自适应襟翼流动控制改进方法的提出与验证

减缓叶片流动分离已成为当前提高叶轮设备运行效率与安全性的主要措施。自适应襟翼仿生自鸟类翅膀上的羽毛,其在翅膀出现流动分离时受回流冲击向上抬起,进而阻止流动分离的发展。基于数值模拟所得到的襟翼表面压力分布规律,提出了合成力矩控制方法用以改进襟翼流动控制效果,并结合已有的线性力矩控制方法,验证了上述2种方法在不同流动分离过程中提升襟翼作用效果的有效性。结果表明:2种改进方法均能够有效提升襟翼的流动控制效果,其中合成力矩方法整体表现较好,且能够避免自由运动襟翼在流动分离较小时的过度抬起;此外,自适应襟翼在大攻角时还通过延后分离涡的生成与脱落,减弱了分离涡的影响,从而使升阻力系数波动幅度降低。     

一种确定仿生翅片安装角度的方法与分析

翼型是机翼以及风力机叶片等叶轮机械设计的基本元素,为有效抑制翼型表面流动分离以提高风力机气动性能,可在其吸力面加装类似鸟类羽毛的仿生翅片。通过数值模拟研究翼型周围流场结构,提出角度系数法,用于确定仿生翅片的安装角度,并进一步分析翼型噪声特性。结果表明：在流动分离状态下,位于最佳抬起角度的仿生翅片可有效阻止分离前移,延缓失速攻角,缩小尾缘脱落涡尺度,最大升力系数提高21%左右;同时,翅片翼型主频声压级减小约23.5dB,周向总声压级呈偶极子分布且明显降低。所得结果可为角度系数法的工程应用提供一定参考。     

仿海豚尾鳍襟翼模型气动性能优化数值研究

为进一步提高附属襟翼对翼型的升力增效,基于海豚前进时尾鳍的特殊运动形态,提出一种弯曲的翼型尾缘附属襟翼模型。首先,基于以往文献,阐述利用SST k-ω湍流模型进行二维不可压RANS数值模拟方法及翼型绕流数值模拟过程中使用的网格分布方式的正确性;然后,验证分裂式襟翼及仿生弯曲襟翼增升的有效性,并分别对两种襟翼的增升原理进行分析;最后,改变来流雷诺数,研究仿生弯曲襟翼及翼型整体在不同雷诺数下的增升特性及阻力变化原理。结果表明：在普通分裂式襟翼及翼型整体的基础上,提出的仿生弯曲襟翼模型及翼型整体的升力系数最大提高10.96%,升阻比最大提高9.39%;雷诺数的大小与附属仿生弯曲襟翼及翼型整体的升力系数增长率呈正相关,与附属仿生弯曲襟翼及翼型整体的升阻比增长率呈负相关。研究结果可为翼型尾缘附近附属襟翼的增升设计提供参考。     

涡流发生器形状对风力机翼型气动性能的影响

为研究涡流发生器对风力机翼型DU97-W-300气动性能的影响,采用数值模拟方法对装有三角形、矩形、梯形3种形状和3 mm、5 mm、7 mm 3种高度的涡流发生器的风力机翼型进行了计算,得到了有效提升气动性能的涡流发生器形状和高度。研究表明:涡流发生器能有效控制翼型产生流动分离,增大失速攻角,提高升阻比;采用梯形涡流发生器的升力系数最大,旋涡耗散速度最慢,提高气动性能最好;高度7 mm的梯形涡流发生器有效抑制了流动分离,提高翼型气动性能最佳。     

分段式气动弹片对翼型气动性能影响

为改善气动弹片在小攻角范围内破坏翼型上表面流体的附壁现象,强制发生流动分离,提出等间距分段式气动弹片。该文以NACA0018翼型为研究对象,通过数值模拟分析分段式气动弹片对翼型气动性能的影响。结果表明:等比例分段式气动弹片翼型吸力面压力显著降低,升阻比较原始翼型最大提高25.65%,且在一定范围内弹片所分段数越多,气动性能改善效果越明显;非均匀分段式气动弹片翼型与原始翼型相比升力系数基本不变,阻力系数略有下降,对尾缘脱落涡有抑制作用,但弹片抬起角度过大会在其下表面形成大涡区,进而对翼型气动性能产生负面效果。     

