尾流

摘要： 受起飞飞机尾流影响,我国近距平行跑道实行“一起一降”运行模式,未能充分发挥技术优势。为评估尾流对近距平行跑道配对离场方案的影响,通过CFD数值模拟的方法,研究了不同侧风情况下起飞飞机尾流的运动情况。以B737-800为例,设置计算域、划分网格,选取k-ωSST模型对尾流流场进行数值计算,选定起飞阶段离地35ft时的飞机作为研究对象,计算不同侧风条件下的飞机尾流场分布,得出B737-800在静风、侧风3m/s尾涡侧向移动距离分别为36m、325m,此结果为评估配对离场方案提供了参考。

摘要： 在标准流线型杆件基础上改进形成4种杆件,利用有限元AnsysCFD大涡(LES)模型及FW-H噪声比拟模型对各自远场气动噪声进行数据计算和傅里叶(FFT)转换,结果表明:两侧平滑且尾椎为弧形的杆件远场气动噪声声压级最小;杆件的远场气动噪声具有明显的指向性,且不同外形杆件的指向性是一致的;杆件侧面造型是气动噪声主频的主要影响源,尾椎形状的改变未对气动噪声主频造成影响;杆件尾流中周期性涡街脱落产生的脉冲压力是决定声压大小的主因,通过改变杆件外形调节尾流涡街脱落的频率可以达到减噪的目的。

摘要： 现有的通过数值模拟方法对飞机尾流进行的研究,多是基于矩形机翼半模对称得到全局流场,因此无法模拟侧风条件下的尾流流场结构。通过对典型中型机A330_200飞机构建全机模型并进行网格划分,针对进近阶段选择典型迎角,使用添加旋转修正的SST-RC模型模拟全机尾流场结构,分别计算无侧风、2 m/s、5 m/s典型侧风下的流场结构。实验结果表明,由于侧风的存在,飞机尾流的四涡系结构会向侧风下游产生偏移。2 m/s代表的较小侧风条件可以加速四涡系结构的耗散,有利于缩减尾流间隔。但侧风速度对尾涡的耗散作用并不成正比;5 m/s代表的较大侧风条件下,由于能量输送,会使侧风下游翼尖涡与侧风上游翼根涡两束涡系涡量提升约68%,但由于较大侧风可以更快将尾涡吹离航道,因此侧风整体上有利于翼尖涡的耗散。

摘要： 针对现有CFD数值模拟对飞机尾流研究过于简化,仅通过矩形机翼半模进行对称不能完整模拟全局流场的问题,论文对典型中型机A330_200全机模型进行网格划分与数值模拟研究。针对进近阶段选择典型迎角,使用添加旋转修正的SST-RC模型模拟全机尾流场结构。结果表明,由于后掠角的存在,尾流实际为四涡系结构,左右对称。外侧涡对由机翼上下表面压力差诱导产生,翼梢小翼在机翼处将翼尖涡分解为两处较小的涡并在翼尖后5m处合并;下侧涡对由机翼后掠角诱导产生,随后与水平尾翼产生的翼尖涡耦合并向后传递,在约一倍翼展处合并为一条涡系。确定了后续应在机翼翼尖外缘处、翼梢小翼转折处、水平尾翼外缘处三处对尾流场结构进行控制。

摘要： 尾流效应是造成风场发电损失的主要原因之一,通过对上风向风机进行偏航调控和优化风场机位布局可以降低串列风机的尾流。为了探究各主要因素对降低尾流的效果,针对两台串列布置的NREL-5MW风电机组,采用Bastankhah尾流模型进行尾流区风速模拟,计算分析了不同机位距离、入流风速和湍流强度情况下,调控上风向风机偏航角度对串列双风机总的发电功率的影响。结果表明:增大串列双风机在垂直风向方向上的距离能够明显减弱尾流影响,通过对上风向风机偏航20°左右能够减小尾流,从而提升串列双风机总的发电功率。

