采用數(shù)值模擬研究了一種適用于垂直軸風(fēng)力機(jī)流動(dòng)控制的被動(dòng)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(guò)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(duì)Re=2×10⁶時(shí)翼型的氣動(dòng)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(duì)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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【部分圖文】：

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

各擴(kuò)展２０ｃ并設(shè)為對(duì)稱(chēng)??邊界條件。為了便于后續(xù)的翼型動(dòng)態(tài)失速控制研究，??整個(gè)區(qū)域被直徑為６ｃ的圓分割成兩個(gè)部分：外部區(qū)??域?yàn)殪o止區(qū)域；內(nèi)部區(qū)域?yàn)樾D(zhuǎn)區(qū)域，通過(guò)旋轉(zhuǎn)這??個(gè)區(qū)域來(lái)改變來(lái)流攻角。??計(jì)算區(qū)域的網(wǎng)格劃分采用Ｇａｍｂｉｔ?２．４．６軟件。如??對(duì)稱(chēng)邊界??圖２計(jì)算區(qū)....

圖５在ａ?＝?－０．２５ｃ處歸一化的時(shí)均流向速度分布圖??

實(shí)驗(yàn)的計(jì)兌區(qū)域??Ｆｉｇ．?４?Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ?ｄｏｍａｉｎ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ－ｒｏｄ?ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ??將計(jì)算結(jié)果與Ｊａｃｏｂ的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)１８１以Ｂｏｕｄｅｔ??的數(shù)值計(jì)算結(jié)果１１Ｃ）］進(jìn)行對(duì)比。對(duì)穩(wěn)定后的非定常升??力系數(shù)進(jìn)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(yàn)證實(shí)驗(yàn)的計(jì)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(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比??Ｆｉｇ．?６?Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ?ｏｆ?ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ?ｒｅｓｕｌｔｓ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ?ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ??

１２期??鐘駿薇等：上游小圓柱對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響研究??２８２５??？／（°）??（ｂ）阻力系數(shù)??圖６翼型氣動(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比??Ｆｉｇ．?６?Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎ?ｏｆ?ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ?ｒｅｓｕｌｔｓ?ｏｆ?ａｉｒｆｏｉｌ?ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ??ｗｉ....

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