飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告
题目飞机气动估算及飞行性能计算
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气动特性估算错误!未定义书签。
升力特性估算错误!未定义书签。
外露翼升力估算错误!未定义书签。
机身升力的估算错误!未定义书签。
尾翼的升力估算错误!未定义书签。
合升力线斜率的计算错误!未定义书签。
临界马赫数的计算错误!未定义书签。
阻力特性的估算错误!未定义书签。
全机摩擦阻力的估算错误!未定义书签。
亚音速压差阻力的估算错误!未定义书签。
亚声速升致阻力特性估算错误!未定义书签。
超音速零升波阻估算错误!未定义书签。
超声速升致阻力错误!未定义书签。
飞机基本飞行性能计算错误!未定义书签。
平飞需用推力的计算错误!未定义书签。
不同高度下的推力曲线图(15) 错误!未定义书签。
不同高度的马赫数分布错误!未定义书签。
飞行包线图(16) 错误!未定义书签。
定常上升性能错误!未定义书签。
不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17）错误!未定义书签。绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角错误!未定义书签。
升限的确定（读上图可得）错误!未定义书签。
爬升时间计算错误!未定义书签。
亚音速等表速爬升错误!未定义书签。
超音速等马赫数爬升错误!未定义书签。
平飞加速段的求解方法错误!未定义书签。
气动特性估算
升力特性估算
飞机上的升力可表示为：
其中：升力系数有：
S 机翼参考面积
q 动压
外露翼升力估算
322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- （1）
其中
机翼的展弦比 λ= 翼展 l=
机翼的根梢比 η=，即01/ 5.48b b =
机翼面积 S=
机翼的表面为一梯形，由梯形面积计算公式有：S= 可求得：
机身最大当量直径d=,外露机翼面积 =,由几何关系有： 00()/2wl wly b b d S S +?=-
解之得 =
所以，外露翼参数为：=== 展弦比 公式322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- 的函数关系可由下面图1确
定：
图1:机翼升力线斜率计算图 其中：
外露翼根梢比 ===
机翼相对厚度 c=% 尖梢比 ξ==
由机翼的几何参数可知其前缘后掠角，弦线的后掠角可由下式得出：
则 1/2tan 2.033,0.964,0.214λχξ=== 由 1/2tan 2.033λχ= 读第三幅图。
查表时，近似取为1，在ξ影响不大的区域，取1=线；在影响不
大的区域，取0ξ=与0.5ξ=线性插值的结果；在两者交加区域取ξ读取值的平均值。
外露翼升力系数在考虑机身的影响后，可以写为：
,,L yi L wly C C f αα=?
其中 修正系数 f= 机身直径 d= 翼展l=
计算图表
机身升力的估算
机身升力主要由头部和尾部两部分组成，对于圆柱形状的机身，有： （*） 其中
机身的升力线斜率 头部产生的升力线斜率
w η 尾部收缩比
w η==
底部面积，尾部形状为锥形，则底部面积为零，从而w η=0
机身面积，即尾部的最大面积
k ξ 修正系数，取决于雷诺数、马赫数、尾部形状、尾翼布局等参数，其值可取—。此处，
我们取k ξ=
,L t C α 可按照下式查图2曲线得出：
2,
1(,)
L t
Ma zh C f t
αλλ-=
图2： 具有锥形头部旋成体的头部升力计算曲线
其中
为头部长细比，值为
为机身圆柱部分长细比，值为 从而计算可得 =
进一步可得,L t C α，再将其带入（*）式即可得机身的升力线斜率 另外，如果机身截面形状为椭圆形，则其升力线斜率按照圆柱形进行修正: 其中
B ： 机身最大截面的宽度
Ma
21
t
Ma λ-或2,1(,)zh
L t
t t
Ma C f αλλλ-=
,L sh C α
尾翼的升力估算
尾翼分为水平尾翼和垂直尾翼，只有水平尾翼产生升力。尾翼升力线斜率首先按单独机翼的升力线斜率估算方法,计算出单独尾翼的升力线斜率,再进行修正，因此，首先我们计算单独尾翼的的升力线斜率，过程如下：
尾翼升力线斜率可以表示为以下参数的函数：
其函数关系由之前图1可以查得。
其中平尾参数为: 外露翼梯形比
相对厚度C=%
尖梢比ζ=
前缘后掠角则弦线的后掠角可由下式求出：
从而有
查上图1(b) 图1(c)
对两者进行线性插值即可得。
查表时近似取为1，在ξ影响不大的区域，取线；在影响不大的区域，取与线性插值的结果；在两者交加区域取读取值的平均值。
尾翼的升力线斜率修正，主要修正下洗和阻滞。修正公式为：(),,1la w l w w w w
C C k ααλελ??
