襟翼翼型位置对气动性能的影响研究

对NACA0012两段式襟翼翼型进行了数值模拟,通过弦线变换得到了襟翼摆角与攻角的关系,发现了襟翼翼型在静态条件下由摆角引起的攻角迁移现象,并解释了该现象的流动机理.计算了7种不同摆角襟翼在不同攻角下的气动性能,得到了襟翼摆角导致的翼型尾迹流场变化情况,并与实验值及Xfoil软件计算值对比以验证计算的准确性.结果表明,随襟翼摆角增大,有效攻角范围减小,翼型攻角产生迁移,受力亦发生变化.结果为进一步开展襟翼翼型的摆角控制策略研究提供了参考.     

襟翼相对长度对翼型气动性能的影响

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟方法对比研究了襟翼相对长度(分别取0.2、0.3和0.4)和翼缝相对宽度(分别取1.0%、1.5%和2.0%)对翼型流场结构及升、阻力特性的影响,并着重分析襟翼相对长度对翼型气动性能的影响.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,阻力系数均大于基准翼型,但升力系数的最大值均大于基准翼型;随着襟翼相对长度的增大,翼型失速攻角逐渐减小;当攻角接近翼型失速攻角时,升力系数先增大后减小;襟翼相对长度相同时,随着翼缝相对宽度的增大,升力系数逐渐减小.     

格尼襟翼对翼型气动性能影响的数值研究

为了分析襟翼对风力机翼型气动性能的影响,采用FLUENT软件对带有襟翼和不带襟翼的NACA4412翼型进行了数值模拟。首先通过不同计算模型结果与实验数值的对比,确定了适用于翼型计算的数值边界条件和湍流模型;其次,通过比较无襟翼和1%、2%、4%弦长3种襟翼高度的翼型气动性能和流场的压力分布等,对襟翼对流场的影响和增升原理进行了分析。结果表明:在-5°～+17°攻角范围内,Gurney均可有效增加翼型升力,并且襟翼高度越大增升越明显,但同时阻力也会有所增加,受二者共同作用在小攻角时升阻比变化不大,大攻角时升阻比明显增加。襟翼后卡门涡街代表的低压区和襟翼前角涡代表的高压区的形成是增加翼型升力的根本原因。     

襟翼翼缝相对宽度对翼型气动性能影响研究

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;分别选取襟翼相对长度分别为0.2、0.3和0.4和翼缝相对宽度分别为1.0%、1.5%以及2.0%,着重分析翼缝相对宽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。在翼缝流体入口端,主翼末端存在一个涡,随着翼缝相对宽度增大,该涡流范围逐渐扩大;在襟翼前端有局部的压力升高,随着翼缝相对宽度增大,该局部高压范围扩大。     

襟翼翼缝相对宽度对翼型动态气动性能的影响

采用Fluent数值模拟的方法,以NACA0018对称翼型为基准翼型,分析了尾缘襟翼翼缝相对宽度不同时,襟翼动态摆动对翼型流场以及升阻力特性分析。选取襟翼相对长度为0.2,襟翼翼缝相对宽度分别为1.0%、1.5%和2.0%,当襟翼最大摆角θ为15°时,分析翼型动态气动性能。数值结果分析表明:襟翼的摆动导致原本对称的翼型不再是对称翼型,改变了翼型的弯度,翼型升力和阻力系数的最大值均增大;相同摆角下,翼缝相对宽度越大,其翼型升力系数值愈大;襟翼在摆角θ为10°~15°时,在襟翼下表面出现尾缘回流涡;当襟翼摆角θ为-10°~-15°时,襟翼上表面出现回流涡,且随着襟翼摆角的增大,该回流涡范围逐渐扩大。     

襟翼长度对翼型气动性能的流动机理研究

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼几何长度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;分别选取襟翼几何长度分别为0.2、0.3和0.4,翼缝相对宽度为1.5%,分析了襟翼几何长度对翼型气动性能的影响。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。     

增加风力机叶片翼型后缘厚度对气动性能的影响

以FFA-W3翼型族为研究对象,对其系列翼型的后缘作了加厚处理。利用XFOIL软件对修改前后的翼型的气动性能进行了计算,利用Viterna-Corrigan失速后模型将气动性能数据的攻角扩展到了90°。对修改前后的翼型的气动性能数据的改变作了对比分析。利用原翼型和修改后翼型的气动性能数据对同一个风力机进行了气动性能计算,并对计算结果作了对比分析。结论认为,对翼型后缘进行适当加厚处理对气动性能影响不大,为满足工艺要求在叶片的生产中对翼型后缘作加厚处理是可行的。     

格尼襟翼对DU93-W-210翼型气动性能影响的实验研究

为研究格尼襟翼对风力机专用翼型DU93-W-210气动性能的影响,在有/无格尼襟翼情况下进行风洞实验(雷诺数为1×10~6)。实验研究高度为1.5%C、2.0%C、2.5%C格尼襟翼增升效果。研究表明:格尼襟翼能有效提高翼型的升力系数,襟翼高度越高,升力系数越大,相应的阻力系数也有所增大。格尼襟翼在中、高升力系数情况下效果较好;高度为1.5%C的格尼襟翼可获得较大升阻比。为了进一步减少阻力,对平板格尼襟翼开30°、45°、60°锯齿。结果表明,平板襟翼开锯齿能减小阻力;30°锯齿襟翼能在较大范围内增大升阻比,增升效果最佳。     

