不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究_王友进

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水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试

水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试第24卷第1期2010年2月江苏科技大学(自然科学版)JournalofJiangsuUniversityofScienceandTechnology(NaturalScienceEditi on)Vo1.24No.1Feb.2010水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试田于逵,王小庆,谢华,姚惠之(中国船舶科学研究中心水动力国防科技重点实验室,江苏无锡214082) 摘要:为了研究水下航行体尾部厚边界层湍流非定常特征,利用轴对称的光体模型及2个尺度不同的大附体模型,在低速风洞中进行模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试,并采取相关计算,小波分析等方法作数据处理分析.结果表明:航行体尾壁面脉动压力信号主频成分相对较少,且频率较为固定,反映航行体尾厚边界层流动大尺度相干结构影响;而近壁湍动速度信号反映多种不同尺度的涡作用,且低频信号占据主要的频率成分,同时,随着离壁面距离的增加,湍动速度与壁面脉动压力最大相关系数减小.测试同时考察了不同大附体方案和雷诺数变化对航行体尾湍流特性的影响.关键词:壁面脉动压力;近壁湍动速度;功率谱;子波分析中图分类号:U674.76文献标志码:A文章编号:1673—4807(2010)01—0007—05 Jointmeasurementsofsurfacepressurefluctuationsandnear-wall turbulentflowatthesternofanunderwatervehiclemodelTianYukui,WangXiaoqing,XieHua,YaoHuizhi(ChinaShipScientificResearchCenter,NationalDefenceScientificandTechn ologyKeyLabofHydrodynamics,WuxiJiangsu214082,China)Abstract:Inordertoinvestigatetheunsteadinesscharacteristicsoftheturb ulentflowinthethickboundarylayerregionatthesternofunderwatervehicle,thewallpressurefluctuationsandne ar—wallturbulentflowwereiointlymeasuredwithanaxisymmetficbarebodywithandwithoutbigappendagesinCSSRC WindTunne1.Theexperi.mentaldatawereprocessedbymeansofcorrelationcalculationandwaveletanal ysis.TheresuitshoWsthat.with.inthethicksternboundarylayer,thefluctuatedsurfacepressurecontainsrel ativelylessandstablefrequencies.whichmeansthedirectrelationwithlargescalecoherencestructures.However .thenear.wa1lturbulentflowre-flectstheeddybehaviorswithvariousscales.Itischaracterizedwiththemain cornponentslocatedinlowfreuuen.cydomain.Theanalysisofcross-correlationbetweenthefluctuatedsurfacepressureandnear.wallturbulentflow demonstratesthatthelargerthedistanceawayfromthewal1.thesmallerthemax imalcorrelati0ncoefficients.TheinfluencesofdifferentappendagesandReynoldsnumbersuponthecharacter isticsofthesternturbu1encearealsoinvestigatedindetail.Keywords:wallpressurefluctuations;near—wallturbulentflow;powerspectrum;waveletanalysis水下航行体尾部流动一直是船舶水动力学研究关注的重点问题,它关乎水下航行体阻力,推进效率等水动力性能,同时也是引起推进器噪声和航行体振动的重要因素之一.水下航行体尾部流动是流经航行体主体及其附体充分发展的厚边界层湍流,不仅在空间分布上是不均匀的,而且在时间域具有强烈的不稳定(非定常)特性?].通过测试获取水下航行体尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度,进而提取水下航行体尾部厚边界层湍流非定常特征,对于加深理解航行体尾湍流物理机理,改进相关CFD研究,提出有效的噪声控制措施等,都具有十分重要的现实意义.常规的航行体尾(推进器盘面)速度场测试, 或是航行体表面压力(时均量)测试,已在工程研收稿日期:2009—11—17基金项目:国防科技重点实验室基金项目(9l4Oc22O1O6O7Oc22)作者简介:田于逵(1968,),男,湖北潜江人,高工,研究方向为舰船流体性能测试分析.E-mail:tyk702@sina.corn 8江苏科技大学(自然科学版)第24卷究中开展了大量的模型实验,而针对航行体尾湍流非定常性,同步测试厚边界层内部壁面脉动压力与近壁湍动速度,相对而言开展得较少.有关基础研究,典型的如GoodyMC,SimpsonRL等,采用6:1 椭球体(所谓IowaBody),系统地研究了绕体三维湍流边界层近体及尾部流动特性,包括不同攻角, 不同雷诺数影响研究以及壁面脉动压力与近壁湍动速度的相关测量J.参考而言,有着类似细长回转体主体的水下航行体,其尾部流动速度也应是被各种不同尺度的涡所影响,壁面压力更多地与大尺度的涡结构相联系J.目前PIV与LDA已广泛应用于不稳定流动结构探测,但考虑到航行体尾湍流瞬时速度为各种不同尺度涡影响而具有强烈随机特性,热线风速仪(HWA)仍具有高频响,高灵敏度的独特优势J.随着微机电技术的进步,微型化的动态压力传感器使壁面脉动压力的无扰动精确测量成为可能.本文采用微型动态压力传感器和热线风速仪同步测量水下航行体尾部壁面脉动压力和近壁湍动速度,求取湍流强度,湍流积分长度,脉动压力均方根等特征参量,并对同步测试信号进行相关分析,以描述航行体尾非定常湍流涡特性.1实验设备与测量实验在中国船舶科学研究中心风洞进行.该风洞为闭口单回流低速风洞,具有长8.5m,横截面 7.875m的工作段和3,93m/s连续可调的实验风速,收缩比8:1,紊流度0.1%.脉动压力测试系统由自研NS—l型微型动态压力传感器,NISCXI一1143信号调理模块,PXI一 6123数据采集模块及测控计算机组成,其中Ns一 1型微型动态压力传感器表面安装尺寸为3mm, 压力感应测量面lmm,固有频率>50kHz,量程为?1psid,测量精度为0.1%.速度测量用丹麦 Dantec公司产StreamLine90型热线风速仪系统,采用55P11型探头,带有坐标定位控制系统,定位精度0.1mm.在脉动压力采样起始,由脉动压力测试系统向热线系统发送一触发信号,利用热线系统PCI一6031E数据采集卡"ExternalTrigger"功能同时启动速度采样,如此实现两系统采样同步.采样频率取.厂=20kHz,单点采样时间长度T=60S. 实验模型包括水下航行体光体,大附体模型1 和大附体模型2等,其中大附体模型2由大附体模型1缩小30%得到,组成光体,光体加大附体模型1和光体加大附体模型2共3个实验方案,测试示意图见图1.光体模型长L=4.20m,大附体尾布置的2个压力传感器测点记为1}}和2#点,分别距首3.78,3.88m.近壁湍动速度测量点位于2个脉动压力测点正上方距壁面不同高度处,以z表示,共设置 Z=5,10,15,20,25,35,45,60,80mm9个高度. 实验风速取U=20,30m/s,对应实验雷诺数 ,为6.0×10.,9.0×10..来流(参考)流速在远离模型处测取.大附体模型1大附体模型2图1实验模型及测点布置示意Fig.1Schematicoftestmodelandtheplacementofmeasurmentpoints 2实验结果分析2.1壁面脉动压力与近壁湍动速度统计分析图2,3,4分别给出了2#点正上方所测3个方案不同风速下无因次轴向速度",湍流度,湍流相关长度以随z分布对比图.可见距航行体壁面越远(z 越大),轴向流动越快(:越大),流动湍动越弱(越小),湍流相关长度(A)越大,符合航行体尾厚边界层湍流一般流动特征.