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第36卷,总第211期2018年9月,第5期《节能技术》ENERGY CONSERVATION TECHNOLOGY Vol.36,Sum.No.211Sep.2018,No.5基于CFD 的超临界翼型气动特性数值模拟麻晓慧1,王宏光1,韩铁鹰2(1.上海理工大学能源与动力工程学院,上海市动力工程多相流动与传热重点实验室,上海 200093;2.中电投珠海横琴热电有限公司,广东 珠海 519031)摘 要:为了研究超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用,对超临界翼型进行气动特性分析。
本文以超临界翼型SC (2)-0712为研究对象,使用ICEM 软件对其进行网格划分,在FLUENT 中选择SST k -ω湍流模型,模拟研究了该翼型在不同马赫数和攻角条件下的升阻比变化规律,并分析了攻角变化对翼型激波位置和激波强度的影响。
结果表明:对于超临界翼型SC (2)-0712,其升力系数随着攻角的增大先上升后下降,约在9°~12°攻角范围内出现峰值;阻力系数均随攻角的增大而增大,并呈近似线性变化;升阻比随着攻角增大而减小,并在6°攻角之后趋于平坦;攻角的变化对激波位置和强度有显著影响,且攻角越大,激波越靠近前缘,激波强度也越大。
为超临界翼型在跨音速叶轮领域的应用提供理论支持。
关键词:超临界翼型;跨音速涡轮;气动特性;数值模拟;激波位置;激波强度中图分类号:TK011 文献标识码:A 文章编号:1002-6339(2018)05-0387-04收稿日期 2018-01-23 修订稿日期 2018-03-28基金项目:上海市科委科研计划项目资助(13DZ2260900)作者简介:麻晓慧(1990~),女,硕士研究生,研究方向:流体机械跨音速涡轮气动分析。
Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristicsof Supercritical Airfoils based on CFDMA Xiao⁃hui 1,WANG Hong⁃guang 1,HAN Tie⁃ying 2(1.Shanghai Kay Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering,School ofEnergy and Power Engineering,University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093,China;2.China Zhuhai Hengqin Thermal Power Co.,Ltd.,Zhuhai 519031,China)Abstract :In order to study the application of supercritical airfoil in transonic impeller field,the aerody⁃namic characteristics of supercritical airfoil are analyzed.The supercritical airfoil SC (2)-0712is choosed as the research object,which is meshed on the ICEM software and the research chooses the SST k -ωturbulence model in FLUENT.The CFD simulations on the airfoil research the lift -to -drag ratio at different Mach number and angle of attack under the condition of changing law,and analyze the shock position and intensity with the change of the angle.Results show:As for