=??-? ??? 其中
,la w w w
C λλ??? ??? 按单独尾翼计算的升力线斜率
αε 尾翼处的气流下洗角，近似认为等于机翼处的气流下洗角
w k 气流阻滞系数，可根据尾翼布局按下表确定
对于三角形机翼后气流下洗角α
ε的计算可以通过图3由和x 计算，对于根梢比为无穷大的、后缘具有不大后掠角的机翼，可以采用同样方法确定。对于梯形机翼（1<η<∞）产生的下洗角可以对三角形机翼的下洗进行修正：
不考虑机翼根梢比的下洗系数
A 尖梢比对下洗的影响系数，可通过图4确定 由单独机翼计算的参数
图3：确定三角形机翼后面气流下洗角的曲线（F4战斗机x可取为）
各参数随马赫数变化计算结果
合升力线斜率的计算
以上计算的各个部件的升力系数其参考面积均为各自的参考面积，例如机翼的参考面积为外露翼部分面积，机身的参考面积一般采用机身截面的面积，尾翼的参考面积为尾翼外露面积，这样为求得合力系数，必须对其参考面积进行转化后叠加，其计算公式如下：
,,,wly pw sh
la la yi
la sh
la pw S S S C C C C S
S S
=++（2） 其中 外露翼面积
235.21wly S m =
机身截面积 2
3.57sh S m = 平尾外露面积
26.6pw S m =
全翼面积 2
49.24S m =S
代入公式（2）中计算得
临界马赫数的计算
飞机某一部件在局部马赫数超过时，就会有波阻的存在，这个飞行状态的马赫数称之为临界马赫数，计算飞机的波阻时，必须首先确定临界马赫数。
确定临界马赫数后可以把流场分为亚声速、跨声速、超声速三个阶段，通常对于跨声速阶段的阻力难以进行估算，为了获得数据可以用图解法把亚声速和超声速进行光滑过渡而得到。
机翼临界马赫数主要取决于机翼剖面形状、展弦比、后掠角等因素：
其中
临界马赫数
机翼刨面的临界马赫数，通过图5，由机翼升力系数、相
对厚度c和翼型最大厚度线的弦向位置x所定
展弦比对临界马赫数的影响，由图6根据零升临界迎角查得
后掠角对临界马赫数的影响，由图6根据零升临界迎角查得。
图5 刨面临界马赫数与升力系数的关系
机翼剖面的临界马赫数由机翼升力系数、相对厚度和翼型最大厚度线的弦向位置所决定，以上参数已知即可确定临界马赫数。
图6 展弦比与后掠角对临界马赫数影响曲线
如果已知零升力时的临界马赫数、展弦比和后掠角便可通过曲线查出展弦比和后掠角对临界马赫数的影响。
不同升力系数的临界马赫数
L C
,kp p Ma
,kp Ma λ?
,kp Ma χ?
kp Ma
0 0 0 0 0
阻力特性的估算
阻力系数可以表示为零升阻力(摩擦阻力、压差阻力)和诱导阻力(升致阻力)两部分，其形式为： 无弯度机翼：2
0D D L C C AC =+ 有弯度机翼：2
00()D D L L C C A C C =+- 其中 零升阻力系数 A 诱导阻力因子
亚音速范围内，飞机的零升阻力主要由表面摩擦阻力和气流分离引起的压差阻力组成。 =(+) 其中
摩擦阻力系数 压差阻力系数 全机摩擦阻力的估算
下面分别以亚音速和超音速情形进行讨论。 全机摩擦阻力估算公式为：
0,,,,,,,,,(222)/D f f yi c yi wly f sh c sh cy sh f pw c pw pw f lw c lw lw C C S C S C S C S S ηηηη=+++
,,,,c yi c sh c pw c lw ηηηη分别为机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的厚度修正系数
,cy sh pw lw S S S 分别为机身浸润面积和垂尾（立尾）面积
,,,,f yi f sh f pw f lw C C C C 分别为机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的摩擦系数，他们与表面附面
层状态、沿表面压力分布梯度及表面粗糙情况有关，同时也与基于各部件特征长度的雷诺数有关。当飞机在大气中飞行时，基于各部件特征长度的飞行雷诺数通常是相当大的，加上由于工艺水平等原因，飞机表面不可能做到理想的光滑，因此可以把飞机附面层近似看成是全湍流附面层。 对于光滑平板，具有全湍流附面层的表面摩擦系数可以用下面的半经验公式表示：
2.58
0.445
(lg Re)
f C =
其中，Re 是基于各部件特征长度计算的雷诺数。
对于机翼、机身、平尾、垂尾（立尾）的特征长度分别为气动弦长和当量直径，Re V c
ρμ
∞=,取不同高度的标准大气参数值，计算。
厚度修正系数的计算公式如下，其中考虑了马赫数对摩擦影响的修正
()
4 1.80.28
max 0.61100 1.34(cos )c c c c Ma x ηχ?
???=+
+?????
?
其中 ：
c x 翼型最大厚度线的弦向位置，无量纲
max χ翼型最大厚度线的后掠角
机身的厚度修正系数计算公式为:
,3
6010.0025(/)(/)c sh sh sh l d l d η??
=++????
