翼型NACA4415的风力机气动特性数值模拟研究

风能利用的主要方式是风力发电,风力机桨叶翼型的气动特性直接影响风力发电的效率.利用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件对风力机常用的翼型NACA4415进行了数值模拟仿真研究,探讨了风力机叶桨翼型NACA4415的空气动力特性,得出了在不同攻角下的升阻力随攻角变化的特性曲线并进行了分析,研究了大攻角28°时扰流翼型的流场,分析了大攻角失速时的流场分布.     

不同弯度风力机翼型的气动性能数值模拟研究

作为风力机气动设计和运行优化的重要基础之一,风力机翼型气动性能分析的应用日益广泛.采用NUMECA数值模拟软件对风力机NACA4412翼型(弯度为4％)进行气动模拟分析,模拟结果与实验数据较为一致.在此基础上,对NACA2412、NACA4412、NACA6412 3种不同弯度翼型的升阻力系数、升阻比和其在攻角为8°和14°时的绕流情况进行模拟分析,发现相对于弯度较大的翼型,弯度较小的翼型更适宜运行在大攻角下.     

2MW风电机组叶片气动性能计算方法的研究

本文以某2MW风电机组的叶片为实例,总结出一套工程上实用的叶片气动性能分析的方法。使用XFOIL和Fluent软件,对叶片不同截面的翼型计算了小攻角范围内的气动性能,并对两种计算结果进行对比分析;在翼型小攻角气动性能的基础上,利用Viterna-Corrigan修正将翼型的气动性能扩展到±180°全攻角范围。使用这些全攻角翼型气动性能数据,在Bladed软件中建立风电机组的叶片模型,分析计算该叶片的气动性能、整机功率曲线等性能。通过最终计算结果与原设计值对比,表明采用该方法分析风电机组叶片的气动性能是可行的。     

大型风力机叶片表面粗糙度效应数值研究

采用CFD方法,通过在风力机二维翼型和三维叶片表面设置等效颗粒粗糙度,对某1.5MW水平轴风力机积灰和昆虫引起的粗糙度效应进行详细的数值研究;计算结果表明:翼型表面尤其是前缘的粗糙度严重影响翼型气动性能,翼型气动性能对翼型表面光洁到粗糙的变化敏感,翼型前缘的粗糙度敏感性随着攻角增大而增加,压力面尾缘局部粗糙度会在一定程度上提高翼型气动性能;对于三维叶片,表面粗糙度尤其是叶尖部位将严重破坏叶片气动性能,叶片整体粗糙度效应不是各段局部粗糙效应简单的线性叠加,而是其综合影响的结果。该文研究可以对风力机叶片表面粗糙度效应机制和气动性能优化提供理论依据。     

基于吹吸结合射流的风力机翼型气动性能数值研究

为提升风力机翼型气动性能,提出无需外界气源的吹吸结合射流(blow-suction combined jet,BSCJ)流动控制方法。以NACA0021为基础翼型,利用正交设计对吸气缝距前缘距离、吹气缝距尾缘间距及射流动量系数等几何与流动参数进行优化设计,研究了BSCJ对翼型不同攻角下升阻力系数、流场结构、压力系数及边界层速度的影响,以分析其控制机理和影响规律。结果表明:BSCJ主要通过移除翼型吸力面低动量流体和改变尾缘库塔条件以延后翼面分离点,从而显著增加翼面两侧压差,最终提升翼型气动性能。此外,射流动量系数是影响翼型气动性能的主导因素,且当吸气缝距前缘0.2c、吹气缝距尾缘0c及射流动量系数为0.01时为最优,该组合在0～24°攻角升阻比增益较大,具有良好的经济性。     

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。     

基于人工神经网络与遗传算法的风力机翼型优化设计方法

开发风力机专用翼型是风电技术中的一个关键问题,高升阻比翼型的优化设计方法是目前风力机空气动力学的重要研究课题。该文建立了多运行工况下升阻比最高的风力机翼型优化设计方法,运用Bezier函数建立了翼型的数字化参数表征方法,根据完全析因试验设计方法选取了翼型族的设计空间,利用计算流体力学方法获得了每个翼型样本的气动性能参数,采用人工神经网络和遗传算法相结合的现代优化方法数值求解了优化命题。基于上述模型对FX 63–167翼型进行优化改进,重点研究风力机翼型在3种运行工况点下的气动优化设计命题及其求解方法。计算表明优化后翼型具有更佳的气动特性,各工况点下的升阻比均有所提高,验证了该优化方法的合理性、可行性。     

风力机翼型大迎角气动性能评估方法

风力机叶片翼型的气动数据是风力机叶片设计和性能评估的基础,全迎角范围的翼型气动数据有助于准确预测风力机的功率以及极限气动载荷。分析了风洞实验、CFD方法获取翼型气动数据的优缺点,着重阐述了基于实验数据建立的半经验公式-Viterna模型。提出了一种结合CFD与Viterna模型快速评估翼型全迎角范围气动性能的方法,另外为了提高预测风力机输出功率的准确性,利用前面的方法获得的翼型气动数据与叶素理论计算风力机功率时,要考虑尖端损失与桨毂损失。     

