简介：摘要本文研究风力发电翼型气动性能优化的有关内容，是立足于能源的可持续利用与发展，为人类社会提供更加安全的能源，从而展开一系列的技术研究和探索，促使风力发电为我国能源的持续发展和利用提供保证，并全面的提高我国翼型气动性能设计研发能力，优化我国能源开发的整体结构以及系统性。

简介：由于风力发电机的发电效率直接由叶片的气动性能决定,因此对风力发电机的气动性能进行了分析,通过对分析数据建模,采用Wilson数学模型优化设计叶片弦长和扭角的方法,建立了风力发电机的3D叶片外形,实现水平轴风力发电机的叶片翼型优化设计。

简介：摘要翼型作为航空高科技发展的产物，被广泛的应用于工业产品的设计。可逆翼型作为特种翼型，也得到了广大学者的关注。选取了三款翼型，分别为对称翼型、S翼型和常规非对称翼型，利用X-foil软件对上述三种翼型气动性能进行数值计算，并对计算结果进行了分析。结果显示，对称翼型的升力和升阻比特性均要优于S翼型，是可逆翼型设计中较为理想的选择。

简介：目的：1．比较并改善翼型参数化方法，获得设计变量少、拟合精度高的参数化方法；2．在参数化的基础上利用数值模拟的方法获取翼型流场参数，优化并获得特定条件下升阻比最大的翼型。创新点：1．通过与多项式拟合方法的对比证明了类别／形状函数转换（CST）法在翼型拟合方面的优越性，并通过调整控制点分布，在不增加设计变量的基础上改善了CST方法；2．通过建立响应面模型，利用多岛遗传算法与非线性序列二次规划法相结合的方式获得了更好的翼型优化效果。方法：1．利用修饰后的CST法对翼型进行参数化拟合与设计，并通过与二项式拟合法比较来验证其优越性；2．通过数值方法对翼型周围流场进行计算并与实验结果对比，获得精确计算气动参数的仿真条件；3．通过拉丁超立方采样获得设计变量，建立设计变量与翼型升阻比之间的响应面模型，通过多岛遗传算法与非线性序列二次规划法的结合和优化，得到一定条件下升阻比最大的翼型。结论：1．CST法是一种优秀的参数化方法，本文的优化改善了形状函数控制点选取法则，使其对翼型头部和尾部的描述更加精确；与多项式相比，CST法可以通过更少的设计变量得到更高的拟合精度。2．基于多岛遗传算法的非线性序列二次规划法在本文中用以优化翼型使其具有更高升阻比。优化前后翼型的比较显示，两种优化方法的结合可以得到比单独使用各优化方法更好的结果。

简介：摘要：针对防空导弹舵面尺寸受到严格限制，导致舵面效率难以提升的问题，开展了超/高超声速小展弦比舵面翼型气动特性优化设计研究。采用数值模拟方法，分析了传统六角形翼型气动特性，提出了增加舵面法向力系数得优化设计方向，通过优化设计，获得了一种双扩张角七角形翼型舵面，相对与基准外形，在舵面形状与面积不变情况下，新舵面舵效提升6%左右，小攻角全弹压心后移0.01，平衡攻角增加1.5°，小攻角轴向力系数增加2%-3.5%之间，具有良好的工程应用前景。

简介：摘要：石油化工行业中大量使用风机等冷却设备，以降低循环水等工作介质温度。文章介绍了机翼型高效叶片的性能特点、主要部件及经济性，对该产品在某炼油厂常减压装置中应用情况及产生的节能效益进行技术经济分析。

简介：摘 要：为了研究低速翼型参数对气动特性的影响，以NACA3412翼型为参考翼型，改变NACA3412翼型的最大相对弯度、最大弯度位置和相对厚度，模拟改变后的翼型在攻角α范围为-4°～14º的升力系数、阻力系数、升阻比和俯仰力矩系数，分析翼型气动特性变化规律。通过模拟结果得出升阻比最大的翼型，研究结果为低速翼型的设计提供了参考。

简介：螺旋桨作为船舶等海上运输设备的主要动力来源和方向控制器,对船舶工业的发展起着重要的作用.随着螺旋桨动力学理论和结构设计的不断完善,针对船舶螺旋桨的改进技术也层出不穷.在传统螺旋桨升力线理论的基础上,针对螺旋桨的三维翼型剖面设计引入了粒子群优化算法,并用该优化算法对设计过程进行功能和结构的优化.

简介：本文介绍了旋翼翼型对铰链力矩影响的研究。计算并测量了三种具有不同翼型的桨叶在悬停状态下的铰链力矩。表明旋翼翼型对铰链力矩的影响是大的。此外,还通过计算研究了悬停状态下桨叶剖面弦向质心位置对铰链力矩的影响。表明桨叶剖面弦向质心位置越靠后铰链力矩的负值越小,而且随着旋翼拉力的增大影响也增大。

简介：摘要：伴随社会经济的发展和科技水平的提升，群众对电力的需求日益增大，各类电厂与发电形式不断增多，让发电安全演变成为社会高度关注的问题。电力安全生产是广大电力企业得以发展进步的基础与出发点，当然也是电力资源得以安

