尾缘非定常射流襟翼对垂直轴风力机气动特性影响研究

为提升垂直轴风力机气动性能并改善其动态失速特性,将射流襟翼布置于翼型尾缘压力面,并提出5种射流控制策略,采用计算流体力学方法研究不同策略对垂直轴风力机气动性能影响,从而确定最佳控制策略。结果表明：在180°~360°相位角范围内施加射流控制可使风力机风能利用系数在最佳尖速比下提升31.31%,并有效抑制吸力面尾缘涡形成与发展,增大翼面两侧压差;射流越靠近尾缘,垂直轴风力机气动性能提升效果越好。     

V型沟槽对钝尾缘翼型流场分布及气动性能影响的研究

基于k-ωSST湍流模型,利用商业CFD工具ANSYS Fluent 16.0对DU35-17原始翼型、钝尾缘修型翼型及布置V型沟槽钝尾缘翼型进行数值模拟计算,对翼型改进前后的升阻力系数、流场分布和表面压力系数进行对比分析.结果表明,翼型在钝尾缘修型的同时布置V型沟槽,通过改变翼型尾缘处的压力分布和翼型表面的流动分布,...     

尾缘双穿孔对翼型性能影响研究

相关研究表明多孔尾缘在降低翼型噪声的同时,对其气动性能也有一定影响,且穿孔几何尺寸和位置是影响尾缘翼型噪声与气动特性的重要参数。针对NACA65019翼型,在来流雷诺数Re=2×105条件下,采用计算流体力学方法研究具有不同穿孔孔径和位置的尾缘双穿孔翼型绕流特征和噪声特性,并通过部分实验验证模拟的可靠性。研究结果表明：尾缘双穿孔翼型在小攻角下,升阻比较原翼型有较明显的提升,当来流攻角大于12 °后,升阻比开始小于原翼型;在一定来流攻角范围内,尾缘双穿孔翼型可延迟吸力面分离,降低吸力面边界层厚度;边界层厚度的降幅与穿孔孔径、穿孔位置密切相关,最大可达28.8%。根据相关声学理论模型,分析了穿孔孔径及位置对尾缘双穿孔翼型噪声特性的影响,经数值研究表明：α=6°时,在100~7 kHz频率范围,不同的尾缘双穿孔翼型相较于原翼型噪声降低最高可达10.7 dB;d=1.0 mm和Xc/c=0.82翼型效果最佳。     

尾缘修剪对风力机翼型气动性能的影响

对S809和S805 2种厚度不同的翼型进行尾缘修剪,采用翼型设计分析软件Xfoil对修剪前后翼型的气动性能进行计算,研究了不同程度尾缘修剪对翼型气动性能的影响,并采用CFD数值模拟方法进行流场特性分析.结果表明:尾缘修剪后会引起翼型在附着流区升力系数减小,最大升阻比减小,减小程度随着修剪程度的增加而加剧;对于厚度不同的翼型,尾缘修剪对其影响的主要区别在于失速区较厚翼型阻力系数减小,较薄翼型升力系数增大;翼型表面压力系数因尾缘修剪而发生改变,较厚翼型压力分布变化较为明显;尾缘修剪对尾流的扰动会影响翼型表面其他部位的流动,进而影响翼型气动性能.     

风力机翼型尾缘厚度对粗糙敏感性影响的研究

综合应用涡面元和RANS方法,研究DU93-W-210、DU91-W2-250及DU97-W-300这3种常用翼型经尾缘修型后尾缘厚度对粗糙敏感性的影响.在涡面元方法中采用设置固定转捩和在RANS方法中采用设置锯齿形边界条件的方式来模拟翼型前缘污染,研究发现前缘污染造成翼型吸力峰降低,引起翼型气动性能下降,然而随着尾缘...     

合成射流控制策略对垂直轴风力机性能影响研究

设计一种斜出口合成射流激励器并将其应用于垂直轴风力机控制其动态失速,建立不同射流孔数量的叶片并采用5种不同合成射流激励器控制策略,通过FLUENT15.0并采用Realizable k-ε湍流模型分析射流孔数量与控制策略对垂直轴风力机气动性能的影响,进一步研究垂直轴风力机涡量场结构。结果表明:当采用上开口抛物线控制策略、射流吹气系数为0.035,射流孔数量为2时,风能利用系数与平均力矩系数均提升15.2%,随着射流孔数量增多,气动性能降低;采用传统合成射流控制策略的垂直轴风力机承受近乎2倍的载荷波动,改进的控制策略可减小叶片在小攻角时的载荷波动,从而相对提升垂直轴风力机的运行稳定性;另外,合成射流技术可抑制叶片吸力面大涡的生成与发展并使叶片强尾涡削弱成多个小尾涡,减小多个叶片间的流动干扰并降低转轴尾涡强度,从而改善全局流场结构。     

