Gurney襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响

为了研究Gurney襟翼对风力机专用翼型的增升效果,采用数值求解N-S方程的方法,对装有Gurney襟翼的DU95-W-180翼型进行了数值计算,在翼型尾缘压力面添加高度为弦长的1%、2%、3%、4%的Gurney襟翼,攻角范围为-8°~18°,计算各种工况下的翼型气动性能并与原翼型气动性能相比较。结果表明:Gurney襟翼对风力机专用翼型有很好的增升效果,而且增升效果与高度密切相关,襟翼高度越大,升力系数越大,相应的阻力系数也会增大。Gurney襟翼的最佳应用场合为中高升力系数情况,在中小升力系数情况下不宜使用。     

襟翼对风力机叶片翼型气动特性影响的数值模拟

对S823翼型及其对应的带有Gumey襟翼的翼型进行了数值计算,针对风力发电机运行环境,研究Gumey襟翼对S823翼型气动性能的影响.计算结果表明:带有Gumey襟翼的翼型明显改善了翼型压力面和吸力面的压力分布,因此翼型升力及升阻比均比翼型原型有显著增加.     

基于最大风能利用系数的风力机翼型设计

以叶素动量理论为基础,对翼型风能利用系数进行循环迭代以求解其最大值,同时分析翼型在各段升阻比范围内升阻比增加对风能系数的影响.针对风力机展向各处对翼型设计的不同要求,基于翼型型线与噪声预测理论,综合考虑翼型的前缘粗糙度敏感性、非设计工况特性、失速特性、噪声特性以及风力机的使用寿命,提出以多攻角范围内翼型风能利用系数为设计目标来设计翼型的新方法.计算实例选取相对厚度为18%的翼型进行优化计算,得到一种性能优越的风力机专用翼型,通过和风力机常用翼型NACA 63418在雷诺数Re=2×106和Re=6×106下自由转捩和固定转捩两种工况时性能的综合比较,新翼型在5°～14°攻角范围内具有良好的粗糙度敏感性、非设计工况特性、失速特性以及低噪声,同时也具有更高的风能利用系数,很好地满足了风力机专用翼型的设计要求.     

偏航对风力机气动性能影响的数值模拟研究

采用基于滑移网格模型的三维非定常数值模拟方法,对NREL Phase Ⅵ风力机在轴流工况下的气动性能进行计算,并与参考文献提供的实验值进行比较,验证了方法的可靠性。然后对该风力机在偏航工况下的尾迹结构和气动性能进行计算,结果表明:偏航工况时,风力机尾迹呈现明显的偏斜特性,且尾迹区的速度恢复比轴流工况慢;旋转周期内,叶片根部和中部受偏航入流的影响较大,导致叶片表面压力变化较大且吸力面流动分离严重,而叶尖区域受偏航的影响较小。计算结果能够为研究风力机的动态失速以及风场中风机群的优化布置等问题提供指导。     

水平轴风力机叶片表面积灰厚度对三维气动特性影响的数值模拟

采用数值模拟方法分析了叶片表面积灰厚度对风力机三维气动特性的影响。首先,采用CFD软件包FINETM-TURBO建立风力机的三维模型,模拟叶片表面光滑的情况下风力机的三维气动特性,并与文献实验数据进行比较,验证了该模型的有效性。然后模拟了积灰厚度变化对风力机三维气动特性的影响,得到了不同积灰厚度下叶片的压力分布、速度分布的变化。结果表明,叶片表面积灰厚度对风力机叶片气动特性有较大影响:随着积灰厚度的增加,叶片两侧大部分区域风速减小,气流运动无规律性增强,压力面与吸力面压差减小,风力机效率降低。     

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.     

