动态失速
基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算
基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算魏良【摘要】Taking the NACA0012 airfoil as an example, the airfoil is meshed based on CFD method, and a set of highprecision welt mesh suitable for analyzing dynamic stall is obtained. The dynamic stall calculation method of airfoil in unsteady flow field is established by using Reynolds time-averaged N-S equation and standard k-ω model, and numerical calculation is carried out by Fluent. The variation of the vortex, the upper and lower surface pressure and the lift characteristics of the airfoil under dynamic stall in the corresponding examples are discussed and analyzed.%以NACA0012翼型为例,基于CFD方法对该翼型进行了网格划分,得到一套适合于分析动态失速的高精度贴边网格.在此基础上采用雷诺时均N-S方程,标准k-ω模型建立了翼型在非常定流场中的动态失速计算方法,并运用Fluent对其进行了数值计算.讨论并分析了相应算例中翼型在动态失速情况下涡流、翼型上下表面压力及升力特性的变化情况.【期刊名称】《机械工程师》【年(卷),期】2019(000)003【总页数】3页(P127-129)【关键词】动态失速;网格划分;数值计算;参数分析【作者】魏良【作者单位】中国国际航空公司西南分公司飞行部, 成都 610200【正文语种】中文【中图分类】V211.410 引言翼型的动态失速是指振荡翼型的等效迎角超过其静态失速迎角时发生的非定常气流分离和失速现象[1]。
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。
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。
船舶失速的概念
船舶失速的概念船舶失速是指船舶在航行中由于某种原因无法保持正常航速或无法继续前进的情况。
在航行中，船舶受到许多因素的影响，如水流、风力、海浪、浅水、泥沙等，这些因素可能导致船舶失速。
同时，船舶本身的结构、船体压力、推进系统等也会影响船舶的航行速度和稳定性。
船舶失速一般分为静态失速和动态失速两种情况。
静态失速是指船舶在航行中无法保持正常航速或无法继续前进的情况。
这可能是由于船舶被困在浅水中，船体底部与水底发生摩擦，阻力增大；也可能是由于船舶遇到大面积鳞片冰，水势阻力增大；还有可能是由于船舶在水上遇到大块漂浮物，如浮冰、树木等。
动态失速是指船舶在航行中由于外界环境或内在因素的变化导致紊乱，无法保持正常航速或无法继续前进的情况。
这可能是由于船舶遇到强风、大浪，船体无法稳定，容易出现错位、偏摆等问题；也可能是由于船舶推进系统出现故障或失灵，无法正常工作，导致航行受阻。
船舶失速对船舶和船员都可能造成严重的影响和危险。
首先，失速可能导致船舶在水中失去稳定性，容易发生侧翻、沉没等事故。
其次，失速可能导致船舶无法维持正常航向和位置，容易偏离预定航线，并且很难重新调整航向和位置，增加了碰撞、搁浅等事故的风险。
此外，失速还会使得船舶无法按时到达目的地，影响航运效率和安全。
对于船员来说，失速会增加工作强度和心理压力，需要及时采取措施应对失速情况并尽力恢复正常航速。
如何应对船舶失速呢？首先，船员应及时观察和分析失速原因，并采取相应的措施。
例如，在静态失速情况下，可以通过增加船舶的浮力、减小底部摩擦等方式来恢复航速；在动态失速情况下，可以通过改变航向、调整船体姿态等方式来恢复航速。
其次，船员应根据具体情况和船舶特点，制定合理的应对策略。
例如，在静态失速情况下，可以尝试改变船舶的航线、提前采取引擎措施来减小船底的阻力；在动态失速情况下，可以尝试降低船速、改变推进器的角度等。
再次，船员应密切配合船舶相关部门和相关救援力量，及时报告失速情况并接受指导。
极端风况下风力机的动态失速研究
极端风况下风力机的动态失速研究李仁年;郑利凯;李德顺;李银然;金俊俊;赵振希【摘要】根据IEC标准与GL准则定义极端风速模型对某1.5MW的水平轴风力机进行数值模拟计算,研究极端风况下风轮转矩、空气动力系数等的变化规律.研究发现,风力机在非稳态工况下运行时,高风速时风轮的转矩与低风速时风轮的转矩变化规律相比有明显差异,叶根到叶尖产生不同程度的失速.在风速增大和减小的不同过程中,非稳态工况下风轮转矩、升力系数和阻力系数随攻角的变化有显著地差别,叶轮的升力系数和阻力系数的最大值均高于稳态下的系数.【期刊名称】《兰州理工大学学报》【年(卷),期】2019(045)003【总页数】5页(P51-55)【关键词】风力机;极端风况;非定常;动态失速;数值模拟【作者】李仁年;郑利凯;李德顺;李银然;金俊俊;赵振希【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,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;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,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;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,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;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,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;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,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;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83风力机经常在非定常工况下运行,风速的不断变化影响着叶片的气动性能,进而影响整个风力机的发电效率.