翼型厚度对气动性能的影响

增加翼型厚度在一定程度上可以提高叶片的气动性能,在小攻角下,较小厚度的翼型有较大的升阻比,在大攻角范围时,当原始翼型发生失速时,较大厚度的叶片可以提高翼型的升力系数,还可以扩大翼型的失速范围,可以有效改善翼型的流动特性。     

基于纳秒脉冲等离子体气动激励的翼型失速涡控制研究

为了揭示纳秒脉冲等离子体气动激励与附面层耦合作用机制,首先开展了NACA0015翼型的大迎角粘性绕流数值模拟,比较了3种典型湍流模型(S-A模型、standard k-w模型和SST k-w模型)对计算结果的影响,分析得到了翼型的近场旋涡分离流动流场结构特性,并对升力特性进行了频谱分析,得到了翼型非定常流动特征频率。进一步开展了基于脉冲等离子体气动激励的翼型大迎角绕流的频率耦合的风洞实验,实验结果表明:当固定激励电压,纳秒脉冲的激励频率大于或等于流场旋涡脱落频率时,控制效果最好,可在来流速度为100 m/s、攻角为22°时,可将翼型的升力系数增大18.1%,阻力系数减小22.5%。研究结论有助于揭示纳秒脉冲等离子体气动激励进行涡控制的作用机理,从而提高纳秒脉冲等离子体气动激励涡控制的能力。     

垂直轴风力机叶片翼型的气动性能分析

风力机叶片翼型的气动性能决定了风力发电机组的功率及载荷特性,不同形状类型的叶片翼型具有一定的气动性能规律。为了提高风力机性能,以垂直轴风力机 NACA4409叶片翼型为例,采用XFLR 5程序对其气动性能进行数值模拟分析,结果表明选择适当的叶片翼型相对弯度对提升叶片翼型的气动性能效果显著。对高升力叶片翼型作为垂直轴风力机叶片翼型的可行性的探讨,结果表明,叶片翼型在正迎角范围内,气动性能优异,而在负迎角下的气动性能不理想。     

小型潮流水轮机叶片对称翼型的流动特性分析

本文对一种适合于小型立轴潮流水轮机的THI翼型进行了流体动力特性和翼型外围的流动分析.经计算可知,该翼型在保持与机翼NACA633-0018相近的升力特性的同时,阻力系数稍微增大;从THI翼型全流体动力特性可知,随攻角变化,流体力的变化异常剧烈,翼型的最大升力系数达到1.5、最大阻力系数1.1、最大升阻比28;除攻角0°附近之外的大部分攻角范围内,翼型外围的流动结构复杂,不仅出现回流,而且存在强烈的流动分离.这样的分离流动既影响翼型的升阻力特性,也可能引发流体振动.研究结果可为小型立轴潮流水轮机转轮的水力设计提供重要的参考.     

Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究

在风力机大厚度、低雷诺数专用翼型上加装Gurney襟翼进行数值模拟研究。获得了Gurney襟翼在不同襟翼高度下，襟翼高度对翼型气动特性的影响规律，给出最佳襟翼高度，最后探讨Gurney对风力机性能的控制机理。所得结果可为实际工程风力机的控制提供理论指导和技术支撑。     

高频交流激励表面介质阻挡放电特性及其应用

高频交流电激励表面介质阻挡放电在控制流动分离方面有重要应用,电压幅值与频率是关键的因素。为此,通过改变电压幅值及频率,获得了电流、电压波形,以及放电图像。并将研究表面介质阻挡放电特性激励器应用于S1223翼型,在风洞中进行了流动控制实验。实验表明:随电压幅值的增大,电流幅值及每mm激励器消耗功率增大,放电宽度以及放电亮度增加;频率改变几乎不影响暴露电极向植入电极一侧放电,频率增大却可以降低双侧放电强度;通过在翼型表面布置表面介质阻挡放电激励器,可以达到抑制翼型流动分离,提高翼型升力系数的效果;翼型攻角在0°~4°与10°~25°下等离子体对翼型升力系数均能起到增效作用,而且表面介质阻挡放电对流动分离的控制效果与电压幅值有关,该文实验条件下7 kV时对翼型升力系数的增效最大,可达61.8%。     

