在运动突风作用下亚声速机翼非定常气动力数值计算

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法

低超声速来流中机翼跨声速非定常气动力数值解法
张建柏;张秀滨
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】1993(011)003
【总页数】5页(P303-307)
【作者】张建柏;张秀滨
【作者单位】不详;不详
【正文语种】中文
【中图分类】V211.41
【相关文献】
1.跨声速机翼非定常气动力的全位势粘位迭代计算 [J], 陆志良;Voss.,R
2.超声速机翼—尾翼组合体的非定常气动力边界元法 [J], 周文伯;裘松刚
3.超声速来流中横向喷流角度对流动与混合特性的影响 [J], 杨银军;窦志国;段立伟
4.带操纵面机翼的非定常跨声速流数值解法 [J], 余涛; 张建柏
5.跨声速机翼操纵面非定常气动力Euler方程计算 [J], 董璐;郭同庆
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运动突风作用下机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算

运动突风作用下机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算随着航空航天技术的进步，有关飞机设计技术也取得了重大发展。

机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算对飞机设计具有重要的意义。

研究范围主要包括：机翼-机身-尾翼气动数值模拟，亚音速飞行性能模拟，突风动力响应分析，外形平面剖分，结构多维度系数计算及计算机流体力学。

采用的技术方法主要有：空气动力学，Reynolds-averaged Navier-Stokes方程（RANS），计算流体动力学（CFD），外形平面剖分技术，结构多维度系数计算等。

本文以三维非定常流动模型为基础，建立的模型中，运动和稳定性分析均采用威布斯-赫利斯（Wilcox-Hiller）方法，考虑了空调性能，能耗，亚音速飞行特性，包括高低两种突风系数，和机翼-机身-尾翼系统的动力及结构特性等。

计算结果表明：在突风作用下，机身、机翼及尾翼的气动特性有明显变化，尤其在最大安全速度（Vmax）及最低空速（Vmin）时，机体的气动及结构特性有显著的变化，其中Vmax的变化幅度最大，而Vmin的变化则较小。