非定常工况主要分为定常风况和极端风况.国际电工学会(IEC)的IEC 61400-1标准[1]和德国劳埃德船级社(GL)的GL准则[2]提出了六种极端风况模型.本文主要研究风力机在极端运行阵风下的动态失速问题.极端运行阵风是基于轮毂高度处的环境条件建立的,表现为风速的急剧增大又在短时间内急剧下降,这使风轮的气动载荷发生较大变化且动态失速明显,危害风力机的运行安全和使用寿命.动态失速指攻角高于临界攻角时,翼型表面发生较复杂的非定常分离和大尺度漩涡结构,气动力产生明显的非线性迟滞特性.主要表现为其失速时的最大升力系数高于稳态失速时的升力系数.近年国内外对于极端风速模型和动态失速的研究逐渐增多.曹莉等[3]研究了强阵风风况下风力机塔架的瞬态响应,发现在强阵风下塔架横向振动波动很大.李仁年等[4]研究了风力机的法向力、切向力系数等在极端风况下的变化规律.Ferreira等[5]通过PIV技术研究了垂直轴风力机的动态失速问题.Leishman[6]针对NACA23012翼型实验分析了此翼型的非稳态、稳态失速的形成机理.宋辰瑶[7]研究了缩减频率和马赫数对旋转翼型动态失速响应的影响.陈旭等[8]对NREL S809翼型的二维流场进行数值模拟,得到不同攻角下的升、阻力系数,通过与稳态流场下的数值进行对比,得出升、阻力系数在两种状态下有显著差异.刘占芳等[9]利用B-V、B-L等动态失速模型研究立轴风力机的动态失速特性和气动特性,研究结果与实验结果对比验证了B-L模型能准确地预测风力机的气动性能.赵荣珍等[10]利用有限元法和Newmark数值积分法计算风轮在变载荷下叶片的动态响应,计算时考虑了叶片受到剪切力、弹性耦合及离心力等的作用.研究结果表明,剪切力、叶片旋转下的弹性耦合与离心力的作用对叶片振动和振幅都有不同程度的影响.本文通过建立风力机模型,利用Fluent技术对极端风况下的风力机流场进行模拟,得出的数据与稳态工况下的数值进行对比,分析非稳态、稳态下失速差异的形成机理.1 极端风速模型和数值模拟1.1 极端运行阵风模型根据IEC标准和GL准则,选取极端风速模型中的一年一遇的极端运行阵风模型(EOG)进行建模研究.一年一遇极端运行阵风模型：(1)式中：v(z)=vhub(z/zhub)α,vhub为轮毂处风速,m/s,zhub为轮毂高度,m;α为幂指数(通常取0.2);vgust,N为极端运行阵风的风速,m/s;取T=10.5 s,N=1.通过以上数学模型建立的一年一遇极端运行阵风风速模型(EOG)如图1所示.1.2 数值模拟1.2.1 模型选择与网格划分采用某1.5 MW风力机进行数值模拟计算,风轮直径83 m,额定风速10.4 m/s,额定转速17.2 r/min,轮毂高度65 m,叶片截面翼型为NH02XX.选择风轮的1/3区域作为计算域并在对称边界设置周期性边界条件.内部旋转域采用非结构网格,外域选用结构化网格,在Fluent中缝合处理以使interface界面处的数据进行正常的传输,网格数总计900万.采用32核处理器与256 G内存的服务器进行数值计算.三维计算区域如图2所示.图1 极端运行阵风模型Fig.1 Model of extreme operating gust图2 三维计算区域模型Fig.2 Model of 3-D calculation domain1.2.2 边界条件设置在进行数值模拟计算时,湍流模型采用SST k-ω模型,进口为速度入口,出口为压力出口,叶片和轮毂表面均为黏性无滑移边界,计算域绕y轴旋转,设定转速为恒值17.2 r/min.动量和湍动能均选择二阶迎风格式进行离散,压力-速度耦合采用SIMPLEC算法.假设在标准大气压下进行,空气为理想气体,忽略重力影响.所选择的边界条件均经过验证,符合本次数值计算的要求.对于非稳态情况,选取叶轮每转3°为一个时间步长,根据叶轮的额定转速得到时间步长Δt=0.029 069 77 s.选取低湍流强度值,即I=0.16.通过UDF给定极端运行阵风工况作为入口边界条件,进行非定常计算.对于稳态情况,选取极端运行阵风的不同时刻对应的风速作为入口边界条件,其他边界条件不变,进行定常计算.2 模拟结果与分析风力机中叶片旋转是由于叶片受到来流风的空气动力的缘故.根据叶素-动量理论,风以速度v吹到叶片上,叶片会受到空气总动力F而旋转.其表达式为(2)式中：ρ为空气密度；Cr为空气动力系数；Sy为叶片面积(约等于叶片长度与弦长的乘积).总气动力F在相对风速上分解为升力Fl和阻力Fd,通常以升力系数Cl和阻力Cd 系数分析,Cl与Cd的定义式为(3)(4)式中：v为风速；ρ为空气密度;S为风轮扫掠面积.阻力作用在风轮上会产生轴向转矩M,根据叶素理论,转矩为式中：ρ为空气密度;w为相对速度;N为叶片数;c为弦长;φ为相对风向角;r为风轮半径.2.1 风轮转矩分析图3a给出了风轮在极端运行阵风下风轮的转矩、风速随时间变化的曲线.从图中可以看出,当时间在a点之前和b点之后这两个时间段时,不同时刻的风速对应的风轮转矩的变化趋势接近.而在a～b时间段,不同时刻的风速对应的风轮转矩的变化趋势有较大差别.通过观察图3b,可以更加直观地反映转矩随风速变化的规律.c点对应的风速为8.046 3 m/s,d点对应的风速为11.656 8 m/s,e点对应的风速为15.834 6 m/s.当风速在c、d之间时,无论在风速增大还是减小过程,转矩M在四个风速变化阶段差异很小；当风速在d、e之间时,对比风速增大和减小两个过程的转矩,发现两个阶段风轮转矩差值较大.