大附体的增加(方案2,方案 3)使其尾流区",8:和等特征量在远离壁面处较光体(方案1)的变化相对平缓,湍流相关长度以整体上相对光体(方案1)有所减小,在50<Z<80mm时表现尤为明显,同时考察实验雷诺数,影响, e越大,越大,占:越小,光体以越大,有大附体作用时以随胁,变化不明显.1.OOO.950.900.850.8O'0.750.700.6506O0.55O,50图23个方案不同风速无因次轴向速度H随Z分布对比(2#点)Fig.2Non-dimensionalaxialvelocityUVS.Zunderdifferent,viIIdspeedsforthreeprojects(Point2)第1期田于遣,等:水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试9 —.-一方案1(u.=20m/s)图33个方案不同风速无因次轴向速度湍流度随Z分布对比(2#点)Fig.3Non-dimensionalturbulenceintensityofaxialvelocityvs.Zunderdifferentwindspeedsfor threeprojects(Point2)—?一方案1(u..2Om/s)图43个方案不同风速无因次轴向湍流相关长度以随z分布对比(2#点)Fig.4TurbulencecorrelationlengthAinaxialVS.Zunderdifferentwindspeedsfor threeprojects(Point2)OI4O12O10G008姜o106O?O4OO2豳l点(20m/s)口2#A(20ITI/S)口l#点(30m/s)口2#点(30m/s)图5两风速下,3个方案不同测点脉动压力均方根值对比Fig.5Root?mean-squarevalueofthewallpressurefluctuationsofdifferenttestpointsundertwowindspeedsforthreeprojects脉动压力的大小可用脉动压力的均方根值表示,图5给出了2个风速下,3个方案不同测点脉动压力均方根值的对比图.分析可知,3个方案同一速度相同测点脉动压力均方根略有差别.2#点 (后i贝『J.)脉动压力均方根总体上比1#点(前测点)要小;且实验雷诺数e越大,脉动压力均方根越大,也说明压力脉动越强烈.2.2壁面脉动压力与近壁湍动速度相关分析根据测试获得的样本记录,将不同方案同步测量的壁面脉动压力与离壁面不同距离处的湍动速度进行相关分析J,按下式求取相关系数一壁圭::一[_j1T(州[1T(叫V结果表明,随着离壁面距离的增加,各方案壁面脉动压力与测点正上方湍动速度的最大相关系数减小,大附体的影响使最大相关系数显着下降,且两大附体影响的区别不明显.图6给出在20m/s风速下3个方案2}}点脉动压力与距壁面不同距离湍动速度的最大相关系数变化曲线.图63个方案壁面脉动压力及测点正上方湍动速度最大相关系数对比(=20m/s,2#点)Fig.6Maximalcorrelationcoefficientsofthewallpressurefluctuationsandnear.wallturbulentflowabove thetestpoints(V--20m/s.Point2) 图7固定高度处1#点上方湍动速度与不同测点壁面脉动压力最大相关系数对比(=20m/s,方案1)Fig.7Maximalcorrelationcoefficientsofnear.wallturbulentflOWabovepoint1atthefixedheight andthewallpressurefluctuationsofdifierent testpoint(=20m/s.Project1) 将1壁面上方固定高度处的湍动速度与同时得到的1#,2#点处的壁面脉动压力进行相关分析可知,湍动速度与1}}点处的壁面脉动压力最大相关O0000O菩【1]'i《一10江苏科技大学(自然科学版)第24卷系数比湍动速度与2#点处的壁面脉动压力最大相关系数要大(如图7给出的2个固定高度处的湍动速度与1}},2}}点处的壁面脉动压力最大相关系数的结果所示),可见壁面脉动压力与其测点正上方而不是前或后的近壁湍动速度具有更强的相关性. 2.3航行体尾湍流频率特性子波分析为得到脉动压力与湍动速度中所包含的湍涡信息,对测试信号进行子波分析J.子波母函数选用 ,2Morlet子波(t)=e—Te,,式中tO0为常数. 子波变换是按涡的尺度分解湍流的一种有效工具,子波能谱图反映了不同尺度的湍涡结构对湍流能量的贡献,对子波系数进行分析则可以得到脉动信号某一时刻的频率特性,可作为湍流尾流间歇性分析的有效技术手段.图8为方案3,在20m/s风速下,1#点距离壁面高度Z=35mm处的湍动速度子波能谱图和子波系数图.图9为相应的壁面脉动压力的子波系数和子波能谱图.对比脉动压力与湍动速度的子波系数和子波能谱图可知,湍动速度出现了更多的含能量较多的子波分量,但与强烈脉动压力出现的时刻不一致, 表明湍动速度与脉动压力相互作用,既有相位差, 同时也是非线性的,二者含能的主要区域均处在相对低频区域.a'1)强萎a)周期与能量对应b)子波系数等值线图8湍动速度子波分析(方案3,=20m/s,Z=35mm)Fig.8Wavelet-analysisofnear-wallturbulentvelocity(Project3.=20m/s,Z=35mm) O0O50.】00l502O0.25d/Sa)周期与能量对应sb)子波系数等值线图9壁面脉动压力子波分析(方案3,=20m/s) Fig.9Wavelet-analysisofthewallpressurefluctuations(Project3,=20m/s) l412一l0r8罢景642【蝴【1rJ僦蝴烈0200400600800 州za)l#点b)2}}点图10脉动压力功率谱分析(方案3.v=20in/s)Fig.10Powerspectrumanalysisofthewallpressurefluctuations(Project3.=20m/s) 第1期田于逵,等:水下航行体模型尾部壁面脉动压力与近壁湍动速度同步测试11图1O,11为1#,2#点的壁面脉动压力信号功率谱分析及子波能谱比较示例.可见脉动压力的主要频率成分较少且较为固定.1#,2#点脉动压力能量峰值对应的频率周期基本一致,能量主要集中在T=0.06s,T=0.008s2个时间周期上,但1#点能量峰值大于2#点能量峰值.a)1#点b)2#点图ll脉动压力周期与能量对应(方案3,=20m/s)Fig.11Wallpressurefluctuationsperiodvs.energy(Project3,=20m/s) 3结论利用轴对称的水下航行体光体模型及2个尺度不同的大附体模型,在风洞中进行了航行体尾湍流壁面脉动压力与近壁湍流同步测试分析研究,得出以下结论:1)统计分析表明,距航行体壁面越近,湍流脉动越强;大附体使远离壁面处的湍流积分长度减小;壁面上后测点脉动压力均方根较前测点要小,实验雷诺数越高,压力脉动越强烈.2)对同步测量的脉动压力及湍动速度进行相关分析发现,随着距航行体壁面距离增加,二者最大相关系数减小;光体情况的最大相关系数比有大附体时要大;壁面脉动压力与其正上方而不是前后的近壁湍动速度具有更强的相关性.3)由'?贝4试结果子波分析可知,近壁湍动速度以低频信号为主要成分,其中含有多种不同尺度的涡;相对而言,壁面脉动压力主要频率相对较少且固定,主要与航行体尾湍流大尺度涡结构相联系,二者均以低频区域为含能的主要区域,其相互作用既有相位差存在,同时也是非线性的.参考文献(References)[1]HuangTT.Measurementofflowoveranaxisymmetricbodywithvariousappendagesinawindtunnel[C]//19thSymposiumonNavalHydro—dynamics.Korea:[S.n.], 1992.[2]GrovesNC,JiangCW,LiuYN.Turbulenceatthesternofanaxisymmetricmodelwithandwithoutremova—bleappendages[R].AD—A246217,USA:[S,n.], 1992.[3]GoodyMC,SimpsonRL,ChesnakasCJ.Separatedflowsurfacepressurefluctuationsandpressure—velocitycorrelationonprolatespheroid[J].A,2000,38(2): 266—274.[4]GoodyMC,SimpsonRL.Surfacepressurefluctuations andpressure—velocitycorrelationproducedbyaseperated flowaroundaprolatespheroidatincidence[J].A, 1997,33(1/2):71—165.[5]SirvienteI,PatelVC.Experimentsintheturbulentnear wakeofanaxisymmetricbody[J].A,1999,37 (12):1670—1673.[6]DoolanCJ,CotonFN,GalbraithRAMcD.Measure—mentofthree?-dimensionalvorticesusingahotwireane?-mometer[C]//30thAIAAFhlidPynamicsConference. NorfolkVA,USA:AIAA,1999.[7]LiuYingzheng,KeFeng,WangWeizhe,eta1.Pressure—velocityjointmesuremei~tsofawall—boundedturbulentshearflow[J].JournalofHydro@namics,2006,18 (3):315—318.[8]彭玉华.子波变换与工程应用[M].北京:科学出版社,2fm0(责任编辑:李玲)。