尾缘襟翼对风力机翼型气动特性影响研究

尾缘襟翼(TEF)因其对翼型气动特性的调控能力,被认为是降低叶片疲劳和局部载荷最具可行性的气动控制部件。对TEF进行建模,采用Xfoil和CFD软件分析了TEF对翼型气动特性的影响及其机理,并从叶素理论角度对变化来流下TEF的减载效果进行了验证,结果表明:TEF位于不同摆角时翼型升阻力系数均有不同程度的变化,TEF可有效实现对翼型气动特性的主动控制;TEF摆动改变了翼型表面的静压分布和流动状态,进而对翼型升阻力和失速攻角产生影响;TEF可快速有效降低风速突然增加后的叶素受力,进而控制并减小叶片载荷。     

锯齿尾缘风力机叶片气动及噪声性能研究

为理解锯齿尾缘风力机的气动噪声原理和气动性能,以NREL Phase VI风力机的锯齿尾缘仿生叶片为研究对象,在7 m/s风速工况下,采用分离涡和FW-H方程模拟相结合的方法进行仿真,获得并对比5个叶片展向位置的压力系数和声信号声压指向性。研究表明,在叶片吸力面靠近叶尖的尾缘区域,风力机原型相比于锯齿型出现了明显的分离现象;锯齿型叶片声压级在前缘处较大,尾缘处次之;锯齿结构改变了壁面分离模式,使流场得到改善,降低了风力机噪声的声压级,提高了叶片的气动性能,同时也说明了风力机叶片前缘与尾缘是噪声集中产生的位置。研究结果能够为风力机降噪提供重要的理论依据。     

弧形锯齿尾缘对叶片气动噪声影响及机理的研究

以弧形锯齿尾缘叶片为研究对象,同时设置三角形锯齿尾缘和直尾缘叶片作为参照组,采用大涡模拟结合声类比方程的方法,对比分析不同攻角下3种叶片的声压级指向性、噪声频谱特性。通过分析3种叶片周围涡结构,进一步对弧形锯齿尾缘所特有的声学机理进行研究。结果表明：同三角形锯齿一样,弧形锯齿结构并未改变叶片声压级指向性呈偶极子分布的规律;弧形锯齿尾缘有效降低中高频段的噪声,低频段降噪效果不明显;锯齿结构影响尾缘处展向涡的发展,进而对叶片气动噪声产生影响,且弧形锯齿尾缘对尾部涡结构的影响程度大于三角形锯齿尾缘。     

尾缘加厚翼型的三维旋转特性研究

采用计算流体动力学(CFD)方法对MEXICO试验风力机叶片不同部位翼型在旋转状态下的升阻力系数进行计算,并与试验数据进行比较分析,验证了CFD方法能够准确预测翼型在旋转状态下的升阻力系数。通过采用尾缘对称加厚到5%翼型弦长的DU 97-W-300-05翼型和对应的尾缘未加厚的DU 97-W-300翼型设计,得到沿叶片径向具有相同弦长的风力机叶片,并采用CFD方法对该叶片在旋转状态下的气动特性进行计算。结果表明:在旋转状态下,当攻角小于15°时,尾缘加厚翼型的升力系数比相对应的尾缘未加厚翼型大10%左右;尾缘加厚翼型在旋转状态下的粗糙度敏感性好于相对应的尾缘未加厚翼型;随半径增大,尾缘加厚翼型和对应的尾缘未加厚翼型的升力系数都增大,但失速提前,尾缘加厚翼型升力系数增大得更明显。     

加装钝尾缘改善风力机桨叶气动性能的研究

对 NACA4412 翼型流场进行了数值模拟,发现在翼型尾部上表面存在一对方向相反交替脱落的漩涡.为了改善叶片的空气动力特性,在叶型尾部加装 Gurney 襟翼,并进一步改进为钝尾缘的叶型.研究结果表明:钝尾缘翼型尾部漩涡消失,升力系数增大,且在翼型失速前升力系数增大较为明显,阻力系数稍有增加,气动性能明显好于原翼型.基于改进前后翼型对风力机桨叶进行了优化设计,分析比较了两种翼型风力机的功率输出特性.结论:在相同功率下,具有钝尾缘翼型的风力机桨叶弦长相对较小,桨叶的扭角相近;在风力机工作风速范围内,改进翼型的风力机功率和功率系数都有所增加,尤其是在低风速段提高较明显,启动风速功率增量达到了30.5%;钝尾缘翼型风力机性能明显优于原翼型的风力机,年输出功率提高了7.69%.     