不同攻角下透平叶栅气动性能和优化设计研究

采用数值求解三维Reynolds—AveragedNavier．Stokes（RANS）方程技术对实验测量的透平叶片进行了不同攻角下的气动性能研究。数值模拟得到实验叶片的中叶展处静压分布与实验数据吻合良好,验证了数值方法的可靠性。研究结果表明实验叶片具有良好的攻角适应性,只有在大负攻角时才会发生流动分离而导致气动性能下降。为了进一步提高实验叶片的气动性能,采用结合叶型参数化造型、气动性能分析和全局优化算法,对不同攻角下的叶片气动性能进行了优化设计。优化设计结果表明,所得到的优化叶型具有优良的气动性能和攻角适应性。     

考虑覆冰粗糙度影响的风力发电机叶片气动性能数值仿真

针对高湿、寒冷地区覆冰造成机组出力减少的问题,以NREL S809二维翼型及某型300k W风力机三维风轮为研究对象,采用计算流体力学(CFD)数值仿真方法,结合覆冰粗糙度模型,研究分析覆冰粗糙度对风力机叶片气动性能的影响规律。计算结果表明:对于改变翼型气动外形较小的覆冰,二维翼型的气动性能随着覆冰粗糙度大小、覆冰相对宽度的增加而降低,随着攻角的增加影响变大;对于改变翼型气动外形较大的覆冰(雾凇或雨凇),雨凇覆冰的破坏作用更大,但雾凇覆冰翼型受覆冰粗糙度影响更大;叶片覆冰导致三维风轮气动性能降低,在大风速下更为显著;随着覆冰粗糙度大小的增加,三维风轮输出转矩和轴向推力降低,且随着风速的增加,降低程度变大。该文的计算结果对覆冰地区风电场运行及机组性能评估有一定的参考价值和借鉴意义。     

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     

前缘污染对不同相对厚度翼型气动性能影响规律研究

为深入了解前缘污染对翼型气动性能的影响,基于Transition SST模型对NACA0012、NACA0015和NACA0018这3种不同厚度的翼型进行了数值模拟,得到了3种翼型的污染敏感位置,研究了前缘污染对不同厚度翼型气动性能及流动特征的影响。结果表明：相对厚度的改变不会影响翼型的污染敏感位置,NACA00XX翼型前缘附近的污染敏感位置分别位于吸力面和压力面上的1%c,9%c处,且吸力面污染对翼型气动性能的影响远大于压力面;相对厚度大的翼型,前缘污染对其气动性能的影响愈加突出,提前失速导致NACA0015和NACA0018翼型在12°攻角下的升阻比下降率超过92%;前缘污染会引起污染位置附近涡团的产生,随着相对厚度的增大,污染位置附近的能量耗散愈发严重;进一步增加攻角后,污染对翼型气动性能的影响有所减弱。     

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。     

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。     

自适应襟翼流动分离控制数值研究

改善叶片流动分离是提高叶轮机械与飞行器运行效率与安全性的关键。通过在叶片吸力面布置类似鸟类羽毛的自适应襟翼,采用数值模拟的方法,结合SST k-ω湍流模型,模拟了自适应襟翼在一系列攻角和抬起角度下对翼型气动性能的影响,并从宏观气动力与微观流场的角度分析了襟翼改善流动分离的特性与机理。结果表明:襟翼通过影响分离区域大小及翼型表面压力以改变升阻力的大小,进而改善翼型流动分离特性;襟翼处于气动力矩平衡角度时,翼型最大升力系数提升3.9%,处于最佳角度时,翼型最大升力提升12.7%;襟翼在最佳角度时对应的气动力矩一定范围内随最佳角度增大而近似线性增大。实际应用中,这一特点可为采取外力矩约束襟翼运动以提升襟翼流动分离控制能力提供参考。     

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。     

风机翼型气动特性数值模拟研究

本文基于计算流体力学对风机S809翼型进行了数值模拟,计算了不同攻角下的压力系数分布,结果表明不同攻角下模拟结果与实验数据吻合较好,证明所提模拟方法预测气动性能的可行性,为进一步对翼型进行三维流动模拟奠定了理论基础.     

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。     

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。     

仿座头鲸前缘凸起数对NACA 634-021翼型失速控制机理影响研究

失速是翼型绕流中一种常见的现象,导致升力系数快速下降,阻力系数快速升高,致使翼型性能大幅度下降。近年来,相关研究表明仿座头鲸前缘凸起可以有效延缓失速或者改善失速后翼型气动性能。因此,本研究选取与座头鲸鳍肢截面相似的翼型NACA 634-021为基础翼型,在基础翼型上通过布置不同凸起数来探究仿座头鲸前缘凸起对翼型失速控制机理。在雷诺数为1.8×105条件下,采用雷诺时均斱法,选取考虑转捩的SST k-ω湍流模型,对不同攻角翼面迚行三维数值模拟,通过对比基础翼型和单凸起翼型升、阻力系数以及丝线可视化实验结果,验证数值模拟的正确性。然后迚行双凸起和连续凸起翼型数值模拟研究,结合绕流特性对双凸起及连续凸起翼面迚行深入分析,研究结果表明仿座头鲸前缘凸起结构具有改善失速特性幵提高失速后的气动性能的能力,但是由于凸起数的不同,作用机理不同,失速控效果不同。本研究为水轮机导叶、风力机叶片等复杂流体机械失速控制提供了一种新的设计思路。