动态失速

动态失速初步介绍，传统的静态失速认为，当翼型来流迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大规模流动分离而导致升力突然下降和阻力的突然增加[1]。

，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。

但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。

翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。

[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。

70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。

有进的识[],1988年Carr L W在他的文章[6]中指出动态失速的基本特征是流畅中存在复杂的非定常分离和大尺度涡旋结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

年Ekaterinaris[7]等对过去人们研究翼型动1998Ek t i i[7]态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面翼型俯仰运动的折合频率、振全的总结表型俯仰动的折合频率振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状极大的影响动态失速特性同时翼型的几何形状也极大的影响动态失速特性一次振荡过程边界层发生逆流前缘发生流动分离，产生涡流涡沿着弦向流动，产生额外升力涡脱离翼型，进入深度失速下俯直到边界层再次依附，，综上，与传统的静态升力不同，动态失速现象是个非常复杂的非线性问题。

如果想得到精确的解则必须求解NS方程，而解NS方程方面所需计方程一方面所需计算时间比较久，另一方面由于是强烈的分离流动，选择合适的湍流模型也很困难。

所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。

测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。

旋翼翼型动态失速模型参数识别及应用

旋翼翼型动态失速模型参数识别及应用柳泉;胡国才;雷卫东【摘要】On the basis of the characteristics of Leishman-Beddoes (L-B) dynamic stall model, the method of parameters identification was put forward in order to expand the application range of L-B dynamic stall model and adapt to dynamic stall analysis of specific airfoil. The dynamic stall lift and drag were calculated with the parameters identified from the stat⁃ic stall lift and drag curves of SC-1095, the results agreed well with the experimental value.%为了拓展Leishman-Beddoes（L-B）动态失速模型的应用范围，以适应特定翼型的动态失速分析，在详细分析L-B动态失速模型特点的基础上，提出一种模型参数的识别方法。

以SC-1095翼型为例，采用其静态升阻特性数据，对L-B动态失速模型中的参数进行了识别，并据此对该翼型的动态失速升阻特性进行了数值计算，计算结果与试验值吻合良好。

【期刊名称】《海军航空工程学院学报》【年(卷),期】2015(000)002【总页数】5页(P129-133)【关键词】旋翼;翼型;动态失速;参数识别【作者】柳泉;胡国才;雷卫东【作者单位】海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001;海军航空工程学院飞行器工程系，山东烟台264001【正文语种】中文【中图分类】V212.4动态失速是指在直升机旋翼旋转过程中，旋翼剖面翼型迎角呈现非定常变化，当迎角超过临界值时，翼型升力系数并不与静态失速模型描述的一样直接发生失速，而是产生失速延迟的现象。

