Spar型浮式风力机涡激运动特性及其抑制研究

为减轻涡激运动对系泊结构的疲劳破坏,提出一种波纹柱体结构,探讨其涡激运动特性及抑制机理。结构与流体的非线性耦合作用通过用户自定义函数（UDF）和动网格技术实现,运动微分方程采用四阶龙格-库塔法求解。研究发现,波纹柱体与裸圆柱结构的涡激运动特性明显不同。裸圆柱随折合速度的增加呈明显的锁定特性,而波纹柱体结构的涡激响应特性与波纹高度Hw/D相关。当波纹高度Hw/D=0.01和0.05时亦会发生锁定现象,但锁定区间较裸圆柱小,当波纹高度Hw/D=0.02~0.04时结构不再发生锁定问题。结果表明,波纹结构对柱体的涡激运动有明显抑制作用。     

涡流发生器弦向位置对翼型动态失速的影响机理

采用k-ω SST湍流模型,研究加三角翼涡流发生器（VGs）的DU91-W2-250翼段的动态失速过程,从升阻力系数、表面压力系数、流场、VGs脱落涡发展过程等方面,分析VGs弦向位置（x/c）对动态失速抑制作用的影响规律。结果表明x/c对翼型动态失速过程中的增升效果影响较大,VGs增大了翼型的失速攻角。升阻力及压力结果显示,x/c=0.25时增升效果最佳,翼段上表面压力系数Cp较大;x/c=0.20~0.25时尾缘附着流动较好;从涡量峰值变化看,x/c过大、过小时对分离涡的抑制作用有所减弱;从VGs脱落涡的变化看,x/c=0.20~0.25时VGs下游脱落涡强相对较大,旋涡耗散速度较慢。总而言之,VGs在x/c=0.20~0.25时对翼段气动性能提升效果最佳。     

波浪作用下海上风电伞式吸力锚基础周围冲刷演变机制

以近海风电伞式吸力锚基础为研究对象,进行室内水槽试验和数值模拟,研究波浪作用下伞式吸力锚基础周围冲刷演变机制,分别基于Raaijmakers和Myrhaug模型,提出随机波浪小Keulegan-Carpenter数（KC）情况下伞式吸力锚基础周围平衡冲刷深度预测模型。结果表明：随机波浪下,波峰时形成的旋涡体系主导冲刷过程,此时基础上游逆压梯度最大,这有利于波浪边界层充分分离,形成马蹄形旋涡,马蹄形旋涡和桩侧流线压缩导致筒裙上游两侧约45°圆心角位置剪切流速最大,筒裙和锚枝的设置保护了该位置床面土体,使得最大冲刷深度位置位于锚枝之间。当KC采用KCs,p,且KCs,p<8时,修正Raaijmakers模型预测的平衡冲刷深度Seq'与计算值具有较好的一致性,当KCs,p>8时,预测值与试验值之间的误差变大,修正Raaijmakers模型过分估计了平衡冲刷深度。当KCrms,a<4,n=10时,修正Myrhaug平衡冲刷深度预测模型预测效果最好。     

太阳能热泵联合风电蓄热供暖系统优化研究

设计一种太阳能热泵联合风电蓄热系统,并建立系统动态模型。为获得最大太阳辐照量和最小生命周期成本,使用4种不同优化算法对集热器倾角（CTA）、集热器方位角（CAA）、集热器面积（CA）、水箱容积（TV1、TV2）、热泵功率（HP1、HP2）和电锅炉功率（BP）等关键参数进行优化。以乌鲁木齐某单位行政楼的供暖系统为对象进行算例分析。结果表明:Hooke-Jeeves方法优化效果最佳,CTA为(φ-6°)（φ为当地纬度）、CAA为(α-2.5°)（α=0°为正南朝向）时,可使系统获得最大采暖季辐照量;TV2/BP为69.8 L/kW,TV1/CA为86.4 L/m²,（HP1+HP2）/CA为125.6 W/m²,系统生命周期成本最低,相比优化前,参数优化后的系统生命周期成本节省11.8%。     

高能流密度下太阳能密集光伏组件射流冲击冷却特性

针对高能流密度下密集阵列光伏组件的冷却控温问题,采用模块化阵列射流冲击装置实现电池控温。基于Fluent软件对密排光伏组件阵列射流冲击换热进行数值模拟,研究不同射流孔径、冲击间距比与射流孔长径比等关键参数对其电池冷却的影响特性,综合分析了质量流量和能流密度变化对其冷却效果和所获电能的影响规律。结果表明冲击间距比对电池的换热效果存在最优值,在本文范围内h3/d=4.5时换热效果最佳,但随着孔径的增大其换热均匀性有所下降;射流孔高度增大,换热效果和电池表面温度均匀性均降低;随着电池表面聚焦能量增加,其发电功率将成比例增加,而电池温度仅有小幅度升高;随着质量流量的合理增加,电池温度大幅度降低,且所产生的压降功耗基本不变。该文工作能为高倍聚光密集阵列光伏组件的高效均匀控温设计提供基础。     