简介：在低Reynolds数条件下,翼型绕流的上表面边界层由于抗逆压梯度能力变差容易发生流动分离,从而形成长层流分离泡.分离泡通常是非定常的,会诱发边界层的转捩、再附并形成湍流边界层.这个过程会使翼型的气动性能急剧下降,并伴随着强非线性效应.转捩后形成的湍流边界层也会产生高摩擦阻力.针对这种现象,文章以NACA0012翼型为例,通过隐式大涡模拟研究了有效的主动控制方案.为了统一分离控制技术和湍流边界层减阻技术,研究了在平板或槽道湍流中取得较好控制效果的壁面垂向反向控制方案.首先利用隐式大涡模拟研究了低Reynolds数条件下NACA0012翼型绕流的流场特征.其次分析并验证了反向控制方案在分离区控制流场的可行性,发现反向控制在分离区的作用相当于基于流场信息的壁面抽吸控制,且控制具有实时性和高效性,控制抽吸了前缘的低能流体,使得翼型前缘附面层变薄,并增强了其抗逆压梯度的能力,较大程度提高了翼型的气动性能.最后在湍流边界层验证了其减阻控制效果,发现反向控制阻断了流向涡的法向输运,抑制了涡结构的发展,并减弱了猝发过程,使得湍流的高摩阻力得到了有效降低.

简介：大连市建委近日表示，传统的铸铁长翼型散热器已被禁止在新建住宅中使用。

简介：本文对直升机旋翼桨叶翼型积冰进行了数值模拟.建立了空气、水滴两相流控制方程,通过求解气体欧拉方程得到空气流场,求解水滴控制方程得到翼型表面的水滴收集率.根据结冰表面的对流换热特性,使用积冰数值模拟的热力学模型确定翼型表面的积冰量,利用冰层时间推进法模拟积冰过程,采用积冰法向生长模型预测积冰形状;对NACA0012翼型在不同环境温度下的积冰进行了预测,最后对预测结果进行了分析.

简介：文章利用CFD软件FLUENT中的自定义函数接口，将等离子体对中性气体的激励作用模型化为体积力引入Navier—Stokes方程，研究了等离子体气动激励诱导的平板射流，以及介质阻挡放电（dielectricbarrierdischarge，DBD）等离子体激励对NACA0015翼型大迎角分离流的控制作用．计算分析表明，多对电极等离子体激励器可以有效控制NACA0015翼型大迎角分离流动．

简介：摘要：工程车辆主要指在工程建设、日常维护以及实施特殊作业过程中所需要使用的车辆种类，对于工程车辆来说，散热器是重要的构成部分，能够直接影响车辆发动机的散热效果。因此，本文首先结合散热器的种类进行详细分析，并以此作为基础，通过CFD数据分析、翼型热管翅片结构仿真试验、多种翼型对比等方面，进一步分析工程车辆翼型热管式散热器性能研究策略。

简介：直升机经典颤振分析是研究刚性浆叶的最低阶挥舞模态与最低阶扭转模态的耦合不稳定性，经过直升机的理论研究与实验研究，已经形成了一套工程上实用的计算方法，这套方法是建立在金属铰接式旋翼之上。本文计算分析了某型机刻翼主浆叶翼型由NACA0012改进为TSAGI12．XX翼型后旋翼的经典颤振。

简介：研究翼型绕流的转捩预测方法,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的准确计算以及精细化设计均具有十分重要的意义.采用动模态分解（dynamicmodedecomposition,DMD）代替线性稳定性理论（linearstabilitytheory,LST）与e^N方法结合,不需要求解稳定性方程,成为一种数据驱动的翼型边界层转捩预测新方法,称为DMD/e^N方法.在原有方法的基础上,改进了DMD网格线生成方法和扰动放大N因子的积分策略,并将RANS求解器与改进的DMD/e^N方法进行耦合,实现了翼型定常绕流转捩预测自动化.采用该方法对LSC72613跨声速自然层流翼型以及NLF0416低速自然层流翼型在不同攻角下的绕流进行转捩预测,转捩点计算结果均与实验值和LST/e^N方法吻合良好.该方法计算得到的N值增长曲线与LST/e^N方法的包络线也较为吻合,进一步验证了积分策略的正确性.改进的DMD/e^N方法可作为自然层流翼型设计的新的有力工具.

简介：摘要：为保证飞机旋翼可以正常投入使用，本文首先详细分析了铝合金飞机旋翼型材结构特点，以此作为研究重点，结合铝合金飞机旋翼型材生产流程，总结出铝合金飞机旋翼型材问题以及解决措施。

简介：摘要：翅翼是扑翼飞行器的重要组成部分，翼型又是影响升力大小的重要因素，因此翼型参数的选取对扑翼飞行器的气动性能尤为重要。本文中建立了不同结构参数的翅翼模型，应用FLUENT软件，通过动网格技术研究了低雷诺数飞行条件下翅翼厚度、弯度对扑翼飞行器气动性能的影响规律。研究结果表明：扑翼飞行器在飞行过程中气动力随飞行时间呈周期性变化；所建翅翼模型分别在厚度为6%，弯度为8%，时，扑翼飞行器气动性能最佳。可通过减小翅翼厚度，适当增加翅翼弯度的途径，来提高气动性能，为扑翼飞行器的气动设计提供一定的理论指导和技术参考。

简介：直升机旋翼流场的求解和贴体网格的生成是进行旋翼翼型反设计的关键,本文采用Euler方程求解直升机旋翼翼型流场,并通过求解泊松方程生成围绕翼型的网格.在此基础上,结合线化二维亚音速和超音速流的小扰动理论,采用MGM方程作为反设计方程,基于有限差分方法建立一套直升机旋翼翼型反设计的迭代方法.在给定的目标压力分布条件下,与CFD方法相结合,反设计得出满足要求的翼型,并与目标翼型吻合良好,表明本文建立的翼型反设计方法能够有效地用于直升机旋翼翼型设计.