这些结果为最终提出的飞机设计提供了重要的参考依据。

本文通过采用RANS方程和外形平面剖分技术等方法对机翼-机身-尾翼亚音速非定常气动力数值计算进行了深入研究。

研究结果表明，突风的作用可以显著地改变机翼-机身-尾翼的气动性能和结构性能，这可能会对飞机设计产生重要的影响。

此外，本文中研究的方法可以用来优化飞机设计，提高飞机的可靠性，减少运行成本，并增强航空安全性。

超声速翼型气动力对比计算研究

超声速翼型气动力对比计算研究超声速翼型是指在超过声速的空气流动条件下，流经翼型表面的速度大于声速。

超声速翼型的气动特性与亚声速翼型有很大的不同，因此对超声速翼型的气动力进行研究和计算，对于超声速飞行器的设计和性能优化具有重要意义。

超声速流动下的气动力分为横向力、升力和阻力三个方向。

首先，横向力是指垂直于飞行方向的力，用于控制超声速飞行器的横侧稳定性。

当超声速飞行器在飞行过程中发生偏离时，通过调整横向力的大小和方向可以使其重新回到预定的飞行轨迹。

横向力的计算可以通过数值模拟方法，如CFD（计算流体力学）进行。

通过CFD计算，可以得到超声速流动下的横向力系数。

其次，升力是指垂直于飞行方向且指向上方的力，用于支持超声速飞行器的重量。

超声速翼型的升力计算一般采用低阻力曲线翼型理论方法或CFD方法。

低阻力曲线翼型理论方法是根据翼型的几何形状和气动力学性质，通过一系列的计算公式推导得出升力系数。

CFD方法则是通过数值模拟方法对超声速流动的速度场和压力场进行计算，然后根据经验公式和实验数据计算升力系数。

最后，阻力是指沿飞行方向的阻碍运动的力，它是超声速飞行器在飞行中需要克服的主要力量。

超声速流动下的阻力包括压力阻力和摩擦阻力。

压力阻力是由于超声速流动中气体与翼型表面的冲击作用以及翼型附近湍流引起的。

摩擦阻力是由于超声速流动中气体与翼型表面的摩擦力引起的。

计算超声速流动下的阻力需要考虑这两种阻力的贡献，可以通过CFD方法进行计算，也可以采用经验公式进行估算。

综上所述，超声速翼型气动力的计算研究对于超声速飞行器的设计和优化至关重要。

通过数值模拟方法如CFD，可以计算得到超声速流动下的横向力系数、升力系数和阻力系数，为超声速飞行器的性能分析和改进提供重要依据。

同时，可以通过低阻力曲线翼型理论方法和经验公式估算得到升力系数和阻力系数，为初期设计提供快速的气动力估算手段。

风力机叶片的非定常气动特性计算方法的改进

第 25 卷第 10 期 2008 年 10 月Vol.25 No.10 Oct. 2008工程力学 54ENGINEERING MECHANICS文章编号：1000-4750(2008)10-0054-06风力机叶片的非定常气动特性计算方法的改进*伍艳 1，谢华 2，王同光 3(1. 空军第一航空学院，河南，信阳 464000；2. 武汉大学水利水电学院，武汉 430072；3. 南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016)摘要：该文从日常的风力机气动设计和研究出发，在考虑非定常条件下翼型绕流物理特性的基础上改进动态失速的半经验模型，先得到二维时的计算结果(即不考虑旋转影响的计算结果)，再在考虑紊流的情况下分析离心力和哥氏力对附面层分离的影响来计算风力机叶片的非定常气动特性，得到三维时的计算结果(即考虑旋转影响的计算结果)。

分析比较二维和三维时的计算结果，可知采用考虑旋转影响的计算方法改善了原来二维时的计算方法，所得结果与实验值吻合得较好。

关键词：流体力学；非定常空气动力学；三维旋转效应；风力机；动态失速；附面层中图分类号：V211.3 文献标识码：AMODIFICATION OF CALCULATING UNSTEADY AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF WIND TURBINE BLADES*WU Yan1 , XIE Hua2 , WANG Tong-guang3(1. The First Aeronautical Institute of Air Force, Xinyang, Henan 464000, China; 2. College of Water Resource and Hydropower, Wuhan University, Wuhan 430072, China; 3. College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)Abstract:A rational calculating method for the unsteady aerodynamic characteristics of the wind turbine bladesis presented in this paper. By modifying the unsteady aerodynamic and dynamic stall model, the classical momentum-blade element theory is improved to account for yaw effect in a quasi-steady manner for wind turbines, and then the two-dimensional (2-D) results are deduced. While the three-dimensional (3-D) rotational effect which changes the blade aerodynamic characteristics greatly compared to its non-rotating counterpart is not considered in the 2-D model. Based on the 2-D model, the effects of the centrifugal pumping and Coriolis force on the flow separation under the turbulence condition are analyzed, and the analytical relationship between the 3-D rotational effect and the flow separation are obtained, which is coupled to the 2-D model to give the 3-D results. Both the calculated 2-D and 3-D results are compared with experimental data at different wind velocities and yawed angles of the wind turbine, showing that the calculation is improved by the inclusion of the 3-D rotational effects. Key words: fluid mechanics; unsteady aerodynamics; three-dimensional rotational effect; wind turbine; dynamic stall; boundary layer 风力机总是在非定常空气动力环境中运行，非定常因素包括大气紊流、风剪切、风向的变化(侧偏———————————————收稿日期：2007-05-10；修改日期：2007-10-09 基金项目：航空科学基金资助项目(02A52003) 作者简介：*伍艳(1975―)，女，重庆涪陵人，讲师，硕士，从事计算流体力学研究(E-mail: wuyan_nuaa@)；谢华(1975―)，男，陕西汉中人，讲师，博士，从事水利水电工程的教学与科研(E-mail: xiehua@)；王同光(1962―)，男，山东人，教授，博士，博导，从事计算流体力学研究(E-mail: tgwang@).风)和塔影效应等，这些现象使叶片受到非定常气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命工程力学55产生很大的影响。

