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.     

尾缘襟翼对风力机翼型气动特性影响研究

尾缘襟翼(TEF)因其对翼型气动特性的调控能力,被认为是降低叶片疲劳和局部载荷最具可行性的气动控制部件。对TEF进行建模,采用Xfoil和CFD软件分析了TEF对翼型气动特性的影响及其机理,并从叶素理论角度对变化来流下TEF的减载效果进行了验证,结果表明:TEF位于不同摆角时翼型升阻力系数均有不同程度的变化,TEF可有效实现对翼型气动特性的主动控制;TEF摆动改变了翼型表面的静压分布和流动状态,进而对翼型升阻力和失速攻角产生影响;TEF可快速有效降低风速突然增加后的叶素受力,进而控制并减小叶片载荷。     

基于多岛遗传算法的钝尾缘翼型多目标优化设计

针对大型水平轴风力机叶片运行工况复杂和结构强度要求高的问题,提出一种钝尾缘翼型的多目标优化方法。基于多岛遗传算法,采用Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对钝尾缘翼型进行参数化拟合,通过Matlab软件自编程序调用XFOIL气动分析软件进行流场分析,对选定翼型进行多工况多目标优化设计。整个优化过程集成在Isight平台中,可实现自动优化。采用上述方法,选用NACA63921翼型作为初始翼型进行多目标优化,利用Fluent转捩模型对得到的钝尾缘翼型进行CFD数值验证,并与几种常见的同厚度翼型进行对比。数值验证表明,优化得到的钝尾缘翼型在多个工况点下的升阻比均高于同厚度的FFA、DU系列等现有风力机翼型,在失速工况区流动分离延后,具有更好的气动稳定性。     

低雷诺数振荡翼型非定常气动性能研究

应用包括非定常Hess-Smitll线元奇点法和二维非定常逆边界层法等边界层迭代法,结合Cebeci-Smith代数涡粘性公式,在低霄诺数条件下计算了水平轴风力机叶片翼型在俯仰,平移,斜坡式3种不同振荡形式下的非定常气动性能;计算和分析了在各自振荡形式下不同参数对翼型气动性能的影响.研究结果表明:翼型俯仰振荡时,翼型上的升力系数和阻力系数与振荡的幅值和频率有很大的关系;翼型平移振荡和斜坡式振荡时,气动力系数和振荡频率有关;俯仰和平移振荡时,都出现了负阻力,揭示了扑动翼产生推力的原因.     

V型沟槽对钝尾缘翼型流场分布及气动性能影响的研究

基于k-ωSST湍流模型,利用商业CFD工具ANSYS Fluent 16.0对DU35-17原始翼型、钝尾缘修型翼型及布置V型沟槽钝尾缘翼型进行数值模拟计算,对翼型改进前后的升阻力系数、流场分布和表面压力系数进行对比分析.结果表明,翼型在钝尾缘修型的同时布置V型沟槽,通过改变翼型尾缘处的压力分布和翼型表面的流动分布,...     

风力机叶片翼型气动性能数值模拟

采用数值模拟方法对NACA23012,NACA4412,S809,S810等4种常用风力机叶片翼型进行了研究,分析了翼型静止与振荡时的气动性能.随着攻角的增加,静止翼型的升力系数先增大后减小,其阻力系数一直增大,显示出NACA4412翼型具有较好的低风速启动性能;振荡翼型的升力系数随着攻角的变化呈现一个闭合迟滞环曲线,显示出振荡翼型S809的动态失速迟滞效应最为明显.文章参照模拟结果和对比试验数据,验证了数值模拟的可靠性.     

尾缘修剪对风力机翼型气动性能的影响

对S809和S805 2种厚度不同的翼型进行尾缘修剪,采用翼型设计分析软件Xfoil对修剪前后翼型的气动性能进行计算,研究了不同程度尾缘修剪对翼型气动性能的影响,并采用CFD数值模拟方法进行流场特性分析.结果表明:尾缘修剪后会引起翼型在附着流区升力系数减小,最大升阻比减小,减小程度随着修剪程度的增加而加剧;对于厚度不同的翼型,尾缘修剪对其影响的主要区别在于失速区较厚翼型阻力系数减小,较薄翼型升力系数增大;翼型表面压力系数因尾缘修剪而发生改变,较厚翼型压力分布变化较为明显;尾缘修剪对尾流的扰动会影响翼型表面其他部位的流动,进而影响翼型气动性能.     

等比例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附壁的现象,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％;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;弹片抬起角度大于14°时会在其...     

襟翼改型对风力机专用翼型气动特性的影响研究

采用数值模拟方法研究襟翼改型对S809翼型气动特性的影响,并对襟翼的增升机理进行探讨。研究结果表明,在中小攻角范围内,安装角度为90°和60°的襟翼具有一定的增升效果,可使最大升力系数分别提高5.66%和3.95%;通过分析翼型压力系数分布,发现尾缘附近压力面压力变大,导致升力系数提高;但是在大攻角下改型襟翼导致升力系数减小。     

雷诺数改变对S825翼型的影响

文章采用CFD软件对风力机翼型NREL S825在雷诺数分别为1×10^6、2×10^6、3×10^6的情况进行气动性能的数值研究。通过对比数值计算结果与实验数据,确认计算结果的可靠性。在此基础上,详细地分析边界层参数,包括边界层内速度分布、边界层位移厚度和动量损失厚度。结果表明：相同攻角下,随着雷诺数的增加,边界层厚度变薄,分离点后移．进而使升力系数增加、阻力系数减小。     

