Gurney襟翼对水平轴风力机性能影响的实验研究

在小型低速风洞中对装有NACA4424翼型叶片的水平轴风力机及在其尾缘加装Gurney襟翼的风力机进行了一系列性能对比实验。Gurney襟翼的高度分别为2%b和4%b(b为翼型弦长),叶片安装角在6°~14°范围内,实验风速为6~15m/s。实验结果表明,Gurney襟翼对水平轴风力机性能有显著影响,特别是在大安装角(即大攻角和大升力)下;在小安装角(即小攻角和小升力)时,Gurney襟翼使风力机性能降低。同时,装2%b襟翼的风力机性能要高于装4%b襟翼的风力机;在12°安装角时,前者提高风力机功率最少有39%,而后者也可提高风力机功率在34%以上。对于风力机最常用的叶型FFA-W3-211加装2%b的Gurney襟翼后的风洞对比实验同样证明了上述结论。     

尾缘厚度对风力机翼型气动特性影响参数化研究

该文拟从气动性能角度考察钝尾缘厚度对风力机翼型气动特性的影响.采用美国NREL带有试验数据的风力机专用翼型S814和S827,通过XFOIL软件对翼型尾缘厚度参数化处理.在最大厚度、弯度和弦宽不变的条件下,尾缘厚度相对于弦长在0.5%～5.0%范围变化.数值计算分析认为,尾缘厚度在一定范围增大时,翼型升力系数有明显提升,同时阻力系数也持续增大,升阻比则呈先增后降趋势,研究翼型尾缘厚度在1.5%(相对弦长)附近其升力系数和升阻比同时达到最佳.研究结论可供风力机叶片设计时量化参考.     

覆冰对风力机专用翼型气动性能影响的数值研究

利用商用CFD软件和S-A湍流模型,对风力机常用的NREL S809翼型在不同覆冰形态、覆冰厚度下的静态流场和动态流场进行了数值计算,得到了Re=1×106时各种覆冰情况下该翼型的气动性能,并研究了不同的覆冰形态对风力机翼型静态、动态失速特性的影响.结果表明：向吸力面生长的覆冰形态会造成覆冰层后的分离涡,随着攻角的增加分离涡向后缘生长,造成升力系数的较大下降,阻力系数增加;沿弦向生长的覆冰对尾缘分离涡的生成影响较小;在动态失速情况下,翼型周围流场比较复杂,覆冰形态对翼型升力系统的影响规律也较复杂;从静态流场特性分析,覆冰破坏了翼型的流线从而直接影响了翼型的气动性能;从动态流场特性分析,覆冰改变了翼型动态升力系数曲线的斜率从而影响到风力机的气动弹性稳定性.     

水平轴风力机叶片翼型流场的数值模拟

为了直观形象地探讨水平轴风力机叶片翼型的气动特性,利用计算流体力学软件FLUENT对水平轴风力机叶片常用翼型NACA63425流场进行了数值模拟,得出了翼型NA-CA63425在不同来流攻角下的升力系数、阻力系数、升阻比和不同流攻角下的流场流线图和翼型表面的压力分布。根据模拟结果对不同攻角下尾迹漩涡分离流动进行了分析和比较,得出该翼型气动特性随攻角的变化规律。     

含裂纹损伤叶片在切变来流下的应力耦合性分析

针对含裂纹损伤风力机在运行过程中产生的失效现象，将切变来流作为入口条件，基于流固耦合原理，分析含不同形式裂纹损伤的风力机叶片应力分布规律。通过无人机现场实验得知，裂纹主要集中于叶根（r/R=0.10截面）和叶中（r/R=0.50截面）后缘部位。单叶片在30°方位角时应力最大，额定风速下分布于叶根的裂纹受力最大，为33.34 MPa。强风风速下分布于叶中的裂纹受力最大，为44.31 MPa。重力载荷主要影响叶根部位的受力，气动载荷则主要作用于叶中，风速越大，叶中部位的裂纹越容易产生扩展。同时，沿弦向分布的裂纹，其扩展趋势最强。对于叶根处裂纹而言，若使叶片产生失效，裂纹长度需达到弦长的1/2、深度需达到叶片厚度的1/2；对于叶中处裂纹而言，若使叶片产生失效，裂纹长度需达到弦长的3/8、深度需达到叶片厚度的1/3。     