H型风力机叶片动态失速性能研究与改善

I摘要H 型风力发电机作为一种新型的风能利用设备逐渐受到人们的重视。

相比于目前广泛应用的水平轴风力机，H 型风力机在制造、运行和维护等方面有诸多优点。

但目前H 型风力机的气动分析和设计理论并不完善，现有的动态失速模型不能准确反应叶片的动态失速特性，翼型参数对叶片动态失速性能的影响尚不明确，这些问题都为H 型风力机的分析和设计带来了困难。

本文以H 型风力机的基础翼型——NACA 4-dig 系列翼型为研究对象，结合H 型风力机的运行特点，简化了双致动盘多流管理论，改进了现有的动态失速模型。

通过数值模拟的方法研究了H 型风力机翼型的主要参数对动态失速性能的影响。

最后设计了一种H 型风力机叶片专用的涡流发生器，并通过试验验证其对叶片动态失速的改善效果。

本文研究的主要内容包括：基于H 型风力机工作时的非定常气动特性，提出了下风区局部叶尖速比的概念，简化了双致动盘多流管理论，在此基础上对B-L 和MIT 等动态失速模型进行改进。

将改进模型计算结果与实验数据对比后发现：MIT 改进模型对上风区的切向力系数和下风区的法向力系数预测精度较高；B-L 改进模型对上风区法向力系数和下风区切向力系数的计算结果与实验数据吻合良好。

使用数值模拟的方法对叶片翼型表面的流动情况进行研究，观察翼型表面涡的产生、发展、分离、相互诱导和再附着过程。

对比不同厚度、不同弯度的翼型在不同叶尖速比下呈现出的失速特性发现：在低叶尖速比工况下，增大翼型弯度和厚度可以提高切向力系数；高叶尖速比时，小弯度(4%t ≤)，薄翼型(12%f ≤)有更好的气动性能。

根据H 型风力机的工作特性，确定涡流发生器在叶片上的布置方式和设计参数，试验验证涡流发生器对叶片动态气动特性的改善效果。

试验发现：涡流发生器在低叶尖速比下(2λ≤)改善效果尤为明显，当=1.5λ时，升力系数峰值提高了37.5%。

本文的研究为H 型风力机专用叶片的设计提供了指导。

将涡流发生器应用于H 型风力机叶片，在改善叶片失速性能方面取得了良好的效果。

Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究

图１ＮＡ升力迟滞曲线ＡＣ
１主控方程和数值方法
主控方程采用三维笛卡儿坐标系（ｙ下，，，）不
２ＧＦ应用于振荡翼型
本文计算模型采用在ＮＣＡＡ翼型后缘加装高度
收稿日期：０９１—０修订日期：０００－４２０ — １；０２１－３０作者简介：王元元（９２）男，１８一，河南洛阳人，士研究生，博研究方向为飞行器气动布局设计；张彬乾（９２）男，１５一，陕西乾县人，授／教博导，研究方向为飞行器气动布局设计、流动控制等。
型的动态失速特性。给出了传统襟翼对翼型动态失速特性的影响，并带来较大动态低头力矩的不足，基于传统襟翼的不足，提出了改进的不对称Ｇｍｅ襟翼方案。研究表明，不对称Ｇｒｅ襟翼可较好改善翼型的动态失速ｕｙｕｎｙ特性，在增加动态升力的同时，俯仰低头力矩明显减小，可能是直升机旋翼的较理想翼型。
气动特性。ＧＦ最初应用于赛车上，加赛车的纵向增
稳定性。后来，多研究人员将Ｇ许Ｆ应用到翼型和机翼上，究了其增升机理以及参数影响规律等，研并取得了很多研究成果。但ＧＦ应用于动态翼型上的研究成果较少。本文通过在ＮＣ０１（ＡＡ０２以下简称ＮＣ翼型ＡＡ）上加装Ｇ，用ＣＤ方法，究ＧＦ采Ｆ研Ｆ对翼型动态失速特性的影响，旨在通过ＧＦ的合理设计，到改善达翼型动态失速特性的目的。

不同风速下风力机动态特性研究

不同风速下风力机动态特性研究杜标;李雪斌;王龙;李亮;孙伦业【摘要】风力机在复杂大气环境中使用会经受超出设计值的动态载荷,产生动态失速问题,导致风力机性能及使用寿命下降.为了研究风力机翼型动态失速特性,选取不同风速条件下的6种工况 (风速范围为15m/s-40m/s),选用CFD方法,利用S-A湍流模型,对绕翼型1/4弦长点作正弦振荡中的翼型进行模拟计算.获取不同风速下的升力系数迟滞闭环规律,给出了一个完整振荡周期中不同时刻的流场分布,描述脱落涡从翼型表面发生、扩散、破碎的运动过程.通过研究动态失速升力系数迟滞闭环规律,发现其升力系数与风速呈线性增长关系,迟滞闭环的面积在风速小于35m/s下也随之增大.所研究的结果对风力机设计制造和维护具有指导意义.【期刊名称】《制造业自动化》【年(卷),期】2017(039)012【总页数】5页(P86-89,94)【关键词】风力机翼型;动态失速;计算流体力学【作者】杜标;李雪斌;王龙;李亮;孙伦业【作者单位】安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001;安徽理工大学力学与光电物理学院,淮南 232001;安徽理工大学机械工程学院,淮南 232001【正文语种】中文【中图分类】TK830 引言风电作为一种环保可再生资源受到世界各国的重视，而在风力机组工作中，其成本的75%～90%主要来源于制造和维护风力机。

