水平轴风力机气动性能研究

介绍当前水平轴风力机气动性能计算的主要方法,对基于动量-叶素理论的水平轴风力机气动性能的计算模型进行分析,在考虑叶尖损失、叶片三维效应、动态入流和动态失速状态前提下对计算模型进行修正,该模型可应用于水平轴风力机的气动性能计算。     

喷管式翼缝对垂直轴风力机气动性能影响研究

具有良好动态性能是垂直轴风力机叶片高效捕获风能的关键,合理的流动控制方法可有效改善叶片气动性能,提高风能利用率。基于二维H型垂直轴模型研究不同椭圆形渐缩式翼缝及其开口宽度对垂直轴风力机动态失速的影响。结果表明,翼缝的主要作用机理是通过控制流动分离以延缓动态失速,较之原始翼型,椭圆形翼缝翼型在尖速比为0.5时转矩系数提高53.8%,显著增强了垂直轴风力机的起动转矩,但在尖速比大于1.5时因流动分离并不明显,从而作用效果并不明显;与传统渐缩式直翼缝相比,椭圆形翼缝因出口处流体与翼型表面相切而未显著影响外流场,从而使其在尖速比较大时功率系数相对更高。此外,椭圆形翼缝因减弱吸力面逆压梯度使叶片失速相位角推迟,从而有效抑制了流动分离,提高了风力机运行稳定性。     

同步双风轮耦合水平轴风力机气动性能风洞测试

同步双风轮耦合水平轴风力机是一种新型风力发电系统。现以同步双风轮耦合水平轴风力机为研究对象,构建了小型风力机性能测试平台,使用低速直流式风洞,研究该型风力机的功率和扭矩等气动性能。同步双风轮耦合水平轴风力机与单风轮风力机在构型上明显不同,实验结果表明,该型风力机基本气动性能与单风轮四叶片水平轴风力机相似,但有细微的差异。同步双风轮耦合水平轴风力机的风轮转速、风轮间距、风轮间相位夹角等参数共同影响风力机的气动性能。通过对实验结果间细微差异的辨析,研究了各参数对风力机气动性能的影响的具体模式和规律。     

水平轴风力机叶片气动性能计算及影响因素分析

叶片作为风电机组的关键部件之一,其设计和可靠性直接关系到风力发电机组的安全运行,而气动性能的好坏将会直接影响到叶片外形设计及机组效率。因此,对叶片进行气动性能计算和数值模拟成为必要。根据动量叶素理论建立风力机叶片气动计算模型,考虑到叶尖损失,叶根损失,叶片宽度和厚度等因素的影响对该模型进行修正。用MATLAB语言编制计算程序,针对某一具体翼型数据进行了气动性能的计算,分析了风轮实度、安装角、锥角以及偏航等因素对叶片气动性能的影响。     

L小翼对风力机气动性能的影响

以NREL 5MW水平轴风力机为研究对象,通过数值模拟方法,研究了未偏航状态和偏航状态下L小翼（β=45°、a=2m）对风力机气动性能的影响。通过分析叶尖处速度矢量图可知,安装L小翼能够降低叶尖扰流下洗速度,改变叶尖环量分布,减小叶尖涡强度,延缓叶尖处气流与叶片过早分离,增大了叶片上下表面压差,在较宽风速范围内提高了风力机的输出功率。当风力机处于偏航状态时,L小翼对风力机功率增升作用随着偏航角度的增大逐渐减小,随着风速的增大,功率增升作用先增大减小,在额定风速时功率增升效果最明显。L小翼增加了叶片转矩的同时降低了叶片输出转矩和轴向力的波动,改善输出电能品质,提高叶片抗疲劳性能,增加叶片使用寿命。     

动态格尼襟翼对垂直轴风力机性能的影响

针对垂直轴风力机运行时叶片攻角随相位角呈周期性变化所导致的强非稳定和非定常流动进而引发的气动效率问题,提出在叶片尾缘布置动态格尼襟翼的流动控制方法.以三叶片直线翼垂直轴风力机为研究对象,采用基于SST k伸出高度对垂直轴风力机气动性能的影响.结果表明:在叶片尾缘布置动态格尼襟翼可有效提高风能利用系数,当动态格尼襟翼始终...     

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。     

水平轴风力机不同叶片设计方法的研究

分析了等升力系数法、等弦长法、Glauert设计法、失速型Glauert设计法和Wilson法五种常用的风力机叶片设计方法。利用MATLAB软件编制了叶片设计和性能计算程序,分别用上述五种方法设计了300W新翼型风力机叶片,并做了气动性能的对比分析。结果表明,基于Wilson法设计的风力机叶片,气动性能最佳,且更加符合设计要求。为了进一步验证设计计算的可靠性,在内蒙古工业大学可再生能源基地,完成了用Wilson设计法设计的风力机的功率测试实验,实验结果与计算基本吻合。     

