基于Fluent軟件,開(kāi)展微小型旋翼低雷諾數(shù)翼型氣動(dòng)特性研究。首先,采用Laminar層流模型、Spalart-Allmaras（S-A）、標(biāo)準(zhǔn)k-ω、標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型以及k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型對(duì)Eppler387翼型進(jìn)行數(shù)值模擬,對(duì)比分析各模型模擬低雷諾數(shù)翼型復(fù)雜流動(dòng)的準(zhǔn)確性與適用性。然后,研究了雷諾數(shù)對(duì)相對(duì)彎度6%、相對(duì)厚度2.5%的圓弧翼型氣動(dòng)性能的影響,探討了在一定范圍的雷諾數(shù)下該翼型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的變化規(guī)律,指出高效翼型的流場(chǎng)特性。最后,以一系列幾何參數(shù)不同的圓弧翼型為研究對(duì)象,分析了彎度、厚度對(duì)翼型氣動(dòng)特性及流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響,揭示了翼型幾何參數(shù)改變升阻特性的內(nèi)在機(jī)理,為高效低雷諾數(shù)翼型設(shè)計(jì)提供了參考。 

【文章來(lái)源】：飛行力學(xué). 2019,37(04)北大核心CSCD

【文章頁(yè)數(shù)】：7 頁(yè)

【部分圖文】：

型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格Fig．1C-typestructuregrid

更適用于模擬全湍流流動(dòng)。k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型模擬的氣動(dòng)力系數(shù)與試驗(yàn)結(jié)果誤差較小，但α＞9°時(shí)，升力系數(shù)偏離了試驗(yàn)值趨于穩(wěn)定的發(fā)展趨勢(shì)仍持續(xù)增長(zhǎng)。這是因?yàn)槟M大迎角下翼型流場(chǎng)復(fù)雜流動(dòng)時(shí)，判斷的轉(zhuǎn)捩位置提前，預(yù)測(cè)的后緣湍流分離區(qū)域偏�。�13］，壓力分布包線包圍的面積大，致使數(shù)值模擬精度降低，升力系數(shù)計(jì)算值相對(duì)偏大。該模型模擬的壓力分布存在代表層流分離泡的壓力平臺(tái)，與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，能較準(zhǔn)確地捕捉低雷諾數(shù)翼型流場(chǎng)中層流分離、流動(dòng)轉(zhuǎn)捩、湍流再附的位置。由圖3可知，小迎角下，湍流模型與轉(zhuǎn)捩模型的阻力系數(shù)相差較小，原因在于前者摩擦阻力的計(jì)算值大于后者，而后者因能捕捉到分離泡使壓差阻力的計(jì)算值大于前者，所以導(dǎo)致兩類模型的總阻力幾乎一致。綜上，相比其余4個(gè)湍流模型，k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型模擬低雷諾數(shù)翼型繞流精度更高、適用性更好，所以采用k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型開(kāi)展后續(xù)研究。圖3升阻力系數(shù)對(duì)比Fig．3Comparisonsofliftanddragcoefficients圖4壓力系數(shù)對(duì)比Fig．4Comparisonofpressurecoefficients2雷諾數(shù)影響研究以相對(duì)彎度6%、相對(duì)厚度2.5%的圓弧翼型為研究對(duì)象，運(yùn)用上述數(shù)值方法開(kāi)展雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響研究。2.1氣動(dòng)特性分析圖5為Ｒe=2×104，6×104，105和4.6×105時(shí)，相對(duì)彎度6%、相對(duì)厚度2.5%圓弧翼型的升阻特性。圖5不同雷諾數(shù)下圓弧翼型升阻力系數(shù)及升阻比隨迎角變化曲線Fig．5Variationoflift，dragcoefficientsandlift/dragratioofcirculararcairfoilwithAOAunderdifferentＲeynoldsnumber由圖5可知，隨雷諾數(shù)增大，升力增大

轄蝦茫?芙獻(xiàn)既返夭?捉低雷諾數(shù)翼型流場(chǎng)中層流分離、流動(dòng)轉(zhuǎn)捩、湍流再附的位置。由圖3可知，小迎角下，湍流模型與轉(zhuǎn)捩模型的阻力系數(shù)相差較小，原因在于前者摩擦阻力的計(jì)算值大于后者，而后者因能捕捉到分離泡使壓差阻力的計(jì)算值大于前者，所以導(dǎo)致兩類模型的總阻力幾乎一致。綜上，相比其余4個(gè)湍流模型，k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型模擬低雷諾數(shù)翼型繞流精度更高、適用性更好，所以采用k-kl-ω轉(zhuǎn)捩模型開(kāi)展后續(xù)研究。圖3升阻力系數(shù)對(duì)比Fig．3Comparisonsofliftanddragcoefficients圖4壓力系數(shù)對(duì)比Fig．4Comparisonofpressurecoefficients2雷諾數(shù)影響研究以相對(duì)彎度6%、相對(duì)厚度2.5%的圓弧翼型為研究對(duì)象，運(yùn)用上述數(shù)值方法開(kāi)展雷諾數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性、流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響研究。2.1氣動(dòng)特性分析圖5為Ｒe=2×104，6×104，105和4.6×105時(shí)，相對(duì)彎度6%、相對(duì)厚度2.5%圓弧翼型的升阻特性。圖5不同雷諾數(shù)下圓弧翼型升阻力系數(shù)及升阻比隨迎角變化曲線Fig．5Variationoflift，dragcoefficientsandlift/dragratioofcirculararcairfoilwithAOAunderdifferentＲeynoldsnumber由圖5可知，隨雷諾數(shù)增大，升力增大，阻力減小，升阻比顯著提高，最大升阻比所對(duì)應(yīng)的迎角逐漸減小，翼型氣動(dòng)特性明顯好轉(zhuǎn)。2.2翼型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)分析低雷諾數(shù)條件下，翼型上表面容易發(fā)生層流分離和流動(dòng)轉(zhuǎn)捩，若轉(zhuǎn)捩后湍流剪切應(yīng)力吸收的外部第4期羅世彬，等．微小型旋翼低雷諾數(shù)翼型氣動(dòng)特性研究13

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
[1]微型旋翼氣動(dòng)特性分析方法與實(shí)驗(yàn)研究[D]. 王暢.南京航空航天大學(xué) 2010



本文編號(hào)：3484317