翼型厚度对风力机叶片翼型气动特性的影响

建立了预测翼型气动特性的理论模型并进行了数值计算,研究了翼型厚度对风力机叶片翼型的气动特性影响,给出了翼型厚度对翼型的升力系数、阻力系数、升阻比和流场、压力系数的影响。研究结果表明,对于同一弯度不同厚度的NACA系列翼型,在较小攻角时,较小厚度翼型可获得较大的升阻比,在大攻角时,增加厚度翼型可以提高翼型的升阻比,扩宽大升阻比范围,而且较大厚度翼型的分离点前移速度较缓慢,涡分布范围较小。     

襟翼相对长度对翼型流场结构影响

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。     

气动弹片对翼型气动及噪声特性的影响

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°～24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明：气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。     

风机叶片的剖面翼型反设计优化技术

使用反方法进行风机叶片的翼型设计，采用了一种非线性优化速度分布的方法，分别针对吸、压力面的初始速度分布采用不同的优化手段，可以有效地调节翼型的厚度。并且在设计中可以自由给定攻角、落后角，通过速度分布的优化得到符合工程应用要求的风机叶片的翼型。并依据探索出的速度分布优化准则，设计出了三种风机叶片的翼型。     

翼型厚度对风力机翼型气动特性的影响

在Re=3×106下,基于k-w SST两方程湍流模型对两种不同厚度的NREL风力机专用翼型进行了数值模拟,重点研究了-5°～15°攻角下不同厚度对翼型气动特性的影响规律。非定常计算结果表明:不同厚度对翼型气动性能影响显著,在某一小攻角范围,较小厚度值可获得较大升阻比,在大攻角翼型发生失速时,较大厚度值可提高翼型的升阻比,拓宽高升阻比的攻角范围,有效改善翼型的分离流动特性。     

基于连续攻角的风力机翼型整体气动性能提高的优化设计

目前风力机翼型都是考虑单点设计攻角而开发出来,以追求局部气动性能的极大值,而忽略了连续设计攻角范围内翼型整体气动性能。结合翼型泛函集成理论及复杂型线表面曲率光滑连续性思想,提出连续攻角情况下风力机翼型廓线设计新方法,以解决翼型优化设计中其气动力难以收敛这一关键问题,并实现翼型整体气动性能的提高。将连续攻角情况下设计出来的WQ-B翼型与单点攻角情况下设计出来的WQ-A翼型进行了气动性能对比分析;并将WQ-B翼型系列应用到实际2 MW风力机叶片中。研究表明:相比WQ-A翼型及实际叶片,WQ-B新翼型系列及叶片整体性能均有显著提高。该研究不仅验证了该设计方法的可行性,而且也表明WQ-B翼型系列具有广泛的通用性及可置换性。     

低雷诺数下翼型静、动态性能分析

对NACA0015翼型进行了静态、动态分析。结果表明:静态条件下,风速一定,弦长增加时,失速角增加,阻力系数减小;翼型动态振荡情况下,失速攻角大于静态失速攻角,失速延迟现象明显。同时翼型在上俯运动和下沉运动经过同一攻角时,升力系数差异大,会形成滞环现象。     

影响风力发电机翼型气动性能的因素研究

翼型气动性能的优劣影响着风力发电机的发电效率,研究影响叶片翼型气动性能的因素具有重要意义。本文采用数值方法计算了文献中NACA0012翼型在Re=10^6时的气动性能参数并与试验值比较,验证了数值方法的正确性。通过对相对厚度、相对弯度、雷诺数等影响翼型气动特性的参数进行研究,结果表明:相对厚度小的翼型在小攻角范围可以获得更好的气动性能;当攻角大于失速角12°后,相对厚度大的翼型的气动性能更佳。在0°~20°攻角范围内,相对弯度和雷诺数越大,翼型的气动性能越好。     

风力机叶片翼型的气动特性研究

选取S818叶片翼型进行二维几何模型,采用适合翼型流动的Spalart-Allmaras湍流模型,对Base翼型和95%弦长处带Microtab的翼型进行数值模拟分析,得到在不同攻角下的升阻比、表面压力和速度矢量图。从流场计算结果看出95%弦长处带microtab的翼型在0°到12°攻角范围内气动性能有明显提高;带microtab的翼型改变了后驻点位置,使其出现在了microtab末端,增加了气动曲面环量,从而增加了翼型升力。     