风力机翼型表面V型脊状结构减阻特性的数值研究

为提高风力机叶片的风能转化效率,改善翼型的气动特性,对风力机对称翼型NACA0012布置V型脊状表面结构,通过数值模拟的方法,基于湍流RNG k-ε模型对其减阻特性进行研究,分析改型前后阻力系数百分比、升阻比变化情况,并对脊状表面进行压差阻力与摩擦阻力的对比分析。结果表明:当风速与适当的开口尺寸s和开口间距a相匹配时与光滑翼型表面相比具有一定的减阻效果、升力增益变化明显;大尺寸的脊状结构不利于翼型的优化设计,s≤1.5mm时减阻效果明显,最大减阻率可达35%左右。该文所得结果可为工程实际中风力机叶片的减阻设计提供参考依据。     

基于两种湍流模型的某风机专用翼型数值研究

针对风力机专用S832翼型绕流流动建立了二维不可压缩湍流模型,利用计算流体力学软件Fluent,分别选用S-A、RNGk-ε 两种湍流模型对S832进行数值模拟,对比了两种湍流模型对气动模拟精度的影响,得出了雷诺数为3×106时,该翼型在-16°~30°攻角下的升力系数和阻力系数随来流攻角的变化关系及压力分布图,分析了不同攻角下翼型表面压力分布特性并进一步预测了大攻角（达30°）下翼型分离流动特性,并与NREL的试验数据进行比较,研究结果表明： RNGk-ε在预测该翼型小攻角范围气动性方面更加有效     

大厚度CARDC-22翼型的设计和风洞试验研究

给出了中国空气动力研究与发展中心设计的适用于兆瓦级风力机叶片的大厚度、高雷诺数、高升阻比的CARDC-22翼型,并对该翼型进行了理论计算和风洞实验,获得了翼型在不同雷诺数下的气动性能及其在大攻角下的失速特性,实验结果和理论计算基本相吻合。研究结果表明：CARDC-22翼型在a=16°,最大升力系数Cymax=16066,尤其是,当攻角a=8°时,翼型的最大升阻比Kmax=134,说明气动中心设计的CARDC22翼型,完全适合于兆瓦级风力机叶片所需的翼型,同时该翼型气动力特性完全能够与国外翼型相媲美。     

激励器位置影响环量控制翼型气动特性的实验研究

为了揭示介质阻挡放电等离子体环量控制翼型增升的作用机理,提高对翼型升力的控制效果,重点研究了激励器位置这一关键参数对翼型气动特性的影响规律。基于构建的风洞实验系统,在椭圆翼型NCCR1510~(–7)067N后缘附近施加毫秒脉冲等离子体气动激励,激励器布置于上、下翼面不同位置,实验来流速度6～35m/s,来流迎角–4～12°,利用压力扫描阀获得翼型表面压力分布,积分获得升力特性,通过烟流实验呈现尾部流场特性。实验结果显示:1)激励器靠近上、下翼面分离涡时增升效果更好,其中激励器位于下翼面98.3%弦长位置,2°迎角时环量控制效费比可达108.7。2)上、下翼面激励增加翼型升力的作用机理不同,上翼面激励射流带动外流产生Coanda效应,延迟了附面层分离;下翼面射流与来流反向,起到减速增压的作用,同时诱导出与尾缘下侧分离涡同向的逆时针旋涡,两者相互耦合使得流线下偏,起到虚拟襟翼作用。3)上下翼面同时开启激励,串联射流产生更显著的Coanda效应,有效来流速度提高到35 m/s,对翼型环量和升力控制效果明显增强。研究结果为等离子体环量控制选取关键参数,提高控制效果以及进一步的工程应用提供了一定的理论基础。     