the supercritical airfoil SC(2)-0712,the lift coefficient begins down after rising first with the increase of Angle of attack,and about 9°to 12°occurrences peak.The Drag coefficient increases with the increase of Angle of attack,and is ap⁃proximately linear.Lift -to -drag ratio decreases as the angle of attack,and tends to be more flat after·783·6°.The change of angle of attack has significant influence on the shock position and intensity,and the larger angle,the closer the shock wave is to the leading edge,and the stronger the shock wave is.It pro⁃vides theoretical support for the research of supercritical airfoil in transonic impeller field.Key words:supercritical airfoil;transonic turbines;aerodynamic characteristics;numerical simulation; shock position;shock idensity0 引言近年来,在蒸汽轮机的末级与燃气轮机等动力装置中,跨音速叶型得到了广泛的应用,其具有改善叶轮机械内部气动特性的特点已经得到了普遍认可。
翼型气动力学数值模拟及其优化研究翼型具有重要的航空工程应用价值，因此对其气动特性进行研究对于提高飞行器的飞行性能具有重要意义。
然而，由于气动力学特性的复杂性，为了深入研究翼型的气动特性，需要采用数值模拟的方法来进行研究。
本文将主要探讨翼型气动力学数值模拟及其优化研究。
一、数值模拟方法翼型气动力学数值模拟的方法主要包括常用的流体力学计算方法，如欧拉方程、纳维-斯托克斯方程等。
其中，基于欧拉方程的方法主要用于稳态流场数值模拟，适用于较小的马赫数；而基于纳维-斯托克斯方程的方法则适用于大马赫数情况下的数值模拟。
目前，常用的翼型气动力学数值模拟软件有 Fluent、OpenFOAM、COMSOL Multiphysics等。
在数值模拟中，通常需要考虑的因素包括翼型几何形状、气动参数、边界条件等。
其中，翼型的几何形状是数值模拟的基础，可以通过CAD软件进行建模，形成所需的三维模型。
气动参数包括大气条件、翼型运动状态等，这些参数将直接影响到数值模拟结果的准确性。
边界条件通常包括翼型的进出气流边界、翼型表面壁面条件、旋流边界等。
二、翼型数值模拟优化研究翼型数值模拟的结果可以为翼型的设计与优化提供参考。
常用的翼型优化方法包括基于遗传算法、神经网络、粒子群算法等的优化方法。
其中，遗传算法具有适应性强、精度高、快速优化的优势，可用于优化翼型的外形、气动特性等方面。
在进行翼型优化的过程中，需要考虑不同的设计变量，如翼型厚度、前缘后掠角、翼型弯曲等。
同时，也需要对不同的目标函数进行权衡，例如减少最大升阻比、增加迎角范围等，以达到最优化设计效果。
在优化过程中，需要不断调整设计变量的范围、评价函数的具体形式，以寻找最优的翼型设计方案。
除此之外，翼型气动力学数值模拟优化研究还可以应用于飞行器的控制与稳定性方面。
例如，通过优化机翼翼型设计和控制参数，可以有效提高飞行器的稳定性和机动性能，具有重要的应用价值。
总之，翼型气动力学数值模拟优化研究在航空工程领域具有重要的应用价值。
增压器涡轮叶片间流体流动的数值模拟增压器是一种在内燃机中广泛应用的机械设备，其主要作用是将进气空气增压，并通过进气管送入发动机中。
增压器的核心部件是涡轮，其叶片通过流体的作用使涡轮转动，从而提高进气空气的压力。