园林废弃物水热炭燃料特性研究

以园林废弃物为原料进行水热碳化制备固体生物燃料水热炭,研究不同温度、时间对水热炭燃料特性和燃烧行为的影响,利用燃烧动力学对水热炭燃烧过程及参数进行模拟计算。结果表明：制备的园林废弃物水热炭的燃料特性得到明显改善,且水热炭燃料特性受温度影响较为显著。水热炭热值范围为19.86~27.93 MJ/kg,达到与工业煤相当的水平。水热炭燃烧参数点火温度（Ti）、燃尽温度（Tf）和最大失重率温度（Tm）随碳化温度的升高和时间的增加而增加,其失重量-失重速率（TG-DTG）曲线移向高温区,表明水热炭的热稳定性提高。水热炭燃烧反应过程的动力学拟合符合一级燃烧动力学线性模型（R2=0.93~0.99）,且水热炭具有较高的反应活化能（17.33~41.34 kJ/mol）。     

基于光纤传感的风电机组叶片应变传递特性研究

针对在进行应变感知时光纤感知到的应变和叶片基体实际应变会存在一定偏差（即应变感知传递偏差）的问题,开展基于光纤传感的风电叶片应变感知传递特性研究,以建立应变传递分析模型。首先确定光纤光栅应变传感器布置策略,然后利用理论和数值仿真相结合分析载荷、光纤（纤芯）直径、包层（传感结构参数）、粘接剂厚度、光纤相对基体位置、叶片材料属性参数等对应变变化及其传递特征的影响,分别考虑表面粘贴式和嵌入式2种布置模式。最后,基于多因素的正交试验分析,通过回归分析建立光纤感知应变（传递值）与传感结构参数、光纤相对基体位置、材料属性之间的关系表达式。研究结果表明：随着光纤传感器植入深度的增加,应变传递大小以中性层为对称面对称分布;轴向杨氏模量E1、轴向和横向构成法平面内的剪切模量G12、轴向和纵向构成法平面内的剪切模量G31对2种布置形式的应变传递都有明显影响。     

中国不同气候区逐日直散分离模型适用性分析及通用计算模型优化

利用中国5个气候区59个气象台站1981——2010年的日值气象数据,对比分析8个散总比和3个散射系数直散分离模型在中国不同气候区的适用性。采用判定系数（R2）、均方根误差（RMSE）、平均绝对误差（MABE）、平均误差（MBE）和全局性能系数（GPI）5个误差评价指标,确定各气候区最适宜的模型形式。以该模型为基础,建立适用于中国不同气候区的散总比和散射系数逐日直散分离通用模型。结果表明,除线性形式散射系数模型精度较差外,其他模型计算精度均较高,散总比和散射系数模型平均R2分别为0.85和0.62;基于晴空指数-日照百分率的二次多项式散总比模型和基于日照百分率三次多项式散射系数模型在不同气候区精度均最高;以该模型为基础建立中国不同气候区散总比和散射系数逐日直散分离通用模型,其平均R2分别为0.89和0.70。     

改进幂次趋近律滑模控制的H桥逆变器复杂动力学行为研究

以改进幂次趋近律滑模控制的H桥逆变器为例：首先,运用频闪映射理论建立数学离散模型;其次,采用频闪图和频谱图观察到系统工作在不同控制参数k1和k2作用下的非线性动力学行为;再次,运用快变稳定性定理对系统工作稳定性进行理论分析,研究的结论与频闪图及频谱图的分析完全一致;最后,研究发现输入电压E、负载电感L与电阻R等外部电路参数的变化,对系统的稳定性能有重要的影响。     

规则波作用下旋转浮子式波浪能捕获装置水动力试验研究

提出一种旋转浮子式波浪能捕获装置,并进行一系列物理模型试验来研究其在规则波作用下的水动力行为特性。试验研究发现：1）浮子旋转角速度随螺距的增大而减小。2）入射波周期小于2.4 s时,平均角速度随入射波周期的增加呈增大趋势;入射波周期大于2.4 s时,随着入射波周期的增加,平均角速度增幅趋缓,个别工况呈轻微减小的趋势。3）波能捕获宽度比与入射波周期基本呈正相关关系。波能捕获宽度比随螺距的减小而增大;在螺距δ=0.02、入射波周期T=2.4s时,波能捕获宽度比达到最大。最后,利用量纲分析方法,推导旋转浮子的平均角速度方程,并利用试验数据对其进行验证。     