几何特性对风力机翼型粗糙度敏感性的影响

基于正交试验的方法,采用XFOIL软件研究最大相对厚度、最大相对弯度以及尾缘厚度对翼型前缘粗糙度敏感性的影响,推导评价翼型粗糙度敏感性的指标,并讨论翼型表面不同区域加密面元节点对XFOIL软件计算结果的影响。研究表明,在翼型上表面正压力梯度区域加密面元节点会对XFOIL软件的计算结果产生明显的影响,而在其它区域增加面元节点个数会增加计算的收敛速度,但对计算结果没有明显的影响。通过极差和方差分析发现,翼型前缘粗糙会导致翼型多方面的气动性能参数变坏,翼型的最大相对厚度会对所有的敏感性指标产生显著性影响,而最大相对弯度和尾缘厚度仅对其中一些指标产生明显的影响,且增大翼型的尾缘厚度有利于降低由于前缘粗糙引起的升力系数和升阻比的下降。     

典型霜冰条件下的风力机翼型优化设计

以翼型型线的表达方法为基础,提出结冰条件下风力机翼型设计方法,并在典型霜冰条件下,基于原始翼型WT180优化设计出一种相对厚度为18%的风力机专用翼型ICE180。在自然转捩情况下,用Rfoil计算了ICE180、WT180及NACA63418三种翼型在不结冰以及霜冰条件下的气动性能;在结冰条件下,用计算流体力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法对三种结冰翼型的气动性能进行验证。研究表明,相对于原始翼型WT180,新翼型ICE180既保持了无结冰条件下的良好气动性能,又在主攻角范围内,大幅提高了霜冰条件下的气动性能,且翼型前缘结冰厚度更小。故此,提出的翼型优化设计方法对于霜冰条件下的风力机专用翼型设计具有重要意义。     

随机风况下风力机翼型结冰对气动特性的影响研究

风力机叶片表面结冰会影响风力机风能吸收效率及安全性。采用计算流体力学(CFD)可以模拟叶片表面结冰过程及其对风力机气动性能的影响。但传统的CFD模拟不能考虑来流风况的随机性。本文采用FENSAP软件模拟了NREL S825翼型表面的结冰过程,采用雷诺平均NS (RANS)模拟研究了结冰对该翼型气动特性的影响。为了研究来流风况的随机性对结冰过程及翼型气动特效的影响,基于概率配置点的非嵌入式多项式混沌方法与RANS模拟进行耦合,研究来流风速和攻角为高斯分布的随机参数时翼型表面冰型的变化,获得了冰型变化的统计特性,以及结冰后翼型气动性能的响应特性。研究结果表明,较洁净翼型相比,结冰后的翼型气动性能下降严重。与攻角的波动相比,来流风速的不确定波动对结冰后翼型的气动性能影响更大。大攻角下,确定性计算会低估攻角对结冰的影响,进而低估对升力系数的影响。风速和攻角的耦合作用削弱了不确定性对气动特性的影响。     

不同翼型对垂直轴风力机性能的影响

采用移动网格技术对小型垂直轴风轮湍流瞬态流场进行了数值计算,得到了不同厚度的四种NACA00XX系列对称翼型风轮的力矩系数、风轮功率和风能利用系数及其变化规律,详细分析了翼型厚度对小型H型垂直轴风力机风轮气动性能的影响,研究表明翼型厚度对风力机的各气动参数有较大的影响,在同一系列翼型中存在一最佳翼型厚度。     

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。     

一种星敏感器系统热设计方法及试验验证

目前,国内机构针对星敏感器的温控研究与设计较少,多集中于星图的图像处理和图像算法的优化。着重以星图中目标能量变化、信噪比、质心定位误差等参数为指标,分析温度对该星敏感器的热影响,从而实现高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用。进一步基于星敏感器的结构及热分布,对星敏感器进行热设计及散热路径优化,提出星敏感器热电制冷器（Thermo electric cooler,TEC）的热控措施。以典型在轨高温工况与低温工况为例,利用有限元仿真软件进行该热设计的有效性与合理性仿真分析。在以上的设计与分析基础上,完成一套温度控制系统,通过模拟星敏感器在高温工况下的环境条件,使用热电制冷方式对星敏感器采取制冷措施,使星敏感器探测器温度维持在20℃±3℃,达到温控指标,保证星敏感器能够在恶劣温度环境下持续提供高精度姿态信息。重点阐明热环境因素与成像质量之间的关系,完成温度与星点识别精度的关联性分析,为后续星敏感器热控设计及定姿精度提升提供参考。     