摘要： 阐述了一种应用于拖线阵流噪声测量的低噪声拖曳试验平台的设计和数值计算分析。针对拖线阵流噪声试验系统对拖曳试验平台小尾流、低噪声的需求,提出了一种三体船形式的拖曳试验平台设计方案。采用有限体积法,对空间域进行离散化处理,通过CFD软件对试验平台的水动力特性进行了仿真计算验证,得到了拖曳试验平台不同航速下的流场分布。采用Lighthill声类比法从CFD计算得到的拖曳试验平台湍流区域流场中提取出噪声源,进而模拟出拖曳试验平台不同航速下的噪声场分布。数值计算结果表明,该拖曳试验平台在规定的工作航速范围内,尾部兴波最大波高不超过28 cm,尾部噪声场最大声压不超过56.62 dB,具有良好的尾流场特性和噪声水平,对拖线阵影响极小,有利于准确测量拖线阵流噪声特性。

摘要： 为适应分布式风力发电机的恶劣应用环境,同时满足功率调控以及风机自我保护的需求,提出了一种新型伞形风力机。为研究伞形风力机风轮收缩角对尾流特性和输出特性的影响,分别进行了数值模拟和风洞试验。研究结果表明:伞形风力机风轮收缩角增大后,扫掠面积减小,尾流直径减小,尾流轴向影响范围增大,速度恢复减缓,同时会导致叶尖涡强度减小,中心涡强度先增大后减小,但是中心涡强度一直大于叶尖涡强度,所以叶根后的速度亏损要一直大于叶尖后的速度亏损。此外,风洞试验也验证了风轮收缩角对功率控制的有效性。

摘要： 复杂地形上的风力发电机组尾流区具有风速分布不规则的特性。目前,基于线性或者经验公式的商业微观选址软件对复杂地形的尾流计算准确度不高。根据不准确的尾流计算设计的风电场存在发电量低、故障率高等问题。该文采用在开源CFD平台(OpenFOAM)上求解RANS方程和根据制动盘模型建立复杂地形尾流仿真的方法(并考虑不同大气热稳定度对流动的影响)对某复杂地形风电场的尾流效应进行分析,通过分析仿真结果与机组实际SCADA运行数据验证了该方法的准确性。

摘要： 为了探究潮流能无轴轮缘导管涡轮机在波流相互作用下的非定常性能,文章依据斋堂岛海域的潮流条件,采用计算流体力学数值模拟方法分析了顺流和偏流对其水动力特性与尾流结构的影响。研究结果表明:在顺流条件下,随着叶尖速比(TSR)的增大,无轴轮缘导管涡轮机的功率系数(CP)和推力系数(CT)的波动幅度也逐渐增大;在偏流条件下,随着偏流角的增大,无轴轮缘导管涡轮机的平均CP和CT逐渐降低,而偏流也将导致CP和CT在一个波流周期内出现额外的波动,且额外波动的振幅随偏流角的增大而增大;受TSR和偏流角的影响,无轴轮缘导管涡轮机的尾流在向下游传播的过程中将呈现出较为复杂的形态,一部分来流将通过轴心处的开放缺口泄流而出形成射流涡,而随着TSR和偏流角的增大,该射流涡的范围将有所减小。

摘要： 为提高垂直轴风力机的运行特性,并为垂直轴风力机流场设计提供方法,对带有弯曲型全向导叶(导叶1)和直板型全向导叶(导叶2)的NACA0021翼型三叶片垂直轴风力机进行数值模拟,采用滑移网格技术,通过与文献实验值对比,确定合适叶轮的旋转区域计算模型。计算结果表明:全向导叶可增大风力机的平均力矩,最大风能利用率为0.453,提高风力机的气动性能;另外,全向导叶影响风力机旋转区域的流场,促使力矩有较大波动;导叶1的速度尾流场范围较大,导叶2的速度尾流恢复速度较快。

摘要： 使用IB-LBM研究二维槽道中圆柱的尾流与壁湍流之间涡的相互作用.在壁面处出现边界层,同时由于边界层的不稳定性在壁面边界附近产生二级涡.边界层通过"ejection"过程向外喷发涡旋结构.尾流与湍流边界层之间相互作用形成的偶极子远离壁面,最后由于黏性耗散作用而消失.最终,涡旋相互作用的稳定状态出现涡街和弱的边界层.在壁面附近直接级联能谱的标度行为是k-3,它表示涡度拟能向小尺度移动.在远离壁面的二维湍流的逆级联能谱是k-5/3,这意味着能量向大尺度移动.

