涡激振动小圆柱对翼型气动力影响的数值研究

在大攻角来流时,翼型吸力面气流常产生流动分离现象,使翼型气动性能恶化。针对大攻角情况下的流动分离现象,本文在翼型前缘加入控制柱,通过数值仿真探究发生涡激振动的小圆柱对于翼型气动力的影响。基于计算流体力学、结构动力学和嵌套网格技术,本文建立了二维流固耦合模型。以NACA0012翼型为例,对翼型前缘设置涡激振动圆柱的流场情况进行模拟,并且对比了静止圆柱与振动圆柱情况下的流场变化。通过流线图和涡量云图分析了小圆柱流动控制的机理。仿真结果表明：设置静止小圆柱可以提高大攻角下的翼型升阻比,使小圆柱产生涡激振动之后,能够进一步有效地提高大攻角下的翼型升阻比50%以上。涡激振动小圆柱的引入在大攻角条件下对提升翼型升阻比具有显著效果,为改善翼型气动性能提供了一种有效的流动控制手段。     

于CFD的大型风力发电机组叶片气动性能研究

为了研究大型风力发电机组叶片的气动性能,提出了基于CFD技术的叶片气动性能分析方法。该方法采用RANS方程结合SST湍流模型,以实现对大型风机叶片二维翼型气动性能和三维气动性能的分析预报。在此基础上,采用二维方法分析了NACA64-618翼型－180°～180°攻角下的气动性能,获得了其失速攻角,与试验数据的比较证明了该方法的准确性;进而建立了2MW大型风机三维叶轮模型,采用三维方法分析了其有关气动性能,与GHBladed软件计算结果比较证明了三维方法的可行性。最后,对2MW风机翼型进行了优化,改善了其气动性能。研究方法对于大型风机叶片的设计,优化及新翼型的开发具有重要参考价值。     

风力机翼型边界层分离流动三维特性的数值模拟

针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下得到了更加细致的涡结构,且更能显示出边界层分离流动的三维特性,计算出的翼型气动性能与实验测试值更接近,因此,Spalart-Allmaras湍流模型比k-ωSST湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效。数值计算结果同时揭示了分离流动的三维特性是影响翼型气动性能的重要因素,而二维模型并不适用于翼型气动性能的计算。     

基于CFD的大型风力发电机组叶片气动性能研究

为了研究大型风力发电机组叶片的气动性能,提出了基于CFD技术的叶片气动性能分析方法.该方法采用RANS方程结合SST湍流模型,以实现对大型风机叶片二维翼型气动性能和三维气动性能的分析预报.在此基础上,采用二维方法分析了NACA64-618翼型-180°～180°攻角下的气动性能,获得了其失速攻角,与试验数据的比较证明了该方法的准确性;建立了2MW大型风机三维叶轮模型,采用三维方法分析了其气动性能,与GHBladed软件计算结果比较证明了三维方法的可行性.最后,对2MW风机翼型进行了优化,改善了其气动性能.研究方法对于大型风机叶片的设计,优化及新翼型的开发具有重要参考价值.     

涡发生器对风力机翼型绕流场的影响研究

为了研究涡发生器对风力机专用翼型气动性能的影响,采用数值模拟的方法对带涡发生器风力机的翼型进行了数值计算.首先对具有试验数据的带涡发生器翼型进行了数值计算,验证了计算方法的可行性;然后采用该计算设置对所要研究的风力机翼型在多个攻角下的情况进行了计算.结果表明:在小攻角下当翼型未发生流动分离时,涡发生器可能使翼型升阻比降低;当攻角增大,翼型发生流动分离时,涡发生器可以有效推迟流动分离,增大失速攻角,提高升阻比.     

基于Fluent的亚音速翼型气动特性数值研究

根据Spalart-Allmaras模型建立了NACA0006翼型二维湍流流动模型,并对模型近壁面进行了网格加密处理.利用Fluent软件模拟了NACA0006翼型的二维湍流流动,得到在不同攻角及马赫数下升力系数和阻力系数的变化特性.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,升力系数和阻力系数均逐渐增大;在跨音速区,由于激波的产生,升力系数急剧下降.Fluent为研究翼型气动特性提供了重要参考和依据.     