为了更好地研究涡轮叶片中流体流动的规律，我们采用数值模拟的方法进行研究。
首先，我们需要建立涡轮叶片的三维模型，并进行网格化处理。
在网格化过程中，我们需要考虑叶片表面的细节和几何形状，同时保证网格密度足够高，以保证数值模拟的准确性。
然后，我们需要定义流体的物理特性，如流体密度、粘度等。
这些物理特性的定义将对涡轮叶片中流体流动的结果产生重要的影响。
在进行数值模拟的计算时，我们采用了CFD（Computational Fluid Dynamics，计算流体力学）软件进行模拟。
通过对叶片表面的流体流动进行数值求解，我们可以得到流体在叶片表面的压力分布、绕流情况、旋涡度等重要的流体参数。
同时，我们还可以使用该软件提供的动画功能，观察涡轮叶片的转动情况。
经过数值模拟计算，我们得出了涡轮叶片的流体流动结果。
我们发现，流体在叶片表面的流动呈现出多层次的流动现象。
当流体经过叶片的入口时，会产生较强的旋转，然后在叶片的顶部形成一层较强的正压区域。
叶片的底部则形成了一个弱负压区域，不同的叶片之间还存在较为复杂的流动相互影响，整个叶轮的流动非常复杂，需要仔细研究。
最后，我们将通过数值模拟所得到的流体流动结果与实际测试数据进行比对，以验证模拟结果的正确性。
这将有助于我们更好地理解涡轮叶片中流体流动的规律，并为改进增压器的设计提供重要的参考依据。
综上所述，采用数值模拟的方法进行涡轮叶片的流体流动研究，可以更好地理解涡轮增压器的工作原理，并为改进增压器的设计提供重要的理论支持。
预计随着计算机技术的不断发展，数值模拟在研究机械设备中的应用将变得越来越广泛。
对于涡轮叶片中的流体流动分析，我们需要采集相关的数据，并进行深入分析。
车用涡轮增压器蜗壳内三维流场模拟分析车用涡轮增压器蜗壳内三维流场模拟分析车用涡轮增压器是一种有效提高汽车发动机输出功率的装置，其通过蜗壳内的气流机械增压来达到增加发动机进气压力的目的。
为了提高涡轮增压器的效率和降低损失，要对其内部气流进行深入分析。
本文采用计算流体动力学（CFD）方法，对车用涡轮增压器的蜗壳内流场进行数值模拟分析，以探讨单相流三维喷油机的空气流动特性。
首先，对涡轮增压器的结构和工作原理进行介绍。
涡轮增压器的主要部件包括压气机和涡轮，其蜗壳内空气流动的基本特征为离心流动。
由于离心力的作用，气流在蜗壳内的流线弯曲，压力逐渐增加，最终使得空气进入向下的进气歧管并注入发动机。
在蜗壳内，空气流动的主要影响因素包括蜗壳内壁面的形状、进口空气速度、空气温度及气体密度等。
在本研究中，选取一款车用涡轮增压器进行模拟分析，采用Fluent软件对其蜗壳内空气流动进行数值模拟。
首先，建立涡轮增压器的三维模型，分别设定进口和出口处的边界条件。
在模拟中，采用k-ε湍流模型对其空气流动进行计算求解。
模拟结果表明，涡轮增压器蜗壳内的空气流动具有很强的非线性特性，流动速度和压力分布呈现出明显的空间异质性。
气流在蜗壳内弯曲流线处出现了明显的环绕流现象，流速逐渐递减，压力逐渐递增，最终使得空气进入到进气歧管并注入发动机。
此外，气流在转弯处和进口处均出现流动分离现象，对增压器的效率和输出功率产生了一定的影响。
综上所述，通过对车用涡轮增压器蜗壳内三维流场的数值模拟分析，可以深入了解其气流的特性和规律，为设计和优化涡轮增压器的结构和工作参数提供参考依据。
此外，在车用涡轮增压器的设计和优化过程中，除了对其蜗壳内气流进行深入分析外，还需要考虑其他因素的影响。
例如，涡轮增压器蜗壳内的气流温度可能会受到外界环境温度和发动机冷却液温度的影响，应该通过优化冷却系统来降低气流温度并提高增压效率。
另外，车用涡轮增压器的材料和制造工艺也会影响其性能表现。
基于CFD的翼型绕流数值模拟摘要：本文重点介绍使用FLUENT软件包模拟流体流动的现象，包括使用GAMBIT进行二维的图形对象绘制，计算域的网格划分技术以及边界条件的设定，利用FLUENT求解定常或非定常，二维或三维，外流或内流，可压缩或不可压缩等各种流场流动的物理现象。
结合相关实例，熟悉GAMBIT的建模技巧和网格划分技术，运用FLUENT计算各种流场的操作和计算结果的后处理以及动画制作等技术。
