襟翼缝隙对风帆船气动性能的影响

为推进无人帆船在海洋数据收集和生态保护方面的应用，针对某型无人帆船设计一款带嵌入式襟翼帆的风帆系统，并对翼缝对风帆气动性能的影响进行研究。首先建立无襟翼帆以及翼缝宽分别为主翼帆弦长0‰、1‰、2‰、3‰和4‰的六种风帆模型，用Fluent软件进行CFD仿真计算，分析不同翼缝下的襟翼帆翼面周围的压力和流场分布情况；并对六种风帆在多攻角和多襟翼帆偏转角下的升阻力特性进行比较分析；研究不同相对风向角下翼缝大小对无人帆船推力特性的影响。结果表明：襟翼帆的存在提高了无人帆船风帆的气动性能和无人帆船的推力特性。在一定攻角范围内，翼缝使带襟翼帆的翼型升力系数和升阻比减小、阻力系数提高、无人帆船的推力系数降低和侧推力系数提高；随着缝隙的增大，升阻力系数和升阻比变化的幅值增大；随着攻角的增大，翼缝大小对主翼帆升阻力特性的影响幅值减小；随着襟翼帆偏转角的增大，翼缝大小对主翼帆升阻比特性的影响幅值减小。     

前缘缝翼对风电叶片翼型气动性能影响的研究

前缘缝翼作为叶片提升气动性能的部件,在减少叶片表面的流动分离、提高升力比方面发挥着重要作用。本文采用CFD数值模拟的方法对S830翼型添加前缘缝翼前后进行研究,得结论如下：添加前缘缝翼,S830翼型的升力系数与阻力系数均增加,升力系数增加的更明显,最大增幅为8.62%;随着攻角的增加,S830翼型的流动分离区逐渐增加;添加前缘缝翼可有效控制S830翼型的流动分离;缝翼的存在增大了S830压力面压力的同时减小了吸力面的压力,从而使得翼型的升力增加。     

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。     

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。     

FSAE赛车新型定风翼型气动性能的提升

赛车的空气动力学特性决定着赛车的设计优劣和性能,其中气动阻力系数和气动负升力系数是决定气动特性的两个关键系数。采用数值模拟方法对赛车的空气动力性能有重要影响的后定风翼进行了翼型、攻角、离地间隙等结构参数下的气动分析和对比,根据阻力系数和负升力系数的变化规律以及匹配原则,确定了最佳的定风翼方案。结果表明:曲率较大、翼身较厚的翼型会产生较大的升力,攻角45°为最佳攻角方案,离地间隙的最佳值为88 mm。     

雷诺数对风力机专用翼型气动性能影响的研究

雷诺数是影响翼型气动特性的主要参数之一,当雷诺数在5×10~5～1×10~7范围内变化时,基于N-S控制方程,对S827翼型在攻角α为-14°～45°范围内变化时的气动特性进行数值计算,研究了雷诺数对该翼型的升力特性、阻力特性、最大升力系数、最大升阻比、流动分离特性、失速特性等气动特性的影响.     

关于对称翼型气动特性数值模拟的研究

针对NACA0012、NACA0015、NACA0018这3种翼型的绕流流动,建立二维湍流模型,利用Fluent软件对翼型不同来流攻角下的气动特性进行数值模拟计算。湍流模型采用SST k-ω模型处理,得出雷诺数在0.82×106时翼型的升阻系数、升阻比随来流攻角的变化关系,并与相对应的翼型试验数据对比,验证了数值模拟的可靠性。结果表明,NACA0018翼型与其他2种翼型相比,具有较高的升力系数、升阻比和更好的失速性能。     

气动弹片对翼型气动及噪声特性的影响

在NACA0018翼型吸力面布置固定气动弹片后,比较了原始翼型和弹片翼型的气动性能及噪声特性。采用数值模拟方法,在6°～24°范围内计算攻角气动弹片对翼型气动性能及噪声特性的影响,并分析了其流动控制机理。结果表明：气动弹片在大攻角下的效果较好,升力系数可提高37.11%,且可减缓流动分离向前缘发展,提高气流下洗能力;攻角较大时,气动弹片可以减小翼型在接收点处的噪声总声压级的4.23%,且翼型噪声总声压级在指向性分布上呈现偶极子特性。     

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。     

风力机桨叶翼型的气动特性分析

为了探讨风力机翼型的气动特性，利用计算流体力学软件对风力机中常用的NACA63—215翼型进行了数值分析，得出了NACA63-215翼型的升力系数、阻力系数及升阻比随来流攻角的变化关系；并根据数值计算的结果分析了NACA63—215翼型的气动特性。     

波浪型结节改形风机翼型的气动性能研究

采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明:相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角(α<12°)工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角(α>12°)时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。     

Investigation on aerodynamics and active flow control of a vertical axis wind turbine with flapped airfoil

A 2D unsteady numerical simulation with dynamic and sliding meshing techniques was conducted to solve the flow around a threeblade Vertical axis wind turbine (VAWT). The circular wakes, strip-like wakes and the shedding vortex structures interact with each other result in an extremely unstable performance. An airfoil with a trailing edge flap, based on the NACA0012 airfoil, has been designed for VAWT to improve flow field around the turbine. Strategy of flap control is applied to regulate the flap angle. The results show that the flapped airfoil has an positive effect on damping trailing edge wake separation, deferring dynamic stall and reducing the oscillating amplitude. The circular wake vortices change into strip vortices during the pitch-up interval of the airfoils. Examination of the flow details around the rotating airfoil indicates that flap control improves the dynamic stall by diminishing the trend of flow separation. Airfoil stall separation has been suppressed since the range of nominal angle of attack is narrowed down by an oscillating flap. Vortices with large intensity over rotational region are reduced by 90 %. The lift coefficient hysteresis loop of flapped airfoil acts as an O type, which represents a more stable unsteady performance. With flap control, the peak of power coefficient has increased by 10 % relative to the full blade VAWT. Obviously, the proposed flapped airfoil design combined with the active flow control significantly has shown the potential to eliminate dynamic stall and improve the aerodynamic performance and operation stability of VAWT.     

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。     

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。     

Effect of the Gurney flap on a NACA 23012 airfoil

A numerical investigation was performed to determine the effect of the Gurney flap on a NACA 23012 airfoil. A Navier-Stokes code, RAMPANT, was used to calculate the flow field about the airfoil. Fully-turbulent results were obtained using the standardk-ε two-equation turbulence model. The numerical solutions showed that the Gurney flap increased both lift and drag. These results suggested that the Gurney flap served to increase the effective camber of the airfoil. The Gurney flap provided a significant increase in the lift-to-drag ratio relatively at low angle of attack and for high lift coefficient. It turned out that 0.6% chord size of flap was the best. The numerical results exhibited detailed flow structures at the trailing edge and provided a possible explanation for the increased aerodynamic performance.     

翼型厚度对风力机叶片翼型气动特性的影响

建立了预测翼型气动特性的理论模型并进行了数值计算,研究了翼型厚度对风力机叶片翼型的气动特性影响,给出了翼型厚度对翼型的升力系数、阻力系数、升阻比和流场、压力系数的影响。研究结果表明,对于同一弯度不同厚度的NACA系列翼型,在较小攻角时,较小厚度翼型可获得较大的升阻比,在大攻角时,增加厚度翼型可以提高翼型的升阻比,扩宽大升阻比范围,而且较大厚度翼型的分离点前移速度较缓慢,涡分布范围较小。     

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。