其中,机身长度17.75sh
l m =,机身直径 2.13d m =,解之得, 1.1245c sh η=
机身的浸润面积计算公式如下：
[], 2.8 2.5(1)4cy sh t w w zh S l l l η=+++其中 分别为头部、尾部、柱段长度 计算得 2,112.364cy sh S m =
摩擦阻力系数的计算：
2
20
1
2
亚音速压差阻力的估算
在计算压差阻力时，由于机翼及尾翼的压差阻力非常小，所以只考虑机身的压差阻力。飞机在超音速飞行时，压差阻力实际上就是波阻，所以不单独计算压差阻力。压差阻力可按照下式分为头部阻力、尾部阻力、底部阻力、附加阻力四部分。
其中：
头部阻力系数，取决于头部长细比、马赫数，见下图7
图7 抛物线母线头部的阻力系数与马赫数的关系
尾部阻力系数，可通过下图8由尾部长细比、收缩比、马赫数确定。（由于纵坐标没有刻度，故此项可暂时忽略）
图8 直线（上图）和抛物线（下图）母线尾部阻力系数计算曲线
底部阻力系数，通常超音速战斗机发动机安装在尾部，所以此项为0.附加阻力系数，通常取—，这里我们取
计算图表
大展弦比柔性机翼气动特性分析
大展弦比柔性机翼气动特性分析 高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼，但其容易受到气动荷载的影响，使大展弦比柔性机翼出现不同程度的弯曲和扭转变形，这将直接影响飞机的飞行性能，不利于飞机安全飞行。所以，有效分析飞机大展弦比柔性机翼气动特性是非常必要的。文章将基于大展弦比机翼气动弹性理论，就气动载荷作用下大展弦比柔性机翼气动弹性变形对机翼气动特性的影响进行分析，进而探究如何优化大展弦比柔性机翼气动特性。 标签：大展弦比柔性机翼；气动特性；静气动弹性 随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行[1]。所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。 1 大展弦比机翼气动弹性理论说明 1.1 考虑几何非线性的结构振动分析 大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为： F（u）-R=0 注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。 为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即： 注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。 基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即： 注：B表示为结构应变矩阵。 由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：
风力机组气动特性分析与载荷计算-1
目录 1前言错误!未定义书签。 2风轮气动载荷............................................... 错误!未定义书签。 2.1动量理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 .................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.2考虑风轮后尾流旋转...................................................................... 错误!未定义书签。 2.2叶素理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.3动量──叶素理论.................................................................................. 错误!未定义书签。 2.4叶片梢部损失和根部损失修正 .............................................................. 错误!未定义书签。 2.5塔影效果.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.6偏斜气流修正.......................................................................................... 错误!未定义书签。 2.7风剪切...................................................................................................... 错误!未定义书签。3风轮气动载荷分析........................................... 错误!未定义书签。 3.1周期性气动负载...................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.2载荷情况DLC1. 5..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.3载荷情况DLC1.6..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.4载荷情况DLC1.7..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.5载荷情况DLC1.8..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.6载荷情况DLC6.1..................................................................................... 错误!未定义书签。 风力发电机组气动特性分析与载荷计算 1前言 风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2风轮气动载荷 目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S方程的CFD方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD求解N-S方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论 动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 首先，假设一种简单的理想情况：
气动特性分析
飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析 计算全机升力线斜率C L ： 为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2 AR 2 d h 2C L ：._W S gross 该公式适用于d h /b < 0.2的机型 Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平 面面积。 由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ） 又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m; C L: C La_W 1 dh b 丿 S gpss
S net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244. 所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349 二.计算最大升力系数C Lmax C Lmax =14 1'0-064regs C L? ①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。 由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1 所以代入上面公式得到C Lmax等于1.662 三.计算增升装置对升力的影响 前面选择了前缘开缝襟翼 c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长 的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。
70 20 30 40 SO 60 70 &0 100 Wing ￥Ngwl span 所以先计算机翼外露段的相对展长 等于（1-机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m, 代入公式，算出机翼外露段的相对展长 等于88.67%，对应到上图，纵坐标 C 'LE lc 等于 1.088 。 絲翌娄型 克鲁格標資 0.3 前缘 前缘缝翼 0.4 c 中缝 1.3 后缘 < 无面积延伸〉 L6 二缝 1.9 单繼 1.3 / e 后缘（何而积絃仲） 蚁缝 1,6 c 三缝 1 9強々 1.0&
风力发电机组气动特性分析与载荷计算
风力发电机组气动特性分析与载荷计算 目录 1前言 (2) 2风轮气动载荷 (2) 2.1 动量理论 (2) 2.1.1 不考虑风轮后尾流旋转 (2) 2.1.2 考虑风轮后尾流旋转 (3) 2.2 叶素理论 (4) 2.3 动量──叶素理论 (4) 2.4 叶片梢部损失和根部损失修正 (6) 2.5 塔影效果 (6) 2.6 偏斜气流修正 (6) 2.7 风剪切 (6) 3风轮气动载荷分析 (7) 3.1周期性气动负载................................................................................... 错误！未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3 (10) 4.2载荷情况DLC1.5 (10) 4.3载荷情况DLC1.6 (10) 4.4载荷情况DLC1.7 (11) 4.5载荷情况DLC1.8 (11) 4.6载荷情况DLC6.1 (11)
1 前言 风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2 风轮气动载荷 目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD 等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD 数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S 方程的CFD 方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD 求解N-S 方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论 动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1 不考虑风轮后尾流旋转 首先，假设一种简单的理想情况： （1）风轮没有偏航角、倾斜角和锥度角，可简化成一个平面桨盘； （2）风轮叶片旋转时不受到摩擦阻力； （3）风轮流动模型可简化成一个单元流管； （4）风轮前未受扰动的气流静压和风轮后的气流静压相等，即p 1 = p 2； （5）作用在风轮上的推力是均匀的； （6）不考虑风轮后的尾流旋转。 将一维动量方程用于风轮流管，可得到作用在风轮上的轴向力为 ()21V V m T -= （1） 式中 m 为流过风轮的空气流量 T AV m ρ= （2） 于是 ()21V V AV T T -=ρ （3） 而作用在风轮上的轴向力又可写成 () -+-=p p A T （4） 由伯努利方程可得 ++=+p V p V T 222121ρρ （5） -+=+p V p V T 22222ρρ （6） 根据假设，p 1 = p 2，（5）式和（6）式相减可得
使用STAR-CCM+计算二维翼型气动性能
使用STAR-CCM+计算二维翼型气动性能 Andrew Moa STAR-CCM+是CD-adapco公司开发的通用CFD软件，采用先进的连续介质力学数值技术，支持非结构网格，集成了高效的CFD求解器及前、后处理单元。STAR-CCM+支持导入复杂形状的几何数据，可进行表面修复，根据导入的几何自动生成高质量的非结构网格。 本文采用STAR-CCM+ 9.02.005 R8，以NACA 63(3)-218翼型为例，简单介绍使用STAR-CCM+进行二维翼型气动性能计算的一般步骤。 1、建立翼型几何 在多数情况下，翼型的气动性能计算一般采用二维网格模型。二维网格能够满足计算的需求，同时又不至于消耗过多的计算资源，一定程度上了提高计算的效率。STAR-CCM+虽然支持对二维网格模型的求解，但不支持导入二维几何实体，也无法生成二维网格。该软件可以导入二维网格，同时也提供了三维网格到二维网格的转换。本文利用STAR-CCM+三维网格转换成二维网格的功能，先在STAR-CCM+中生成三维的翼型绕流网格，在将该三维网格转换成二维网格，最后利用二维网格进行求解。 A、生成翼型三维模型 打开STAR-CCM+，软件界面如下： 点击File->New Simulation，OK确认建立新的模拟器。