关键词：FLUENT；流体流动；GAMBIT；建模；网格划分；边界条件；后处理0 引言自然界和工程问题中遇到的流动现象多种多样，根据不同的分类方法，可以分为层流和湍流，二维流动和三维流动，可压缩流动和不可压缩流动，定常流动和非定常流动等。
实际问题中以湍流现象较为普遍。
直到目前为止，还没有一个通用的湍流模型可以解决所有的工程湍流问题，所以选择湍流模型的时候需要注意具体问题具体分析，例如流动物理现象的特点、计算精度的要求、计算能力、计算时间要求等。
进而，根据所需解决问题的特点选择最合适的湍流模型。
我们将利用GAMBIT进行建模并熟悉过程中的操作技巧，例如各种生成体的方法，还有网格划分的技术，例如视对象的复杂程度选择生成结构化或非结构化的网格。
我们通过实战操作的学习，可以迅速掌握解决实际问题的基本思路和基本方法，以下我们就实例二维NACA 0006翼型的外部亚声速可压缩定常流动进行数值模拟分析。
1 二维定常可压缩流场分析—NACA 0006翼型气动力计算翼型的气动力计算是空气动力学领域中十分常见的问题，而实际的翼型是由翼型的几何数据文件所描述的，三角机翼、矩形机翼等规则形状的翼型很少见。
本实例中，我们将针对一个实际的NACA0006翼型，使用FLUENT软件包对其进行气动力计算分析。
1.1 概述使用FLUENT软件包进行翼型气动力分析需要计算出不同工况下（攻角、来流马赫数等）翼型的外部绕流流场，流动一般是假设定常、可压缩的，FLUENRT软件就起到一个数值风洞的作用。
涡轮增压器叶片流场的数值模拟研究涡轮增压器是一种常见的发动机增压器，通过利用废气能量，提高发动机的进气压力，增加气缸内的气体充量，从而提高发动机的功率和效率。
而涡轮增压器的核心部件之一就是叶片，它通过高速转动，将气体压缩，使其流动速度加快，进而增加气缸内的气体充量。
因此，叶片的流场特性对涡轮增压器的性能起着至关重要的作用。
为了研究涡轮增压器叶片的流场特性，科学家们使用数值模拟方法进行了深入的研究。
数值模拟方法通过建立数学模型，利用计算机进行求解，模拟真实的物理现象。
在涡轮增压器叶片的流场模拟中，科学家首先根据涡轮增压器的几何形状、边界条件等，建立起相应的数学模型。
然后，利用计算流体力学方法，对流场进行求解，得到流场的速度、压力、温度等关键参数的分布情况。
在涡轮增压器叶片的流场模拟中，流体的运动遵循了流体力学的基本方程，即连续性方程、动量方程和能量方程。
其中连续性方程描述了流体的质量守恒，动量方程描述了流体的动量守恒，能量方程描述了流体的能量守恒。
通过求解这些方程，可以得到流场的各种参数。
在对涡轮增压器叶片流场进行数值模拟的过程中，需要考虑到多个关键因素。
首先是边界条件的设定。
边界条件是指在模拟中设置的一些物理参数，如进气速度、压力等。
这些参数的选取非常关键，它们对模拟结果的准确性和可靠性有着直接的影响。
其次是网格的划分。
计算流体力学方法需要将流场划分成一个个离散的网格点，通过在各个网格点上建立求解方程，最终得到整个流场的解。
在划分网格时，需要考虑到叶片的几何形状和流场特性，合理选取网格密度和大小。
最后是求解方法的选择。
计算流体力学方法有多种求解方法，如有限元法、有限差分法和有限体积法等。
根据实际情况选择适合的求解方法，可以提高模拟的效率和准确性。
通过数值模拟，科学家们可以得到涡轮增压器叶片流场的各种关键参数。
其中最重要的是叶片的压力分布和流速分布。
叶片的压力分布直接影响到气流的加速和流动方向，进而影响到整个涡轮增压器的增压效果。
航空发动机涡轮流场数值模拟及内部绕流特性分析航空发动机是现代航空技术的核心，其性能直接影响着飞机的飞行性能和燃油效率。
发动机的关键组件之一是涡轮，通过转化燃气能量为机械能来驱动涡轮机械系统。
因此，对于涡轮流场的数值模拟和内部绕流特性的分析显得尤为重要。
涡轮的数值模拟是通过计算流体力学（CFD）的方法来模拟和分析其流场特性。
数值模拟可以帮助工程师深入了解涡轮内部的复杂流动现象，如流速、温度、压力分布等，从而优化设计和改善性能。
在进行涡轮流场数值模拟之前，我们首先需要建立一个真实且准确的涡轮几何模型。
这可以通过三维扫描技术、CAD建模或者已有模型的几何重建来实现。
准确的几何模型对于数值模拟结果的可靠性和精度至关重要。
接下来，我们使用CFD软件来模拟涡轮的流场。