基于改进BEM理论的水平轴风力机气动性能预测

在叶素动量理论(BEM理论)的基础上,综合考虑了风力机叶片叶尖和轮毂损失、叶栅效应、轴向速度诱导因子修正以及失速延迟修正,建立了风力机气动性能计算模型,使其准确性进一步得到提升。文中以10 kW定桨距失速型风力机叶片为例,采用上述改进的BEM理论计算模型,利用MATLAB编程,计算了其气动性能,并与国际认证的风力机计算软件GH-Bladed的计算结果进行了对比,其一致性说明了文中模型具有良好的准确性和实用性。     

射流参数对风力机叶片气动性能的影响

大攻角来流条件下风力机叶片尾缘处会出现严重流动分离现象,导致叶片输出功率降低,采用计算流体力学方法研究开缝分布位置及喷射角度对风力机叶片性能的影响。结果表明:射流位置参数在改善流场中作用显著,随着开缝位置坐标后移,其升力系数逐渐降低。在流场恶劣条件下,喷射角度参数对升力系数提升作用有限,2°喷射角度的性能相对较好。射流位置不超过X=0.7时,均可减弱回流区影响范围、提高升力系数。射流可以扫掠附面层低能流体,有利于削弱大尺度涡旋结构及尾缘涡,有利于提高风力机叶片设计研究水平。     

水平轴风力机叶片翼型的气动特性数值模拟

为了直观形象地探讨水平轴风力机叶片翼型的气动特性,利用计算流体力学软件FLUENT对水平轴风力机叶片常用翼型FFA-W3-211,FFA-W3-301和NACA63-215进行了数值模拟,并与试验数据进行对比和分析,验证数值模拟的可靠性。有利于了解风力机翼型的气动性能,为风力机叶片翼型选型和叶片翼型设计和研发提供重要依据。     

高径比对垂直轴风力机气动性能的影响

基于双向多流管理论模型,采用 MATLAB 软件编写程序,并将程序计算的结果与试验值进行对比,验证了双向多流管理论模型的可用性。以双向多流管理论模型为依据,研究高径比对垂直轴风力机气动性能的影响。以某一风力机为例,拟定风轮高径比和起动风速的近似关系式。研究表明,当转速相同时,随着高径比的增大,风力机风轮的起动风速减小;在中、低风速段,高径比大的风轮的输出功率大,在高风速段,高径比大的风轮的输出功率较小;在风速相同时,如要获取相同的输出功率,应增大高径比大的风力机的风轮转速。     

垂直轴风力机三维气动性能研究及优化设计

建立了五叶片垂直风力机三维模型,采用滑移网格技术对五叶片垂直风力机的气动性能进行分析。研究结果表明,叶片的半径和高度会对风力机外围的速度场及湍动能分布产生明显影响,进而影响风力机的风能利用率。不同转速的风力机随着叶片宽度的增加其风能利用率呈现先增加后减小的趋势,同时在风力机转速一定情况下,风力机的风能利用系数随着叶片高度的增加也呈现明显的先增加后减少趋势。     

基于三维风模型的风力机叶片载荷计算和偏移分析

研究了风剪切、塔影效应和湍流影响下的叶片有效风速模型和气动载荷的计算方法。并以额定功率为2MW水平轴三叶片风力机为例,应用Bladed软件,分别在考虑风剪切、塔影效应和考虑风剪切、塔影效应、风湍流2种情况下,对叶素挥舞方向(即垂直于风轮平面的方向)的风速分量、摆振方向(即平行于风轮平面的方向)的风速分量,相对风速,摆振载荷和挥舞载荷,以及叶尖在摆振和挥舞方向的偏移进行计算和仿真分析。     

小型垂直轴风力发电机的气动噪声数值模拟与试验验证

为了降低小型垂直轴风力发电机的气动噪声,对其噪声产生机理进行了分析。首先,在瞬态计算时运用大涡模拟(LES)模型对在一定工况下的三维风轮周围的流场进行分析;其次,在声学计算时运用FW-H方程对风轮产生的气动噪声进行分析并得出频谱;最后,通过实例验证了该方法能有效预测其气动噪声。结果表明:小型垂直轴风力发电机的气动噪声主要是涡流噪声;监测点的噪声值随着离风轮旋转轴半径的增加而减小,且在垂直于叶轮旋转轴的平面上具有指向性。小型垂直轴风力发电机的气动噪声分析为其进一步低噪声优化提供了依据。     

垂直轴风力机气动性能分析与数值模拟研究

先采用叶素理论对垂直轴风力机叶片受力进行静态的分析,然后采用多流管理论计算出叶尖速比与功率的关系曲线,最后采用滑移网格技术对风力机进行了数值模拟,得到的功率与用多流管理论计算的结果吻合较好.     

风力机叶片翼型的气动特性研究

选取S818叶片翼型进行二维几何模型,采用适合翼型流动的Spalart-Allmaras湍流模型,对Base翼型和95%弦长处带Microtab的翼型进行数值模拟分析,得到在不同攻角下的升阻比、表面压力和速度矢量图。从流场计算结果看出95%弦长处带microtab的翼型在0°到12°攻角范围内气动性能有明显提高;带microtab的翼型改变了后驻点位置,使其出现在了microtab末端,增加了气动曲面环量,从而增加了翼型升力。