不同厚度风力机翼型气动性能数值模拟研究

飞机蒙皮结构

飞机结构详细讲解 2006年12月18日星期一上午 02:25 机翼 机翼是飞机的重要部件之一，安装在机身 上。其最主要作用是产生升力，同时也可以 在机翼内布置弹药仓和油箱，在飞行中可以 收藏起落架。另外，在机翼上还安装有改善 起飞和着陆性能的襟翼和用于飞机横向操 纵的副翼，有的还在机翼前缘装有缝翼等增 加升力的装置。 由于飞机是在空中飞行的，因此和一般的运输工具和机械相比，就有很大的不同。飞机的各个组成部分要求在能够满足结构强度和刚度的情况下尽可能轻，机翼自然也不例外，加之机翼是产生升力的主要部件，而且许多飞机的发动机也安装在机翼上或机翼下，因此所承受的载荷就更大，这就需要机翼有很好的结构强度以承受这巨大的载荷，同时也要有很大的刚度保证机翼在巨大载荷的作用下不会过分变形。 机翼的基本受力构件包括纵向骨架、横向骨架、蒙皮和接头。其中接头的作用是将机翼上的载荷传递到机身上，而有些飞机整个就是一个大的飞翼，如B2隐形轰炸机则根本就没有接头。以下是典型的梁式机翼的结构。 一、纵向骨架机翼的纵向骨架由翼梁、纵 樯和桁条等组成，所谓纵向是指沿翼展方 向，它们都是沿翼展方向布置的。 * 翼梁是最主要的纵向构件，它 承受全部或大部分弯矩和剪力。翼梁一般由 凸缘、腹板和支柱构成（如图所示）。凸缘 通常由锻造铝合金或高强度合金钢制成，腹 板用硬铝合金板材制成，与上下凸缘用螺钉 或铆钉相连接。凸缘和腹板组成工字型梁， 承受由外载荷转化而成的弯矩和剪力。 * 纵樯与翼梁十分相像，二者的区别在于纵 樯的凸缘很弱并且不与机身相连，其长度有 时仅为翼展的一部分。纵樯通常布置在机翼 的前后缘部分，与上下蒙皮相连，形成封闭 盒段，承受扭矩。靠后缘的纵樯还可以悬挂 襟翼和副翼。 * 桁条是用铝合金挤压或板材弯制而成，铆接在蒙皮内表面，支持蒙皮以提高其承载能

机翼蒙皮模具制造改进技术研究

机翼蒙皮模具制造改进技术研究 发表时间：2018-08-14T09:41:22.947Z 来源：《建筑模拟》2018年第12期作者：李荣[导读] 针对机翼蒙皮拉伸模具质量不稳定、一次交检合格率低等问题进行了研究，分析了影响模具数控加工质量的因素。 西安航空学院飞行器学院西安 710089摘要：针对机翼蒙皮拉伸模具质量不稳定、一次交检合格率低等问题进行了研究，分析了影响模具数控加工质量的因素。通过对模具数控加工经验的总结，论述了提高模具数控加工质量的设计思想和实现方法，从加工工艺、软件和切削参数、人员素质等方面，介绍了提高模具数控加工质量所采取的措施。 关键词：机翼制造；拉伸模具；质量改进 1．前言 数控加工技术的飞速发展促进了飞机零件设计向整体化、复杂化方向发展，模具的设计与生产周期、产品的精度和使用寿命已日益成为企业新产品开发周期是否具有优势的决定因素。在某型飞机研制中，机翼蒙皮拉伸模具为关键工装，由于经验不足，数控加工模具质量不稳定，工装一次交检合格率仅为20％，反复返修，延误了飞机交付进度。因此，缩短加工周期，降低制造成本，尽快提高模具数控加工质量是亟待解决的问题。 2．影响模具制造质量的因素分析下列因素直接影响模具最终质量： ⑴加工方法选择； ⑵确定零件的装夹定位方式并选择夹具； ⑶模具加工时数控基准的设置； ⑷数控加工刀具的制造精度及轨迹的设置； ⑸数控加工切削参数的选择； ⑹型面数控加工顺序控制； 3．数控加工工艺特点及其编制原则数控加工工艺是由零件初始状态（毛坯），经过一系列工艺方法，最终形成零件的全过程。结合机床具体情况，考虑工件的定位和适用夹具。数控加工的自动化程度很高，一旦出现问题，工人很难现场纠正，因此要预先做好数控工艺的设计，确定合理的加工方案。其数控工艺方案的编制应注意以下几点： ⑴数控工艺要考虑加工零件的工艺性，确定加工零件的装夹与定位，选择刀具、制定工艺路线、切削方法及工艺参数等。应考虑工序集中原则，通过选择合理的加工工艺和工装方案，减少重复装夹与定位，且在一次装夹找正后，加工零件的大部分区域，以减少加工的辅助时间，提高生产效率，缩短零件制造周期。 ⑵数控工序的排列应遵循以下一般规则：先主后次；先面后孔；先铣后钻；先粗后精；先做内腔加工后做外形加工；按工序的顺序、刀具的直径由大到小排列；上道工序的加工不能影响下道工序的装夹与定位；使用相同的工装和夹具应安排在一起做完；减少重复装夹与定位；数控工序要集中；不要把削弱零件刚性的工序安排在前面。 4．提高拉伸模具加工质量的改进研究 4.1 设计基准改进。 设计基准用来建立工装坐标系，基本元素由点、线、面组成。原设计时，将拉伸模的基准面设计在拉伸模底面，基准孔在工作型面顶面，如下图所示。同时基准孔与基准面不重合，存在基准误差，再者由于拉伸模型面曲度很大，基准孔设在拉伸模顶面很难找正。鉴于以上缺陷，我们在模具上制出一个基准面，将基准孔制在基准面上，这样就大大减小了找正误差（见图2）。实践证明，将基准改变后，由此产生的基准误差大大减小。 图2 设计基准改善前后 4.2变形的控制。 4.2.1 数控工艺方法改进。 由于模具的结构较复杂，存在许多难加工结构、关键尺寸和关键部位，例如：薄壁、深型腔、窄槽、小转角、弱刚性结构等，加工精度要求高。因此要求CAM系统能够满足这些特定的工艺要求。编程时，应避免刀具轨迹中走刀方向的突然变化，以免因局部过切造成设备和刀具的损坏。具体来说，行切的端点采用圆弧连接，避免直线连接；残余量加工或清根加工是提高加工效率的重要手段，一般应采用多次加工或采用系列刀具从大到小分次加工，避免用小刀一次加工完成，还应避免全力宽切削。此外，刀具轨迹编辑优化、刀具轨迹剪裁修复也很重要。

