扩展了低压区，同时减小了低压区的压力，导致压差阻力显著增加，所以总阻力明显增加.4 结论1）建立翼型的三维模型，运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度，在失速发展区的计算精度达到实际工程与研究的要求，在深度失速区有一定的预测精度，可用于定性分析.2）前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响，前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8%，失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感，在失速发展区对粗糙度敏感.参考文献：［1］ANDERS B K.Coordinates and calculations for the FFA-W1-xxx，FFA-W2-xxx and FFA-W3-xxx series of airfoils for horizontal axis wind turbines ［R］.Stockholm：The Aeronautical Research Institute of Sweden，1990. ［2］陈培，刘杰平，张卫民.风力机翼型气动性能预估和分析［J］.太阳能学报，2009，30（10）：1424-1429.［3］SPERA D A.Wind turbine technology［M］.New York：ASME Press，1994.［4］CORTEN G P，TIMMER W A.Collection of Technical Papers：44th AIAA Aerospace Sciences Meeting ［C］.Reno：AIAA Inc，2006：187-194. ［5］STRELETS M.Detached eddy simulation of massively separated flows ［R］.Reston：AIAA，2001.［6］李银然，李仁年，王秀勇，等.计算模型维数对风力机二维翼型气动性能预测的影响［J］.农业机械学报，2011，42（2）：115-119.［7］SPALART P R，RUMSEY C L.Effective inflow conditions for turbulencemodels in aerodynamic calculations ［J］.AIAA，2007，45（10）：2544-2553.［8］李仁年，李银然，王秀勇，等.风力机翼型的气动模型及数值计算［J］.兰州理工大学学报，2010，36（3）：65-68.［9］PETER F，IOANNIS A，KRISTIAN S.Wind tunnel tests of the FFA-W3-241，FFA-W3-301and NACA 63-430airfoils［R］.Copenhagen：RisøNational Laboratory，1998.［10］FREUDENREICH K，DRELA M.Reynolds number and roughness effects on thick profiles for wind turbines ［J］.Wind Engineering，2004，28（5）：529-546.。

一新型立轴风力机直叶片翼型气动特性数值模拟

点研究了在不同来流攻角下的升阻力系数Ｊ。
— 一
前缘
弦长ｃ
——— Ｉ
后缘
图１翼型几何参数
２１００年１２日收到，１月３日修改Ｏ月５ｌ
２翼型的气动性能
当气流流经翼型叶片时，叶片下面的气流压力
第一作者简介：丁剐（９５）汉族，陈１８一，江苏省宿迁人，昆明理工大
网格数目达到一定程度时，已可以较好地反映实际
情况，此时若盲目地继续增加网格数目，会明显不提高计算精度，而增加了计算所耗资源，反降低计算速度Ｊ。本算例采用Ｈ型结构化网格，翼型对上表面布置１２个节点，表面布置１１个节点，３下３整
科
学
技
术
与
工
程
１１卷
降，于是叶片受到了向上的作用力。可分解为与气
流方向平行的阻力和与气流方向垂直的升力。
２１阻力系数．
３２计算网格的划分．ＧＭＢＴ是ＦＵＮＡＩＬＥＴ的前处理软件，的主要它功能是生成计算网格。如果计算域网格划分过于
式（）：气体密度；ｏ为来流密度；翼型１中Ｐ为ＶＣ为
弦长。
２２升力系数．
个流场计算域网格数为３４其翼型网格如图６２０（