右键单击树状图中Geometry下的3D-CAD Models，选择New，在3D设计模式中建立三维翼型实体。右键点击3D-CAD Model 1，选择Import->3D Curve，选择翼型数据文件。必须确保翼型数据文件为以下形式： 翼型数据应为.CSV格式文件，每行依次为各数据点的x、y、z三点坐标，中间以英文半角逗号分隔。
《飞行性能与计划》习题汇总
《飞行性能与计划》 题型：1、名词解释2、单选题3、多选题4、判断题5、简答题6、查图计算题 第一章 一、名词解释 气动效率-飞行马赫数与飞机升阻比的乘积，高速飞行时，常常使用气动效率来衡量飞机气动性能的好坏。低速时常用升阻比。 二、掌握以下结论 2、国际标准大气海平面标准温度和平流层的标准温度分别为多少？ 国际标准大气海平面标准温度为15℃，气压高度37000英尺处的标准温度为-56.5℃。 3、非标准大气如何表示成ISA偏差的形式？ 场气压高度1500ft，气温30℃，则温度可以表示为ISA+18℃。气压高度3000英尺处的气温为20℃，则该大气温度可表示为ISA+ ? 11℃。 第二章 一、名词解释 1、中断起飞距离（教材P29）：是指飞机从0开始加速滑跑到一台发动机停车，飞行员判断并采用相应的制动程序使飞机完全停下来所需的距离 2、空中最小操纵速度（教材P18）：指在飞行中在该速度关键发动机突然停车和继续保持停车的情况下，使用正常的操纵技能，能保持向可工作发动机一侧的坡度不大于5度的直线飞行，为保持操纵的方向舵蹬力不超过150磅，也不得用减小工作发动机推力的方法来维持方向控制。 3、起飞平衡速度（教材P36）：在同一起飞重量下的中断起飞所需距离与继续起飞所需距离的两条曲线的交点所对应的速度，在此速度下，中断起飞距离与继续起飞距离相等。 4、继续起飞最小速度（教材P35）：是指如果发动机在此速度上停车，飞行员采用继续起飞标准程序，可以使飞机在净空道外侧完成起飞场道阶段的最小速度。 5、起飞决断速度（教材P19）：指飞机在此速度上被判定关键发动机停车等故障时，飞行员可以安全地继续起飞或中断起飞，中断起飞的距离和继续起飞的距离都不会超过可用的起飞距离。 6、净空道（教材P22）：是指在跑道头的一段宽度不小于500尺，其中心线是跑道中心延长线，并受机场相关管制的区域。 7、污染道面（教材P65）：湿滑道面或跑道上有积水积冰积雪以及其他沉积物的跑道统称污染道面 二、掌握以下结论 11）中断起飞中，开始执行中断程序的最迟速度为V1。 2）使用假设温度法减推力起飞，假设温度与当前实际温度的关系是前者比后者高
航空空气动力高性能计算解决方案
航空航天空气动力学高性能计算解决方案 摘要： CFD高性能计算技术正在成为航空航天飞行器空气动力学设计过程中除风洞试验以外最重要的方法，曙光公司在高性能计算领域的深厚积累能够为用户提供多种规模的集群系统解决方案。最新推出的TC2600刀片集群系统具有高性能、高可靠性、低能耗和低占地面积的优势、是符合“高效能计算”思想的最佳解决方案。
1．概述 传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果，风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点，尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。 1.1.国外发展概况 美国 美国在空气动力学研究与发展领域一直处于世界领先地位，在探索新概念飞行器、航空新技术、新研究和试验方法上也具有明显优势。美国对空气动力学技术的投资堪称世界第一，为促进气动技术的发展，先后建造了一大批用于各类飞行器研制的气动力地面试验设施，现有高、低速搭配、尺寸配套的科研生产型风洞70多座。 长期以来，美国充分利用其处于世界先进水平的计算机软硬件技术优势，大力开展计算流体力学（CFD）技术研究，投资建立数值模拟中心，推广CFD技术的工程应用。特别是航空、航天飞行器的气动设计中，采用先进的CFD技术使设计周期和成本大幅度降低，设计质量迅速提高，飞机气动性能不断改进。 欧洲 总体上讲，欧洲，主要是德国、法国和英国在空气动力学发展研究方面稍逊于美国。由于经济原因，在高超声速飞行器研究上，欧洲明显落后于美国，但欧洲的气动试验设施在某些方面比美国先进，比如欧洲的跨声速风洞，其试验能力和试验效率明显高于美国现有的风洞。 英国航空航天界人士认为，目前空气动力学已达到非常先进的阶段，但还不成熟，业界未来的目标应该在于开发未来先进的、快速的和适用的方法，用于设计可显著改善气动效率和降低成本的机翼，为应用行业带来显著的效益。CFD方法的研究进展在其中应保持优先性，
风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究
风速对大型海上风力机的气动弹性影响研究 发表时间：2017-10-25T17:58:34.210Z 来源：《基层建设》2017年第17期作者：张婷婷 [导读] 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。 西南科技大学城市学院土木工程系四川绵阳 621000 摘要：海上风力机是未来风电技术发展的重要方向。通常海上风力机风轮尺度较大、叶片弹性特征明显，这给风力机的气动弹性分析带来了极大挑战。利用BEM气动力计算模型及模态叠加结构动力计算模型构建了大型海上风力机气动弹性分析模型，该模型具有计算效率高、计算结果准确的特征。利用该模型对不同风速条件下NREL 5MW海上风力机的气动弹性特征进行了计算和分析。结果显示，风力机的叶尖位移与风速条件直接相关，呈周期性特征。风速越高风力机功率波动频率越低。 关键词：大型海上风力机；气动弹性；BEM；模态叠加模型 0 研究背景 海上风力机为海上风能利用提供了有效的手段。根据“十三五”规划，海上风能资源的开发，将成为未来风能利用的重要发展方向。目前海上风力机技术仍处于发展过程中，部分海上风电强国已拥有部分示范工程，如挪威Hywind项目、葡萄牙WindFloat项目等。此外，近年来日本在海上风电技术领域投入较大，且已逐步形成海上风力机设计能力[1]。 海上风力机具有单机高功率等特点，通常设计为5MW-20MW[2]，相应的风力机的风轮半径将大幅增加。在海上复杂的环境下，气动力、波浪作用力、结构作用力等将形成复杂的耦合作用力体系，给海上风力机的结构响应分析带来了极大的困难。 本文通过动量叶素理论（BEM）计算风力机的气动力，采用模态叠加理论对NREL 5MW海上风力机进行了计算。对风力机的气动力特征及气弹耦合特性进行了系统地讨论。 1气动力计算BEM模型 复杂条件下风力机气动性能的求解是分析风力机气动弹性特征的关键。BEM理论模型将风力机叶片沿展向划分为多个独立的控制单元，假设相互单元之间的流场并不存在气动干扰，从而将三维问题化简为二维问题。极大地提高了计算效率，为风力机的气动弹性响应分析提供了条件。 通过将动量理论与叶素理论耦合并迭代求解，可获得当前翼型条件下的轴向及周向诱导因子和的量值，进而确定当前翼型的作用力。在此基础上将各控制单元的受力沿展向积分即可获得叶片的整体气动特性。 2结构动力学计算模态叠加模型 风力机结构动力学计算模型整体上可以分为模态叠加法、多体动力学计算方法及有限元分析方法。其中模态叠加法通过将叶片的各阶振型乘以响应系数后叠加起来计算其动力学响应，具有快速、高效等特征，是目前风力机气动弹性分析使用的主要方法。本文基于广义作用力方程，利用Duhamel积分可以求得叶片运动数值解，再将各阶模态对应的广义位移转换到物理空间可以得到以下位移结果：
