采用數(shù)值模擬研究了一種適用于垂直軸風(fēng)力機流動控制的被動控制方法——上游小圓柱。小圓柱安裝在NACA0018翼型前緣的正前端,通過改變圓柱直徑和圓柱與翼型前緣距離分析了不同參數(shù)下圓柱對Re=2×10⁶時翼型的氣動性能的影響。結(jié)果表明,當(dāng)小圓柱置于合適位置,可以有效延遲失速(最大延遲達(dá)8°),提升大攻角下的翼型升力系數(shù)和切向力系數(shù)以及減小大攻角下的翼型阻力系數(shù)。此外,相對大直徑的小圓柱可以起到更好的控制效果,并在更寬的間距范圍起作用。

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圖３網(wǎng)格劃分策略??Ｆｉｇ．?３?Ｍｅｓｈ?ｓｔｒａｔｅｇｙ??

各擴展２０ｃ并設(shè)為對稱??邊界條件。為了便于后續(xù)的翼型動態(tài)失速控制研究，??整個區(qū)域被直徑為６ｃ的圓分割成兩個部分：外部區(qū)??域為靜止區(qū)域；內(nèi)部區(qū)域為旋轉(zhuǎn)區(qū)域，通過旋轉(zhuǎn)這??個區(qū)域來改變來流攻角。??計算區(qū)域的網(wǎng)格劃分采用Ｇａｍｂｉｔ?２．４．６軟件。如??對稱邊界??圖２計算區(qū)....

圖５在ａ?＝?－０．２５ｃ處歸一化的時均流向速度分布圖??

實驗的計兌區(qū)域??Ｆｉｇ．?４?Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ?ｄｏｍａｉｎ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ－ｒｏｄ?ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ??將計算結(jié)果與Ｊａｃｏｂ的實驗數(shù)據(jù)１８１以Ｂｏｕｄｅｔ??的數(shù)值計算結(jié)果１１Ｃ）］進行對比。對穩(wěn)定后的非定常升??力系數(shù)進行頻譜分析得到圓柱的渦脫落頻率為....

圖４翼型－圓柱干涉驗證實驗的計兌區(qū)域??Ｆｉｇ．?４?Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ?ｄｏｍａｉｎ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ－ｒｏｄ?ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ??

?０．７６３??０．０２５??０．６??１．６３３??０．０７１??０．０６７??０．０２７??０．７７４??０．０５??１．２??１．６８８??０．０７４??０．０６７??０．０２７??０．７６４??０．１??２．４??１．５２４??０．１０５??０．０６４??０．０２８??０....

圖６翼型氣動性能的數(shù)值計算結(jié)果與實驗值對比??Ｆｉｇ．?６?Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ?ｏｆ?ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ?ｒｅｓｕｌｔｓ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ?ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ??

１２期??鐘駿薇等：上游小圓柱對翼型氣動性能的影響研究??２８２５??？／（°）??（ｂ）阻力系數(shù)??圖６翼型氣動性能的數(shù)值計算結(jié)果與實驗值對比??Ｆｉｇ．?６?Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ?ｏｆ?ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ?ｒｅｓｕｌｔｓ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ?ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ??ｗｉ....

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