气动弹片对翼型气动及噪声特性的影响

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°～24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明：气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。     

风力机柔性叶片翼型的气动特性研究

基于柔性叶片大尺寸变形的特点,选取NPU翼型作为研究对象,采用Xfoil软件计算不同弦向变形时翼型的升阻力系数及俯仰力矩系数,并总结翼型变形后升力系数计算的修正公式。研究表明,柔性叶片弦向弯曲变形越大,翼型的升力系数越大,阻力系数也会有小幅度增大,但升阻比总体呈现增大趋势,有利于提升气动性能。翼型变形后的气动特性计算修正公式的计算结果与模拟仿真的结果也吻合较好。     

前缘涡振圆柱对翼型气动性能的影响

为推迟叶片表面流动分离,提升叶片气动性能,提出在叶片前缘附近设置具有涡激振动效应的钢丝。针对叶片前缘设置钢丝的问题,从二维问题开始,将弹性支承的微小圆柱安装在NACA0012翼型前缘正上方。采用ANSYS Fluent及其用户自定义函数接口对涡激振动问题进行数值模拟。侧重分析圆柱在共振状态下,不同圆柱直径和圆心到翼型前缘距离时的翼型气动性能。结果表明,在较大攻角下,合适的微小圆柱几何及位置参数可以推迟翼型的静态失速,提升翼型在一定攻角范围内的气动性能,但在来流攻角较小时,这类微小圆柱的流动控制效果是负面的。同时对比圆柱在共振与非共振状态下翼型的气动性能,发现共振圆柱可使翼型更快地脱离失速初期阶段升力系数的骤降,提升翼型的稳定性,但在其他攻角范围内,两者的升阻力系数差异不明显。相关研究成果可为翼型前缘布置微小圆柱这一流动控制方法的研究及应用提供指导。     

一种翼型风洞试验数据的不确定度分析方法

对风力机翼型进行气动分析、优化设计以及风洞试验研究等工作，对提高叶片的风能捕获能力、减小叶片的质量和相应的系统载荷具有重要的意义。风洞试验数据分析是试验研究的重要环节，试验数据的不确定度分析对试验结果的可靠性有着重要的影响。风洞试验是一个多环节的复杂过程，如何有效地分析各类误差源的影响对获取真实可靠的风洞试验数据至关重要。本文给出了一种翼型风洞试验数据不确定度的分析方法，运用该方法对OA309标准模型翼型在马赫数0.4,0.8时，风洞试验得到的升力系数，阻力系数，俯仰力矩系数不确定度进行了分析，得到了实验误差范围，通过对结果进行分析发现：压力传感器的准确度对试验结果影响较大。Ma=0.4时，升力系数的不确定度相对自身而言较小，仅为1.4%，阻力系数的不确定度相对自身而言较大，最大为8.1%，俯仰力矩系数的不确定度为6.41%。     

雷诺数对DU系列翼型气动性能的影响

针对雷诺数对大型风力机常用的DU系列翼型气动性能的影响,以DU25、DU30、DU40三种厚度翼型为研究对象,采用Gambit6.3对模型进行流场网格划分,利用商用CFD软件Fluent14.0对其进行气动性能计算,并对其升力特性、阻力特性、升阻比及力矩系数等气动性能参数在(0~30)°攻角范围内进行了分析比较。结果表明,在一定攻角范围内,雷诺数越大翼型的升力系数越大,阻力系数越小,升阻比越大,并且翼型的相对厚度越小,其气动性能受雷诺数影响越大。研究结果为今后的风力机叶片设计及优化提供了一定的参考依据,对片优化具有一定的指导意义。     

FSAE赛车新型定风翼型气动性能的提升

赛车的空气动力学特性决定着赛车的设计优劣和性能,其中气动阻力系数和气动负升力系数是决定气动特性的两个关键系数。采用数值模拟方法对赛车的空气动力性能有重要影响的后定风翼进行了翼型、攻角、离地间隙等结构参数下的气动分析和对比,根据阻力系数和负升力系数的变化规律以及匹配原则,确定了最佳的定风翼方案。结果表明:曲率较大、翼身较厚的翼型会产生较大的升力,攻角45°为最佳攻角方案,离地间隙的最佳值为88 mm。     

雷诺数对低速对称翼型气动性能的影响

基于CFD软件,采用k-ωSST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响。比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的计算值与试验值,得出了和试验值最接近的翼型,总结了对称翼型升力系数、阻力系数和升阻比的变化规律,确定了对称翼型最佳攻角。结果显示,低速对称翼型相对厚度越大,气动性能越好;雷诺数越小,黏性越大,越先发生边界层分离;翼型NAcA0018的计算值和试验值最接近;翼型NAcA0018的最佳攻角为10°。     