2MW风电机组叶片气动性能计算方法的研究_刘勋
新能源专题 2009年第8期 68 2MW 风电机组叶片气动性能计算方法的研究 刘 勋 鲁庆华 訾宏达 孙伟军 （北京北重汽轮电机有限责任公司，北京 100040） 摘要 本文以某2MW 风电机组的叶片为实例，总结出一套工程上实用的叶片气动性能分析的方法。使用XFOIL 和Fluent 软件，对叶片不同截面的翼型计算了小攻角范围内的气动性能，并对两种计算结果进行对比分析；在翼型小攻角气动性能的基础上，利用Viterna-Corrigan 修正将翼型的气动性能扩展到±180°全攻角范围。使用这些全攻角翼型气动性能数据，在Bladed 软件中建立风电机组的叶片模型，分析计算该叶片的气动性能、整机功率曲线等性能。通过最终计算结果与原设计值对比，表明采用该方法分析风电机组叶片的气动性能是可行的。 关键词：风力发电机；叶片；气动性能 The Research of Aerodynamics Performance Calculation Method of 2MW Horizontal Wind Turbine Blades Liu Xun Lu Qinghua Zi Hongda Sun Weijun （Beijing Beizhong Steam Turbine Generator Co., Ltd, Beijing 100040） Abstract A suit of aerodynamics performance analyses method in the practical engineering calculation is obtained by research the blade of a 2MW horizontal axis wind turbine. With the software of XFOIL and Fluent, the aerodynamic performances of airfoil in the small angle of attack arrange are calculated in the different radial location. The XFOIL and Fluent calculation results are compared. On the base of the small angle of attack arrange, using the Viterna-Corrigan post stall modified, the aerodynamic performances of the airfoil are extended from -180°to +180°angle of attack range. With the XFOIL calculation data of all angle of attack range, the blade models of this wind turbine are founded in the software of bladed. The simulation results of the blade root load and the power curve of aerodynamic performance on the wind turbine are obtained. The Comparison between simulation results and original design shows the aerodynamics performance analyses method is viable. Key words ：wind turbine ；blade ；aerodynamics performance 1 引言 风能是一种清洁、用之不竭的能源。风能不仅储量丰富，而且分布广泛。2006年国家气候中心对我国风能资源进行评价，得到的结果是：在不考虑青藏高原的情况下，全国陆地上离地面10m 高度层风能资源技术可开发量为25.48 亿kW [1] 。此外，风能的开发相较与其他新能源也更为容易。因此，近年来，风力发电得到了国家、社会、各投资研发机构的高度关注，而风电产业也进入了高速发展的时期。 风力发电机组通过叶片吸收风能，将其转化为传动链的机械能。风机叶片的设计是兆瓦级大型风电机组的最为重要的关键技术之一。而叶片气动性能计算是风机叶片及风电机组设计和校核中的重要环节。目前比较成熟叶片气动分析方法是基于叶素动量理论（BEM ），并针对风机叶片特点在该理论 上作了相应的经验修正。而Bladed 软件正是以该方 法为基础开发的风机性能计算商用软件，已广泛用于风机叶片及风机机组的设计、认证。 通过这些方法及软件作风机叶片的气动性能分析，都需要获得叶片所用翼型的气动特性曲线，如 升力、阻力系数曲线等。通常，各类翼型的这些气动特性都是在风洞中实验获得，其实验过程需要专业的设备，且周期长费用高。此外，风机专用低速翼型，如DU 系列、FFA-W 系列、Ris?-A1系列， 其气动特性通常是不公开的。 本文以某2MW 变速变桨风电机组为实例，通过数值模拟的方法得到该机组叶片所用翼型的气动特性曲线，弥补了实验方法的不足。在此计算结果的基础上，通过Bladed 软件建模分析，获得该风电
歼10气动布局特点及战斗性能分析
国产歼10双座型战斗教练机
静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨 歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高
图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很
整车气动性能分析与优化