摘要： 风机尾流的研究方法主要有风洞试验和CFD数值模拟.本文将基于三种致动方法进行风力机尾流模拟，分析了在湍流来流，叶尖风速比λ=5.52,9.69两种条件下的流场信息，并将数值模拟结果与实验对比，研究各自计算特点，为风机优化布置提供理论依据。

摘要： 本文介绍了在风浪槽中进行的近自由表面翼型的流场PIV实验测量和结果.实验分别测量了翼型与自由表面不同间距的多种工况下,零攻角翼型尾流速度场,并进一步获得了同一间隙条件下尾流的时均速度场、涡量场等,用于对比分析翼型与自由表面不同间隙时的流场结构特征.实验结果表明,随着翼型与自由表面间距的不同,翼型尾流场的流动结构和气流在翼面的分离特性发生明显的变化,进而可能引起作用于翼型的气动力的变化.

摘要： 尾流即含有大量气泡的气泡幕，尾流具有特殊的声学、电学、磁学和光学特性。利用Haar小波对尾流气泡幕散射光信号做一维离散小波变换，对原始散射光信号进行5层小波分解，得到了原始信号的小波分析和重构误差结果。经Haar小波分解，散射光信号的低频及高频部分区别不大，可能是信号的采集频率过低(×10-1s)导致的结果.从重构误差来看，各层分解将信号的高频及低频成分分隔开来，在一定意义上反映了利用小波对尾流气泡幕散射光信号进行分析和处理是有意义的。对原始信号进行小波分析的同时，容易得到相应统计量和压缩信号；并可直观地得到压缩信号中保留的原始信号的能量百分比及小波变换置0系数的百分比。

摘要： 本文采用理论分析与实验测量相结合的方法,分析计算了水面舰船尾流气泡的几种典型分布对尾流电导率的影响,并给出了尾流的电导率随其气泡半径和气泡数密度变化的规律.结果表明:尾流的无量纲电导率ψ主要取决于尾流中气泡的半径和数密度,与电导率探头极间气泡集结横截面的形状及横截面之间的距离无关;探头极间气泡集结面无论是等面积横截面还是正方形纵截面,只要气泡集结面数大于1,则对ψ的值几乎无影响,而且气泡集结纵截面为正方形时的ψ值介于气泡集结纵截面为矩形时的￠与￠之间;ψ随气泡半径和气泡数密度的增大而减小,并随气泡集结横截面数(或纵截面数)的增加而趋近于定值.

摘要： 本研究利用PIV技术测量了截面长短轴比为2:1的近自由表面水平椭圆柱尾流的瞬态速度场,通过统计运算获得了时均速度场,并且将POD(Proper Orthogonal Decomposition)方法应用于PIV瞬态速度场的后处理.研究分析了椭圆柱处于多种不同深度时尾流的湍流结构和各本征模式下的流动结构.文中给出了POD分解后流场的前四阶本征模式,用于描述流动的详细结构及对应的能量分配关系,同时论述了本征值的收敛特性.

摘要： 本文分析了利用电导率探头检测舰船尾流的基本原理,制作了电导率探头及其信号转换电路,测定了电导率探头的噪声信号和极间距离对探头输出信号的影响,得出了电导率探头的温度特性关系式及其信号转换电路的最佳电源电压,并在具有垂直负温度梯度的温度分层水槽中利用电导率探头测量了双螺旋桨推进的水面船模所形成的尾流,初步探讨了流场的温度分层和扰动强度对电导率探头输出信号的影响.