基于深度学习的翼型气动弹片流场参数预测

弹片是解决翼型流动分离的重要技术手段,合理的弹片参数对翼型表面压力分布尤为重要。基于数据驱动的深度学习方法与计算流体力学(Computational Fluid Dynamics, CFD)相结合,可快速有效地完成对复杂流场特征的识别与提取。本文提出一种基于卷积神经网络(Convolutional Neural Network, CNN)的翼型表面压力分布预测方法,通过提取流场的尾流速度、压力等流动特征构建翼型表面压力分布的预测模型。首先,通过数值模拟计算了8种不同抬起角度的NACA 0012弹片翼型的流场;其次,采用提取的流场数据建立CNN预测模型;最后,将预测值和CFD计算值进行对比。结果表明：基于CNN的预测模型对翼型表面压力系数分布有较高的预测精度,其中尾流速度模型在弹片抬起角度为15°时的预测均方根误差仅为0.1,说明尾流速度中包含丰富的流场信息。     

尾缘气动弹片对翼型动态失速特性影响研究

通过研究尾缘气动弹片对翼型动态失速特性影响,提出一种基于气动弹片的主动控制策略,使其于大攻角时抬起,小攻角时闭合。并采用计算流体动力学方法对比分析主动式气动弹片对不同厚度翼型抑制流动分离作用的效果。结果表明：对于薄翼型,发生动态失速时,气动弹片可延缓翼型尾缘涡旋与前缘主流涡的相互作用,减小翼型升力系数骤降幅度;随翼型厚度增加,流动分离点从翼型前缘转向后缘,气动弹片可有效分割较大分离涡,减轻流动分离程度,限制分离涡发展,同时抑制尾缘伴随小涡产生,提高翼型升阻比。     

Aerodynamic Performance Improvement of a Highly Loaded Compressor Airfoil with Coanda Jet Flap

Coanda jet flap is an effective flow control technique,which offers pressurized high streamwise velocity to eliminate the boundary layer flow separation and increase the aerodynamic loading of compressor blades.Traditionally,there is only single-jet flap on the blade suction side.A novel Coanda double-jet flap configuration combining the front-jet slot near the blade leading edge and the rear-jet slot near the blade trailing edge is proposed and investigated in this paper.The reference highly loaded compressor profile is the Zierke&Deutsch double-circular-arc airfoil with the diffusion factor of 0.66.Firstly,three types of Coanda jet flap configurations including front-jet,rear-jet and the novel double-jet flaps are designed based on the 2D flow fields in the highly loaded compressor blade passage.The Back Propagation Neural Network(BPNN)combined with the genetic algorithm(GA)is adopted to obtain the optimal geometry for each type of Coanda jet flap configuration.Numerical simulations are then performed to understand the effects of the three optimal Coanda jet flaps on the compressor airfoil performance.Results indicate all the three types of Coanda jet flaps effectively improve the aerodynamic performance of the highly loaded airfoil,and the Coanda double-jet flap behaves best in controlling the boundary layer flow separation.At the inlet flow condition with incidence angle of 5°,the total pressure loss coefficient is reduced by 52.5%and the static pressure rise coefficient is increased by 25.7%with Coanda double-jet flap when the normalized jet mass flow ratio of the front jet and the rear jet is equal to 1.5%and 0.5%,respectively.The impacts of geometric parameters and jet mass flow ratios on the airfoil aerodynamic performance are further analyzed.It is observed that the geometric design parameters of Coanda double-jet flap determine airfoil thickness and jet slot position,which plays the key role in supressing flow separation on the airfoil suction side.Furthermore,there exists an optimal combination of front-jet and rear-jet mass flow ratios to achieve the minimum flow loss at each incidence angle of incoming flow.These results indicate that Coanda double-jet flap combining the adjust of jet mass flow rate varying with the incidence angle of incoming flow would be a promising adaptive flow control technique.     

齿形襟翼对风力机翼型气动噪声影响的数值研究

为分析齿形襟翼（SGF）尾缘对风力机翼型气动性能及噪声特性的影响,利用SST k-ω湍流模型对装设Gurney襟翼（GF）和SGF的NACA0018翼型进行数值模拟,研究齿高和齿宽对气动性能和静压分布的影响,并采用大涡模拟（LES）对气动性能最优的SGF进行噪声预估和涡结构分析。结果表明：SGF可有效提高翼型升力系数并延迟失速;SGF-0.8-6.7模型可使最大升阻比提高8.61%,失速攻角延迟3°,其在拓宽高升力区间、延迟失速等方面具有最优性能;SGF翼型上下翼面噪声无明显差异,平均声压级随攻角增大而提高;SGF-0.8-6.7模型的尾迹噪声随攻角增大呈现先增后减的变化趋势,随距离增加而降低;翼型辐射噪声呈典型偶极子状,GF噪声小攻角下降低,而大攻角下则增大,SGF在不同攻角下均降噪显著,最大降噪量达10.2 dB;SGF尾涡稳定有序,能耗及损失降低,由此使气动性能和噪声得以明显改善。     

The velocity of the tip vortex of a horizontal-axis wind turbine at high tip speed ratio

An equation is derived for the streamwise velocity of the tip vortex of a horizontal-axis wind turbine as the pitch of the vortex tends to zero. The equation is applicable at high tip speed ratios provided the vortex core remains of constant size and there is no flow along the vortex axis. Under these conditions, the vortex velocity is the average of the velocity in the wake and the external wind speed. This result appears to conflict with the computational need to have the vortex velocity approach the wind speed in the high thrust region. It is suggested that the conflict could be resolved by considering the axial flow within the tip vortex.     