水平轴风力机翼型动态失速的数值模拟

采用数值模拟的方法对二维翼型NACA23012在非定常流动中的动态失速进行研究,分析翼型在振荡周期内升力系数随攻角的变化,并进一步研究俯仰运动的关键参数对翼型动态失速迟滞效应的影响,得出以下结论:振荡翼型的升力系数峰值大于静止翼型的升力系数峰值,使得风力机的实际输出功率大于理论计算值;平均攻角越大,临界失速攻角越大,升力系数峰值越大;振幅及衰减频率的增加均使得动态失速迟滞效应增强。模拟结果与试验结果吻合较好,用模拟的方法分析振荡翼型的气动特性参数的变化趋势是可行的。     

非对称钝尾缘厚度对风力机翼型气动性能的影响

基于参数化非对称钝尾缘翼型,研究尾缘厚度及其分配比对风力机翼型气动性能的影响规律。采用样条函数,实现翼型S834非对称钝尾缘改型型线的参数化表达。利用XFOIL软件,数值计算翼型原型和非对称钝尾缘改型的升阻力系数、升阻比以及翼型表面压力系数。结果表明:随尾缘厚度增加,升力系数一定攻角之后持续增大,改型翼型阻力系数高于原始翼型的现象更明显,升阻比先增大后减小;随下翼面尾缘厚度分配比增大,升力系数在一定攻角范围内增大,升阻比呈递增趋势;尾缘厚度及其分配比取2%弦长和13为最佳。研究结论为风力机叶片钝尾缘翼型设计和优化提供指导。     

平流层表面介质阻挡放电等离子体流动控制相似准则验证

基于翼型Reynolds相似和等离子体射流相似准则,可在地面等效模拟位于平流层的等离子体流动控制效果。首先通过表面介质阻挡放电(SDBD)实验确定地面和平流层激励器的几何参数和放电参数,使等离子体射流具有相同的Reynolds数;然后采用几何、放电参数已知的激励器来控制翼型在地面和平流层飞行时(Reynolds数相同)的流动分离;最后采用数值模拟得到地面和平流层等离子体放电前后的翼型升力系数。结果表明:在施加流动控制后,翼型在地面条件飞行时的升力系数增幅与平流层基本一致。模拟平流层的准确度与翼型攻角有关,在临界攻角处偏差相对较大,其余攻角处偏差很小。在施加等离子体流动控制后,翼型在地面条件飞行的升力系数与平流层的升力系数在临界攻角处的偏差率在1.27%~5.26%之间;其余攻角处较小,在0.04%~0.98%之间。     

基于转捩模型的风力机涡流发生器气动特性分析

加装涡流发生器有助于大型风力机叶片根部部位厚翼型表面边界层气流分离的控制。以安装涡流发生器的DU-W2-250叶片段为研究对象,采用?-Reθt转捩模型和SST湍流模型,从叶片表面的摩阻系数、法向速度型以及压力分布规律3个方面进行气动特性分析和比较,并与Delft的试验数据对比。研究结果表明转捩模型计算结果与试验值更加吻合,湍流模型的升力系数最大误差达21.3%,升阻比最大误差达51.8%。转捩模型可以准确捕捉叶片的转捩现象,在小迎角下转捩点发生在VGs下游,随着迎角增大转捩点向VGs上游过渡。在转捩效应的影响下,叶片近壁面流体具有高能量而使流速更高。转捩模型计算得到的叶片上表面压力系数高于湍流模型,在20°大攻角下更加明显。     

安装角对立轴风轮气动性能影响分析

采用非定常k-ω湍流模型和滑移网格技术,从安装角β=0°、β0°和β0°三个方面分析了安装角对直叶片升力型风轮气动特性的影响规律。研究得出,负安装角增大,有效提高了上盘面力矩,局部范围内减小了下盘面力矩。正安装角的增大,大幅度大范围降低了上盘面力矩,局部范围内大幅度提高了下盘面力矩。两者比较得出,负安装角可改善风轮的气动流场,增加风轮的风能利用系数。部分计算结果得到了试验结果验证,证明可以反映流场的真实信息。