翼型模型气动特性的数值模拟

摘要】算流体力学的兴起促进了试验研究和理论分析方法的发展，简化流动模型的建立提供了更多的依据。Ｆｕｎ是用于计算流计为ｌｅｔ和传热问题的软件，应用的范围有一般流体的流场、其自由表面的问题、紊流、牛顿流流场、学反应等。文应用计算流体力学知识，非化本
Ｏｘ
ｆｒｉｌａｔｅｄ１
ｆｒｅｄａｆｌ２ｉ
ＰｅｓｒａｔｌｒｓｕｅＦｒｅｄｌ
＋
＝一
（２）盟＋．Ｏｘ＝（＋）叩一２＋）２＋
ｆｒｅｄａｆｌ３ｉ
ａｒｉｉｏｌｆ
ＰｅｓｒａｅｄｒｓｕｅＦｌ
计算边界面ａｆｉｉｏｌｒ。定义边界条件的类型见表１。表１边界条件类型
ＮＡＭＥＴＹＰＥＰｒｓｕｅＦａｉｌｅｓｒＩｅｄｆ
旦
：ｏ
Ｏｘ
一
Ｓ方程：
＋＋
Ｏｘ
＼／＋等１ ‘
表２边界类型
ＮＡＭＥｆＩｅｄａｉｌｌｆ
ｆｆｅｄａｒｌ２ｉ
ｌｅｔ件是用于计算计算流体流动和传热问题的软件，应用ｕｎ软其有一般流体的流场、自由表面的问题、流、牛顿流流场、紊非化Ｅ。本文以ＮＣ４１等ＡＡ４２翼型模型为例．助Ｆｕｎ软件进行空借ｌｅｔ

KFM翼型的气动特性分析

KFM翼型的气动特性分析作者：叶龙海朱亚男来源：《科学与信息化》2019年第11期摘要 KFM翼型是一种新型翼型，与常规翼型相比，其在机翼表面上采用阶梯形式，从而对机翼的气动特性造成改变，本文采用Xflr5软件对Clark Y翼型和KFM翼型进行气动分析，KFM翼型在小迎角时的升力系数和升阻比均比Clark Y翼型的升力系数和升阻比大，通过翼型表面压力分析，在机翼迎角较大时，在KFM翼型的阶梯处会出现紊流，从而使飞机的升力系数和升阻比减小。

关键词 KFM翼型；升力系数；升阻比机翼是飞机升力的来源，人们通过不断地改变机翼的形状，从而使飞机的性能不断提高。

随着时代和科技的发展，人们对飞机的飞行性能的要求不断提高，从而出现了更多的机翼种类，如S形翼型，双凸翼型等。

一种优越的机翼可以促使一个国家的航空领域更加强大，在军事和商用上都会产生巨大的经济利益，在现实中能有效地使飞机的飞行性能更加稳定，提升飞机的安全性和操作性[1]。

1 KFM翼型原理KFM翼型在其弦长的50%～60%出现阶梯，阶梯高度为翼型厚度的9%～12%，如图 1所示，当气流流过KFM翼型时，在阶梯后形成旋转的附着涡流，涡流与KFM翼型组成了一个传统翼型的形状，由于空气与其之间的阻力非常小，从而减小了飞机机翼所受的阻力。

2 KFM翼型设计为了便于对KFM翼型的研究，以Clark Y为原型机翼，在其上翼面制作阶梯，通过对比两个翼型的升力系数，升阻比等关键参数，从而得出KFM翼型的优势和不足。

KFM翼型家族众多，本文只针对KFM-2和KFM-3翼型进行了理论验证，选用弦长为336mm，厚度为30mm的Clark Y翼型为原始翼型，KFM-2翼型在Clark Y机翼弦长的50%处开始制作阶梯，阶梯高度为机翼厚度的9%。

KFM-3的第一个阶梯与KFM-2相同，KFM-3翼型的第二个阶梯从KFM-2翼型的阶梯与上翼面相交处开始制作，如图3，图4所示[2]。

一种近轴对称飞行器气动特性建模方法与流程

一种近轴对称飞行器气动特性建模方法与流程近轴对称飞行器气动特性建模方法包括对飞行器的几何形状进行建模，分析其气动特性。

The method for modeling the aerodynamic characteristics of a near-axisymmetric flying vehicle includes modeling the geometry of the flying vehicle and analyzing its aerodynamic characteristics.首先，确定飞行器的长度、宽度和高度等几何参数。

First, determine the geometric parameters of the flying vehicle, such as its length, width, and height.然后，基于飞行器的形状特征，建立数学模型描述飞行器的气动力学特性。