摘要： 动力学模态分解(DMD)是最新发展的一种动力学系统低维分解技术，相比于传统的本征正交分解技术(POD)，DMD分解能够获取更多关于原系统的动力学信息。本文首先阐述了DMD分解的物理内涵，继而应用DMD技术研究了TR-PIV测量得到的NACA0015翼型加装Gurney襟翼后的尾流速度场。研究发现，DMD分解除了能够显示尾流场中的主要特征----卡门涡街脱落之外,还能捕获其各阶高频谐波，基波和高阶谐波的频率、波长和传播速度均能从DMD分解中获得。这为研究复杂流场中不同尺度的相干结构及其相互作用提供了丰富的信息。

摘要： 空中加油是提高飞机作战能力的重要手段,历来为各国空军所重视.空中加油训练难度大风险高,往往只有少数飞行技术精湛的飞行员才能完成空中加油飞行.为此,空中加油模拟训练成了培养飞行员空中加油技术的重要途径.而空中加油飞行的数学建模是模拟加油飞行的基础,它直接关系到模拟飞行的逼真程度,关系到模拟加油训练的效果.本文主要介绍某型歼击机的配合某大型授油机进行空中加油的数学建模方法.其中,重点分析了大型授油机尾流的形成和分布特点,研究了受油机在不同位置进入尾流时飞机所受的影响.同时研究了加油过程中飞机质量和重心的变化规律和对飞行性能的影响.

摘要： 本文从概念的源头上澄清了能见条件下飞行的含义，详细地分析了影响能见飞行条件下的间隔标准的因素并就尾流的有关参数做了计算。最后，作者就如何在实际工作中正确地理解和应用此间隔标准提出了本人的观点。

摘要： 本发明公开了一种基于多尾流模型的风机尾流分析方法，主要包括：对尾流模型进行分析；基于尾流模型的分析结果，对尾流湍流模型进行分析；基于尾流湍流模型的分析结果，对尾流组合模型进行分析，得到尾流模型、尾流湍流模型和尾流组合模型的风机尾流分析结果。本发明所述基于多尾流模型的风机尾流分析方法，可以克服现有技术中稳定性差、可靠性低和成本高等缺陷，以实现稳定性好、可靠性高和成本低的优点。

摘要： 公开了一种建立风电场的尾流管理的方法。所述方法包括使用来自一个或多个风力涡轮发电机(WTG)的一个或多个传感器监测一个或多个尾流状况的行为；以及根据所述尾流状况建立所述风电场的尾流管理的行为。还公开了一种基于尾流管理优化风力涡轮机场的操作的方法以及一种用于生成尾流管理的系统。

摘要： 本发明属于新能源并网与调度运行技术领域，涉及一种基于高斯尾流模型的风电机组尾流特性分析方法，应用于电力部门对多种新能源发电的协调调度。本发明通过建立基于高斯尾流模型的高斯风速分布模型、建立基于高斯尾流模型的高斯功率分布模型、基于高斯尾流模型的单列风电机组尾流叠加模型建立。本发明是一种能够根据不同工况对高斯模型参数进行调整，从而提高模型预测准确度的基于高斯尾流模型的风电机组尾流特性分析方法。

摘要： 本发明提出一种基于尾流分解方法的偏航风力机尾流速度亏损剖面预测方法。本发明所述方法通过将尾流剖面进行分解，能更具物理意义的考虑偏航导致的尾流速度亏损剖面不对称性。且可以直接通过改进已有的尾流分析模型建立新的偏航叶轮尾流分析模型，从而提高其预测精度，改善风电场偏航控制效益。

