基于遗传算法的翼型性能优化

采用Hicks-Hence函数构建翼型,利用FLUENT软件对翼型的气动性能和噪声水平进行计算,并根据均匀设计试验方法,利用偏最小二乘回归法进行数据统计分析,构建多项式响应面模型;以翼型升阻比和噪声水平为目标函数,采用遗传算法对翼型性能进行优化设计,得到优化翼型;将优化翼型与基准翼型的性能进行了对比,结果表明,优化翼型的升阻比提高,噪声水平下降,优化效果明显.     

风力机翼型气动噪声优化设计研究

为获得高升阻比、低噪声水平的风力机翼型,将气动噪声引入到风力机专用翼型的设计中.为评价翼型气动噪声水平,对翼型自身噪声进行讨论和研究,应用NASA基于大量试验而得到的翼型自身噪声模型进行建模.采用型函数扰动法对翼型廓线进行表示,以翼型自身噪声水平作为优化目标,将气动特性作为性能约束,建立翼型的优化设计模型.设计过程中,采用XFOIL获取翼型边界层参数,及对翼型的气动性能进行评价.将流场求解程序和直接优化方法相结合,采用复合形法进行搜索寻优,用Matlab编制优化程序.以NACA4415作为原始翼型进行优化设计,得到一种具有高气动性能、低噪声水平的风力机专用翼型.     

新型双头翼型的性能实验研究

提出了一种设计构造新的双头翼型的方法,并对以CLARKY作为基本翼型设计的一种对称翼型和一种非对称翼型进行了吹风性能实验.通过对比分析实验结果发现,采用这种方法可以得到性能优良的特种新翼型,双头反向非对称翼型在大大改善正向吹风性能的同时,反向吹风性能依然较好.     

可逆地铁风机用翼型优化设计与验证

作为叶片设计的基本组成单元,可逆翼型的选取对整机性能的影响起着重要的作用。以性能较好的R18可逆翼型作为初始翼型,通过翼型优化方法得到一款优化翼型。利用Numeca软件对R18翼型构建的叶片进行气动性能计算并与标准风机试验台的数据进行比对,验证该数值方法的可靠性。在此基础上采用两种翼型构建两种叶片模型并用Numeca软件计算气动性能,以此对翼型优化的设计效果作出评价。研究结果表明：在设计攻角范围内,优化翼型的升阻力特性均高于R18翼型;且在设计工况范围内,优化翼型设计出的风机全压提升5.43%,效率提升0.905%。表明该翼型优化设计方法确能提高设计出的可逆地铁风机气动性能。     

神经网络在风力机翼型气动性能优化中的应用

针对风力机翼型优化计算量大的问题,提出了一种基于计算流体力学和神经网络气动性能近似计算的翼型优化方法。首先根据茹科夫斯基翼型理论构造了翼型参数化表达方法,以多工况条件下的翼型气动性能为目标函数,选取翼型表达式中的12个参数为设计变量,建立了翼型气动性能优化模型。然后用优化拉丁方采样方法获得翼型样本设计空间,通过计算流体力学方法获取每个样本的气动性能,利用神经网络对样本集进行非线性拟合,构建神经网络翼型气动性能近似计算模型。遗传算法在寻优时,用近似计算模型代替耗时的流场计算,最终得到最优解。并通过此方法对FFAW3-301翼型进行优化,优化后翼型具有更佳的气动性能,优化结果表明此优化方法具有可行性。     

可逆风机用翼型气动特性分析与实验研究

可逆翼型气动性能的优劣对可逆风机性能好坏起着至关重要的作用。选取了形式不同的三种翼型,即对称翼型、S型翼型和常规非对称翼型,利用X-foil软件对上述三种翼型的气动性能进行数值计算。结果显示,在较大的攻角范围内,常规非对称翼型的升力特性和升阻比特性都明显优于另外两种翼型。为了比较三种翼型在可逆风机中的应用效果,通过调整设计参数使采用三种翼型设计的叶片具有相同的弦长和扭曲变化规律,然后在标准风管式出气试验台上进行了空气动力性能实验。研究表明:在选取的三种翼型中,采用对称翼型设计的可逆风机叶轮最为理想,其额定工况点的实验性能满足设计要求,且具有良好的反风性能,同时正、反风工况下都有较宽的高效工作范围。     

钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析

钝尾缘风力机翼型有较好的结构和气动性能,是目前多被用于大型风力机叶片靠近轮毂区域的选定翼型.但钝尾缘翼型也有缺点,易产生大的脱流涡,这会降低叶片的气动性能.为了更好地研究钝尾缘翼型的性能,以了解其气动性能的降低能否与其结构性能的优化相匹配.采用计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对薄尾缘翼型S809和改进的钝尾缘翼型S809-100的性能进行模拟和对比,结果表明相对于薄尾缘翼型,钝尾缘翼型可以增大断面的最大升力系数和升力曲线斜率,并可以降低翼型污染对翼型升力影响的敏感度.     