整车气动性能分析与优化 周欣1，乔鑫2，孔繁华3，李飞4 （华晨汽车工程研究院，沈阳 110141） 摘要：本文应用计算流体软件STAR-CCM+对某车型进行外流场的仿真计算，并以提高整车气动性能为目的进行了增加前唇扰流板，前后轮扰流板以及对后扰流板加长并调整角度的组合优化，有效的起到了减小风阻系数，提高冷却模块有效流量的作用。 关键词：外流场；气动阻力；CFD；STAR-CCM+； Abstract: A CFD software STAR-CCM+ is used in this article to simulate the vehicle external flow of a certain vehicle type. In order to improve the aerodynamic performance of the whole vehicle, a front spoiler lip, spoiler lips of front and rear wheels are added, and the rear spoiler lip is lengthened which angle is also adjusted. Consequently, the drag coefficient is effectively reduced, and the effective flow of cooling module is increased. Keywords: V ehicle external flow; Aerodynamic drag; CFD; STAR-CCM+; 0前言 汽车空气动力学对于整车的经济性、动力性、舒适性和行驶安全的研究具有特殊重要的意义，它是车辆工程领域一个非常重要的研究方向。随着计算机技术和流体力学数值计算理论的发展，计算流体力学（Computational Fluid Dynamics ,CFD）已成为了汽车空气动力学研究的重要手段。传统的汽车空气动力学研究依赖与汽车风洞试验，但是现在应用CFD空气动力学数值模拟技术，可以在计算机上完成汽车风洞试验，使得对汽车空气动力学开展全面系统的科学研究更简便而有效。[1] 在国家战略政策的引导下，汽车工业逐渐开始走向自主开发的道路。随着能源问题的日益突出，节能减排也成为汽车设计的主要目的。整车气动性能是汽车空气动力学的核心问题[2]，在造型阶段，气动性能主要关注车辆的阻力系数。当车速达到100km/h时发动机约80%的动力用来克服气动阻力，假如整车空气动力学性能提高10%，油耗就可降低4%~5%。 本文利用计算流体力学软件STAR-CCM+对某车型进行了整车外流场的计算，通过对整车近壁面速度场以及各截面速度场分析，对该车前唇扰流板，前后轮扰流板，以及后扰流板的组合优化进行评价。 1建立计算模型 1.1物理模型 流体流动要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律。 (1)质量守恒方程（连续方程） d i v(1) (2)动量守恒方程（运动方程，Navier-Stokes方程）
飞行力学综合作业(一) 飞机飞行性能计算
飞行力学综合作业（一）飞机飞行性能计算 学生姓名：姜南 学号：11051136 专业方向：飞行器设计与工程 指导教师：王衍洋 （2014年5月4日）
摘要 在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究平飞性能和上升性能。 用简单推力法计算飞机的基本飞行性能，包括各高度上的航迹倾角γ和上升率V V，最大航迹倾角γmax和最快上升率V V.max，最大、最小平飞速度，以及最短上升时间。用C语言编写相关的计算程序，利用所给的有关数据完成计算并结合所学习的飞行动力学对所得的计算结果作出分析，将合理的结果写到报告中。再对影响飞行性能的主要参数——飞机的起飞质量作原质量的0.90-1.10倍的步长为0.01的改变，并与原来的计算结果作比较，定量直观的认识相关参数对飞行性能的影响程度，为以后的设计工作提供一定的参考。
目录 一、计算目的与内容 (1) 1、计算目的 (1) 2、计算内容 (1) 二、计算原理与方法 (2) 1、飞机质量m (2) 2、发动机可用推力T a (2) 3、平飞需用推力T R (2) 4、剩余推力?T (2) 5、最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (2) 6、航迹倾角γ和上升率V V (4) 7、理论静升限H max.a和实用静升限H max.s (4) 8、最短上升时间t c.min (4) 三、编程原理与方法 (5) 1、程序框架 (5) 2、函数调用 (5) 3、程序结构 (5) （1）航迹倾角γ和上升率V V (5) （2）最大航迹倾角γmax及对应速度Vγ和最快上升率V V.max及对应速度 V qc (6) （3）最短上升时间t c.min (6) （4）最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (7) 四、计算过程与结果分析 (8) 1、原始数据 (8) 2、基本性能计算 (8) （1）飞机质量m (8) （2）可用推力T a (8)
歼-10气动布局特点及战斗性能分析
歼-10气动布局特点及战斗性能分析 歼-10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab-37“雷”、JAS-39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好 采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。 配平升力高 图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼-10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼-9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼-10上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F-4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS-1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此， 无尾式飞机配平高升力就更困难了。 相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很多。(2)鸭式布局配平问题不好解决。一般情况下。鸭翼的负荷要比尾翼大，往往为尾翼的3～4倍。因为把鸭翼放到前面，全机焦点随之前移，重心也需向前调整。这样鸭翼
飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计
本科课程设计报告 题目飞机气动估算及飞行性能计算 学生姓名 班级 日期 目录 气动特性估算错误!未定义书签。