这是由于风力机动态失速和风轮的三维旋转效应导致的.图3 极端运行阵风转矩变化的曲线Fig.3 Variation curve of torque vs time under extreme operating gust2.2 叶片截面流动特性及压力当风速v=15.867 6 m/s,为解释上述失速情况,选取叶片展向的三个截面进行分析,截面Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ处主要参数见表1.表1 叶片展向不同截面参数Tab.1 Blade show in different cross sectionparameters截面距转轴距离/m展向位置/%弦长/m扭角/(°)Ⅰ13.533.32.5346.74Ⅱ25.562.51.4131.16Ⅲ37.592.50.804-2.10图4是叶片三个截面的速度流线图.由于风速较高,非稳态、稳态下叶片吸力面均发生失速.从图4a可以看出,截面Ⅰ处在叶素尾缘处发生严重的流动分离,在尾缘处形成两个分离涡.这是由于主流在自由边界上不断带走质量,中心部分便有气体从后面不断填补,形成中心部分的倒流；截面Ⅱ、Ⅲ处叶素由于其对应的攻角小于截面Ⅰ处的攻角,因此没有截面Ⅰ处失速那么严重，其失速程度从叶根向叶尖处呈递减趋势.通过对比图4b发现,稳态工况下失速时的分离涡尺度大于非稳态工况下动态失速时的分离涡尺度,倒流现象比动态失速更明显.图4 t=5.23 s时非稳态、稳态下各截面处速度流线Fig.4 Velocity streamlines around several blade sections under steady and unsteady at time of 5.23 s2.3 升、阻力系数的非稳态、静态数据分析图5给出了不同截面处的升、阻力系数随攻角的变化曲线.分析图5a,对于截面Ⅰ处非稳态工况下的升、阻力系数随着攻角的增大不断增大,在攻角为25°时达到最大值1.95和1.62.攻角继续增大,升、阻力系数开始减小,表明此时风力机发生了动态失速.当攻角达到最大值后开始下降,升、阻力系数开始随着攻角的减小而减小,整个过程形成一个环值.稳态工况下的升、阻力系数开始随着攻角的增大而增大,在攻角为23.5°时达到最大值1.78和0.70.攻角继续增大,升、阻力系数反而减小.对比图5b和图5c截面Ⅱ、Ⅲ处时,升、阻力系数随着攻角改变的变化趋势与截面Ⅰ处相似,但最大升、阻力系数对应的攻角逐渐减小,升、阻力系数与稳态工况下的升、阻力系数也越来越接近,但阻力系数的变化趋势比升力系数更加明显.上述分析说明,非稳态工况下动态失速时的最大升、阻力系数高于稳态工况下失速时的最大升、阻力系数.动态失速对应的攻角也大于稳态工况下失速时所对应的攻角.在攻角值较大区域时,从叶根向叶尖沿叶片展向导致的升、阻力系数的差值逐渐减小,动态失速下的升、阻力系数也越来越接近稳态工况下的升、阻力系数.从叶根到叶尖沿叶片展向失速时对应的攻角也逐渐减小.图5 不同截面处升、阻力系数随攻角变化的曲线Fig.5 Variation curve of lift and drag coefficient of different blade sections attack angle of wind speed on coming3 结论1) 风力机在一年一遇极端运行阵风模型下运行时,当风速高于额定风速时,风轮转矩在风速上升和下降过程表现出较大差异.风速越高,其转矩的差值越大.2) 风力机一年一遇极端运行阵风模型下的失速过程中,失速程度从叶根到叶尖沿叶片展向逐渐减小.相同叶素处非稳态工况下的动态失速程度低于稳态工况下失速.3) 非稳态工况下动态失速时最大升、阻力系数高于稳态工况下失速时的升、阻力系数,从叶根到叶尖沿叶片展向失速时对应的攻角逐渐减小.参考文献：【相关文献】[1] International Electrotechnical Commission.Wind turbines,part1:design requirements:IEC:61400-1[S].Geneva:International Electrotechnical Commission,2005. [2] Germanischer Lloyd.Guideline for the certification of wind turbines:GL 2010[S].Hamburg:Germanischer Lloyd,2010.[3] 曹莉,孙文磊,周建星.强阵风条件下风电机组钢-混凝土塔架瞬态响应分析 [J].可再生能源,2015,33(7):83-88.[4] 李仁年,刘恒,李德顺,等.极端风况下水平轴风力机的非定常气动特性研究 [D].兰州:兰州理工大学,2016.[5] FERREIRA C S,KUIK G V,BUSSEL G V,et al.Visualization by PIV of dynamic stall on a vertical axis wind turbine [J].Exp Fluids,2009,46:97-108.[6] LEISHMAN J G.Dynamic stall experiments on the NACA23012 airfoil [J].Experiments in Fluids,1990,9:49-58.[7] 宋辰瑶,徐国华.旋转翼型非定常动态失速响应的计算 [J].空气动力学学报,2007,25(4):461-467.[8] 陈旭,郝辉,田杰,等.水平轴风力机翼型动态失速特性的数值研究 [J].太阳能学报,2003,24(6):735-740.[9] 刘占芳,颜世军,张凯,等.立轴风力机叶片动态失速特性与气动性能分析 [J].太阳能学报,2012,33(2):204-209.[10] 赵荣珍,芦颉,苏利莹.风力机旋转叶片的刚柔耦合动力学响应特性分析 [J].兰州理工大学学报,2016,42(6):36-42.。
飞行器重点旋翼失速问题的求解方法研究
飞行器重点旋翼失速问题的求解方法研究在飞行器设计和操作过程中，旋翼失速是一个严重的问题，可能导致严重的事故和损失。
因此，寻找解决旋翼失速问题的方法对于飞行器的安全和性能至关重要。