Then, based on the shape characteristics of the flying vehicle, establish a mathematical model to describe the aerodynamic characteristics of the flying vehicle.接下来，利用计算流体力学（CFD）方法，对飞行器在不同飞行状态下的气动特性进行数值模拟。

Next, use computational fluid dynamics (CFD) methods to numerically simulate the aerodynamic characteristics of the flying vehicle under different flight conditions.同时，考虑到气动特性可能会受到外部因素的影响，建立风洞实验模型对气动特性进行验证。

翼型改型对提高地效翼飞机气动特性影响的数值模拟

文章编号:1007-1385(2007)04-0001-04翼型改型对提高地效翼飞机气动特性影响的数值模拟申振华　王耀伟　赖　巍　燕学方(沈阳航空工业学院飞行器动力与能源工程学院,辽宁沈阳　110136)摘　要:利用XF O I L和F LUE NT软件对NACA4412翼型(原型)及其多种改型的空气动力性能进行了数值模拟,分别对比计算了翼型在攻角为0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°、14°和16°情况下的升力系数、阻力系数和升阻比,以改善其翼型性能;并在地效场中离地间隙分别为0.05、0.1、0.2、0.4和1倍弦长,而攻角分别为0°、2°、4°、6°、8°和10°情况下对翼型原型及改型后的气动性能进行了数值分析。

计算结果表明,在地效场中通常的工作攻角范围内,翼型改型比原型的升力系数大大提高,同时说明,具有更好性能的翼型同样也具有好的地效性能;因此,首先开发具有优良性能的翼型仍是提高地效翼飞机(或船)航空气动力性能的基础。

关键词:地面效应;数值模拟;升力系数;阻力系数;升阻比中图分类号:V211.41;U661.71　文献标识码:A 自20世纪70年代地效翼(W I G)飞机(或船)出现以来,由于与其他飞行器或船比较所表现出的独特的优越性而引起世界各国的广泛兴趣[1-2]。

地效翼飞机(或船)与普通的飞机相比,其优势在于超大的载重量,因而经济性好;与普通飞机(舰船)相比,地效翼飞机(船)的突出优点在于它的高速性,因为它已脱离水面,主要在空气中飞行,而使阻力大大降低。

地效翼飞机(或船)主要在超低空飞行,刚好处于雷达的盲区,这一点则赋予其超常的军事应用价值。

对于地效翼飞机(或船)的性能,起决定作用的是机翼,而翼型的选择则是最基本的因素。

计算机技术的发展和大量CF D商业软件的出现使得翼型的设计变得更方便、快捷。

两种相近翼型的特性研究对比

两种相近翼型的特性研究对比
孙勇
【期刊名称】《黑龙江科技信息》
【年(卷),期】2014(0)21
【摘要】翼型的选择是项重要的工作，翼型的性能对飞行器的升力有直接的影响。

我们通常的方法是根据翼型的极曲线来判定翼型的优劣，但是这种方法有一定的不足就是并没有升力系数和阻力系数的具体数值，特别是对两种相近的翼型。

在本文中，运用FLUENT软件中对两种翼型进行气动性能进行仿真（主要是升力系数和
阻力系数），最后得出这两种翼型气动性的优劣。

希望为以后飞行器的设计工作提供一些理论基础。

【总页数】1页(P121-121)
【作者】孙勇
【作者单位】武警工程大学装备工程学院，陕西西安 710086
【正文语种】中文
【相关文献】
1.两种厚度翼型动态失速特性的研究 [J], 周瑞兴;上官云信
2.小型风力机的两种翼型应力特性对比 [J], 孙凯;温彩凤;汪建文
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何昌林
4.两种碳酸系Fe-LDHs负载改性沸石对Cd(Ⅱ)吸附特性对比研究 [J], 胡美艳;张
翔凌;姬筠森;薛钰;窦琰开;金溪;夏世斌
5.两种椭圆翼型高速气动特性实验研究 [J], 邓阳平;高正红;詹浩
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