基于流固耦合的风力机叶片模拟分析

文章选取风轮直径为2 m的水平轴风力机为研究对象,采用数值模拟计算的方法研究叶片在不同工况下的位移及应力/应变。研究结果表明:气动载荷使叶片产生挥舞方向的变形,且在展向上有较大幅度的位移;随着风轮转速的增加,叶片的位移有明显的增加,沿弦向前缘压力大于后缘的压力,沿展向叶根处变形要小于叶尖。     

Gurney襟翼对风力机翼型气动噪声影响的数值模拟

为分析Gurney襟翼对风力机翼型气动性能和气动噪声特性的影响,利用Fluent软件中的LES模型计算攻角为4°～20°时原始翼型和带有不同高度Gurney襟翼翼型的气动性能和流场分布,并基于FW-H声类比方法,利用Acoustics模块精确求解远场气动噪声。结果表明:升力系数大于0.8时,Gurney襟翼能明显增大翼型升力系数,但阻力系数也显著增大;襟翼高度小于3%弦长时,失速攻角明显增大;襟翼高度大于3%弦长时,升力系数增幅减小,阻力系数增幅增大,且气动噪声急剧增加,翼型声辐射特征呈现偶极子声场的特点。     

尾缘加厚翼型的三维旋转特性研究

采用计算流体动力学(CFD)方法对MEXICO试验风力机叶片不同部位翼型在旋转状态下的升阻力系数进行计算,并与试验数据进行比较分析,验证了CFD方法能够准确预测翼型在旋转状态下的升阻力系数。通过采用尾缘对称加厚到5%翼型弦长的DU 97-W-300-05翼型和对应的尾缘未加厚的DU 97-W-300翼型设计,得到沿叶片径向具有相同弦长的风力机叶片,并采用CFD方法对该叶片在旋转状态下的气动特性进行计算。结果表明:在旋转状态下,当攻角小于15°时,尾缘加厚翼型的升力系数比相对应的尾缘未加厚翼型大10%左右;尾缘加厚翼型在旋转状态下的粗糙度敏感性好于相对应的尾缘未加厚翼型;随半径增大,尾缘加厚翼型和对应的尾缘未加厚翼型的升力系数都增大,但失速提前,尾缘加厚翼型升力系数增大得更明显。     

水平轴风力机翼型动态失速特性的数值研究

动态失速对水平轴风力机的运行性能影响很大，大量的实验和分析显示，水平轴风力机在动态失速工况下其运行载荷将增长50～100％，而风力机翼型的动态失速特性是分析水平轴风力机动态失速特性的基础。本文应用CFD软件Fluent6．0对NREL S809翼型的二维动态流场进行了数值模拟，得到了翼型攻角在9*～31*范围内按正弦周期变化时的绕流流场。计算结果显示：动态失速下翼型的绕流流场与相同工况下的静态绕流流场有着十分明显的差别，同时也引起翼型升力、阻力系数的显著变化。     

风轮声源及其动态应变相关性实验研究

在直流低速风洞中,应用BK公司的60通道圆形声阵列、丹麦BK公司PULSE结构振动测试分析系统及应力应变动态旋转遥测技术,针对直径1.4 m的某S翼型水平轴风力机风轮模型开展实验得出不同工况下,噪声总声压级分布特征以及噪声源位置分布规律及沿翼展方向上应变幅值的变化规律。实验结果表明:风轮旋转时,噪声源能量最大区域主要集中在叶片中部(r/R=0.54),且不会随风速和尖速比的改变而改变最大噪声源位置;噪声源能量最大区域主要发生在叶片振幅最大区域处;应变最大幅值区域主要集中在叶片中部(r/R=0.51处),最大幅值区域不随风速和尖速比的改变而改变。利用SPSS统计分析软件,对噪声声压级和应变幅值做沿叶片展向方向上的互相关分析得到,在0.17R~0.74R区域内,相关系数大于0.8呈高度相关,0.85R区域附近的相关系数为0.782,呈中度相关。     