本文将探讨旋翼失速问题的原因和可能的解决方法。
首先，我们需要了解旋翼失速的原因。
旋翼失速是指旋翼叶片当前工作状态下，由于来流速度过高或旋翼角度过大，导致旋翼表面气动力不再能够维持叶片支撑和推进作用，从而失去受力支持的现象。
旋翼失速主要包括动态失速和静态失速两种情况。
针对动态失速问题，研究人员提出了几种解决方案。
其中一种方法是通过改善旋翼的设计来减轻动态失速问题。
例如，在旋翼叶片中采用可变扭转的技术，通过控制扭转角度来调节叶片的气动特性，使其能够适应不同的来流条件。
这样可以提高旋翼的适应性和稳定性，减少动态失速的可能性。
另一种方法是通过改进旋翼的控制系统来解决动态失速问题。
研究人员提出了一种基于自适应控制理论的方法，通过实时检测旋翼的气动力和动态特性，以及来流条件的变化，然后根据这些信息来调整旋翼的控制参数，以使其能够有效地抵抗动态失速。
这种方法可以提高旋翼的控制精度和稳定性，减少动态失速的发生概率。
静态失速是另一个重要的问题，可能导致飞行器失去操纵能力并失事。
为了解决静态失速问题，研究人员提出了一种基于改进旋翼形状的方法。
例如，利用气体动力学模型和流场分析技术，优化旋翼的外形参数，使其能够在不同的来流条件下保持稳定的工作状态，并且能够在静态失速发生时产生足够的升力来支撑飞行器。
这种方法可以显著提高旋翼的气动性能和稳定性，降低静态失速的风险。
此外，还有一些其他的方法可以用于解决旋翼失速问题。
例如，改进飞行器的起降方式，采用垂直起降模式，减少飞行器接近地面时的来流速度和角度变化对旋翼的影响。
同时，加强旋翼的结构设计，改善其刚度和抗风性能，以减小失速的可能性。
总之，旋翼失速是飞行器设计和操作中的一个重要问题，需要寻找有效的解决方法来提高飞行器的安全性和性能。
风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损研究
风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损研究风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损研究随着可再生能源的快速发展，风能被广泛应用于发电领域。
作为风能利用的核心设备，风力机的性能和可靠性对发电效率和安全运营至关重要。
然而，风力机在特定环境条件下可能会遇到挑战，其中之一就是风沙环境。
风沙对风力机的翼型动态失速特性和磨损可能产生不可忽视的影响。
本文将探讨风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损的研究。
风力机的翼型动态失速特性是指在气流中运行时，翼型在失速边界范围内的非定常特性。
翼型失速会导致风力机的发电效率下降，进而损失电能。
在风沙环境下，由于气流中含有颗粒物质，其对翼型的影响将使翼型失速特性发生变化。
风沙对翼型的影响可以通过实验和数值模拟方法进行研究。
一般来说，风沙颗粒在气流中运动时会受到重力和流动力的共同作用。
这些颗粒会与翼型表面产生摩擦和冲击，从而改变翼型的表面形态和流动特性。
风沙的存在使得风力机翼型在运行过程中会受到额外的气动和结构载荷，从而加速翼型的磨损过程。
为了研究风沙对风力机翼型的磨损影响，可以通过在实验室中进行模拟试验，或者在自然环境中进行实地观测。
通过实验室模拟试验可以在控制条件下研究翼型在风沙环境下的失速特性和磨损情况。
首先，可以选择代表典型风沙成分的颗粒进行实验，如石英颗粒。
实验中将翼型放置在风洞中，并通过控制风速和颗粒浓度模拟真实环境中的风沙情况。
根据实验数据可以得出风沙环境下翼型的失速特性曲线，并评估失速对发电效率的影响。
另一方面，自然环境中的实地观测可以更真实地揭示风沙对风力机翼型的磨损影响。
通过在风沙环境下对多台风力机进行长期观测，可以获得翼型磨损情况的实际数据。
观测可以利用各种传感器和监测设备，如磨损传感器和加速度计等，对风力机翼型进行磨损监测。
这些观测数据可以用于评估风沙对风力机可靠性和寿命的影响，并为翼型设计和维护提供参考。
综上所述，风沙环境下风力机翼型动态失速特性及磨损的研究对于提高风力发电的可靠性和经济性具有重要意义。
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟近年来，风力发电已成为新能源领域中的重要组成部分。
然而，在高风速和偏航工况下，风力机容易出现失速问题，影响风能的利用效率。
因此，研究偏航工况下风力机动态失速特性，对解决风力发电技术难题具有重要意义。
一、风力机动态失速特性1. 风能的基本原理风能是一种可再生的能源，其基本原理是通过把风能转化为机械能，再通过发电机将机械能转化为电能。
在风力机的转子上安装了叶片，当风刮过叶片时，叶片就开始旋转，并驱动发电机发电。
2. 动态失速现象当风力机受到侧向风的作用，会产生偏航现象，即转子轴线与风向不完全重合的情况。
在偏航工况下，风的作用力不再平行于转子轴线，而是形成一个夹角，使得叶片受力情况发生变化。
当夹角过大时，会导致叶片受力不平衡，使得转子失去平衡，产生动态失速现象。
3. 动态失速过程动态失速过程可以分为三个阶段：（1）准定常阶段：风力机在偏航工况下，叶片受到的风力产生一个力矩，使得转子产生一个抵抗偏移的力矩。
在这个阶段，转子会缓慢偏移，并增加旋转速度，并且叶片扭曲程度较小。
（2）早期失速阶段：当转子偏移越来越大，叶片扭曲程度也随之增加，导致失速区域的形成，这个阶段称为早期失速阶段。
（3）失速阶段：当失速区域扩大到整个叶片表面时，就会发生失速现象，失速阶段即开始。
在这个阶段，叶片会发生强烈的振动，转速迅速下降，直至降至静止。
二、数值模拟方法为了研究偏航工况下风力机动态失速特性，我们采用数值模拟方法来模拟风力机失速过程。
1. 计算模型我们采用COMSOL Multiphysics软件来建立风力机的数值模型。
模型主要包括两部分：风场和叶片。
风场部分我们采用Navier-Stokes方程计算，叶片部分则采用有限元法求解。
2. 数值计算方法我们采用显式欧拉法来求解Navier-Stokes方程，采用有限元法来求解叶片的运动方程。
为了减小时间步长，我们采用了自适应时间步长策略。