风力机翼型多目标优化及尾缘加厚研究

采用多目标遗传算法与类别形状函数变换（CST）方法相耦合的方法对翼型外形进行多目标优化设计,在攻角工作范围内,以实现高升阻比、低阻力为目标,最终得到一系列Pareto最优解集。采用指数混合函数法对优化后得到的翼型在尾缘处进行非对称加厚。通过求解二维雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS）获得翼型的气动参数,结果显示：优化后的翼型与原始翼型相比具有更优的压力分布,有效提高了升力系数,减小了阻力系数。优化翼型尾缘经过加厚处理后,所有攻角下的升力系数以及升阻比系数都得到了提高,流动情况进一步改善,涡心与失速点均有一定程度的后移,表明钝尾缘翼型具有比原始翼型和优化翼型更好的升阻力特性。     

飞行汽车概念设计与气动特性分析

利用CFD软件Fluent,根据Spalart-Allmaras模型建立了飞行汽车外流场的三维湍流流动模型.通过数值模拟,得到飞行汽车在不同攻角下的升阻力系数变化规律.研究结果表明,在所选攻角范围内,随着攻角的增大,飞行汽车的升阻力系数不断增大,当攻角达到14＆#176;左右时,飞行汽车由于气流分离而发生失速.Fluent为飞行汽车的气动特性分析提供了重要依据.     

雷诺数对风力机专用翼型气动性能影响的研究

雷诺数是影响翼型气动特性的主要参数之一,当雷诺数在5×10~5～1×10~7范围内变化时,基于N-S控制方程,对S827翼型在攻角α为-14°～45°范围内变化时的气动特性进行数值计算,研究了雷诺数对该翼型的升力特性、阻力特性、最大升力系数、最大升阻比、流动分离特性、失速特性等气动特性的影响.     

合成射流控制参数对大攻角下翼型气动性能的影响

通过数值模拟的方法,对合成射流控制NACA 0012大攻角下翼型流动分离的参数进行了研究.结果表明:对于射流出口宽度为翼型弦长的0.5％,翼型在18°～24°攻角下的流场,当合成射流作用在翼型头部1％弦长位置,吹气速度比为1,无量纲激励频率在1 附近时,可以达到较好的改善翼型整体气动性能的效果.通过对翼型表面压强系数分...     

一种理想风机叶片翼型的设计方法

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。     

纵向涡发生器在空气预热器中的强化传热数值模拟研究

针对空气预热器中传热性能低下的问题,将纵向涡器运用于空气预热器热管内,以烟气为介质,运用计算软件FLUENT进行数值模拟,研究在不同Re数下,涡发生器对管内烟气的传热及流动阻力的影响,比较了不同攻角及翼高与管内半径之比的直角三角翼涡发生器强化换热效果,并与光管的换热系数和阻力系数进行了对比。分析表明,纵向涡发生器能明显提高换热性能,在所研究的纵向涡发生器中,攻角为45°时,涡发生器强化传热效果较好。随着Re数的改变,具有最佳传热效果的涡发生器结构也会有所不同。     

三叶片直线翼垂直轴风力机非定常流场速度分析

垂直轴风力机在回转过程中,叶片尾流的相互干涉和叶片攻角变化,使垂直轴风力机周围流场异常复杂。为探明直线翼垂直轴风力机在二维流场中速度分布及风力机叶片迎风角度变化关系,在风洞试验中采用激光多普勒测速仪(Laser Doppler velocimetry,LDV)技术,对所设计的三叶片直线翼垂直轴风力机流场风速进行试验研究,获得了该风力机叶片周围流场的速度分布情况。在建立直线翼垂直轴风力机在不同转速下叶片迎风角度变化的数学模型基础上,应用仿真软件对被测风力机流场进行分析计算。通过数学模型得知,来流风速夹角随回转角的变化情况可用正弦函数近似表示, 并且随着叶尖速比的增大逐渐减小。风洞试验和CFD结果表明,风力机在回转过程中,叶片前缘场域有乱流生成,并且该域风速值偏大;而在叶片旋转内部以及下流区域内会形成一个宽大的低速区域,并且伴随叶尖速比的增加,低速区域具有扩大趋势。     

波浪型结节改形风机翼型的气动性能研究

采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明:相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角(α<12°)工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角(α>12°)时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。