风力机专用翼型综合优化设计方法

为了得到拥有优良气动特性且低噪声水平的风力机专用翼型的轮廓线,提出了翼型多工况点多目标综合优化设计方法。该方法应用Bezier曲线对翼型的轮廓线进行参数化表达,并推导出由翼型离散数据点反求Bezier曲线控制点的一般方程。基于翼型噪声预测半经验模型,采用XFOIL计算翼型的气动性能,结合遗传优化算法得到优化翼型。以美国NREL风力机翼型S834为初始翼型,对多工况多目标权重分配方案进行综合设计。研究表明,相对于初始翼型,优化翼型在主攻角范围具有更好的气动性能和声学性能。     

相对厚度对DU系列翼型气动性能的影响

针对翼型的相对厚度对翼型气动性能影响,以相对厚度分别为21%、25%、30%、35%的DU21、DU25、DU30、DU40四种翼型作为研究对象,采用网格划分软件Gambit对翼型流场划分网格,采用Fluent14.0对翼型进行气动性能分析,研究了相对厚度对翼型气动特性的影响规律。研究表明,翼型的气动性能受翼型相对厚度的影响较大,翼型最大升阻比随翼型的相对厚度增大而减小,翼型的最大升力系数及失速攻角随相对厚度的增大而增大。研究结果对后续的风力机叶片的设计和叶片优化具有一定的参考价值和指导意义。     

轴流通风机叶片设计的新方法研究

本文基于涡流叶素理论,用航空翼型数据进行风机叶片设计。通过对航空翼型进行风管试验,得到风机性能计算结果,以此验证理论性能计算结果。最终得到风机翼型气动数据,翼型气动数据完全符合风机实际情况。设计叶片性能与试验很吻合,是一个合理可靠的设计方法。     

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。     

钝尾缘翼型对5MW风力机性能影响的研究

目前国内外对钝尾缘翼型的研究主要集中于翼型的改进方式与二维气动性能的模拟,对钝尾缘翼型应用于风力机时对其性能影响的研究较少,然而钝尾缘翼型应用于风力机时由于旋转效应的存在叶素翼型之间会发生相互影响。为了更好的研究钝尾缘翼型,了解钝尾缘翼型对风力机性能的影响,对NREL 5MW风力机叶片内侧翼型进行对称钝尾缘修型,分析二维翼型气动性能,发现一定范围内,翼型的升力系数、升阻比均随尾缘厚度的增加而增大。对原风力机进翼型替换,模拟并对比两类风力机的性能,研究表明改型后风力机的输出扭矩高于原机,而且随风速增大改型风力机的优势变得越来越突出;然而在相同工况下,改型后风力机的轴向力也大于原机。     

Wind turbine airfoil design using response surface method

This paper describes the design of a wind turbine airfoil under various operating conditions through the use of a suitable combination of flow analysis and optimization techniques. The proposed method includes a parametric study on the influence of design variables and different design conditions on airfoil performance. The incompressible Navier-Stokes equations and the k-ɛ turbulence model are used to compute the aerodynamic coefficients of an airfoil. The response surface method (RSM) is applied to obtain the optimum solution of the defined objective function and the penalty term of the constraint. The influence of the design variables (change in airfoil geometry) on airfoil performance as well as the accuracy of the RSM is examined from the statistical viewpoint. Various airfoil shapes with good aerodynamic performance are obtained according to various operating conditions (change in angle of attack), objective functions (minimum of drag coefficient or maximum of lift-to-drag ratio), and constraints (the lift coefficient of a designed airfoil is higher than that of a base airfoil at a certain angle of attack).     

雷诺数对低速对称翼型气动性能的影响

基于CFD软件,采用k-ωSST湍流模型,研究了不同雷诺数对低速对称翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018气动性能的影响,以及同一雷诺数下翼型相对厚度对翼型气动性能的影响。比较了翼型NACA0012、NACA0015和NACA0018的升力系数和阻力系数的计算值与试验值,得出了和试验值最接近的翼型,总结了对称翼型升力系数、阻力系数和升阻比的变化规律,确定了对称翼型最佳攻角。结果显示,低速对称翼型相对厚度越大,气动性能越好;雷诺数越小,黏性越大,越先发生边界层分离;翼型NAcA0018的计算值和试验值最接近;翼型NAcA0018的最佳攻角为10°。     

低雷诺数旋翼翼型设计及气动仿真

研究了低雷诺数下薄圆弧旋翼的翼型,考虑其对高气动性能、高结构强度和便于制造和轻量化的要求,提出一种具有上凸结构的薄圆弧翼型。通过在翼型上表面增加凸起结构,增加部分弦长的翼型厚度并安装加强筋来提高翼型延展向的结构强度;设计出了最大厚度为4.3%、圆弧均匀厚度为2.5%、最大弯度为5.5%和均匀弯度为4.5%的薄圆弧翼型。采用基于二维定常、不可压缩Navier-Stoke方程的数值仿真方法计算了该翼型在雷诺数为40,000~100,000,迎角为-4°~12°下的气动性能,并获得了该翼型上下表面的压力系数分布线和速度矢量图。采用该翼型制作了直径为40cm,质量为15g,桨距为15.7cm的碳纤维旋翼;在悬停状态下完成了它的升力和结构强度试验。实验结果显示其性能满足使用要求。目前,研制的旋翼已成功地应用于某型多旋翼飞行器。     

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。     

基于钝尾缘翼型叶片的三维风力机性能分析

随着风力机向大型化发展,为有效提升风力机叶片的性能以及结构强度,将钝尾缘翼型应用于风力机叶片设计。以NACA639XX系列翼型为基准翼型,通过Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对翼型进行参数化拟合,使用多岛遗传算法优化得到层流钝尾缘翼型族(USST-XXX)。将此翼型族中相对厚度为21%的USST-211翼型与NACA63921层流翼型替换NREL PhaseVI叶片截面的S809翼型,建模得到两种三维风力机叶片,采用数值模拟的方法,对这两种叶片不同风速下的流场进行分析,并与NREL Phase VI风力机叶片的气动性能进行对比。数值模拟结果表明,在额定风速附近,采用层流钝尾缘翼型所构造的新叶片风力机的风能利用系数高于其他两种叶片。研究结果表明优化得到的层流钝尾缘翼型族可以有效提升风力机气动性能,在大型水平轴风力机叶片设计方面具有良好的应用前景。