在计算过程中，我们还需要对边界条件进行处理，包括固定支撑边界条件和周期性边界条件。
旋翼翼型低速动态失速研究
旋翼翼型低速动态失速研究孔卫红;陈仁良;孙振航【摘要】为了提高旋翼翼型动态失速模拟的精度,基于动态混合网格技术和ALE形式的RANS控制方程,构建了一套可用于低速流场中旋翼翼型动态失速分析的计算方法.采用守恒变量形式的低速预处理技术,解决了由于特征值差异过大引起的收敛困难问题;在物面采用层推进泊松方程光顺法生成结构网格,以获得较好贴体性和正交性;采用分离流中应用广泛的 k-ω SST湍流模型捕捉深失速下流场的大分离特性.计算结果表明该计算方法可以有效地分析不同马赫数下的旋翼翼型动态失速,收敛精度有不小于两个数量级的提升.针对低速流场不同马赫数下深失速的流场特征的计算分析表明,马赫数对动态失速的迟滞特性具有明显的规律性影响.%In order to improve the precision in the simulation of rotor airfoil dynamic stall,a numerical method based on hybrid grid and RANS equations in ALE form is established which is available for ana-lyzing dynamic stall of rotor airfoil in low-speed flow.The low-speed preconditioning method is adopted in the form of conserved variables to solve the problem hard to converge due to the big difference in ei-genvalue.Structured grid on the wall is generated using advancing-layer Poisson equation,which pos-sesses better texture and orthogonality.The widely used k-ω SST turbulent model is applied to capture the characteristics of the large separation in the deep stall.The calculation results show that this method can effectively analyze the dynamic stall of rotor airfoil under different Mach numbers,and the conver-gence accuracy is increased by no less than 2 orders of magnitude.The computational analysis of the flow field characteristics ofdeep stall with different Mach numbers indicates that the Mach number has obvious regularity influence on the hysteresis characteristic of dynamic stall.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2018(050)002【总页数】8页(P213-220)【关键词】翼型;动态失速;预处理技术;低速流场【作者】孔卫红;陈仁良;孙振航【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京,210016【正文语种】中文【中图分类】V211.3动态失速现象在旋翼运动中尤为显著，旋翼桨叶在旋转过程中，来流速度、安装角等发生周期变化，加上旋翼尾迹畸变诱导的非均匀入流，会导致桨叶剖面在不同方位角处的迎角有很大差别。
翼型非定常来流下复合运动动态失速仿真
翼型非定常来流下复合运动动态失速仿真谢凯;Laith K.Abbas;陈东阳;杨富锋;芮筱亭【摘要】针对直升机前飞时的动态失速问题,本文采用转捩修正的SST k-ω湍流模型和嵌套网格技术对雷诺数Re为3.92× 106时的直升机二维翼型SC1095进行数值仿真.以非定常来流条件下的纯俯仰运动为基础,对比分析了在耦合挥舞、摆振运动时,相位差、振幅对动态失速的影响;比较挥舞、摆振二者运动对于动态失速角的作用大小.结果表明:固定振幅条件下,挥舞和摆振运动相位差的增加会使动态失速角提前,升力系数峰值提高;固定相位角条件下,挥舞和摆振运动振幅的增加会使动态失速角延迟,升力系数峰值减小.挥舞运动对于非定常来流下俯仰运动翼型动态失速角的影响要大于摆振运动.本文计算方法和研究结果为翼型多自由度耦合运动下的动态失速行为预测提供参考.【期刊名称】《哈尔滨工程大学学报》【年(卷),期】2019(040)005【总页数】7页(P865-871)【关键词】直升机旋翼翼型;动态失速;计算流体力学;嵌套网格;俯仰运动;挥舞运动;摆振运动【作者】谢凯;Laith K.Abbas;陈东阳;杨富锋;芮筱亭【作者单位】南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094;南京理工大学发射动力学研究所,江苏南京210094【正文语种】中文【中图分类】V211.3动态失速是指翼型或机翼的非定常运动造成失速角明显超过其静态失速角的失速迟滞现象[1]。
虽然动态失速能够增大升力峰值，但同时也造成了阻力、俯仰力矩的突增和气动中心失稳[2]，严重限制了直升机安全飞行包线，对直升机飞行安全造成严重危害。
而对于前飞时的直升机，其旋翼所处的气动环境更加复杂，一方面桨叶会随方位角做周期性变距、挥舞、摆振的复合运动；另一方面由于旋转速度与前飞速度的叠加，桨叶周向来流速度会随方位角呈现出明显的非定常性[3]，这给直升机动态失速的预测增加了困难。
风力机翼型动态失速的数值模拟
（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.