摘要： 一种利用二维Frandsen尾流模型对风力机尾流进行计算的方法，其特征在于，它包括以下步骤：步骤1)提取风力机的推力系数CT，轮毂高度zh，地形粗糙度z0；步骤2)确定比例系数β和尾流扩散系数kw；步骤3)确定尾流压力恢复到来流压力时的尾流初始直径D1；步骤4)确定尾流直径Dw；步骤5)确定尾流区假定速度UF；步骤6)确定高斯函数的标准偏差σ；步骤7)确定高斯函数的系数C；步骤8)确定尾流区的速度亏损分布；步骤9)确定尾流区的速度分布；通过以上步骤提高对尾流区流场的预测精度。

摘要： 一种提升高斯尾流模型对风力机尾流场预测精度的方法，它包括以下步骤：步骤1）获取风力机的推力系数；步骤2）获取比例系数；步骤3）获取初始标准偏差系数；步骤4）获取标准偏差；步骤5）结合高斯尾流模型，获取尾流区的速度亏损；本发明的目的是为了从提高初始标准偏差系数的普适性入手，通过改进初始标准偏差系数的获取手段，从而提升所获取的初始标准偏差系数的精度，解决了因采用常规方法获取的初始标准偏差系数通用性不足，这样对高斯尾流模型在不同环境下对尾流区速度的预测精度影响较大的技术问题。

摘要： 本发明公开了一种基于多尾流模型的风机尾流分析方法，主要包括：对尾流模型进行分析；基于尾流模型的分析结果，对尾流湍流模型进行分析；基于尾流湍流模型的分析结果，对尾流组合模型进行分析，得到尾流模型、尾流湍流模型和尾流组合模型的风机尾流分析结果。本发明所述基于多尾流模型的风机尾流分析方法，可以克服现有技术中稳定性差、可靠性低和成本高等缺陷，以实现稳定性好、可靠性高和成本低的优点。

摘要： 本发明公开了一种基于不确定性与尾流模型的风电场发电量评估方法，具体为：对长期参考风速数据进行统计分析，得到蒙特卡罗模拟的输入年平均风速；基于长期订正之MCP法进行风速外推，得到测风塔参考高度的风速；基于垂直外推，得到测风塔轮毂高度的风速；基于风流模型的水平外推，得到风电场内各座风机轮毂高度的风速；考虑尾流效应，得到尾流折减后的风速；获得空气密度与功率曲线的概率模型；计算风电场内各座风机的AEP；循环1000次后，得到风电场内各座风机的AEP的不确定度，最终获得风电场发电量的不确定度。本发明可获得整个风电场以及每座风机的AEP及其不确定度，对运行风电场的考核标准有一定的指导和参考意义。

摘要： 本发明公开了一种模拟风力机尾流的修正致动线模型方法，包括如下步骤：将风轮叶片简化为致动线模型；获取叶素点中的速度信息；通过叶素理论计算叶素点处轴向力和切向力；计算叶素点上的体积力；通过叶尖叶根损失修正模型进行修正；采用三维延迟失速模型对二维翼型升力系数进行修正；致动线区域添加体积力；计算模拟流场。本发明提出了一种模拟风力机尾流的修正致动线模型方法，建立的全尺寸风力机致动线模型可使得致动线模型的气动特性和尾流速度方面能够更好的吻合实验测试数据，在实际的工程中有很好的应用前景。

摘要： 发明公一种固定翼飞机尾流作用下箔条云可视化仿真方法，贴近真实情况，准确性好。本发明方法，包括如下步骤：(10)将尾涡模型与箔条运动相结合，计算得到任意时刻尾涡场内箔条质点的诱导速度；(20)通过计算发动机喷流场轴中心的速度和箔条质点到中心轴线的距离，得到任意时刻喷流场内箔条质点的诱导速度；(30)根据尾涡速度场和喷流速度场，将飞机尾流速度场转化为箔条所受尾流风力；(40)分析飞机尾流影响下的箔条云空中运动特性，由单根箔条运动模型和椭球曲面拟合，得到箔条云整体运动模型；(50)根据飞机尾流下的箔条云整体运动模型，基于粒子系统完成千万量级的箔条云的可视化仿真。