风力机需要维护主要是因为在使用中受到复杂大气环境的影响，其中动态失速问题尤为严重。

动态失速指一个振荡周期内的压力面在超过其临界迎角时绕流流场发生失速和非定常分离的现象[1]，与静态失速相比较，叶片所受动态载荷更大，其问题更贴近风力机实际工况。

因为获取翼型在不同工况的完整实验数据进行的风洞试验费用较高，利用计算流体力学（CFD）数值模拟[2]研究翼型气动特性的方法得到广泛使用。

动态失速

，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。

但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。

翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。

[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。

70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。

所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。

测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。

翼型厚度对风力机翼型气动特性的影响

（ｉｎＵｉｒｔｏｅｈｏｏｙ，ｉｎ７０４，ｈｎ）ＸｎｖｓｙｆｃｎｌａｅｉＴｇＸ１０８Ｃｉａａ
ＡｂｔａｔＢｓｄｏｈ－Ｓｒｕｅｃｄｌ，ｗｉｏｌｏｉｅｅｔｔｉｋｅｓａｅｓｍｕａｅｔＲｓｒｃ：ａｅｎｔｅｋＷＳＴｔｂｌｎｅｍｏｅｔｏａｒｉｆｄｆｒｎｃｎｓｒｉｌｔｄａｅ：３×１。ｔｅａｒｄ — ｕｆｓｆｈ０ｈｅｏｙ
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ｎｍｉｃａａｔｒｔｓｏｉｏｌｉｈｄｆｒｎｉｋｅｓｓａｅａｔｃｎｌｆ一５ａｃｈｒｃｅｉｉｆｒｉｗｔｉｅｅｔｈｃｎｓｅｔｈｔｋａｇｅｏｓｃａｆｔｔａ。～１５。ａｅｉｖｓｉａｅ．ｈｎｔａｙｎｍｅｃｌｒｎｅｔｔｄＴｅｕｓｅｄｕｒａｇｉｒｓｌｈｗｔａｔｅｅｆｃｆｔｅｄｆｒｎｅｏｏｌｈｃｎｓｓｏｖｏｓｔｈｅｏｙａｃｐｒｏｍａｃ，ｔａｓｌａｇｅｏｔｅｕｔｓｏｈｔ：ｆｔｉｅｅｔａｒｆｉｔｉｋｅｓｉｂｉｕｏｔｅａｒｄｎｍｉｅｒｎｅａｍａｌｎｌｆａ— ｓｈｅｏｈｆｆｔｃａｇ，ｈｒａｅｈｃｎｓｅｄｏｔｅｌｒｅｌｔｒｇｒｔ，ｔａｇｎｌｆａｔｃ，ａｇｒｔｉｋｅｓｃｎｉｒｖｈｉ — ａｋｒｎｅｔｅｇｅｔｒｔｉｋｅｓｌａｓｔｈａｇｉ－ａａｉａｒｅａｇｅｏｔｋｌｒｅｈｃｎｓａｍｐｏｅｔｅｌｆｄｏｌａｔｆｄａａｉ，ｒａｅｈｃｐｆｔｅａｇｅｏｔｃｆｔｅｈｇｉ — ｒｇｒｔ，ｆｃｉｅｙｉｒｖｈｏｅａａｉｎｃａａｔｒｓｒｇｒｔｂｏｄｎｔｅｓｏｅｏｎｌｆａｔｋｏｉｈｌｔｄａａｉｅｆｔｌｍｐｏｅｔｅｆｗｓｐｒｔｈｒｃｅｉ— ｏｈａｈｆｏｅｖｌｏ

Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究

万方数据６飞行力学第２８卷为１．６％ｃ、厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，模型和计算网格如图２所示。

图２ＧＦ模型和计算网格翼型运动的控制方程为：ａ（ｔ）＝１２。

＋５０ｓｉｎ（２ｋｔ）式中，平衡迎角１２０；振幅５ｏ；减缩频率ｋ＝０．０４７。

计算状态为：Ｍａ。

＝０．２，Ｒｅ＝２×１０６。

图３给出了ＮＡＣＡ加装ＧＦ前后的升力与俯仰力矩动态特性。

图３升力与俯仰力矩迟滞特性由图可见，在俯仰振荡过程中，与静态相比，气动力均存在明显的滞后，这是振荡过程中流动的分离点和附着点明显不重合造成的。

在上仰过程中，流动随迎角增加从附着到分离；而从最大迎角开始下俯的过程中，流动随迎角减小从分离到再附着，在该过程中，流动的分离点和附着点会明显不重合。

ＧＦ对翼型动态气动性能的影响与静态有很多相似之处，均增加了翼型的有效弯度，使升力曲线明显上移，最大升力系数和失速迎角分别增加了４２．４％和０．７。

，产生了很大的低头力矩增量。

过大的附加低头力矩是直升机旋翼不能接受的，这是目前ＧＦ没有应用于直升机旋翼的原因之一。

图４给出了加装ＧＦ前、后平衡俯仰角附近的流谱。

可以看出，二者的共同点是在上仰过程中，前缘涡沿着翼型的上表面向后传播，该前缘涡类似于许多昆虫翅翼非定常运动中所形成的高能量前缘涡流，随迎角增加扩张至整个翼面，从而使振荡翼型获得了很大的动态升力。

ＮＡＣＡ翼型比安装ＧＦ后翼型的前缘高能量涡流形成和溢出的更早，带来的动力失速也更早。

此外，安装了ＧＦ的ＮＡＣＡ翼型，在下俯过程中，流动的再附着也要早于ＮＡＣＡ，因此，它的升力恢复也出现的早。

图４平衡俯仰角附近的流谱（左：ＮＡＣＡ；右：ＮＡＣＡ＋ＧＦ）上述结果表明，对俯仰振荡运动，ＧＦ具有明显的动态增升作用，并可提高翼型的动态失速性能，但同时也带来较大低头力矩增量，这是不希望出现的情况。

下面将进一步探讨改进的ＧＦ对改善翼型动态失速性能的可行性。

３改进ＧＦ应用于振荡翼型由于传统ＧＦ在改善翼型动态失速性能方面存在低头力矩增量过大问题，本文对传统的ＧＦ进行万方数据笫４期王元元等．Ｇｕｍｅｙ襟翼改善翼型动态失速特性研究７了改进，即在翼型后缘安装不对称的ＧＦ。

