缝隙对风力机分离式尾缘襟翼气动特性的影响

针对缝隙会对分离式尾缘襟翼翼型气动性能产生影响,以S809翼型为研究对象,建立了S809分离式尾缘襟翼模型及整体式襟翼模型,分离式尾缘襟翼模型主体与尾缘襟翼之间采用均匀缝隙结构,缝隙大小为弦长1‰.采用计算流体力学方法中k-ω湍流模型对10%弦长襟翼模型进行多攻角下的升阻力特性计算分析并比较,并对襟翼固定10°偏转角的模型周边流场流线及压力分布进行了分析比较.结果表明:缝隙使翼型升力降低,随着攻角的逐渐增大,缝隙对襟翼模型的影响逐渐减小,带1‰c隙的分离式襟翼模型与整体式尾缘襟翼模型的压力分布曲线及压力云图基本一致,前者升力系数比后者最大低1%.缝隙对翼型气动性能的影响很小,在气动性能分析时可以忽略不计.     

Gurney襟翼对叶片流场影响的数值模拟

为了验证添加Gurney襟翼的一种风力机叶片在各种风速下的实际增升效果,用计算流体力学的方法计算NREL Phase VI风力机叶片以及加Gurney襟翼(3%的翼型弦长)后叶片的流场,比较不同来流风速下叶片表面的压强分布与流速分布.计算结果表明,加Gurney襟翼后叶片压力面的压力有所增加,吸力面压力降低,且各面压力分布趋于均匀,压力面和吸力面的压力差显著增大,提高了风力机叶片的升力.     

提高风力机性能的流动控制技术研究

为提高垂直轴直叶片风力机在低风速下的启动特性,在对5叶片的风力机大厚度、低雷诺数叶片的翼型尾缘加装Gurney襟翼进行数值模拟研究.并探讨了叶片在"外弯"与"内弯"两种布置形式下对启动扭矩和输出功率的影响.基于数值模拟结果,对5叶片H型风力机叶片尾缘加装不同高度的Gurney襟翼进行风洞试验研究,通过测量不同来流风速下风力机的转速及输出功率,验证Gurney襟翼提高风力机性能的可靠性.     

尾缘襟翼偏转角对不同翼型的垂直轴风力机气动影响研究

风能转化率偏低是阻碍垂直轴风力机市场化发展的重要原因.尾缘襟翼的设计能够改变叶片表面的流场结构,从而提高垂直轴风力机的气动性能.目前关于不同翼型垂直轴风力机的气动性能随尾缘襟翼的变化规律尚不明确.基于计算流体动力学方法,采用转捩剪切应力输运湍流模型,对3种不同分离式尾缘襟翼的翼型(NACA0018、NACA0021和NACA0024)叶片的H型垂直轴风力机气动性能进行数值研究.验证算例与已有的实验结果对比,结果吻合较好,证实本方法的可靠性.进一步考虑3种基础翼型与5组襟翼偏转角(-16°、-8°、0°、8°、16°)参数,探究垂直轴风力机的气动性能差异,分析其内在机理.研究结果表明：逆风区正向襟翼偏转角可以有效提高叶片的弯矩系数,顺风区负向襟翼偏转角对叶片的弯矩系数产生有利影响.在负向襟翼偏转角下,风能利用率受偏转影响的程度与翼型厚度呈正相关;在正向襟翼偏转角下,风能利用率受偏转影响的程度与翼型厚度呈负相关.研究成果可以为垂直轴风力机尾缘襟翼的应用提供有效参考.     

多段翼型的大粒径过冷水滴结冰特征及气动影响分析

基于验证有效的SJTUICE(Shanghai Jiao Tong University Icing Simulation Code)数值方法,模拟了大粒径过冷水滴(SLD)条件下多段翼型冰形特征,并与常规粒径条件作对比,通过计算流体力学方法分析了多段翼型在SLD条件与常规粒径条件结冰对气动影响的差异性.结果表明:SLD条件下,缝翼处结出的角冰更大且位置更靠后,襟翼处结冰的影响尤为明显,向前生长出较大冰角,造成缝道处流场严重改变.攻角6°~22°范围内,SLD结冰对气动性能的改变远大于常规粒径条件,其中400μm粒径水滴结冰后最大升力系数的下降达63.5%,失速攻角大幅提前8°.     

翼型摆角对气动性能的影响分析

基于NREL S809翼型,研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值,排除了网格质量对翼型气动性能的影响,验证了利用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性,确定了合理的模拟方案,分析了翼型的气动性能.在此基础上,将S809翼型进行了尾缘变形,生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD(computational fluid dynamics)软件对它们进行数值计算,分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明,随着尾缘下摆角度的增加,变形翼型上下表面压差逐渐增大,下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大,翼型产生分离涡的攻角却随之减小,更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.     

一种H型垂直轴风力机翼型的深度失速研究

以自主研发的H型垂直轴风力机的翼型为研究对象,分别采用URANS、LES和DES三种不同的湍流模型,在Fluent中进行2.5 D的非定常计算,对比研究该翼型在发生深度失速时的升阻性能以及翼型周围流场的分布.研究结果表明:该翼型的静态失速攻角为30°,相比原模型的失速攻角23°有明显的提高;在翼型的攻角小于静态失速攻角时,三种湍流模型模拟计算的升力和阻力的性能相差不多,且和原模型的试验值比较接近;在翼型发生深度失速后,DES湍流模型的模拟结果不仅具有一定的可靠性,而且能够捕捉到翼型周围存在的涡流状况.     

前缘脱层对风力机翼型流场和气动性能的影响

为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.     

基于NURBS和遗传算法的潮流能水轮机翼型优化

潮流能发电水轮机翼型性能参数优劣是决定水轮机效率高低的重要因素之一,如何构造叶片翼型线是水轮机叶片设计过程中的关键问题。基于NURBS曲线构造水轮机叶片翼型参数化表征方法所构造的叶片翼型与原始翼型相比吻合度好,拟合精度较高。利用流体计算方法与XFOIL软件计算获得翼型性能参数样本,通过多目标遗传算法对NACA4415翼型升阻比展开多工况优化设计。结果表明,经过优化后的翼型升阻比性能与原始翼型相比较在所设计攻角工况下均得到提升,升阻比提升幅度随着攻角增大而增大。根据优化翼型建立的叶片功率系数相比原始叶片也得到提高,在桨距角为6°时功率系数最高提高了约7%,验证了该优化方法的正确性与合理性。     

欧拉两相流法在翼型积冰中的应用

应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行对比,结果吻合良好,说明该方法是有效的.同时对积冰翼型的气动特性进行了分析,并比较了不同冰形对升、阻力的影响,计算结果显示明冰对气动特性的破坏最大.