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。     

带Gurney襟翼翼型改型的气动性能的数值研究

对NACA4424翼型及其对应的带有Gurney襟翼翼型修改后的翼型进行了数值计算,针对风力机应用,来流风速为2～16m/s,迎角为0°～20°;计算结果表明,在研究的所有条件下,修改后的钝尾缘翼型对流场有强烈的下洗作用,明显修改了翼型压力面和吸力面的压力分布,压力面压力更高,吸力面压力更低,因此翼型升力及升阻比均比翼型原型及单纯的Gurney襟翼翼型得到显著增加。     

翼型前缘对翼型动态气动性能影响的数值分析

为研究前缘对翼型气动性能影响,以NACA0012翼型为基础,通过曲线参数化方法改变翼型前缘吸力面及压力面型线,设计了8种不同前缘的翼型,并采用SST k-ω湍流模型研究了翼型在俯仰运动过程中的动态失速特性。结果表明:翼型动态失速特性受翼型压力面外形的影响较小;翼型吸力面加厚,将有效改善俯仰运动过程中的动态气动性能;翼型前缘弯度上弯将加剧翼型失速现象;翼型前缘弯度下弯可在一定程度上有效抑制动态失速现象,且变形量越大,抑制效果越好。     

不同相对厚度前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响

文章通过数值模拟方法研究了不同相对厚度的前缘缝翼对S809翼型气动性能的影响,并揭示了前缘缝翼相对厚度对流动控制产生影响的机理。研究结果表明:在大攻角下,空气流经过前缘缝翼会在其尾部产生涡旋,尾缘涡旋的形成有助于抑制S809翼型流动分离,进而改善翼型绕流场;不同相对厚度的前缘缝翼产生尾缘涡旋不同的流动轨迹,对翼型的流动控制作用效果不同;相同条件下,前缘安装最大相对厚度为35%的前缘缝翼能够将S809翼型最大升力系数提升至1.25,失速攻角推迟至17.21°;安装最大相对厚度为14%的前缘缝翼,能够使S809翼型最大升力系数提升至1.53,并使翼型在攻角为20.16°时仍未发生失速。     

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.     

改进型格尼襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响

直线翼垂直轴风力机气动效率普遍较低,为此提出一种具有内侧、外侧、双侧格尼襟翼和凹槽格尼襟翼的翼型叶片以提升其气动性能。通过数值模拟研究6种新型叶片对垂直轴风力机风能利用率、力矩系数、流场结构和叶片切向力等气动性能的影响。结果表明：6种格尼襟翼叶片均可在一定尖速比（TSR）范围内提高风能利用率,外侧凹槽格尼襟翼最大风能利用率可提高17.92％;外侧格尼襟翼与双侧凹槽格尼襟翼相比原始叶片可有效降低风力机载荷波动并提高平均力矩系数;双侧dimple-GF可改善动态失速特性,明显抑制旋涡发展;单叶片切向力在上游区明显增大,有效提高了风力机气动性能。     

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...     

翼型前缘对风力机翼型气动性能的影响

基于翼型参数化方法对翼型S809进行两类不同的前缘修改,采用翼型设计分析软件Xfoil对修改前、后的翼型进行气动性能计算分析,并采用计算流体力学（CFD）数值模拟方法进行流场特性分析。结果表明：翼型前缘下弯使得翼型在失速区升力系数增大,阻力系数减小,俯仰力矩系数减小,转捩现象延迟,翼型前缘上弯对气动性能的影响与之相反;翼型前缘上弯和下弯使得翼型表面压力系数分布均匀,吸力面及压力面压力系数增大;翼型前缘下弯能够抑制流动分离,抑制涡的形成,延迟翼型失速,翼型前缘上弯对翼型流场特性的影响则与之相反。     

主动式凹槽-襟翼对垂直轴风力机气动性能影响研究

为提高垂直轴风力机气动效率,提出在翼型尾缘布置凹槽-襟翼结构,并通过主动控制实现凹槽-襟翼结构随风轮相位角变化的机制。基于该控制机制,以NACA0021翼型为研究对象,采用CFD方法进行数值模拟,研究主动式凹槽-襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响。结果表明:与静态凹槽-襟翼结构相比,主动式凹槽-襟翼能有效提高垂直轴风力机风能利用率,同时降低最佳尖速比风轮转速,有利于提高运行稳定性,增大低尖速比下启动力矩以及降低气动噪声;当尖速比大于最佳尖速比时,主动式凹槽-襟翼对风力机气动性能提升效果逐渐减弱。     

弹片参数对风力机叶片翼型气动性能影响研究

为提高风力机叶片翼型气动性能,在NACA0018翼型上表面附加类似于鸟类羽毛的弹片,通过数值模拟方法研究弹片参数包括弹片角度、位置和长度对翼型气动性能的影响。结果表明：在失速攻角之前,弹片产生负面影响,而失速攻角之后,弹片产生预期效果,且在每个攻角下存在一个最优弹片角度,攻角越大,对应最优弹片角度也越大,但并非线性关系;失速攻角前,弹片位置越靠近尾缘,其带来的负面影响越小,而在失速攻角后,弹片越靠近前缘效果越佳,阻力系数最高降低67.04%,且失速攻角由14°推迟到16°左右;失速攻角前,弹片越短,弹片所带来负面影响越小,失速攻角之后弹片长度越长效果越好,阻力系数最大减小40%左右。