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利用粒子群算法结合XFOIL软件,进行了钝尾缘翼型型线优化设计。平移优化后,在翼型吸力面距前缘0.1c(c为弦长)处添加一高0.015c、宽0.04c的凸台,得到表面粗糙钝尾缘改型,并数值研究其升阻力系数、升阻比、压力系数和流场特性。结果表明:粗糙S812翼型钝尾缘优化后,尾缘厚度为0.039 8c,尾缘厚度在上下翼面的分配比为1∶13.16;升力系数在计算攻角范围内显著增大,升阻比在17.2°攻角之前显著增大,最大升阻比增大明显;钝尾缘处的漩涡对吸力面的气流造成下洗作用。 相似文献
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提高海流能水轮机的获能效率是海洋能开发的重点研究内容,提高水轮机获能效率的关键在于水轮机叶片的几何构造.在NACA4412翼型的基础上,采用儒可夫斯基保角变换的方法对翼型进行参数化建模,以最大升阻比为目标函数,施加约束条件进行设计优化,利用遗传算法进行全局寻优求解.在获得最优解后,利用CFD软件Fluent对原翼型和优化后的翼型进行翼型绕流数值模拟,数值模拟的结果表明:优化后的翼型相比于原翼型具有更大的升力系数和升阻比,翼型的最大升力系数和最大升阻比分别提高了18.72%和46.84%,且优化后翼型达到最大升阻比时的攻角相对较小;翼型的临界失速攻角相比于原翼型较大,验证了该优化方法的合理性与可行性. 相似文献
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对理想风机的气动参数进行了设计。通过绘制升阻比曲线和升力系数曲线,对该翼型的弦长、攻角和风轮半径等进行了计算。同时应用Matlab与Profili软件分析翼型在不同攻角下的叶背和叶盆曲线上的升力和阻力的变化情况,并通过Profili软件的翼型受力分析功能,对设计出的翼型进行对比分析,验证了设计的准确性。 相似文献
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为了给双向轴流式叶轮提供水动力特性较高的优秀翼型,基于ISIGHT多学科优化平台,结合改进后适用于S翼型重构的CST参数化方法和Latin Hypercube优化方法构建了自动寻优平台,并对优化前后翼型的水动力特性进行对比分析。结果表明:优化翼型的适用攻角范围明显拓宽,升阻比及升力系数均有效提升,最优升阻比较原始翼型提升了45.5%。优化翼型的损失增幅从5°攻角处开始变大,相较于原型延迟1°,同时减小了翼型上翼面前缘区域处的逆压梯度、抑制了该区域内的流动分离现象。研究结果有助于推进双向轴流式水力机械性能的提升,同时可为类似研究提供有益借鉴。 相似文献
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研究吸力面存在合成射流的情况下,钝尾缘翼型TR-4000-2000流场结构的变化及其升阻力系数等气动特性参数的变化趋势。在相同射流入口速度条件下,采用计算流体力学软件Fluent对相同来流速度不同攻角情况下翼型流场进行非定常数值模拟计算,分析射流前后翼型升阻力系数变化及翼型表面压力的波动状况;在此基础上,对不同射流频率和不同射流速度情况下翼型流场进行模拟计算,寻求最佳射流参数。结果表明,由于射流及尾缘涡的相互作用导致翼型的升阻力特性不断变化,钝尾缘翼型吸力面合成射流有明显的增升减阻效果,在15°攻角时尤为明显,升力系数提高约40%,阻力系数减小约25%。在量纲一射流速度和量纲一射流频率均为1时,射流对翼型的增升减阻效果最佳。 相似文献
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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。 相似文献
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本文提取具有优良气动性能的海鸥翼型对其尾缘进行仿生重构以降低气动噪声。采用大涡模拟(LES)进行三维瞬态流场计算,结合Ffowcs Williams和Hawkings发展的FW-H方法进行远场声学求解。系统研究了雷诺数为9.0×104,攻角为0°条件下,基于仿海鸥翅膀翼型的常规尾缘锯齿翼型、正弦型尾缘锯齿翼型及熨斗型尾缘锯齿翼型的气动噪声特性。研究结果表明:与原型翼型相比,常规尾缘锯齿翼型的升阻比损失最小,熨斗型尾缘锯齿翼型的升阻比损失最大。正弦型尾缘锯齿翼型的远场降噪效果最好,平均降噪幅度为5.72dB。与其他两种齿型结构相比,正弦型尾缘锯齿翼型能更有效地减小湍流宽频噪声和翼型表面的压力脉动,使整体旋涡脱落噪声明显下降。而熨斗型尾缘锯齿翼型在减小涡结构展向相关性的同时加剧了纵向空间涡结构的脱落,使整体声压级降低幅度最小。 相似文献
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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。 相似文献
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钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析 总被引:4,自引:0,他引:4
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. 相似文献
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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°。 相似文献
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目前国内外对钝尾缘翼型的研究主要集中于翼型的改进方式与二维气动性能的模拟,对钝尾缘翼型应用于风力机时对其性能影响的研究较少,然而钝尾缘翼型应用于风力机时由于旋转效应的存在叶素翼型之间会发生相互影响。为了更好的研究钝尾缘翼型,了解钝尾缘翼型对风力机性能的影响,对NREL 5MW风力机叶片内侧翼型进行对称钝尾缘修型,分析二维翼型气动性能,发现一定范围内,翼型的升力系数、升阻比均随尾缘厚度的增加而增大。对原风力机进翼型替换,模拟并对比两类风力机的性能,研究表明改型后风力机的输出扭矩高于原机,而且随风速增大改型风力机的优势变得越来越突出;然而在相同工况下,改型后风力机的轴向力也大于原机。 相似文献
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Gurney襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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利用MATLAB与Fluent软件,对风机叶片翼型的升阻比进行了研究。利用Fluent迭代升力阻力系数,再通过MATLAB拟合各个攻角下的升阻比曲线。通过分析与比较,验证了方法的可行性,从而得到叶片材料选择的依据。 相似文献