凹槽-襟翼对翼型动态失速特性影响研究

风力机复杂运行环境使叶片常处于失速环境,导致翼型升力骤降,严重影响风力机气动性能.为改善翼型流动分离,延缓失速,对凹槽-襟翼对翼型动态失速特性作用效果开展研究,并利用计算流体力学方法分析不同折合频率与翼型厚度时凹槽-襟翼对翼型气动性能的影响.结果表明:俯仰振荡过程中,凹槽-襟翼可有效提升翼型吸力面流速,降低失速攻角下逆...     

Investigation of flow behind vortex generators by stereo particle image velocimetry on a thick airfoil near stall

Stereoscopic Particle Image Velocimetry measurements investigating the effect of vortex generators (VGs) on the flow near stall were carried out in a purpose‐built wind tunnel for airfoil investigations on a DU 91‐W2‐250 profile. Measurements were conducted at Re = 0.9?10⁶, corresponding to free stream velocity U_∞ = 15 m s^?1. The objective was to investigate the flow structures induced by the vortex generators and study their separation controlling behavior on the airfoil. The uncontrolled flow (no VGs) displayed unsteady behavior with separation as observed from large streamwise velocity variations. The corresponding controlled flow (with VGs) showed the same unsteadiness, where the appearance of the vortex structures alternated with a much less separated or even attached boundary layer as also seen in the measured airfoil data: C_L = 1.56, C_D = 0.116 with VGs and C_L = 1.16, C_D = 0.135 without. On average, the controlled flow left an attached flow as opposed to the uncontrolled one. Mixing close to the wall, transferring high momentum fluid into the near wall region, was observed, and the hypothesis of variations in the streamwise velocity component in the boundary layer was supported by a Snapshot Proper Orthogonal Decomposition analysis. This analysis also revealed some of the dynamics of the induced vortices. Copyright © 2012 John Wiley & Sons, Ltd.     

An experimental study on aerodynamic sound generated from wake interaction of circular cylinder and airfoil with attack angle in tandem

In our previous study, the effects of the interval between the cylinder and the airfoil on the aerodynamic sound were investigated and compared with the cases of single circular and single airfoil. In this study, the effects of the attack angle of the airfoil located downstream on the characteristics of aerodynamic sound and the wake structure are investigated at a given interval between the cylinder and the airfoil. It is found that the sound pressure level of DFN and the peak frequency decrease with increasing attack angle of airfoil because of the diffusive wake structure due to the increased back pressure of circular cylinder, which is caused by the blocking effect of airfoil. It is shown that the sound sources are corresponded to the attack points of shedding vortex form the upstream circular cylinder to the downstream airfoil. We conclude that the pressure fluctuation at the airfoil surface effects on the sound pressure level, from the flow visualizations and the exploration test of sound source.     

吸力面弹片改善翼型失速特性的数值研究

为改善流动分离造成叶片气动效率降低,基于鸟鹰类翅膀羽毛在大范围流动分离时自适应弹起的特点,在翼型吸力面设置功能类似羽毛的弹片.弹片在未发生大范围流动分离时贴附翼型表面,使原始翼型轮廓发挥作用,并于攻角增大时弹起以改善翼型失速特性.以NREL S809为原始翼型,对不同攻角下多个弹片角度进行了数值计算,并对所得气动参数进...     

水介质中尾部锯齿结构叶片数值计算

为了验证将空气动力学中翼型部件采用的锯齿形尾部结构引入到水力机械翼型部件中的可行性,建立了NACA0012型对称型叶片的几何模型,并在此基础上建立了尾部带锯齿的NACA0012型叶片修改模型,利用数值计算方法计算了在入流速度10 m/s下带锯齿与不带锯齿的NACA0012型叶片在0°及10°攻角下的流场数据及压力脉动数据。计算结果表明,锯齿形边缘结构在攻角为10°时能有效减小叶片尾部、背水面的脱流及尾迹中的漩涡和流场中的水力振动,锯齿结构改善叶片水力性能效果显著;而攻角为0°时流场中水力振动轻微增加。由此说明,锯齿结构可起到改善水介质中翼型部件水力特性的作用。