速度场演化结构非定常气动力

速度场演化结构非定常气动力速度场演化结构非定常气动力是指空气流动的速度场在时间和空间上都发生了改变，造成气动力的变化。

在实际的气动力学问题中，流体的速度场通常是非定常的，因为空气在流动过程中，会受到外界环境的干扰和影响，以及流体本身的特性，例如流体粘性和湍流等。

因此，研究速度场演化结构非定常气动力对于设计和优化飞行器、建筑物以及其他需要考虑气动力的工程问题具有重要意义。

1. 运动方程：空气流动的速度场可以通过Navier-Stokes方程来描述。

Navier-Stokes方程是流体力学中最基本的方程之一，它描述了流体的连续性、动量守恒和能量守恒。

在非定常条件下，Navier-Stokes方程需要引入时间项来描述速度场的演化过程。

2. 湍流模型：湍流是非定常流动的一种常见形式，它在风力发电、飞行器设计等领域具有重要应用价值。

湍流的处理是气动力学研究中的一个重要问题，需要使用湍流模型来描述湍流的统计性质。

常用的湍流模型有雷诺平均Navier-Stokes方程（RANS）和大涡模拟（LES）等。

3.边界条件：边界条件对于非定常气动力的研究至关重要。

边界条件包括速度场、压力场以及物体表面的边界条件。

在非定常情况下，需要考虑流动的时间变化和空间变化对边界条件的影响。

对于速度场演化结构非定常气动力的研究，可以采用数值模拟的方法进行。

数值模拟是一种通过利用计算机对气动力学问题进行数值计算和分析的方法。

数值模拟方法中常用的有有限元法、有限体积法和有限差分法等。

在实际应用方面，速度场演化结构非定常气动力的研究对于飞行器的设计和安全性评价具有重要意义。

例如，对于飞机的气动外形设计和燃油效率的优化，需要考虑机翼和机身等部件对速度场的影响以及速度场演化对气动力的变化。

此外，速度场演化结构非定常气动力的研究还可以应用于建筑物的抗风设计、风洞实验以及地质工程等领域。

总而言之，速度场演化结构非定常气动力是一个复杂的问题，涉及到流体力学、湍流模型和数值模拟等多个领域的知识。

风力机风轮非定常气动载荷计算

风力机风轮非定常气动载荷计算1.引言随着清洁能源技术的发展，风能作为一种可再生、清洁的能源被广泛应用于电力生产领域。

而风力机作为转化风能为电能的设备，其稳定性和可靠性对于电力系统的稳定运行具有重要作用。

然而，风力机受到非定常风速和风向的影响，导致风轮非定常载荷，影响其稳定性和可靠性。

因此，研究非定常气动载荷计算方法对于风力机运行的控制和优化具有重要意义。

2. 非定常气动载荷特点2.1 风力机非定常风场特点风力机非定常载荷来源于风场的非定常性和风轮本身的非定常性。

其中，风场的非定常性是由于风速和风向的变化导致的，而风轮本身的非定常性则是由于风轮运动状态的变化引起的。

风速变化包括风向变化、风速周期性变化、突然风暴等。

这些变化导致风力机受到的非定常载荷具有以下特点：（1）涡旋生成：当风速和风向发生变化时，会在风轮背风侧产生涡旋，引起非定常载荷变化。

（2）波动载荷：风速周期性变化会引起非定常载荷的周期性变化。

（3）外加载荷：风暴风等突然变化的风速和风向变化会引起较大的外加载荷。

2.2 风力机非定常气动载荷特点风力机非定常气动载荷是指风轮运动状态变化引起的载荷变化。

风轮运动状态的变化包括旋转角速度的变化、叶片变形等。

而这些变化会导致风轮的气动载荷发生变化，具有以下特点：（1）非定常气动力：当风轮旋转时，气动力也随着变化。

这种气动力具有特殊的非定常特性，例如相位滞后、自激振荡等。

（2）非定常扭矩：风轮非定常气动力的变化会引起扭矩的变化，这种非定常扭矩会对风力机的稳定性和可靠性产生影响。

（3）振动载荷：风轮非定常气动载荷的变化会引起风轮的振动，这种振动载荷会对风力机的结构强度和寿命产生影响。

3. 非定常气动载荷计算方法为了控制和优化风力机的运行，需要对其受到的非定常气动载荷进行计算和分析。

目前，非定常气动载荷的计算方法包括解析方法、半经验方法和试验方法。

3.1 解析方法解析方法是一种基于物理原理和数学模型的计算方法，可以计算出理论上的非定常气动载荷。