风力机专用翼型数值模拟中湍流模型的选择

基于三维N-S方程,分别选用k-ε、k-ω、RSM和LES四种湍流模型对风力机专用S827翼型进行了数值模拟,对比了不同湍流模型对气动模拟精度的影响,得到了雷诺数为4×106时,该翼型在-4°～10°攻角下的升力和阻力特性曲线以及压力分布图,并与NREL的气动数据进行对比,结果表明,RSM湍流模型更适用于风力机专用翼型的数值模拟。     

扇翼三维几何参数对气动性能影响分析

本文建立基于CFD的扇翼三维几何模型的数值模拟方法对扇翼气动特性进行分析。计算了叶片安装角、前缘开口角、叶片间隙等几何参数对扇翼翼型气动特性的影响,分析了各参数对扇翼升力和推力的影响,揭示了扇翼气动性能与其几何参数之间的关系,得出了一些实用性的结论,为后期扇翼飞行器的设计和发展奠定了一定的理论基础。     

风力机翼型转捩与失速特性的数值计算

针对三种NREL S系列风力机专用翼型,分别采用Xfoil和Fluent软件对流动转捩和失速特性进行了数值研究,得到了翼型升力系数与阻力系数随攻角变化关系,并将其与实验数据进行了比较。结果表明:数值计算结果与风洞实验数据吻合很好,表明数值计算在翼型二维气动性能计算方面有较高可信度。对于相对厚度大于0.15的翼型,在中低雷诺数下,通常会发生后缘分离,达到失速角时,升力系数缓慢减小。     

小型水平轴风力机叶片仿生设计

为了提高风力机叶片性能,基于家燕翅膀翼型良好的气动特性进行了风力机叶片的仿生设计。采用计算流体动力学,对仿家燕翼型和标准叶片翼型的性能进行模拟和对比,结果表明,仿家燕翼型具有较高升力系数和升阻比。基于家燕翼型进行100 W风力机叶片的仿生设计,并对标准100 W风力机叶片和仿生设计叶片进行数值模拟和风力机效率实验。结果表明:相比于标准叶片,仿家燕风力机叶片展向位置翼型上下表面压力差有较大提高,能有效提高风力机叶片效率,效率比标准叶片提高25%以上。     

低速轴流叶轮流场气动声学试验研究

以低速轴流风扇的弯掠叶片为对象,通过气动声学试验,获得了不同运行工况下声压级的变化规律,对比研究了叶片周向弯曲方向对低速轴流风扇气动噪声的影响.结果显示,低速轴流风扇尾迹宽度的径向分布规律受叶片弯曲方向的影响不大,即叶轮尾迹宽度沿径向都呈现逐渐减小的变化规律.与后弯叶片相比,前弯叶片的降噪性能更强.     

航空发动机叶片叶型无损检测气动试验研究

本文用气动检测法,对航空发动机叶片叶型进行无损检测,对发动机基元叶型生成技术、三维叶片优化设计方法,表面气流参数分布准则及气动性能与型面几何形状匹配,数值模拟方式及叶型研究和分析的方法进行测试,验证了方法的有效性,完善了叶片设计方法,创新了叶片叶型检测的理论与实践。     

Analogy Theory and Application of Pressure Difference of Wind Turbine Blade Profile

风力发电叶片翼型型线理论及应用

张照煌,Aqeel Muhammad,张峻,刘青,李魏魏,宋玉旺

（华北电力大学 能源动力与机械工程学院 ,北京 102206）

中文说明：

经研究发现,在流动空气与风电叶片相互作用规律的过程中,真空中自由下落的空气团的形态与前后压差作用下流动的空气（风）非常相似;因此,本文提出以重量比拟压差设计风电叶片翼型型线的理论,即：空气团流过风电叶片翼型线的时间最短及应有尽可能多的空气团作用于该翼型线;以此为基础,本文推导出风电叶片翼型型线方程并进行了应用研究;通过从现有翼型库中选取三种相似翼型进行模拟对比,结果表明用本文建立的风电叶片翼型线方程设计的翼型线翼型(“SJX翼型”)在攻角变化时的升力及升力系数较所选取的三种翼型有较大的提升,翼型生阻比亦有小幅提升,且流动空气作用在气动中心的力矩均较大,验证了论文建立的风电叶片翼型线方程设计翼型型线的可行性和有效性,从而为风电叶片翼型型线设计理论的发展提供了新尝试和有益借鉴。