基于CFD技术的风机翼型多目标优化设计

以轴流风机翼型为研究对象,基于CFD技术,建立了一套多目标优化设计系统,对翼型进行优化以提高其气动性能。借鉴船舶设计行业的SBD技术,通过Isight平台集成CFD软件及NSGA-II优化算法,采用改进后的Hicks-Henne型函数法为优化翼型参数化方法。对标准翼型NACA0024进行了多目标优化设计,结果显示,翼型的气动性能有了显著提升,三个工况点的加权升力系数提升了19.1%,加权升阻比系数提升了16.9%。由此证明了该多目标优化方法是可行的,为今后风机性能的改进打下了基础。     

风力机叶片翼型的气动特性研究

选取S818叶片翼型进行二维几何模型,采用适合翼型流动的Spalart-Allmaras湍流模型,对Base翼型和95%弦长处带Microtab的翼型进行数值模拟分析,得到在不同攻角下的升阻比、表面压力和速度矢量图。从流场计算结果看出95%弦长处带microtab的翼型在0°到12°攻角范围内气动性能有明显提高;带microtab的翼型改变了后驻点位置,使其出现在了microtab末端,增加了气动曲面环量,从而增加了翼型升力。     

钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析

钝尾缘风力机翼型有较好的结构和气动性能,是目前多被用于大型风力机叶片靠近轮毂区域的选定翼型.但钝尾缘翼型也有缺点,易产生大的脱流涡,这会降低叶片的气动性能.为了更好地研究钝尾缘翼型的性能,以了解其气动性能的降低能否与其结构性能的优化相匹配.采用计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对薄尾缘翼型S809和改进的钝尾缘翼型S809-100的性能进行模拟和对比,结果表明相对于薄尾缘翼型,钝尾缘翼型可以增大断面的最大升力系数和升力曲线斜率,并可以降低翼型污染对翼型升力影响的敏感度.     

襟翼相对长度对翼型流场结构影响

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼相对长度和翼缝相对宽度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;文章分别选取了襟翼相对长度分别为0.2、0.3和0.4和翼缝相对为1.0%,分析襟翼相对长度对翼型气动性能的影响。数值结果表明:由于襟翼对翼型周围主涡发展和变化的影响,不仅改善了翼型的失速特性,同时也提高了翼型的气动性能。襟翼翼型的失速攻角在此次研究范围内均大于基准翼型,在攻角小于失速攻角时,襟翼翼型的升力系数均小于基准翼型,阻力系数均高于基准翼型,但升力系数的最大值均高于基准翼型;随着襟翼相对长度增大,翼型临界攻角逐渐减小;在攻角接近翼型失速攻角时,升力系数先增大后减小;襟翼长度相同时,随着翼缝相对宽度的增大,升力系数逐渐减小。     

Gurney襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响

为了研究Gurney襟翼对风力机专用翼型的增升效果,采用数值求解N-S方程的方法,对装有Gurney襟翼的DU95-W-180翼型进行了数值计算,在翼型尾缘压力面添加高度为弦长的1%、2%、3%、4%的Gurney襟翼,攻角范围为-8°~18°,计算各种工况下的翼型气动性能并与原翼型气动性能相比较。结果表明:Gurney襟翼对风力机专用翼型有很好的增升效果,而且增升效果与高度密切相关,襟翼高度越大,升力系数越大,相应的阻力系数也会增大。Gurney襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况,在中小升力系数情况下不宜使用。     

Magnus效应下的前缘旋转圆柱参数设计

通过数值仿真方法研究了一种前缘附加旋转圆柱的NACA0015翼型气动性能,分析了圆柱与主体间间隙大小及圆心距离前缘位置两个主要参数对翼型升阻比的影响,获得了一组具有最佳气动特性的旋转圆柱参数,并利用此翼型建立了二维基于Magnus效应的H型垂直轴风力机模型。基于滑移网格技术,选用Spalart-Allmaras方程湍流模型和基于压力隐式的SIMPLE算法对风轮流场进行非定常数值模拟研究。制作了风机模型并进行测试,验证了前缘旋转圆柱对风力机性能有一定的提升作用。     

海流发电装置的叶片翼型改进研究

利用海流发电装置原位地捕获能量将成为实现海底观测仪器长期供电的一种新方式。对海流发电装置翼型前缘及后缘进行结构改进,并利用FLUENT软件和k-ω SST两方程湍流模型对翼型绕流问题进行求解,结果表明前缘半径适当增大,最大升阻比增大,失速攻角将变大;而采用对称增加后缘厚度的方法,升力系数随厚度增大略有提升,但阻力系数亦同时增大。     