尾缘厚度对风力机翼型气动特性影响参数化研究

该文拟从气动性能角度考察钝尾缘厚度对风力机翼型气动特性的影响.采用美国NREL带有试验数据的风力机专用翼型S814和S827,通过XFOIL软件对翼型尾缘厚度参数化处理.在最大厚度、弯度和弦宽不变的条件下,尾缘厚度相对于弦长在0.5%～5.0%范围变化.数值计算分析认为,尾缘厚度在一定范围增大时,翼型升力系数有明显提升,同时阻力系数也持续增大,升阻比则呈先增后降趋势,研究翼型尾缘厚度在1.5%(相对弦长)附近其升力系数和升阻比同时达到最佳.研究结论可供风力机叶片设计时量化参考.     

基于强化换热的偏斜尾缘设计

采用SST湍流模型对偏斜尾劈缝射流的流动结构与传热特点进行模拟分析,研究不同尾缘射流速比,入口攻角及偏折角对于尾缘位置边界层状态、涡流结构、尾迹形态及流动损失的影响规律.结果表明:偏斜尾缘劈缝射流的使用能够有效改善尾缘位置的换热性能,射流对于尾缘折转区的冲刷作用使得吸力面侧得到较好的冷却;偏斜尾缘的采用也能够有效抑制大...     

基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算

通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常见的风力机翼型钝尾缘修型方法(直接截断、对称加厚、不对称加厚和翼面旋转等)得到的钝尾缘翼型的气动性能,并分析各种修型方法对气动性能的影响。结果表明:直接截断修型方法并未增加此翼型的升力系数但对阻力增加的影响最小;不对称增加厚度引起的升力系数增加最明显,但会引起翼型使用角度区域的移动;通过指数因子形式对称增加时,指数因子在1.8～2.5之间较适中。     

基于多岛遗传算法的钝尾缘翼型多目标优化设计

针对大型水平轴风力机叶片运行工况复杂和结构强度要求高的问题,提出一种钝尾缘翼型的多目标优化方法。基于多岛遗传算法,采用Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对钝尾缘翼型进行参数化拟合,通过Matlab软件自编程序调用XFOIL气动分析软件进行流场分析,对选定翼型进行多工况多目标优化设计。整个优化过程集成在Isight平台中,可实现自动优化。采用上述方法,选用NACA63921翼型作为初始翼型进行多目标优化,利用Fluent转捩模型对得到的钝尾缘翼型进行CFD数值验证,并与几种常见的同厚度翼型进行对比。数值验证表明,优化得到的钝尾缘翼型在多个工况点下的升阻比均高于同厚度的FFA、DU系列等现有风力机翼型,在失速工况区流动分离延后,具有更好的气动稳定性。     

跨音速透平叶栅尾缘劈缝射流气动性能分析

基于定常RANS方程,采用Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,数值模拟某跨音速导叶尾缘劈缝射流的定常流动结构,分析尾缘劈缝射流对尾缘激波结构、尾迹流动特性及叶栅气动性能的影响。研究表明:开缝射流显著降低尾缘压力面侧燕尾波强度,并使激波在相邻叶片吸力面入射点向上游移动;当叶栅出口马赫数小于1.35时射流使吸力面燕尾波强度减弱,而达到1.35后射流使该侧激波强度增大;在不同出口马赫数下射流均能降低叶栅动能损失。     

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。     

风力机大厚度钝尾缘翼型数值模拟研究

以具有实验数据的风力机专用翼型DU97-W-300、DU00-W2-401为对象,研究了湍流模型和网格分布对RANS预测气动性能的影响,并在多个攻角下对比了DES与RANS的计算效果.结果表明:在翼型升力曲线的线性段,考虑转捩的T-SST模型计算值与实验值更加吻合,但在升力曲线的失速段,全湍流模型计算结果优于T-SST湍流模型,且全湍流模型中SA优于SST湍流模型;相比RANS方法,DES方法计算得到的翼型升阻力系数更加接近实验值,DES方法能更好地模拟细致的分离涡结构,所以DES方法更加适合模拟易发生分离的大厚度翼型.