风力机翼型动态失速的数值模拟

通过对以上动态失速现象的数值模拟，可以看出：
（1）翼型发生动态失速时，其升力系数峰值大于静态时升力系数峰值，失速造成风力机实际输出功率大于理论计算值。
（2）翼型俯仰振动的几个关键参数对动态失速有很大的影响，平均攻角较小时，流体几乎附着在翼型附近流动，迟滞环不明显。
（3）振幅越大，动态失速越明显，振幅较小时失速多为轻失速，由后缘分离引起；振幅较大时失速多为深失速，首先形成很大的前缘分离涡，该分离涡在翼型表面运动诱发出二次流动，引起升力系数的显著变化。
[8]张正秋，邹正平，刘火星等.振荡翼型非定常流动数值模拟研究[J].燃气涡轮试验与研究，2009,22(3):1-8.Zhang Zhengqiu,Zhou Zhengping,Liu Huoxing,et al.Numerical Study of Two Dimensional Flow on an Oscillating Airfoil[J].Gas Turbine Experiment and Research,2009,22(3):1-8.
[2]B.Stoevesandt,Joachim Peinke,A.Shishkin,Claus Wag⁃ner.Numerical Simulation of Dynamic Stall using Spectral/hp Method[M].Wind Energy,2004.
[3]O.Frederich,U.Bunge,C.Mockett,F.Thiele.FlowPre⁃diction Around an Oscillating NACA0012 Airfoil at Re= 1,000,000[M],IUTAM Bookseries,IUTAM Symposium on‘Unsteady Separated Flows and their Control’,Corfu,Greece,18-22 June 2007.

圆球绕流场的尾涡分析和升阻力研究

［1］［!］考 =>8,?> ，以及 +>I>J$9$ E 6>8F0 @>A>BC,DEFGH$［"］ 7 。实验发现， !" # !) 时圆球尾部出现流动分离，
.
./.
数值方法描述
控制方程
产生对称性的涡环。 !" 数由! （ $ 为进口 $% K" 定义速度，。 !" # !1( 时开始出现稳态非对称 % 为直径）涡结构。 !" 超过 !3( 涡结构开始规则脱落。 !" 数介于 )!( 与 /(( 之间，尾涡不规则脱落并开始转捩。有关圆球绕流数值模拟的文献 !( 世纪 *( 年代，出了很多。然而由于计算速度和数值方法的限制，文献中大都采用了轴对称的假定。因此这些文献中 !" ［)］数超过 !1( 的数值结果都是没有意义的。 6>8>L>IF 通过差分方法求解三维非稳态 ’0+ 方程，得到了一些
空气动力学学报 #$%& !!，’$& " !"#! !$%&’()!*+"! ,+)+"! +,-& ， !(() ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! ! !
-
引
言
场多尺度特征等优点。采用块间重叠一层网格的重叠对接耦合方法实现数据传递。对于无法实现重叠对接耦合的计算块采用了 O0’ 耦合传递数据。涡区域的辨识一直是困扰大家的问题，本文经过几种涡定义方法的对比，选用 6789 等人的 # 0定义方［*］法对三维涡结构作了直观的描述。

G4-73型离心风机叶片翼型失速特性的数值研究

ＷＡＮＧｎｉｇ，ＳｏｇｌｎＺＨＡＮＧｉＬＩＺｈｅＷＵＬｅ，Ｕ，Ｚｈｅｇｒｎｎｅ
ＣｏｌｇｆＥｎｒｙ，ｗｅｎｅｈｎｃｌＥｎｉｅｒｎＮｏｔｉａＥｌｃｒｃＰｏｒＵｎｖｒｉｙ，ｏｉｇ０１０Ｈｅｅｏｉｃ，ｌｅｅｏｅｇＰｏｒａｄＭｃａｉａｇｎｅｉｇ，ｒｈＣｈｎｅｔｉｗｅｉｅｓｔＢａｄｎ７０３，ｂｉＰｒｖｎｅＰＲＣ
Ｇ４—７型离・风机３
叶片翼型失速特性的数值研究
王松岭，张磊，刘哲，正人吴
华北电力大学能源动力与机械工程学院，北保定河０１０７０３
［摘 Biblioteka 要］由于电站常用的Ｇ４—７３型离心风机在气流掠过翼型时流速较低，雷诺数与航空翼型的差异较大，因此有必要对Ｇ４— ３型离心风机翼型失速性能进行研究。对翼型附近网格７采用局部加密，用ＦＵＥ运ＬＮＴ软件对不同冲角下气流的流动情况进行了数值模拟，发现风机叶片翼型失速发生在非工作面。通过分析冲角与分离点位置的关系，以及由失速区域的流动情况得出：为保证风机安全运行，角应小于一２。大冲角的情况下，冲０；处于翼型吸力面在ｘ方向上相对翼型总弦长Ｃ的位置Ｘ／ｃ＝０５处的漩涡最强烈，漩．此

航空、航天与航海工程

2050　航空、航天与航海工程0619321水面舰艇“自助式”模拟训练环境生成研究〔刊,中〕/王望//指挥控制与仿真.—2006,28(2).—95298,110(L)0619322某型无人机着陆过程中地面滑行段的建模与仿真〔刊,中〕/李峰//指挥控制与仿真.—2006,28(2).—91294 (L) 无人机在着陆过程中地面滑跑阶段的运动特性与空中飞行时不同,建立无人机在这一阶段的数学模型,对进一步深入研究实现无人机安全着陆具有重要意义。

本文以某型无人机为背景,对无人机进行详细的受力分析,研究并建立了地面滑行阶段的非线性数学模型,并在Matlab/Simulink平台上对其进行仿真,通过仿真结果与实际飞行状态数据对比,表明模型可用。

参50619323 UAVS通信协议模块的设计与实现〔刊,中〕/王顶//信息安全与通信保密.—2006,(3).—81283(L) 在现代局部战争中,可采用高空长航时无人机作为通信中断平台,实现地面站与各任务机之间的通信(测控信息和任务信息传输)。

论文给出了无人机系统(UAVS)通信网仿真模块的组成,设计了通信协议模块的分层呼叫、数据传输和飞行控制命令三个协议流程,该软件已成功地用于UAVS通信网仿真系统。

参40619324便携式空中目标仪激光重频的分析〔刊,中〕/马建伟//应用科学学报.—2006,24(2).—1312134(G) 针对目标仪中激光重频次数的确定问题,对实际航迹数据进行分析。