相对厚度对DU系列翼型气动性能的影响

针对翼型的相对厚度对翼型气动性能影响,以相对厚度分别为21%、25%、30%、35%的DU21、DU25、DU30、DU40四种翼型作为研究对象,采用网格划分软件Gambit对翼型流场划分网格,采用Fluent14.0对翼型进行气动性能分析,研究了相对厚度对翼型气动特性的影响规律。研究表明,翼型的气动性能受翼型相对厚度的影响较大,翼型最大升阻比随翼型的相对厚度增大而减小,翼型的最大升力系数及失速攻角随相对厚度的增大而增大。研究结果对后续的风力机叶片的设计和叶片优化具有一定的参考价值和指导意义。     

轴流风机关键特征参数变化的气动性能计算方法

通过对轴流风机基元级截面处的气动力分析,应用儒可夫斯基升力定理和动量定理,结合速度三角形和叶轮进出口截面间的气动参数间关系,建立了风机全压、流量、功率、全压效率与叶片平均相对速度、升力系数、叶片安装角、叶片数、叶片弦长间关系的数学模型。并考虑到叶栅翼型与孤立翼型间升力系数的差异,对叶栅翼型升力系数修正到相对应的孤立翼型升力系数。基于现有产品性能按本数学模型进一步建立了变安装、变叶片数和变叶片弦长后的风机性能参数关系式。计算实例结果表明,该计算方法能满足工程需要。     

基于径向基函数模型的风力机翼型多目标优化设计

针对目前大型风力机翼型综合气动性能的优化需求,建立了多运行工况下的翼型优化设计方法。该方法利用最优拉丁超立方法设计样本,采用解析函数线性叠加法表征翼型外形,建立径向基函数模型代替复杂且耗时的CFD气动分析模型,利用多目标粒子群优化算法对该模型进行多点优化设计,以获取综合气动性能更佳的风力机专用翼型。利用上述方法对风力机常用翼型NACA4418进行优化,结果表明:新翼型在各运行工况下,升力系数和升阻比均有所提高,该优化方法可提高优化效率,改善翼型的气动特性,具有一定的工程实用价值。     

几何特性对风力机翼型粗糙度敏感性的影响

基于正交试验的方法,采用XFOIL软件研究最大相对厚度、最大相对弯度以及尾缘厚度对翼型前缘粗糙度敏感性的影响,推导评价翼型粗糙度敏感性的指标,并讨论翼型表面不同区域加密面元节点对XFOIL软件计算结果的影响。研究表明,在翼型上表面正压力梯度区域加密面元节点会对XFOIL软件的计算结果产生明显的影响,而在其它区域增加面元节点个数会增加计算的收敛速度,但对计算结果没有明显的影响。通过极差和方差分析发现,翼型前缘粗糙会导致翼型多方面的气动性能参数变坏,翼型的最大相对厚度会对所有的敏感性指标产生显著性影响,而最大相对弯度和尾缘厚度仅对其中一些指标产生明显的影响,且增大翼型的尾缘厚度有利于降低由于前缘粗糙引起的升力系数和升阻比的下降。     

粗糙度对风力机专用翼型气动性能影响

针对风力机专用翼型FFA-W3-211进行数值模拟,深入系统探讨了粗糙度对该翼型气动性能的影响。采用剪切应力输运k-omega湍流模型进行CFD计算;于翼型表面均匀分布不同粗糙度,求出该翼型敏感粗糙度;同时,研究了在该翼型吸力面和压力面不同位置布置敏感粗糙度时,粗糙带位置对翼型升力系数和阻力系数的影响,分别求出吸力面和压力面的敏感粗糙带位置,与软件XFOIL算出转捩点位置进行对比,分析粗糙度对该翼型气动性能的影响。计算结果对风力机专用翼型的设计与开发具有一定的理论价值。     

关于对称翼型气动特性数值模拟的研究

针对NACA0012、NACA0015、NACA0018这3种翼型的绕流流动,建立二维湍流模型,利用Fluent软件对翼型不同来流攻角下的气动特性进行数值模拟计算。湍流模型采用SST k-ω模型处理,得出雷诺数在0.82×106时翼型的升阻系数、升阻比随来流攻角的变化关系,并与相对应的翼型试验数据对比,验证了数值模拟的可靠性。结果表明,NACA0018翼型与其他2种翼型相比,具有较高的升力系数、升阻比和更好的失速性能。