关键词：风力发电叶片;重量比拟压差;翼型型线;生阻比;翼型设计

     

采用粒子群算法的水平轴潮流能水轮机翼型多目标优化

为了提高水平轴潮流能水轮机叶片翼型空化性能,提出一种基于粒子群算法（PSO）的翼型性能多目标优化方法,主要针对较大攻角下翼型表面压力系数最小值;同时为保证翼型水动力性能,以翼型压力系数最小值及升力系数等建立多目标优化函数.通过程序调用XFoil对优化翼型水动力性能进行过程分析,替代计算流体动力学（CFD）分析,节省优化时间.采用此方法对NACA63-815翼型进行优化并采用CFD方法重点研究2个攻角工况下优化翼型与原翼型在3个空化数（1.0、1.5和2.0）下的空泡分布对比.结果表明,优化翼型在6.8°和10.8°攻角下压力系数最小值分别提升了17.0%和45.8%,最大升阻比提高了6.0%和61.1%.翼型的空化初生及全空化性能均得到明显提升,水动力性能也得到了提升,验证了此优化方法的可行性.     

Numerical investigation on bowed blades of large meridional expansion Turbine

To improve the performance of the Turbofan engine,several measures should be considered during design process.Such measures,relating to aerodynamic characteristic design,include the maximum enthalpy per stage,the shortest axial length,the minimum blade rows and the highest efficient in design and off design condition.To satisfy theses design characters,the meridian geometry of the engine will be excurvature at a high degree transition part between HP and LP turbines.The study is to investigate the effect of blade bowing on flow loss at blade tip and root of the type of turbine.Such turbine,tending towards separation,with severe secondary flow at the tip and strong radial flow at exit,was simulated by the 3D N-S solver Numerca,and there were several different stacking line bowing schemes in all.The results show that tip negative bowing and root positive bowing is able to weaken radial flow,consequently reduce the flow loss at the tip and root.     

Numerical investigation on bowed blades of Iarge meridional expansion Turbine

To improve the performance of the Turbofan engine,several measures should be considered during design process.Such measures,relating to aerodynamic characteristic design,include the maximum enthalpy per stage,the shortest axial length,the minimum blade rows and the highest efficient in design and off design condition.To satisfy theses design characters,the meridian geometry of the engine will he excurvature at a high degree transition part between HP and LP turbines.The study is to investigate the effect of blade bowing on flow loss at blade tip and root of the type of turbine.Such turbine,tending towards separation,with severe secondary flow at the tip and strong radial flow at exit,was simulated by the 3D N-S solver Numerea,and there were several different stacking line bowing schemes in all.The results show that tip negative bowing and root positive bowing is able to weaken radial flow,consequently reduce the flow loss at the tip and root.     

风力机攻角与锥角优化及其相关性探讨

针对传统叶素动量理论无法用于优化锥角β的问题,提出了β-BEM修正模型.该修正模型可以成功计算带锥角风力机气动特性,并应用BEM及β-BEM模型对NACA0012翼型的1. 5 MW风力机攻角α及锥角β进行独立优化及统一优化.仿真结果表明:对α、β进行独立优化,风能利用系数值理论上比优化前提升9. 3%;对α、β进行统一优化,该值理论上提升9. 4%;α、β具有弱相关性,理论上宜采用统一优化方案,但从工程方便角度考虑,亦可采用独立优化方案.     

翼型采用近似边界条件的欧拉方程数值解

1　IntroductionThe use of body- conforming curvilinear gridshas become the most common approach in modernComputational Fluid Dynamics ( CFD ) methodssince the early seventies.It is now almost thenorm of all CFD methods that use structured gridsfor complex geometries.However,the computertime and human work involved in generating thecurvilinear grids could be rather demanding,especially for problems involving motion of theflow boundaries such as in the aeroelasticsimulation of a deforming wi…