襟翼结构对风力机翼型性能的影响及优化设计

为了研究襟翼结构对风力机翼型气动性能的影响,选用NACA0012翼型,建立了翼型加装襟翼的二维计算模型,使用计算流体力学软件Fluent求解定常、不可压缩雷诺平均的N-S方程和Spalart-Allmaras单方程湍流模型,分析了典型的NACA0012翼型添加不同几何形状襟翼在0°~18°攻角α范围内的气动特性。通过计算表明:在风力机翼型上添加不同结构襟翼,能够提高翼型的有效升力系数,添加同样高度和厚度的三角形襟翼比添加矩形襟翼时的升力系数要大,而阻力变化甚小;因此,选择适当的几何形状襟翼不仅能起到增升效果且能相应的节省材料从而改善其经济性。     

基于Isight平台对翼型Gurney襟翼的优化设计

为了获得风力机襟翼的优化结构,本文采用多学科设计优化框架软件ISIGHT、CFD软件Fluent以及遗传算法,针对加装襟翼式结构的气动性能进行了优化设计。软件集成了襟翼的参数化表达、网格划分、流场分析、结构优化设计四个模块,实现了多学科领域的精确分析和整个优化循环过程的自动化运行。优化结果表明:Gurney襟翼的设计高度为弦长的2%、设计宽度为弦长0.2%将得到最大的升阻比,上述研究结果和实验结果一致。本文的研究方法可为襟翼及其他气动外形优化设计提供参考。     

风力机叶片翼型优化设计

为设计出气动性能优异的风力机翼型,运用CST参数化方法表述翼型外形特征以控制翼型型线,利用自适应遗传算法耦合XFOIL软件的翼型优化方法,以翼型NACA 63-215为优化算例,在设计工况下寻优,得到一种升力系数、阻力系数、升阻比、力矩等气动特性均较NACA 63-215更优的翼型,证明了该优化方法的可行性,为风力机翼型优化设计提供了参考。     

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。     

尾缘双穿孔对翼型性能影响研究

相关研究表明多孔尾缘在降低翼型噪声的同时,对其气动性能也有一定影响,且穿孔几何尺寸和位置是影响尾缘翼型噪声与气动特性的重要参数。针对NACA65019翼型,在来流雷诺数Re=2×105条件下,采用计算流体力学方法研究具有不同穿孔孔径和位置的尾缘双穿孔翼型绕流特征和噪声特性,并通过部分实验验证模拟的可靠性。研究结果表明：尾缘双穿孔翼型在小攻角下,升阻比较原翼型有较明显的提升,当来流攻角大于12 °后,升阻比开始小于原翼型;在一定来流攻角范围内,尾缘双穿孔翼型可延迟吸力面分离,降低吸力面边界层厚度;边界层厚度的降幅与穿孔孔径、穿孔位置密切相关,最大可达28.8%。根据相关声学理论模型,分析了穿孔孔径及位置对尾缘双穿孔翼型噪声特性的影响,经数值研究表明：α=6°时,在100~7 kHz频率范围,不同的尾缘双穿孔翼型相较于原翼型噪声降低最高可达10.7 dB;d=1.0 mm和Xc/c=0.82翼型效果最佳。     

尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响

现代汽轮机叶片的制造对尾缘厚度的要求非常苛刻,为了研究尾缘厚度对平面叶栅气动性能的影响,本文采用数值计算的方法对某现有的静叶和动叶叶栅,及在原始叶型的基础上将尾缘的厚度增加50%和200%的两对改进叶栅,进行了详细地分析。计算结果表明,随着尾缘厚度的增加,叶片通流面积沿流动方向的收敛程度略微减少,在前缘附近载荷减小,相当于载荷后移,同时尾迹宽度相应的增加,叶栅出口流动角度减小,叶栅损失增加。研究结果对理解和掌握尾缘厚度对涡轮叶栅流场的影响具有重要参考意义。     

振荡翼型气动及其噪声特性的数值研究

针对低雷诺数下翼型的非定常气动噪声特性,采用计算流体力学(CFD)与Lighthill声类比相结合的方法,分别对俯仰、平振以及俯仰与平振耦合运动的翼型进行了分析,通过自定义程序控制翼型的运动规律,并对其流场及诱导的声场特性进行了数值仿真.结果表明:随着折合频率、振幅的增加,翼型表面升力系数的峰值增大,非定常迟滞效应增强;耦合运动的相位差改变了气动力的响应特性;对于振荡翼型激发的噪声,低频下单极子声源占主要地位;随着声源频率的增大,远场声压指向性逐渐体现出偶极子声源的特性.     

低压涡轮低雷诺数条件下气动性能分析

对某型航空发动机低压涡轮末级进行了数值计算,对比分析了不同雷诺数条件下该级涡轮的气动性能。通过计算分析低雷诺数条件对压力场和损失系数的影响,可以看出,与高雷诺数条件相比,在低雷诺数条件下,低压涡轮效率明显降低,损失增大,扩压段增加,横向压力梯度增加,附面层增厚。雷诺数的降低,导致黏性力增加,在静叶片吸力面出现分离区,而且随着雷诺数的降低,分离区加大。