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《动力工程学报》2015,(8)
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. 相似文献
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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。 相似文献
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翼缝是翼型主体与襟翼之间的缝隙,对翼型气动性能与流场结构有很大影响。以两段式NACA0018翼型为基础翼型,对传统弯曲翼缝进行改进设计与数值模拟,以期增大失速攻角及改善在大攻角下的气动性能。结果表明:在小攻角下,导叶翼缝襟翼翼型的升力较原始NACA0018翼型小,阻力较大,但在大攻角下,导叶翼缝可减小翼缝中流体的速度损失,为翼型上表面边界层提供更多动能,从而改善流场结构及失速特性,弯曲翼缝可增大1°失速攻角,而导叶翼缝可增大8°,攻角为18°时升力系数较弯曲翼缝提升43%。因此,导叶翼缝可极大地改善翼型在大攻角下的气动性能。 相似文献
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为研究三角襟翼对风力机叶片翼型气动特性的影响,将三角襟翼加至NACA4412翼型尾缘,建立其二维襟翼计算模型,基于CFD数值模拟方法分析不同宽度和长度的三角襟翼在0°~18°攻角范围内的气动特性,得到了各攻角下升阻力系数、升阻比及翼型壁面压强分布曲线。结果表明:增加襟翼长度,使得翼型升阻比减小,失速攻角提前,增加襟翼宽度,使得翼型升阻比增大,失速攻角延后,因此适当减小三角襟翼的长度和增加其宽度有助于提高翼型的气动特性,将翼型尾缘5%部分作为空间生成襟翼,与传统襟翼相比,节省了制造材料和空间。 相似文献
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《热能动力工程》2017,(Z1)
以NACA0012翼型为基础建立尾缘襟翼模型,采用多学科设计优化框架软件Isight、CFD(计算流体力学)软件Fluent(CFD软件包)以及遗传优化算法,对翼型的气动特性进行优化设计,研究了襟翼不同攻角和摆角对翼型气动性能的影响。基于遗传算法原理建立了优化模型,运用CFD数值模拟方法对流场特性进行分析,以升力系数和升阻比之和为目标函数进行寻优,得到使翼型气动性能最优的参数。结果表明:攻角α=12.183°、襟翼摆动角度为θ=1.100 0°时翼型的气动性能最佳,优化后翼型的升阻比增加了16%,升力系数增加了10.1%,同时也证明多岛遗传算法在翼型气动性能优化中的可行性。 相似文献
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为分析齿形襟翼(SGF)尾缘对风力机翼型气动性能及噪声特性的影响,利用SST k-ω湍流模型对装设Gurney襟翼(GF)和SGF的NACA0018翼型进行数值模拟,研究齿高和齿宽对气动性能和静压分布的影响,并采用大涡模拟(LES)对气动性能最优的SGF进行噪声预估和涡结构分析。结果表明:SGF可有效提高翼型升力系数并延迟失速;SGF-0.8-6.7模型可使最大升阻比提高8.61%,失速攻角延迟3°,其在拓宽高升力区间、延迟失速等方面具有最优性能;SGF翼型上下翼面噪声无明显差异,平均声压级随攻角增大而提高;SGF-0.8-6.7模型的尾迹噪声随攻角增大呈现先增后减的变化趋势,随距离增加而降低;翼型辐射噪声呈典型偶极子状,GF噪声小攻角下降低,而大攻角下则增大,SGF在不同攻角下均降噪显著,最大降噪量达10.2 dB;SGF尾涡稳定有序,能耗及损失降低,由此使气动性能和噪声得以明显改善。 相似文献
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《可再生能源》2016,(2)
以应用在水平轴风力机叶片上的层流翼型S809为研究对象,采用CFD数值模拟技术,结合ShearStress Transport(SST)湍流模型,数值计算了S809翼型的升阻力特性。在翼型设计中应用一种转捩延迟控制技术——射流技术,即在翼型上翼面添加射流口,并研究了射流口位置和射流速度对翼型S809气动特性的影响。结果表明:射流技术能够显著提高翼型升力,延缓翼型失速;在低攻角下,射流速度大于来流风速才能提升翼型升力;在失速前,翼型的升力系数和失速攻角随着射流速度的增大而增大,在原始翼型失速而带射流翼型未失速阶段,带射流翼型的阻力系数明显小于原始翼型;射流速度一定时,射流口位置适当靠前可增大翼型的失速攻角,射流口位置布置在翼型上翼面中后部能使翼型在失速前获得较大的升力系数。 相似文献