高亚音速下翼型非定常气动力数值仿真研究

ａｔＨｉｇｈＳｕｂｓｏｎｉｃＭａｃｈＮｕｍｂｅｒｓ
ＱＩＡＮＹｕ，ＤＥＮＧＹｕｅ — ｌｉａｎ，ＸＩＡＯＹａｎ — ｐｉｎｇ
（１．ＣｉｖｉｌＡｖｉａｔｉｏｎＦｌｉｇｈｔＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＣｈｉｎａ，ＧｕａｎｇｈａｎＳｉｃｈｕａｎ６１８３０７，Ｃｈｉｎａ；２．ＯｐｅｒａｔｉｏｎａｌＭａｎａｇｅｍｅｎｔＤｅｐａｒｔｍｅｎｔ，ＣｈｉｎａＥａｓｔｅｒｎＡｉｒｌｉｎｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０００５１，Ｃｈｉｎａ）
初始迎角的增大由动稳定变化为动不稳定，同时走向发生改变；随着减缩平率的增大，非定常迟滞效应越明显。
关键词：数值模拟；非定常流动；迟滞效应；迟滞环
中图分类号：Ｖ２１１．３文献标识码：Ｂ
ＮｕｍｅｒｉｃａｌＳｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆＵｎｓｔｅａｄｙＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＬｏａｄｓ
ｎｕｓｏｉｄａｌｍｏｔｉｏｎ．ＦｏｒＮＡＣＡ００１２ａｉｒｆｏｉｌ，ａｖａｌｉｄａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｕｎｓｔｅａｄｙａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓｌｏａｄｓｗａｓｉｆｓｔｒｃｏｎｓｉｄｅｒｅｄ．Ｆｕｒ・ｔｈｅｍｏｒｒｅ，ａｓｔｕｄｙｏｒｆｕｎｄｅｒｓｔａｎｄｉｎｇｔｈｅｉｎｌｆｕｅｎｃｅｏｆｍｏｔｉｏｎｐａｒａｍｅｔｅｒｓ，ｔｈｅＭａｃｈｎｕｍｂｅｒ，ｔｈｅｍｅａｎａｎｇｌｅｏｆｉｎｃｉ・ｄｅｎｃｅ，ｔｈｅｒｅｄｕｃｅｄ￣ｅｑｕｅｎｃｙ，ｔｈｅａｍｐｌｉｔｕｄｅ，ｗａｓａｌｓｏｃｏｎｄｕｃｔｅｄ．Ａｒｅｖｅｒｓｅｏｆｔｈｅｔｒｅｎｄｏｆｈｙｓｔｅｒｅｔｉｃｌｏｏｐｓｃａｎｂｅ

非定常气动力3

Tuesday, May 22, 2012
/19 10 10/19
转回到(x,y,z,t)坐标系有
ϕ ( x, y , z , t ) = −
1 ∂ m' [ G (t − τ )] 4π ∂n0 R0
2 R0 = x2 + β 2 ( y 2 + z 2 )
τ =−
M ∞ x ± R0 αβ 2
∂ϕ ∂y
y =0 =
对前缘、侧缘的要求与亚音速情况相同。对于后缘，如果是亚音速后缘，要求也与亚音速相同；如果是超音速则没有特别要求。对于尾流区W，要求
∂ϕ ∂y
W
∂S ∂S + U∞ ∂t ∂x
( x,0, z , t ) = 0
∂ϕ ∂ϕ + U∞ =0 ∂t ∂x
对于区域R1，要求同亚音速一样，ϕ ( x,0, z, t ) = 0 对于区域R2，因为扰动不能逆向传播，所以要求 ϕ ( x, y , z , t ) = 0
Tuesday, May 22, 2012
1/19
尾流面上下表面压力相等，对于弯度问题这类反问题只能是压力为零，即
∂ϕ ∂ϕ + U∞ =0 ∂t ∂x
尾流面上下表面的气流速度与尾流面平行，即
∂ϕ ∂y
W
( x, z , t ) = 0
理论上来说，尾流面的范围(宽度)和向下游的走向是未知的，只能根据上述两个条件用逐次逼近的方法确定。具体的方法是：首先假定一个尾流面的宽度和走向，通过求解速度势方程，求出速度势分布。根据求出的速度势分布来评估是否满足上述两个条件，如果不满足则按照满足上述条件的方向对尾流面的宽度和走向进行调整直至满足。但是，在小扰动条件下，实际计算中均认为尾流面的宽度和翼面展长相等，尾流面同翼弦平面重合，当物面边界条件满足时认为尾流面与xz平面重合。对于除S和W之外的区域R要求速度势φ连续，由于弯度问题是对于xz平面的反对称问题，为了保证在y=0处的速度势连续，要求 ϕ ( x,0, z , t ) = 0(区域R )