基于时域积分的水平轴风力机风轮噪声预测理论及应用

给出了考虑水平轴风力机风轮厚度噪声与负荷噪声的延迟时形式的时域积分解及其噪声预测理论。基于Ffowcs Willians-Hawkings声学方程，减少了偏导数项的求解，提高了计算速度，避免了声学计算中的奇异性问题。对小型水平轴风力机FD2-300在3个方向的辐射噪声进行了预测，得到了声场各种源成分的噪声的分布与指向性规律。计算结果表明：在风轮的旋转平面，具有最大的总噪声级的指向性，负荷噪声在旋转平面以及风力机下游起着主导作用。对于600kW大型水平轴风力机进行了局部区域的噪声现场测量，并且与预测值进行了对比。结果表明：模型的预测结果与测试数据比较符合，且变化趋势一致，在整个测量区域，预测值比测量值低，这是由于计算模型只考虑到风力机叶片的负荷噪声与厚度噪声，对于实际运行的风力机来说，其辐射的总噪声除了与叶片的负荷、厚度有关，还与非定常来流、叶片本身的非定常性和气流粘性有关。若以该文建立的模型进一步考虑风力机的非定常性和粘性效应，将提高其预测准确性，在风力机整体优化设计以及噪声控制方面提供理论指导。     

100 W风力机叶片仿生设计与试验研究

通过数值模拟,分析家燕翼型气动性能;采用家燕翼型,改进100 W水平轴风力机叶片;进行仿家燕翼型叶片气动性能分析;搭建小型水平轴风力机测试平台,完成仿家燕翼型风力机与标准风力机效率对比试验。结果表明:家燕翼型气动特性优良,最大升力系数是标准翼型的1.78倍,最大升阻比是标准翼型的1.77倍;仿家燕翼型叶片输出功率高于标准叶片,平均提高26.48%。     

风力机叶片高升力系数法的气动设计研究

在动量-叶素理论和Betz理论的基础上,结合PROPID软件进行功率为1.5 MW水平轴风力机叶片的气动设计研究。叶片气动设计采用高升力系数法,叶片剖面采用NPU-WA系列高升力、高升阻比风力机专用翼型,在叶片性能预测中采用叶尖损失、轮毂损失和Viterna失速模型。设计结果表明采用先进风力机翼型并运用高升力系数法设计的大功率风力机叶片的弦长较小,叶片面积较小,有利于减轻叶片的重量,同时降低制造成本。     

基于磨损模型的S809翼型气动性能及流场特性研究

为研究磨损程度对翼型绕流流场及气动性能的影响,通过CFD方法数值求解二维不可压缩雷诺平均(RANS)方程来研究风力机专用翼型S809在不同磨损深度和磨损厚度情况下的流场结构和气动性能。结果表明:前缘磨损会改变翼型设计气动外型,导致翼型的升力系数减小、阻力系数增大;当磨损厚度一定时,增加磨损深度会导致前缘分离泡和后缘流动分离的产生,但磨损深度达到一定程度后流场变化不大;当磨损深度为翼型弦长的0.5%时,磨损厚度对翼型的气动性能影响较小;当磨损深度大于翼型弦长的1.0%时,磨损厚度的影响较明显;当磨损厚度为翼型最大厚度的12%、18%及25%时,磨损深度分别超过翼型弦长的1.0%、2.0%和3.0%后翼型的气动系数变化较小,其所对应的压力系数分布曲线也基本重合。     

前缘改形对翼型气动噪声特性影响

为得到高气动性能、低噪声的风力机专用翼型,基于参数化建模翼型,研究前缘外形对风力机翼型气动性能及气动噪声的影响规律。通过分离涡模拟方法和声学类比方程建立噪声预测方法。针对非对称翼型S809通过样条函数参数化处理前缘改形进行气动噪声计算。结果表明:翼型压力面前缘加厚,对翼型升阻力系数无明显影响,但大攻角时翼型周围压力分布均匀,流动相对稳定,且气动噪声声压级低于原始翼型,随压力面厚度增加气动噪声越大;吸力面加厚使得翼型升力系数增大,阻力系数减小,能抑制翼型失速时尾缘涡与前缘涡的生成,变形量越大气动噪声越小;翼型前缘上弯,翼型在失速区升力系数减小,阻力系数增大,流动越加不稳定,声压级随着攻角的增加呈递增趋势;翼型前缘下弯,翼型处于失速区升力系数增大,阻力系数减小,能抑制流动分离,未生成前缘涡和尾缘涡,当前缘下弯不变时,随加厚厚度增加翼型声压级呈减小趋势,且前缘下弯翼型声压级小于前缘上弯。     