03-低马赫数下翼型的动态失速模型的修正-陈琨-4
第二十六届（2010）全国直升机年会论文低马赫数下翼型的动态失速模型的修正陈琨，刘勇，张呈林，倪先平（南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京210016）摘 要：由于动态失速过程的复杂性，翼型的动态失速特性一直是空气动力学研究的重点和难点，目前较为成熟、应用较广的当属Beddoes-Leishman （B-L ）提出的半经验动态失速模型，模型中涉及到的参数多数是基于试验得到，Beddoes 在马赫数在0.3～0.8的范围内给出了这些参数的值，然而当马赫数很低的时候，这些参数值不再适合用于低速翼型的动态失速计算。
但是，在实际应用中会遇到很多低马赫数的情况，如直升机前飞反流区附近的翼型状态、风力机叶片所处的环境等等。
本文将在原始模型的基础上进行修改，在保持原模型结构的同时体现了低马赫数下翼型的动态失速特性。
关键词：非定常气动；低马赫数；动态失速；Beddoes-Leishman 模型1 前言翼型的动态失速是指翼型或者升力面在非定常的气动环境中失速的动态过程. 非定常的气动环境通常包括翼型的俯仰、沉浮运动，这恰恰是直升机在前飞和机动飞行中旋翼桨叶剖面运动的主要特点，为了更精确的预测旋翼气动力，静态的翼型失速理论已经不能够满足计算要求。
国内外动态失速理论一直在不断地发展，应用领域也在不断地扩展，从直升机旋翼气动力计算到风力机叶轮性能和载荷计算。
试验表明，动态失速和静态失速最显著的不同在于翼型在运动过程中前缘会形成前缘涡，且相应的尾迹会不断地累积并沿着翼型表面运动，这种压力大小的变化和位置的移动改变了翼型的静态特征，带来了动态升力和力矩的明显变化。
研究表明动态失速特性由于马赫数的不同而改变，B-L 的模型将这种变化考虑进去了，在不同的马赫数下，模型里的参数也随之改变，只是B-L 只给出了马赫数在0.3~0.8这个范围时模型的变化规律，当需要计算超过此马赫数范围的动态失速特性时，模型的原始准则就失效了，Beddoes 本人也修改过模型，但是还是不能够很好的预测到失速临界点。
翼型动态失速的非定常模拟方法
翼型动态失速的非定常模拟方法作者：于佳鑫陈江涛王晓东吴晓军康顺来源：《计算机辅助工程》2022年第01期摘要：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-ω SST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。
关键词： OpenFOAM; 动态失速; 湍流模型; 风力机; 翼型; 重叠网格中图分类号： V211.41; TK83文献标志码： BUnsteady simulation method for airfoil dynamic stallYU Jiaxin CHEN Jiangtao WANG Xiaodong WU Xiaojun KANG Shun（1. Key Laboratory of Power Station Energy Transfer Conversion and System（Ministry of Education）， North ChinaElectric Power University， Beijing 102206， China;2. China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan，China）Abstract： To explore the highly reliable unsteady simulation method of airfoil dynamic stall，the flow of airfoil under dynamic stall is simulated using the open source computational fluid dynamics（CFD） solver OpenFOAM taking the FFA-W3-241 airfoil as the research object. The accuracy of the aerodynamic simulation of airfoil during dynamic stall is studied under different conditions， that includes two different mesh motion forms（overlapping mesh and sliding mesh），two different time steps， two different calculation cycles， and OpenFOAM defaulted turbulence model and modified k-ω SST turbulence model. The flow field structure is analyzed. The results shows that the aerodynamic and flow field characteristics predicted by the modified turbulence model are closer to the experimental value. The overset mesh is more advantageous in the dynamic stall simulation of airfoil.Key words： OpenFOAM; dynamic stall; turbulence model; wind turbine; airfoil; overset mesh-基金項目：国家数值风洞工程项目（NNW2018-ZT7B14）;国家自然科学基金（51876063）作者简介：于佳鑫（1993—），女，辽宁建昌人，博士研究生，研究方向为CFD可信度分析和不确定性方法，（E-mail）****************通信作者：王晓东（1979—），男，北京人，教授，博导，研究方向为海上风电机组设计，（E-mail）****************.cn0引言翼型失速分为静态失速和动态失速。
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。
大机动飞行时旋翼翼型的动态失速模型
Ｎ ｎ ｉｇＵｎｖ ｒｉ ｆ ｅ ｏ ａ ｔ ｓ＆ Ａ ｔｏ ａ ｔ ｓ ａ ｊ ｇ １ ０ ， ｈｎ ） ａ ｊ ｉｅｓ ｙｏ ｒ ｎ ｕ ｉ ｎ ｔ Ａ ｃ ｓ ｒｎ ｕ ｉ ，Ｎ ｎ ｉ ，２ １ Ｃ ｉａ ｃ ｎ ０ ６
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ａ ｄ ｆ ｄ ｍ ｅ ｈ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ ｈ ｅ ｄ ｅ － ｉｈ ｎ ｄ ｎ ｍｉ ｔ ｌ ｍｏ ｅ Ｓ ｐ ｅ ｅ ｔ ｄ Ｍ ｏ ｉ － ｓ ｒ ｃ ： ｍｏ ｉ ｅ ｔ ｏ ａ ｅ ｎ ｔ ｅ Ｂ ｄ ｏ ｓ Ｌｅ ｓ ｍａ ｙ ａ ｃ ｓ ａ ｌ ｉ ｄ ｌｉ ｒ ｓ ｎ ｅ ． ｄｆ ｉ
中 图分 类号 ： １． ２ Ｖ２ １ ５
文献 标识 码 ： Ａ
文 章 编 号 ：０ ５２ １ （０ １ｏ —３ ００ １ ０—６ ５ ２ １ ） ３０ ３－ ５