CFD软件基于流体动力学原理和数值计算方法，可以将连续的Navier-Stokes方程转化为离散的代数形式，并通过迭代求解方法得到稳态或者瞬态的数值解。
在此过程中，我们需要考虑诸多影响因素，如边界条件、材料特性、湍流模型等，以及对流动方程的时间和空间离散化方法的选择。
这些参数和假设的合理性直接关系到数值模拟结果的准确性与可信度。
进行涡轮流场数值模拟后，我们可以通过对结果进行后处理和分析来获取关键的内部绕流特性。
这包括但不限于速度分布、压力分布、温度分布、旋转力矩和涡量的分布。
通过分析这些特性，我们可以推断出涡轮的性能表现，如流经涡轮的流体速度变化、能量转换过程和各个组件之间的相互作用等。
此外，还可以通过绘制流线图、压力云图等直观的图像来展示流场现象，从而更好地理解和分析内部绕流特性。
通过航空发动机涡轮流场数值模拟及其内部绕流特性的分析，我们可以获得以下几个方面的信息：1. 螺旋流现象：涡轮内部的螺旋流是涡轮运行中常见的现象。
通过数值模拟，我们可以观察到螺旋流的生成、发展和运动规律，从而认识到螺旋流对涡轮性能产生的影响。
2. 湍流和损失：湍流是涡轮内部流动中的一种无序运动，会引起能量的损失。
清洁能源与新能源水平轴风力机叶片翼型流场的数值模拟闫海津,李佳,胡丹梅(上海电力学院能源与环境工程学院,上海200090)摘 要:为了直观形象地探讨水平轴风力机叶片翼型的气动特性,利用计算流体力学软件FLUENT对水平轴风力机叶片常用翼型NACA63425流场进行了数值模拟,得出了翼型NA-CA63425在不同来流攻角下的升力系数、阻力系数、升阻比和不同流攻角下的流场流线图和翼型表面的压力分布。
根据模拟结果对不同攻角下尾迹漩涡分离流动进行了分析和比较,得出该翼型气动特性随攻角的变化规律。
关键词:翼型;流场;尾迹分离;数值模拟中图分类号:T K83 文献标志码:B 文章编号:1005-7439(2010)02-0081-04Numerical Simulation on the Airfoil Flow Field of Horizontal Wind Turbine BladesYAN Ha-i jin,LI-Jia,HU Dan-mei(Scho ol of T hermal power&Environmental Engineer ing,Shanghai U niv ersity of Electr ic Po wer Shang hai200090,China)Abstract:T o discuss and analyze the air foil of ho rizo ntal wind tur bine blades mor e dir ect v iew ing and viv id,the airfo il N ACA63425used widely in the hor izontal w ind tur bine blades is numerically investigated by the Co mputatio na l F luid Dy namics softw are.T he co ef ficient s of lift and drag as well as the pr essure and velo city distr ibut ion are calculated in different angle of flow at tack fo r air foil N A CA63425.A nalysis and co mpar ison the vor tex separat ion flo w under the different ang le of flow attack,which wo rks o ut the aero dy namics cha racterist ics o f the airfo il N A CA63425.Keywords:a irfo il;flow;vo rtex separ ation;numerical simulation水平轴风力机运行时,如果翼型来流的攻角较大,绕翼型的流动边界层就会严重分离,因此准确获得翼型的气动特性对于风力机叶片设计非常重要,但是这种复杂的分离流动现象采用试验的方法测量非常困难,而且大量的试验将使翼型的设计周期延长和成本增加。