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。

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：

翼型气动特性实验指导书2017版

《空气动力学》课程实验指导书 翼型压强分布测量与气动特性分析实验 一、实验目的 1 熟悉测定物体表面压强分布的方法，用多管压力计测出水柱高度，利用伯努利方程计算出翼型表面压强分布。 2 测定给定迎角下，翼型上的压强分布，并用坐标法绘出翼型的压强系数分布图。 3 采用积分法计算翼型升力系数，并绘制不同实验段速度下的升力曲线。 4 掌握实验段风速与电流频率的校核方法。 二、实验仪器和设备 （1） 风洞：低速吸气式二元风洞。实验段为矩形截面，高0.3米，宽0.3米。实验风速 20,30,40V ∞=/m s 。实验段右侧壁面的静压孔可测量实验段气流静压p ∞，实验段气流的总压0p 为实验室的大气压a p 。 表2.1 来流速度与电流频率的对应（参考） 表2.2 翼型测压点分布表 上表面 下表面 （2） 实验模型：NACA0012翼型，弦长0.12米，展长0.09米，安装于风洞两侧壁间。模

型表面开测压孔，前缘孔编号为0，上下翼面的其它孔的编号从前到后，依次为1、2、3 ……。（如表-2所示） （3） 多管压力计：压力计斜度90θ=，压力计标定系数 1.0K =。压力计左端第一测压管 通大气，为总压管，其液柱长度为I L ；左端第二测压管接风洞收缩段前的风洞入口侧壁静压孔，其液柱长度为IN L ；左端第三、四、五测压管接实验段右侧壁面的三个测压孔，取其液柱长度平均值为II L 。其余测压管分成两组，分别与上下翼面测压孔一一对应连接，并有编号，其液柱长度为i L 。这两组测压管间留一空管通大气，起分隔提示作用。 三、实验原理 测定物体表面压强分布的意义如下：首先，根据表面压强分布，可以知道物体表面上各部分的载荷分布，这是强度设计的基本数据；其次，根据表面压强分布，可以了解气流绕过物体时的物理特性，如何判断激波，分离点位置等。在某些风洞中（例如在二维风洞中，模型紧夹在两壁间，不便于装置天平），全靠压强分布来间接推算出作用在机翼上的升力或力矩。 测定压强分布的模型构造如下：在物体表面上各测点垂直钻一小孔，小孔底与埋置在模型内部的细金属管相通，小管的一端伸出物体外（见图1），然后再通过细橡皮管与多管压力计上各支管相接，各测压孔与多管压力计上各支管都编有号码，于是根据各支管内的液面升降高度，立刻就可判断出各测点的压强分布。多管压力计的原理与普通压力计相同，都是基于连通器原理，只是把多个管子装在同一架子上而已，这样就可同时观察多点的压强分布情况，为了提高量度的准确性，排管架的倾斜度可任意改变。 图3.1 接多管压力计上各相应支管 图3.2 实验安装示意图