升力特性估算错误!未定义书签。 外露翼升力估算错误!未定义书签。 机身升力的估算错误!未定义书签。 尾翼的升力估算错误!未定义书签。 合升力线斜率的计算错误!未定义书签。 临界马赫数的计算错误!未定义书签。 阻力特性的估算错误!未定义书签。 全机摩擦阻力的估算错误!未定义书签。 亚音速压差阻力的估算错误!未定义书签。 亚声速升致阻力特性估算错误!未定义书签。 超音速零升波阻估算错误!未定义书签。 超声速升致阻力错误!未定义书签。 飞机基本飞行性能计算错误!未定义书签。 平飞需用推力的计算错误!未定义书签。 不同高度下的推力曲线图(15) 错误!未定义书签。 不同高度的马赫数分布错误!未定义书签。 飞行包线图(16) 错误!未定义书签。 定常上升性能错误!未定义书签。 不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17）错误!未定义书签。绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角错误!未定义书签。 升限的确定（读上图可得）错误!未定义书签。 爬升时间计算错误!未定义书签。 亚音速等表速爬升错误!未定义书签。 超音速等马赫数爬升错误!未定义书签。 平飞加速段的求解方法错误!未定义书签。 气动特性估算 升力特性估算 飞机上的升力可表示为： 其中：升力系数有： S 机翼参考面积
q 动压 外露翼升力估算 322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- （1） 其中 机翼的展弦比 λ= 翼展 l= 机翼的根梢比 η=，即01/ 5.48b b = 机翼面积 S= 机翼的表面为一梯形，由梯形面积计算公式有：S= 可求得： 机身最大当量直径d=,外露机翼面积 =,由几何关系有： 00()/2wl wly b b d S S +?=- 解之得 = 所以，外露翼参数为：=== 展弦比 公式322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- 的函数关系可由下面图1确 定： 图1:机翼升力线斜率计算图 其中： 外露翼根梢比 ===
风力机翼型的气动模型及数值计算
文章编号:167325196(2010)0320065204 风力机翼型的气动模型及数值计算 李仁年,李银然,王秀勇,绕帅波 (兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州 730050) 摘要:考虑到不同湍流模型和边界层网格对风力机翼型气动性能有着不同的影响,采用4种边界层网格和4种湍流模型,对DU932W2210翼型的气动性能进行数值计算,将计算结果与实验值进行比较.研究结果表明:在合适的边界层网格下,DES模型的计算结果最接近实验值,而且该模型对翼型尾流中的旋涡有很强的捕捉能力. 关键词:风力机;翼型;湍流模型;边界层;网格划分 中图分类号:T K83 文献标识码:A Aerodynamic model of airfoil for wind turbine and its numeric computation L I Ren2nian,L I Y in2ran,WAN G Xiu2yong,RAO Shuai2bo (College of Energy and Power Engineering,Lanzhou Univ.of Tech.,Lanzhou 730050,China) Abstract:Taking into account of t he effect of different t urbulence modes,and mesh division in boundary layer on t he aerodynamic characteristics of t he airfoils for wind t urbine,4boundary layers,4modes were employed for numeric evaluation of aerodynamic characteristics of wind t urbine airfoils DU932W2210.The calculation result s were compared wit h experimental ones.It was shown by t he investigation result t hat t he result of calculation wit h D ES mode was t he clo sest to t he experimental one for an approp riate bounda2 ry layer grid,and it has a st rong ability to capt ure t he vortex in t he wake behind t he airfoil. K ey w ords:wind t urbine;airfoil;t urbulence mode;boundary layer;mesh division 由于风力机叶片前缘半径较大,叶片表面边界层容易发生分离,分离会形成旋涡,而旋涡的运动、发展和破裂反过来又影响着分离流场[1].因此深刻认识叶片边界层的流态与准确计算边界层的分离,对于正确预估叶片升阻力、控制并减小流动分离以及叶片的优化设计有着重要的意义. 目前,对湍流的数值模拟分为直接数值模拟(DNS)、大涡数值模拟(L ES)和雷诺时均方法(RANS)3类.其中DNS从流体控制方程出发,可以模拟湍流流场中各种尺度的脉动,但受计算机条件所限,目前只用于研究低雷诺数简单湍流物理机制.L ES将湍流流场中大尺度脉动用数值模拟方法计算,小尺度脉动对大尺度运动的作用做亚格子模型假设,在以下方面具有其他模型无可比拟的优势: 1)从层流到湍流转捩的预测;2)非定常湍流的预测;3)高速湍流的预测[2].但实际的工程问题往往 收稿日期:2009211216 基金项目:国家重点基础研究发展973计划项目(2007C B714600) 作者简介:李仁年(19632),男,甘肃民勤人,教授,博导.具有很高的雷诺数和很薄的边界层,边界层内小涡的尺度往往比边界层的厚度小很多,这使得要完全采用L ES模拟薄边界层内的流动仍然需要很大的计算机资源,到现在为止还是不太现实[3].RANS在工程中应用最为广泛,它完全采用湍流模型模拟湍流流动,只给出湍流流场的统计平均量,可以有效地模拟附体边界层流动,但对短暂的旋涡脱落和失速后的流场难以模拟[4].而脱体涡模拟(D ES)方法通过结合RANS和L ES各自的优点,可以比较快速而有效地模拟工程应用中常见的非定常的流动特征和边界层的分离运动[426]. 模拟气流分离的关键是能够准确模拟边界层分离,这需要布置合理的边界层网格.理论上壁面底层网格尺寸越小,网格的渐变率越接近于1;网格数越多,计算精度越高[7],但覃文洁等人提出网格的渐变率与网格数对计算精度的影响有限,它们的影响是基于底层网格尺寸的[8].齐学义等人提出采用结构和非结构化网格相结合的划分方式,可以提高网格质量和计算精度[9].本文选用Fluent软件,研究适 第36卷第3期2010年6月 兰 州 理 工 大 学 学 报 Journal of Lanzhou University of Technology Vol.36No.3 J un.2010