飞行器翼型流场的数值模拟飞行器翼型是飞机的空气动力学重要组成部分，其形状和流场特性直接影响着飞机的飞行性能和稳定性。
因此，对翼型流场的数值模拟研究一直是飞机设计和研究领域的热点之一。
本文将从翼型流场数值模拟的原理、方法和应用等方面进行探讨。
一、翼型流场数值模拟的原理飞机在飞行过程中，随着飞行速度和空气密度的变化，所受到的气动力也会发生变化。
翼型作为飞机的主要承载结构，其周围形成的流场也具有复杂的非定常性和非线性性。
传统实验方法通过在风洞中进行翼型试验，用测量仪器来测量流场物理量，如压力分布、流线和速度等。
但这种方法时间和成本都较高，而且受制于风洞试验条件和实验精度的限制，难以获得翼型真实的流场信息和一些关键的气动力参数。
因此，翼型流场数值模拟方法应运而生。
数值模拟方法通过将复杂的流场问题转化为一组基于数值计算的方程组，以求解流场各种物理量，进而得到翼型周围的流场特性和气动力参数。
二、翼型流场数值模拟的方法翼型流场数值模拟的方法主要有基于有限体积法（FVM）、有限元法（FEM）和边界元法（BEM）等。
其中FVM方法最为广泛应用。
在FVM方法中，将流场区域划分为许多小的控制体，用控制体及其边界上的物理量，如速度、压力等，建立偏微分方程组，并将其离散化。
然后对方程组进行数值计算，求出翼型周围的流场物理量和气动力参数。
在模拟过程中，需要输入翼型的几何参数和入流边界条件等，以求得翼型周围的流场特性。
而FVM方法也需要考虑数值稳定性、收敛性、精度和数值误差控制等因素。
三、翼型流场数值模拟的应用翼型流场数值模拟方法已经广泛应用于飞机研究和设计过程中。
其最主要的应用包括翼型气动特性分析、翼型设计和优化、整机气动特性预测等方面。
通过数值模拟分析，可以得到翼型周围的气动力参数和流场特性，如升阻比、气动力中心位置、空气动力导数等。
这些信息对翼型设计、性能调优和整机气动特性预测有重要价值。
此外，翼型流场数值模拟还有一些衍生应用，如新型材料的研究和应用、多物理场耦合分析、喷流分离现象研究等。
三维机翼绕流数值模拟一、问题的描述本节将模拟剖面翼型为NACA0022的三维机翼在无限宽广水域中的流动情况，改变攻角，观察机翼表面的流动以及尾流形状，分析其压力分布，计算其阻力和升力。
二、Gambit建模第1步：确定求解器选择用于进行CFD计算的求解器。
操作：Solver→FLUENT5/6第2步：机翼数据点的导入：操作：File→Import→Vertex data出现下图的对话框，找到机翼数据的dat文件后，点击Accept导入的数据点如下图第3步：由点创建线则得到图形如下图所示第4步：由线组成面第5步：由面平移生成体生成的图形如下图：第6步：构建控制域第七步：旋转第9步：网格划分第10步：边界条件类型的指定操作：Operation→Zones，打开Specify Boundary Types对话框。
如下图所示，利用它进行边界条件类型的设定。
（1）Action项设为Add，鼠标单击选中入口面，入口面Name处输入inlet, Type 类型选择VELOCITY_INLET ，点击Apply；（2）鼠标单击选中出口面，出口面Name处输入outlet, Type类型选择OUTFLOW ，点击Apply；（3）鼠标选中机翼的所有外表面，Name处输入wing, Type类型选择WALL, 点击Apply;（4）其他面由系统内部设置，点击Close。
第11步：输出网格文件操作：选择File→Export→Mesh，打开输出文件的对话框,File Name设为jiyi.msh , 点击Accept。
5.4.3 Fluent求解第1步：Fluent求解器的选择启动Fluent，选择三维单精度求解器，点击Run，如下图：第2步：网格的相关操作（1）：读入网格文件（2）：检查网格文件Grid→Check对网格进行检查，可以看出minimum volume(m3)：4.005991e-002。
(1)平滑(和交换)网格Grid→Smooth/Swap点击Smooth按钮，再点击Swap，重复上述操作，直到报告没有需要交换的网格为止。
