智能叶片风力机建模及多目标尾缘襟翼控制

为了研究尾缘襟翼在风力机主动降载和功率控制方面的效果,以NREL 5 MW参考风力机为研究对象,在每个叶片上增加了2段独立的尾缘襟翼。首先,建立了智能叶片风力机气动、传动链以及发电机模型,进而在Matlab/Simulink中搭建了带有尾缘襟翼的智能叶片风力机模型,并在不同风况下使用FAST气弹仿真平台对所建模型进行对比验证,最后在智能叶片风力机模型基础上设计了多目标多襟翼控制。结果表明:与FAST气弹仿真平台相比,智能叶片风力机模型各项参数偏差均小于10%,精度较高;在多目标多襟翼控制作用下,风力机的叶根挥舞弯矩在1P频率处的功率谱密度减少了89.73%,发电机功率标准差减少了75.07%。     

尾缘襟翼结构参数对大型风机气动性能影响的仿真研究

利用FAST仿真平台,研究了大型风机智能叶片的尾缘襟翼结构参数对叶片载荷抑制和功率捕获等气动性能的影响。仿真结果表明:尾缘襟翼位于叶尖部位时,在不同风况下,襟翼对叶片具有较好的降载效果,低风况及过渡风况下,功率捕获损失较小;增加襟翼占弦比、长度和摆角范围,在低风况及过渡风况下,可进一步提高叶片的降载能力,但存在一定的功率损失;在高风况下,襟翼占弦比、长度和摆角范围均存在提高叶片降载能力的最佳值,且这3个参数的变化对功率捕获无影响。     

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。     

尾缘主动式凹槽-襟翼垂直轴风力机气动性能研究

针对垂直轴风力机实际运行过程中叶片攻角随相位角周期性变化引发的气动性能降低问题,提出主动式凹槽-襟翼结构.以NACA0021翼型为研究对象,采用计算流体力学方法对不同控制策略下凹槽-襟翼结构进行了数值分析.结果 表明:与传统固定凹槽-襟翼相比,垂直轴风力机叶片尾缘布置主动式凹槽-襟翼时气动效率最高可提升36.78％;凹...     

加装Gurney襟翼对提高风力机性能的研究

在小型低速风洞中对装有FFA-W3-211桨叶的水平轴风力机及在其尾缘加装Gurney襟翼桨叶的风力机进行了一系列性能对比试验.Gurney襟翼的高度为翼型弦长b的4%,桨叶安装角为4～14,试验风速为8～14m/s.试验结果表明,Gurney襟翼对水平轴风力机性能有较大的影响,特别是在大安装角时尤为显著;在小安装角时,格尼襟翼反而使风力机性能降低;当安装角为12°时,格尼襟翼使风力机输出功率提高38%以上.     

尾缘非定常射流襟翼对垂直轴风力机气动特性影响研究

为提升垂直轴风力机气动性能并改善其动态失速特性,将射流襟翼布置于翼型尾缘压力面,并提出5种射流控制策略,采用计算流体力学方法研究不同策略对垂直轴风力机气动性能影响,从而确定最佳控制策略。结果表明：在180°~360°相位角范围内施加射流控制可使风力机风能利用系数在最佳尖速比下提升31.31%,并有效抑制吸力面尾缘涡形成与发展,增大翼面两侧压差;射流越靠近尾缘,垂直轴风力机气动性能提升效果越好。     

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。     

基于尾缘分离模型的风力机独立变桨性能优化

为准确研究风力机高风速非定常气动特性,以NREL Phase VI实验叶片为算例,考虑三维旋转效应和尾缘流动分离现象,建立了Du-Selig三维失速延迟模型与Kirchhoff-Helmholz尾缘分离预估模型耦合的三维尾缘分离预估模型,并与升力面自由涡尾迹法结合,分析了叶片升力面弦向不同涡格数对模拟准确性的影响;基于尾缘分离因子的周向分布规律,通过独立变桨引入风轮旋转半周期的正弦波桨距角增量,抵消相对来流速度变化引起的攻角增大,以优化风力机气动性能.结果表明:升力面弦向采用2涡格的三维尾缘分离预估模型来模拟叶片法向力系数和弦向力系数最为精确;在每个旋转周期内,叶片尾缘分离因子在180°~360°方位角内较大,且在270°达到最大;经独立变桨后,尾缘分离因子得到减小,减小幅度与变桨幅值成正比,且变桨幅值为5°时,叶片主轴扭矩和挥舞力矩达到最佳优化效果.     

基于尾缘襟翼的2D翼型滑模控制及半实物仿真

针对气动弹性的发散不稳定振动,阐述基于弦向刚性尾缘襟翼的2D翼型的等效滑模控制算法在风力机叶片颤振抑制中的应用.结构模型基于弹性挥舞/扭转位移的分析,纳入刚性尾缘襟翼的角度控制.气动力基于准稳态模型,附加旋转尾缘襟翼对气动力的影响效果.滑模控制算法分别基于辅助反馈控制和二次型反馈控制,实现位移响应分析、速度分析及襟翼角...     

Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究

在风力机大厚度、低雷诺数专用翼型上加装Gurney襟翼进行数值模拟研究。获得了Gurney襟翼在不同襟翼高度下,襟翼高度对翼型气动特性的影响规律,给出最佳襟翼高度,最后探讨Gurney对风力机性能的控制机理。所得结果可为实际工程风力机的控制提供理论指导和技术支撑。     

柔性襟翼对风力机翼型气动性能的影响

通过对柔性尾缘襟翼(DTEF)参数化建模,实现了对尾缘襟翼柔性变形与控制.采用数值模拟方法研究DTEF对翼型整体静态与动态气动性能的影响及流动机理.结果表明:DTEF位于不同摆角时,翼型升力系数与阻力系数均有不同程度的明显改变,随着攻角的增大,襟翼改变翼型气动性能的能力降低,对襟翼附近的流动影响亦减弱;DTEF动态运动过程中,翼型升力系数滞后于摆角的变化,DTEF改变升力系数的能力降低,翼型阻力系数超前于摆角的变化,DTEF改变阻力系数的能力增加,此动态效应随摆动周期减小而增强,并在翼型表面压力系数与尾迹涡量上有一定体现.     

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.     

Research on the Influence of Guide Blade Trailing Edge Structure on Turbine Performance

The complex structure at trailing edge reduces the manufacturing precision, which results in an error in the size of the trailing edge structure. In this study, the performance of a stage high-pressure turbine(HP turbine) is calculated out in three dimensions. In the HP turbine guide vane, the trailing edge cutback configuration is adopted. Through three-dimensional simulation, the complex flow around the trailing edge with cutback cooling configuration is presented in this study, and the manufacturing precision reduction due to the complex structure at trailing edge is considered. Furthermore, the effect of trailing edge lip thickness and deflection of the stator on the turbine performance is discussed. Overall, as the press-side lip thickness increasing, the turbine efficiency and turbine inlet flow are reduced. However, the changes in the turbine work output are relatively complex. On the other hand, as the spacing between suction-side lip and press-side lip increases, turbine performance becomes worse. Both of the turbine efficiency and the turbine work output become smaller, while the turbine inlet flow becomes bigger. The effect of the spacing between suction-side lip and press-side lip is obviously greater than that of the press-side lip thickness. The change of the press-side lip thickness has little effect on the relation between the turbine performance and the spacing between suction-side lip and press-side lip. However, when the spacing between suction-side lip and press-side lip deviates from the baseline value, the effect law of the press-side lip thickness on the turbine performance will be affected. As the press-side lip thickness increases, it leads to an increase in the low-velocity zone at both of the pressure-side and suction-side trailing edge. And more main stream is affected or mixed into the wake flow. When the spacing between suction-side lip and press-side lip becomes smaller, the low-velocity zone at the trailing edge is smaller, and the change of vortex with the press-side lip thickness is affected. With a bigger spacing between suction-side lip and press-side lip, the variation is contrary.     

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。     

加装钝尾缘改善风力机桨叶气动性能的研究

对 NACA4412 翼型流场进行了数值模拟,发现在翼型尾部上表面存在一对方向相反交替脱落的漩涡.为了改善叶片的空气动力特性,在叶型尾部加装 Gurney 襟翼,并进一步改进为钝尾缘的叶型.研究结果表明:钝尾缘翼型尾部漩涡消失,升力系数增大,且在翼型失速前升力系数增大较为明显,阻力系数稍有增加,气动性能明显好于原翼型.基于改进前后翼型对风力机桨叶进行了优化设计,分析比较了两种翼型风力机的功率输出特性.结论:在相同功率下,具有钝尾缘翼型的风力机桨叶弦长相对较小,桨叶的扭角相近;在风力机工作风速范围内,改进翼型的风力机功率和功率系数都有所增加,尤其是在低风速段提高较明显,启动风速功率增量达到了30.5%;钝尾缘翼型风力机性能明显优于原翼型的风力机,年输出功率提高了7.69%.     

跨音速透平叶栅尾缘劈缝射流的数值研究

采用Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型对跨音速导叶尾缘劈缝射流的定常流动结构进行了模拟分析,研究不同尾缘射流压比对尾缘激波结构与强度、尾迹形态、各种能量损失的影响规律.结果表明:劈缝射流可以减小尾迹宽度与低速峰值,降低尾缘燕尾波的强度,射流对压力面侧激波的削弱作用更大;射流使燕尾波的形成位置更接近尾缘,导致燕尾波张角增大;射流可以降低叶栅的总动能损失,压比对激波损失和尾迹损失的影响更明显,但对边界层损失的影响较小;根据叶栅出口的状态可知,存在一个最佳的射流压比.     

跨音速透平叶栅尾缘劈缝射流气动性能分析

基于定常RANS方程,采用Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,数值模拟某跨音速导叶尾缘劈缝射流的定常流动结构,分析尾缘劈缝射流对尾缘激波结构、尾迹流动特性及叶栅气动性能的影响。研究表明:开缝射流显著降低尾缘压力面侧燕尾波强度,并使激波在相邻叶片吸力面入射点向上游移动;当叶栅出口马赫数小于1.35时射流使吸力面燕尾波强度减弱,而达到1.35后射流使该侧激波强度增大;在不同出口马赫数下射流均能降低叶栅动能损失。