首先计算实际航迹信号的功率谱密度,得到航迹的频谱范围,依据Shann on定理初步确定激光重频值。

进一步从建立航路的预测误差要求出发,在匀速直线运动的假设下,使用该激光重频值,激光测距的预测误差方差能达到工程要求。

然后给出该方差和建立航路允许的最大漏测点分布规律的对应关系。

理论分析和工程实际表明,在保证跟踪精度的情况下,该激光重频值将满足回波率的技术指标要求。

参70619325基于Q2学习的卫星姿态在线模糊神经网络控制〔刊,中〕/王华//北京理工大学学报.—2006,26(3).—2262 229(L) 将模糊神经网络控制引入到三轴稳定卫星的姿态控制中,结合Q2学习和BP神经网络来解决模糊神经网络参数在线调整问题,在无需训练样本的前提下实现控制器的在线学习。

翼型厚度对风力机翼型气动特性的影响

数值计算的条件为 :攻角 α = - 5°～15°R e = 3. 0 ×106 ,采用 k - w SST湍流模型对 S832 翼型进行非定常数值模拟 ,得到了翼型升力系数 Cl 和阻力系数 Cd 随攻角 α的变化曲线 ,并与 NREL 试
采用数值方法对两种不同厚度的 NREL 风力
机专用翼型 S827、S828 进行数值模拟研究 ,分析
从图 8中可看出 ,入流攻角 α在 - 5°～0°范的升阻比 ,这是因为由于翼型厚度的增加 ,翼型前围时 , S827 翼型的上下表面压力系数都较 S828 缘曲率较大 ,导致流管在前缘变细 ,翼型上表面流低 ,由于 S827翼型吸力面压力很低 ,使得翼型上线挤拢 ,流速加大 ,表面静压降低 ,由流体力学原下面的压差较大 ,反而具有较高的升阻比。当入理可知 ,加速减压运动流体不容易分离 ,使得翼型流攻角 α在 5°～10°范围时 , S827 翼型上下面的表面边界层流体主要为附着流 ,流体流动效率较压力系数高 ,压力面与吸力面压差较大 ,具有较高高 ,从而产生较大的升阻比。
从图中可看出 ,在 - 2°～10°攻角范围内 ,使用 k - w SST湍流模型得到的二维翼型计算结果与试验值吻合较好 ,说明该湍流模型可有效地用于本文的数值模拟研究。
3 计算结果及分析
图 1 S832翼型网格局部放大
从图中可看出 ,在翼型前缘和尾缘对网格进行了局部加密。第一层网格线距翼型表面最近距离为弦长的 10 - 5倍 ,计算域的外边界离翼型表面为 12倍弦长 ,这种网格划分保证了在近壁面处复杂流动的计算精度。
k - w SST湍流模型是 M eter F. R 在 W ilcox
提出的 k - w模型的基础上 ,结合 k - ε湍流模型

不同湍流模型对风力机叶片翼型气动性能参数计算结果的影响研究

力推动风轮转动。升力系数 Cl、阻力系数 Cd、升阻比 Cl/Cd 均是表示翼型气动性能优劣的参数，其中，升阻比越高，说明翼型的综合气动性能越好。
升力系数 Cl 的表达式为：
Cl
=
2Fl ρcu2
(1)
式中，Fl 为翼型所受升力；ρ 为空气密度；
u 为来流风速；c 为翼型弦长。
阻力系数 Cd 的表达式为：
别表示 x 轴和 y 轴方向上的速度分量。
风力机周围空气流场的 Navier-Stokes(N-S)
方程为 [8]：
( ux
∂ux ∂x
+
uy
∂ux ∂y
=
–
1 ρ
•
∂p ∂x
+v
∂2ux ∂x2
+
∂2ux ∂y2
(4)
( ux
∂uy ∂x
+
uy
∂uy ∂y
=
–
1 ρ
•
∂p ∂y
+v
∂2uy ∂x2
1 翼型的气动性能参数当来流流过翼型表面时，由于上、下翼面的
来流速度不同，导致上翼面的速度大、压力小，下翼面的速度小、压力大。上、下翼面的压差即
收稿日期：2019-10-17 基金项目：广东省大学生创新创业训练项目 (CXXL2019065)；广东省自然科学基金项目 (2019A1515011551)；南方海洋科学与工程广东省
实验室 (ZJW-2019-01) 通信作者：杨艺 (1981—)，男，博士、副教授，主要从事居室内环境健康、地埋管换热强化传热、建筑空调设备技术方面的研究。
yangyi@
36
第8期
吴友健等：不同湍流模型对风力机叶片翼型气动性能参数计算结果的影响研究

缝道流动的脉动参数对多段翼型升力特性的影响

缝道流动的脉动参数对多段翼型升力特性的影响高永卫;朱奇亮;罗凯【摘要】The dynamic parameters of gap flow of a multi-element airfoil have significant effect on its lift characteristics. Using wind tunnel experiments, the authors compared the changes of lift coefficients of a multi-element airfoil (GAW-1) under conditions of acoustic excitationon/off. The experiments were conducted in NF-3 wind tunnel. The sound pressure level (SPL) of internal acoustic excitation was 60dB. The results showed that the lift coefficients of the airfoil were reduced when disturbance were appended. The most decrement of lift coefficient is -1. 8%. This paper confirms that the designers should study the dynamic characteristics of flow near the gap. It should be noticed that the sources of error in experiment data analysis should include scale and quality of test model and the back ground sound pressure level of the wind tunnel.%采用风洞实验的方法,在不停风且固定迎角和几何构型的情况下,通过对比有、无人为脉动压力扰动时多段翼型升力特性的变化,证明多段翼型缝道流动的脉动参数(包括脉动速度和脉动压力)对其升力特性有着不可忽视的影响.人为扰动源为模型表面埋设的有源式蜂鸣器.蜂鸣器出口20mm处的声压级约为60dB.实验表明,在研究范围内,弱声学扰动可使翼型的升力系数降低.升力系数的减少量随扰动的位置、频率变化而变化,最大减少量为1.8％.提出在多段翼型的实验评估工作中需要注意风洞本底噪声、模型尺度、加工质量对缝道脉动压力和脉动速度等参数的影响以及相应升力特性的变化.【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2012(026)006【总页数】4页(P15-18)【关键词】多段翼型;升力特性;风洞实验;缝道流动;脉动参数【作者】高永卫;朱奇亮;罗凯【作者单位】西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072;西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072;西北工业大学翼型研究中心111#,西安710072【正文语种】中文【中图分类】V211.70 引言增升装置设计是现代大型飞机提高起飞重量、缩短起降滑跑距离、增强机场适应性的关键技术［1］。