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。     

合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响

研究吸力面存在合成射流的情况下,钝尾缘翼型TR-4000-2000流场结构的变化及其升阻力系数等气动特性参数的变化趋势。在相同射流入口速度条件下,采用计算流体力学软件Fluent对相同来流速度不同攻角情况下翼型流场进行非定常数值模拟计算,分析射流前后翼型升阻力系数变化及翼型表面压力的波动状况;在此基础上,对不同射流频率和不同射流速度情况下翼型流场进行模拟计算,寻求最佳射流参数。结果表明,由于射流及尾缘涡的相互作用导致翼型的升阻力特性不断变化,钝尾缘翼型吸力面合成射流有明显的增升减阻效果,在15°攻角时尤为明显,升力系数提高约40%,阻力系数减小约25%。在量纲一射流速度和量纲一射流频率均为1时,射流对翼型的增升减阻效果最佳。     

Large-eddy simulation analysis of turbulent flow over a two-blade horizontal wind turbine rotor

Unsteady turbulent flow characteristics over a two-blade horizontal wind turbine rotor is analyzed using a large-eddy simulation technique. The wind turbine rotor corresponds to the configuration of the U.S. National Renewable Energy Laboratory (NREL) phase VI campaign. The filtered incompressible Navier-Stokes equations in a non-inertial reference frame fixed at the centroid of the rotor, are solved with centrifugal and Coriolis forces using an unstructured-grid finite-volume method. A systematic analysis of effects of grid resolution, computational domain size, and time-step size on simulation results, is carried out. Simulation results such as the surface pressure coefficient, thrust coefficient, torque coefficient, and normal and tangential force coefficients are found to agree favorably with experimental data. The simulation showed that pressure fluctuations, which produce broadband flow-induced noise and vibration of the blades, are especially significant in the mid-chord area of the suction side at around 70 to 95 percent spanwise locations. Large-scale vortices are found to be generated at the blade tip and the location connecting the blade with an airfoil cross section and the circular hub rod. These vortices propagate downstream with helical motions and are found to persist far downstream from the rotor.     

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).     

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。     

振荡参数对涡流发生器抑制风力机翼型动态失速影响研究

动态失速对风力机叶片气动特性具有重要影响,涡流发生器(Vortex generators, VGs)是目前风力机领域应用最为广泛的流动控制技术,对动态分离具有一定的抑制作用。为探索VGs对风力机翼型动态失速的抑制作用,采用SSTk-ω湍流模型,研究振幅Δα、折合频率k对加VGs的DU91-W2-250翼段动态失速特性的影响。结果表明：振幅增大,动态失速迟滞效应增强,失速角延后,最大升力系数增加,下俯阶段的升力系数减小,平均升力系数降低。折合频率较大时,阻力系数迟滞效应增强,上仰阶段阻力增大,下俯阶段阻力减小,平均升阻力系数随折合频率增大先增大后减小;折合频率越大的工况,流场动态响应明显,加VGs翼段失速严重。与光滑翼段相比较,VGs延迟动态失速效果与振幅成正比,与折合频率成负相关。     

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.     

风力机动态偏航时对风轮气动性能影响的数值模拟研究

本文是对动态偏航风力机输出功率和风轮表面的压力分布进行了研究。以某S翼型风力机叶片为研究对象,采用有限元方法,模拟叶片在额定工况下以10°/s的旋转速度从正对来流风开始顺时针匀速偏转30°。在动态偏航过程中取10°,20°两个偏航角位置时的风轮表面气动力及5°,10°,15°,20°,25°,30°六个偏航角下风轮的输出功率分别进行气动力及输出功率对比,结果发现:同一偏航角下,风力机动态偏航时,三支叶片间存在不平衡气动力;同一偏航角同一叶片相同径向位置,风轮动态偏航时压力面与吸力面的压强差小于风轮静态偏航时压力面与吸力面的压强差。风力机发生动态偏航时,风力机受气动力变化幅度较大,输出功率会较大波动。