Ｄｙ ｍ ｉ ａ ｌ Ｍ ｏ ｌｆ ｒ Ｈ ｉ ｈ Ｍ ａ ｕ ｅ ｉ ｉ ｈ ｆ Ｈ ｅ ｉ ｏ ｅ ｓ ｎａ ｃ Ｓｔ ｌ ｄｅ ｏ ｇ ｎｅ ｖ ｒ ｎｇ Ｆｌｇ ｔ ｏ ｌｃ ｐｔ ｒ
Ｊ ｎ ２ １ ｕ ． ０ｌ
大 机 动 飞 行 时旋 翼 翼 型 的 动态 失 速模 型
刘 勇 陈 琨 张 呈林
（ 南京 航 空航 天 大学 直 升 机 旋 翼 动 力 学 重 点 实 验 室 ， 京 ， １０ ６ 南 ２０１）
摘 要 ： 于 Ｂ ｄ ｏ ｓＬ ｉ ｍａ （ — 动 态失 速 模 型 ， 前 缘 涡 的 分 离条 件 和 位 置进 行 了修 正 ， 采 用 了量 纲 为一 基 ｅ ｄ ｅ— ｅ ｈ ｎ Ｂ Ｌ） ｓ 对 并 的 时 间参 数 对 前 缘 涡 的 累积 和 涡 的 移 动 在 时 间尺 度 上 做 更合 理 的 建模 ， 立 了涡 位 置 和 涡 增 量 的 关 系， 建 另外 ， 改 进 了 气流 的 再 附 着条 件 。算 例 表 明采 用修 正 后 的 Ｂ Ｌ 动 态 失 速 模 型 ， 够 有 效 地 改善 低 马 赫 数 下 垂 直 力 系数 和 — 能
直升机动态失速研究
直升机动态失速研究
陈文轩
【期刊名称】《直升机技术》
【年(卷),期】2008(000)003
【摘要】本文简要介绍了旋翼和翼型的动态失速特性、动态失速主动和被动控制、旋翼综合法预测使用的一些动态失速模拟方法.UH-60A直升机飞行试验11029飞行是一个典型的旋翼动态失速实例,表演出旋翼后行桨叶上出现高攻角引起的动态
失速,而前行桨叶上则出现因为激波诱导前缘分离引起的动态失速.翼型的动态失速特性方面介绍了典型的动态失速迟滞回线(攻角正弦变化和锯齿变化)、缩减频率和雷诺数对翼型动态失速特性的影响等.动态失速主动控制介绍可动前缘翼型的情况,被动控制则是使用前缘涡发生器的情况.
【总页数】15页(P4-18)
【作者】陈文轩
【作者单位】中国直升机设计研究所,景德镇,333001
【正文语种】中文
【中图分类】V211.52
【相关文献】
1.直升机旋翼翼型动态失速特性试验研究 [J], 林永峰;黄建萍;黄水林;邓景辉;刘平
安
2.不同参数对直升机铰接式旋翼气流失速边界的影响的研究 [J], 格里戈里耶
夫·И·И;邓先虎
3.俄罗斯飞机模型动态试验与失速/过失速模态研究回顾 [J], 颜巍
4.J—7飞机失速／过失速／尾旋动态特性研究 [J], 徐邦年
5.基于流固耦合的柔性翼型动态失速特性研究 [J], 戴昱;陈德龙;信志强
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偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟周文平;贺元成【摘要】采用基于滑移网格模型的三维非稳态CFD方法,对NREL Phase VI风力机在偏航工况下的动态失速特性进行计算,分析旋转周期内翼型攻角和升力系数的变化,并进一步分析非稳态流动对动态失速的影响.结果表明:偏航工况时,来流风的水平分量和翼型的非稳态绕流会延缓气流分离涡的形成和失速现象的发生,伴随的动态失速现象会显著增加叶片的动态负荷;越靠近叶根动态失速特征越明显,翼型承受的非稳态升力系数最大可达静态升力系数的5倍以上,升力系数迟滞环面积也更大.计算结果能够为风力机优化设计和运行提供理论指导.%One of the most severe operating conditions for a horizontal axis wind turbine rotor is the yaw misalignment,which will causes dynamic stall phenomenon by a cyclic variation of angle of attack at blade and accordingly increases the fatigue load. In order to relate the yawed condition with dynamic stall characteristic,a three-dimensional and time-accurate Computational Fluid Dynamics (CFD) is used for the simulations of flow-field and dynamic stall characteristic on the National Renewable Energy Laboratory (NREL) Phase VI wind turbine rotor at yaw 30 degrees. The local angle of attack and airfoil characteristics,i.e. lift coefficient Cl and drag coefficient Cd, are computed based on the simulation of the detailed flow around the rotor plane and forces acting on the blade. The results show that the horizontal component of inflow and unsteady flow around airfoil will delay the formation of flow separation vortex and the occurrence of stall. The dynamic load accompanied with dynamic stall phenomenon is significantlyincreased on blade,and one may observe that the unsteady lift is more than five times the two-dimensional steady lift. The hysteresis characteristic of airfoil lift and drag is more remarkable at the inboard blade sections. The derived results are helpful to develop more reliable aerodynamic models for wind turbine design codes, and also can provide theoretical guidance for the optimal design and operation of a wind turbine.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2017(035)007【总页数】6页(P1053-1058)【关键词】风力机;偏航;动态失速;气动性能;数值模拟【作者】周文平;贺元成【作者单位】泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;四川理工大学机械工程学院, 四川自贡643000【正文语种】中文【中图分类】TK83在自然界中，风会连续不断地改变方向和速度，使风力机处于偏航、阵风等非稳态工况。