37直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究-林永峰(11)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究林永峰黄建萍黄水林邓景辉刘平安(中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西景德镇 333001)摘要：针对CH-9.5旋翼翼型，开展了不同马赫数、迎角及振动频率时的静态和动态气动特性实验，介绍了试验测量方法、试验结果处理步骤，测量了不同状态、不同参数时的翼型动态失速特性，给出了迟滞环区域随马赫数、迎角及振动频率的变化规律，所获得的试验结果可为理论模型提供了验证依据。

关键词旋翼翼型；动态失速；风洞试验0 引言旋翼翼型气动特性是旋翼气动特性分析的基础，直升机旋翼所处的气动环境非常复杂，当直升机前飞时，旋翼桨叶旋转一周，其瞬时动压会急剧变化，为了平衡旋翼，必须通过周期操纵调整不同方位的桨叶攻角。

由于旋转速度与前飞速度的叠加，此时，前行桨叶可能出现跨声速激波失速，后行桨叶可能出现大攻角动态失速和气流分离，因此，美国、欧洲等国都在开展旋翼翼型的动态失速特性研究。

旋翼翼型的动态失速特性风洞试验是摸清翼型气动特性、获得气动数据的重要手段。

旋翼翼型的动态失速特性研究包括理论及试验研究，理论研究包括基于试验数据的半经验模型（如Leishman- Beddoes 模型、ONERA EDLIN 模型、JOHNSON 模型）[1] [2] [3] [4] [5] [6] [8]和基于CFD 技术的数值方法[7] [9]。

通过求解雷诺平均N-S 方程模拟翼型定常和大攻角非定常振荡流场，进行翼型静、动态气动力CFD 数值模拟。

试验研究包括振荡机翼的测力、测压试验，采用PIV 技术的动态失速流动细节测量。

目前对旋翼翼型气动特性的研究仍在不断深入，主要集中在详细测量翼型的动态气动力，准确预测旋翼翼型的静、动态气动力，以及采用各种新技术抑制动态失速等方面。

本文研究获国家科技部国际合作项目-“直升机流体动力学试验与分析技术研究”提供的经费支持，并在俄罗斯中央空气流体动力研究院（TsAGI ）开展了旋翼翼型CH-9.5的静态和动态气动特性实验，得到了不同攻角、缩减频率下的翼型动态失速特性。

翼型相对厚度对失速分离特性的影响

翼型相对厚度对失速分离特性的影响
上官云信;周瑞兴;高永卫;肖春生;郗忠祥
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2000(000)0z1
【摘要】雷诺数为3.0×106时,选用了五种典型厚度的翼型,对其失速分离特性进行了实验研究,本文给出了这些不同厚度翼型失速分离特性的主要研究结果.研究结果表明,翼型相对厚度在7%～38%的范围内,各翼型的失速分离特性主要取决于上翼面的流动分离状况,这与文献[1,2]的结论一致.但是,对于特大相对厚度的55%的特厚翼型,则呈现出一种与前述不同的独特的失速分离特性.这种翼型的失速分离特性将会受到下翼面绕流特性的强烈影响,正是这种下翼面压力的发展变化最终导致整个翼型的完全失速分离.
【总页数】6页(P21-26)
【作者】上官云信;周瑞兴;高永卫;肖春生;郗忠祥
【作者单位】西北工业大学,西安710072;西北工业大学,西安710072;西北工业大学,西安710072;西北工业大学,西安710072;西北工业大学,西安710072
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.相对厚度对低雷诺数流动中翼型动态气动力特性的影响 [J], 冉景洪;刘子强;白鹏
2.相对厚度对DU系列翼型气动性能的影响 [J], 贾亚雷;安鹏;李秋菊;韩中合
3.不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究 [J], 王友进;闫超;周涛
4.不同相对厚度前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响 [J], 陈涛; 蒋笑; 王海鹏; 吴洲
5.相对厚度对翼型气动特性的影响研究 [J], 高超;贾娅娅;刘庆宽
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24基于运动嵌套网格的旋翼翼型动态失速数值分析-赵国庆(7)

第二十八届（2012）全国直升机年会论文基于运动嵌套网格的旋翼翼型动态失速数值分析赵国庆招启军王清（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，江苏南京，210016）摘要：基于运动嵌套网格和N-S方程，建立了旋翼翼型非定常状态气动特性的数值分析方法。

在该方法中，首先采用Poisson方程方法生成围绕旋翼翼型的粘性贴体正交网格，并自动生成相应的笛卡尔背景网格，然后采用最小距离法生成两者之间的运动嵌套网格。

在此基础上，以计入粘性影响的雷诺平均N-S方程为流场求解控制方程，采用双时间方法发展了一套旋翼翼型动态失速分析方法，其中旋翼翼型非定常振荡过程的翼型网格和背景网格的信息传递采用双线性插值方法。

应用以上方法，以旋翼翼型NACA0012为对象验证了本文动态失速数值模拟方法的有效性，并开展了减缩频率对翼型非定常气动力影响的研究。

关键词：旋翼；翼型；运动嵌套网格；动态失速；N-S方程1引言旋翼的动态失速现象对旋翼的升力、阻力、力矩以及振动特性都有重要影响，成为制约直升机旋翼气动性能提高的主要原因[1]，而旋翼翼型的动态失速是其具体体现。

因此，关于翼型在动态失速情况下的气动性能的研究一直是直升机技术研究领域的一个重点和难点，具有重要的理论和实际应用价值。

翼型动态失速的基本特征是翼型表面发生的复杂的非定常分离和大尺度漩涡结构[2]，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

Leishman和Beddoes[3]提出了针对NACA0012翼型动态失速计算的L-B 模型，L-B模型是在大量试验数据基础上发展的基于调控参数的翼型动态失速计算模型。

然而L-B模型仅对特定翼型适用，对不同翼型的模拟并不能一劳永逸的解决；并且在来流马赫数过高或是过低，如低于0.3或高于0.8时，均无法对翼型非定常气动力进行有效模拟；另外，L-B模型在迎角减小下的再附着流的计算值同试验值相比有很大偏差。

因此，近年来随着计算流体力学的飞速发展，国内外许多学者对翼型动态失速现象采用CFD方法展开了大量数值分析研究[4-7]。