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

超声速翼型和亚声速翼型的气动特性

超声速翼型和亚声速翼型的气 动特性 总负责：祝恺辰（071450704） 组员：辛宏宇(071450703)

超声速和亚声速翼型不同的主要原因是超声速翼型需承受激波阻力。 激波 超声速气体中的强压缩波。微扰动（如弱压缩波）的叠加而形成的强间断，带有很强的非线性效应。 经过激波，气体的压强、密度、温度都会突然升高，流速则突然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。理想气体的激波没有厚度，是数学意义的不连续面。实际气体有粘性和传热性，这种物理性质使激波成为连续式的，不过其过程仍十分急骤。因此，实

际激波是有厚度的，但数值十分微小，只有气体分子自由程的某个倍数，波前的相对超音速马赫数越大，厚度值越小。 一、超音速薄翼型 翼型作亚声速运动和超声速运动时，对气流的扰动有很大不同 根据动量定律，向前流出的气体将给翼型一个像后的反作用力，它有一个阻力分量；而从控制面向后流出的气流对翼型有一个推力分量；同理，向前流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。而向后流入控制面的气流将给翼型一个阻力分量。从控制面垂直进出的流动不会是翼使翼型承受阻力或是推力。这样，在无粘性流体中作亚胜诉流亚声速扰动无界 原子弹爆炸形成的蘑菇云也是一种激波 超声速扰动限于前马赫锥后，前半部压缩，后 半部膨胀，扰动均沿着波德传播方向即垂直于马赫波

动的翼型不承受阻力（推力与阻力相消），而超声速翼型将承受阻力，这种与马赫波传播有关的阻力称为波阻。 超声速流动中，绕流物体产生的激波阻力大小与物体头波钝度有着密切的关系。由于钝物的绕流将产生离体激波，激波阻力大；而尖头体的绕流将产生附体激波，激波阻力小。 因此，对于超声速翼型，前缘最好作成尖的，如菱形、四边形、双弧形。但是对于超声速飞机，总是要经历起飞和着陆的低速阶段，尖头翼型在低速绕流时，较小迎角下气流就要发生给力，是翼型的气动特性能变坏。为此，为了兼顾超声速飞机的低速特性，目前低超声速的翼型，其形状都采用小圆头的对称薄翼。

飞机蒙皮损伤维修方案

飞机蒙皮损伤维修方案 一、飞机蒙皮的结构及特点 蒙皮是包围在机翼骨架外的维形构件，用粘接剂或铆钉固定于骨架上，形成机翼的气动力外形。蒙皮除了形成和维持机翼的气动外形之外，还能够承受局部气动力。早期低速飞机的蒙皮是布质的，而如今飞机的蒙皮多是用硬铝板材制成的金属蒙皮。 二、飞机蒙皮的损伤和维修 2.1 蒙皮的损伤和后果 蒙皮的常见损伤：划伤、变形、裂纹和破孔等。 蒙皮损伤的后果： 破坏了飞机的良好气动性能 使损伤部位的蒙皮强度降低，承载能力下降 危及飞行安全。 2.1.1蒙皮轻微损伤的修理 蒙皮轻微损伤： 蒙皮某些部位产生轻微的鼓动、压坑或划伤等。 ①蒙皮鼓动的修理 主要采用整形加强 挖补 更换蒙皮 加强型材（或盒型材）的方向应垂直或平行于桁条，并至少与相邻的构件搭接一端 根据蒙皮的形状和搭接形式将加强型材制出相应的下陷或弧度

②蒙皮压坑的修理 蒙皮上的压坑，主要是破坏了蒙皮的光滑表面。 压坑微小，分布分散、且未破坏内部结构，则不必修理。 压坑较浅，范围较大，用无锐角且表面光滑的榔头和木顶块修整。 压坑较深，范围较小，不易整平时，可在压坑处钻直径为4～5mm 孔，用适当的钢条打成钩形，拉起修平，然后用螺纹空心铆钉堵孔。 压坑较深，范围较大时，可在压坑处开直径为10～16mm的施工孔， 用钩子钩住，锤击蒙皮四周使其恢复平整。然后安装堵盖铆钉堵孔。

当蒙皮压坑较深，且出现棱角时，可局部退火后，从棱角线周围逐步向棱角线整形收缩。为防止棱角线扩大和整形中出现大裂纹，在两端预先钻2mm止裂孔，并打光孔边。整形至基本符合外形后，在棱角线上切口，细加工整形，直到 达到规定的外形，然后在切口背面铆补加强片。 2.1.2蒙皮裂纹的修理 钻止裂孔 蒙皮上的裂纹较短时（一般小于5mm），可采用钻止裂孔（直径通常为1.5～ 2mm）的方法止裂。

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）

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