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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。
动态失速工业模型g[]Douglas I. Greenwell在他的文章[8]中将动态失速模型分为：A、Conventional Unsteady ModellingConventional‘Unsteady’ModellingB、Frequency-Dependent Aerodynamic Modellingg pC、Linear Modelling of Time-DependenciesD、Nonlinear Time-Dependent Modellingy g Conventional ‘Unsteady’ Modellingrate of change of pitching moment withrate of change of pitching moment withrespect to to vertical acceleration[]Duncan在他的文章[9]中指出该类模型的存在性条件：1）where all the velocities of deviation are （）‘where all the velocities of deviation are extremely small in relation to the displacements of deviation, and the accelerations very small in f d i ti d th l ti ll i relation to the velocities’.（2）‘where all the disturbances arep p pproportional to the exponential function of time et, and the motion of deviation has existed for an infinite time’an infinite time.对于一般的上仰或者下俯运动：对于简谐振荡：q y p y g Frequency-Dependent Aerodynamic Modelling升力系数与缩减频率的关系[10]使用该方法时缩减频率也存在上限：g pLinear Modelling of Time-DependenciesFor instance:，现在工程上常用的便是这一类模型，如J.G.Leishlnan和T.S.Beddoes建立的B-L模型[12]，Tristrant建立的ONERA[11]模型等。
B-L模型将动态翼型气动特性的模拟分为两个部分:附着流模拟和分离流模拟。
模拟和分离流模拟附着流模拟主要是通过阶跃响应的叠加来模拟翼型的附着流。
型的附着流流动理论[]将分离分离流的模拟是据Kirchhoff[13]点与翼型的气动力联系起来，从而模拟分离时气动力的非线形特征p g Nonlinear Time-Dependent Modelling该模型是以上模型的扩展，考虑了非定常运动过程中的历史效应[14]。
参考文献[1]张家忠李凯伦[1] 张家忠，李凯伦,陈丽莺.翼型失速的非线性动力学特性及其控制. 航空学报.[2] Himmelskamp. H，Profile Investigations on a Rotating Airscrew.MAP Volkenrode,Reports andTranslation No.832,1947[3] Caradonna. The Application of CFD to Rotary Wing Flow Problems. NASAUSAAVSCOM []pp y gTechnical Report 92-A-004. 1992.7.2[4] Ham N D. Aerodynamic loading in a two –dimensional airfoil during dynamic stall[J].AIAAJournal, 1968,6(10);1927-1934[5] McCroskey W J. Viscous-inviscid interaction on oscillating airfoil in subsonic flow[J].AIAAJournal,1982,20(2):167-174.[6] Carr L W. Progress in analysis and prediction of dynamic stall[J]. Journal of Aircraft,198825(1):6-171988,25(1):6-17[7] Ekaterinaris J A，Platzer M. Computational prediction of airfoil dynamic stall[J]. Progress inAerospace Sciences，1998，33（11-12）：759-846[8] Douglas I. Greenwell .A Review of Unsteady Aerodynamic Modelling for Flight Dynamics of []g y y g g y Manoeuvrable Aircraft. AIAA 2004-5276[9] Duncan, W.J., Some Notes on Aerodynamic Derivatives, ARC R&M 2115, 1945[10] Theodorsen, T. 1935. General theory of aerodynamic instability and the mechanism of flutter.NACA Rep.496[11] Tristrant, D., “Analysis of Nonlinear and Unsteady Data for Mathematical Modelling”, Chapter 8in AGARD AR-305Cooperative Programme on Dynamic Wind Tunnel Experiments forManoeuvring Aircraft, October 1996[12] Leishman, J.G. and Beddoes, T.S., “A Semi-Empirical Model for Dynamic Stall”, Journal of theAmerican Helicopter Society, Vol 34 No 3, July 1989, pp3-17[13] Thwaites,B.,incompressible aerodynamics,Dover Publications, Inc.,New York,1960[14] Tobak, M. and Schiff, L.B., “The Role of Time-History Effects in the Formulation of theAerodynamics of Aircraft Dynamics, paper 26 in AGARD CP-235, Dynamic StabilityAerodynamics of Aircraft Dynamics”paper26in AGARD CP235Dynamic StabilityParameters, May 1978。