基于CFD技术与遗传算法的风力机大厚度翼型优化设计

针对目前风力机大厚度翼型设计参数空间有限、优化设计过程中气动力预测不准等问题,利用B样条函数表征通用翼型廓线,编制程序集成耦合翼型设计模块、任意翼型自适应网格模块、CFD流场计算模块、遗传算法优化模块,提出了基于CFD技术与遗传算法的风力机叶片大厚度翼型优化设计方法,并对比分析优化新翼型与DU97-W-300翼型的几何特性与气动性能。结果表明,优化方法设计的新翼型在主要攻角范围内具有较高的气动性能,在雷诺数为3.0×106的情况下,其升力系数、升阻比分别提高了13.555%、38.588%。该翼型优化设计方法为风力机大厚度通用翼型的设计与应用提供参考。     

风力机叶片污染影响分析及抗污翼型设计探讨

通过分析翼型在固定转捩状态下的风洞实验数据,获得了污染对叶片各区域翼型气动性能的影响规律,即污染使叶尖区(0.6r/R≤1)、叶展中区(0.4r/R≤0.6)和近叶根区(0.2r/R≤0.4)翼型的升力系数减小、阻力系数增加、最大升力系数和最大升阻比减小,同时也导致叶根区(r/R≤0.2)翼型升力系数的复杂变化。污染发生在叶片前缘时对气动性能影响最大。风力机叶片在风场被污染后的实验数据表明,随着尘粒变大、污染面积增大,输出功率下降。另外,通过对叶尖区21%相对厚度翼型的几何参数进行设计,获得了抗污效果更好的新翼型。     

基于LES方法的气动弹片对风力机翼型气动特性影响研究

为分析弹片对翼型气动及噪声方面的影响,以NACA0022为原始翼型,通过在其吸力面加装不同形式的固定气动弹片,比较原始翼型与弹片翼型的气动性能和噪声特性。采用大涡模拟,计算来流风速为29.4 m/s,迎角范围在4°～24°内翼型气动性能和流场分布的变化。研究翼型噪声产生机理,运用FW-H方程进行声学计算,并通过傅里叶转换进行频谱分析。数值计算结果表明:大于12°攻角下,弹片翼型较原始翼型气动性能改善明显,升力系数最大可提高27.31%,且有效推迟翼型的失速产生,单个气动弹片翼型表现更优;大于8°攻角时,气动弹片对监测点处噪声总声压级增大效果并不明显,最大仅为1.90%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现较为明显的偶极子分布。     

风力机翼型尾缘加厚修型优化

为实现风力机专用翼型尾缘加厚修型优化,并实现优化过程的自动运行,采用ISIGHT多学科设计优化软件平台,针对钝尾缘翼型的运行特点,用切向和法向载荷系数描述翼型气动性能,基于指数混合函数法,提出翼型尾缘对称和非对称加厚优化问题,以尾缘加厚厚度为优化变量对风力机专用DU91-W2-250翼型的尾缘进行对称和非对称加厚修型优化。在ISIGHT软件平台上集成翼型生成、ICEM网格划分、Fluent流场计算、载荷计算以及遗传算法优化计算模块。优化结果表明,翼型尾缘对称和非对称加厚优化后其代表风力机叶片出力能力的切向载荷获得明显提高。翼型尾缘对称加厚优化的效果优于尾缘非对称加厚的情况。     

水平轴风力机分裂翼型气动特性数值模拟

为提高水平轴风力机的风能利用率,以NREL S809为原始翼型研究了分裂翼型缝道相对位置和缝道相对宽度对翼型流场结构、翼型气动性能、升力和阻力特性的影响。结果表明:分裂翼型缝道会对翼型周围涡的发展与变化产生影响,不仅能明显改善翼型的失速特性,还提高了翼型的气动性能;缝道相对位置为40/90、缝道相对宽度为1.0%时分裂翼型的升力系数达到最大,与原始翼型相比,其升力系数提高约10.797%,分裂作用对于提高翼型气动性能的效果较佳。