改进的粒子群算法在翼型优化设计中的应用

建立了多目标风力机翼型型线优化模型,并采用改进的粒子群优化算法对多目标风力机翼型型线进行优化,设计出4种不同厚度的性能较好的风力机翼型。对CQUA18和CQUA21两种新翼型的气动特性与相同厚度典型的风力机翼型进行对比分析,结果表明,该翼型具有良好的气动特性,对翼型的前缘粗糙度不敏感,在主要攻角范围内,光滑和粗糙条件下,新翼型的升力系数和升阻比都要高,其气动特性具有显著的提高。     

基于改进多目标粒子群算法的风力机大厚度翼型优化设计

仅以气动性能最佳为目标进行优化设计的翼型,结构性能较差.为了克服这一缺点,基于改进的多目标粒子群算法(MOPSO),提出了综合考虑气动性能和结构性能的大厚度翼型多目标优化设计方法.针对相对厚度为40%的翼型,应用翼型集成理论对翼型进行参数化表达,以翼型主要攻角处的升阻比最大和翼型面对弦线轴的惯性矩最大为设计目标,综合考虑翼型的粗糙度敏感性、失速特性及非设计工况特性,进行翼型的多目标优化设计,得到了Pareto最优解集.分析最优解集中的翼型,由此挑选出的新翼型在气动性能和结构性能上均比常用翼型DU00-W2-401有较大提高.     

Parametric geometry representations for wind turbine blade shapes

Based on the Joukowsky transformation and Theodorsen method,a novel parametric function (shape function) for wind turbine airfoils has been developed.The airfoil design space and shape control equations also have been studied.Results of the analysis of a typical wind turbine airfoil are shown to illustrate the evaluation process and to demonstrate the rate of convergence of the geometric characteristics.The coordinates and aerodynamic performance of approximate airfoils is rapidly close to the baseline airfoil corresponding to increasing orders of polynomial.Comparison of the RFOIL prediction and experimental results for the baseline airfoil generally show good agreement.A universal method for three-dimensional blade integration-“ Shape function/Distribution function” is presented.By changing the parameters of shape function and distribution functions,a three dimensional blade can be designed and then transformed into the physical space in which the actual geometry is defined.Application of this method to a wind turbine blade is presented and the differences of power performance between the represented blade and original one are less than 0.5％.This method is particularly simple and convenient for bodies of streamline forms.     

风力机翼型非定常气动力分析(英文)

基于状态空间描述的Beddoes-Leishman动态失速模型,对风力机翼型进行非定常气动力分析.考虑到风力机翼型工作时的实际情况,在模型中忽略了可压缩性效应和起始于翼型前缘的流动分离.模型考虑了气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中两个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另两个用于描述后缘分离效应.采用模型对做简谐变桨运动的FFA-W3-241风力机专用翼型进行了非定常气动力分析.数值计算结果与实验值吻合良好,说明模型能较好地描述风力机翼型的非定常气动特性.将动态失速数值计算模块与已有的风力机气动与结构分析软件集成,利用软件对一台1.5MW变速变桨距风力机的发电工况进行了仿真.仿真结果表明,翼型的非定常气动特性对动态载荷计算结果影响很大,因此在风力机的设计过程中应该予以充分考虑.     

基于模拟退火算法的垂直轴风机翼型优化设计

为了实现智能优化垂直轴风机翼型的气动特性,提高垂直轴风机的功率系数,通过模拟退火算法作为寻优方法,用气动性能计算工具XFOIL与MATLAB程序下的失速修正模型相结合用来计算翼型优化前后的气动特性;通过CST(class/shape function transformation)翼型建模法构建控制翼型曲线的翼型数学模型,选取翼型的控制参数为设计变量,翼型最大相对厚度以及最大相对厚度所处位置为约束条件,以翼型的最大升阻比为目标函数,建立翼型智能优化算法,并完成了对NACA0018翼型的优化设计.结果表明:优化后翼型的气动性能得到提高;最大升力系数提高了2％,升阻比的峰值提高了5.22％,最大切向力系数提高了6.77％.可见优化后翼型的失速性能得到了有效改善.     

一种低空急流对水平轴风力机气动性能的影响

以一台1.5 MW变桨变速型三叶片风力机为研究对象,探讨了三种入流条件下水平轴风力机气动性能的异同,着重研究了一种典型低空急流对水平轴风力机气动性能的影响.结果表明:低空急流下风轮的功率和推力比均匀流和剪切流的大;低空急流下叶片表面压力总体大于其他两种流动,急流衰减内的翼型截面在吸力面中段存在一个比剪切更加显著的压力突降区;叶片各截面的法向力系数和切向力系数整体大于其他两种流动;低空急流下各截面的攻角比剪切流的大0.05%~36.66%,叶片表面的失速区尤其是叶根附近的失速区相对其他两种流动更大,分离线向前缘靠近,急流衰减内的翼型截面分离涡现象更加明显;对不同特征低空急流下水平轴风力机气动性能影响的研究将在未来的工作中进行.     

高速航空螺旋桨翼型气动特性及数值仿真

为了提升高速航空螺旋桨的气动性能,通过计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法研究了平凸翼型NACA4412、超临界翼型RAE2822和高雷诺数薄翼型NACA65206在不同马赫数、不同攻角下的升阻比变化规律,以及翼型流场的马赫数等值线分布等。通过翼型的升阻比特性研究,选用NACA65206翼型设计了一款高速航空螺旋桨,并进行了螺旋桨流场的CFD仿真和气动性能计算。结果表明：随着马赫数从0.5提高到0.9,NACA65206翼型具有更好的升阻比特性,并且失速特性不断改善;采用NACA65206翼型设计的螺旋桨在0.6飞行马赫数下,推进效率高于80%,在0.7飞行马赫数下,推进效率高于75%,说明了使用薄翼型结合大后掠角度设计的高速航空螺旋桨具有较好的推进效率。     

Tests and Numerical Simulation of Aerodynamic Characteristics of Airfoils for General Aviation Applications

This paper was to validate the effects of airfoil thickness ratio on the characteristics of a family of airfoils. Research was carried out in different ways. First, tests were conducted in the wind tunnel. And numerical simulation was performed on the basis of tests. Results from calculation were consistent with tests, indicating that numerical method could help evaluate characteristics of airfoils. Then the results were confirmed by compared with empirical data. The study also showed that the determining factor of lift is not only the thickness ratio, but the angle of attack, the relative camber and the camber line. The thickness ratio appears to have little effect on lift coefficient at zero angle of attack, since the angle of zero lift is largely determined by the airfoil camber. According to the research, numerical simulation can be used to determine the aerodynamic characteristics of airfoils in different environment such as in the dusty or humid air.     

前缘附近微小板对S809翼型气动性能的影响

翼型在较大攻角下会发生失速,产生流动分离,这将直接影响翼型气动性能。对此,采取在雷诺数Re=1×106的条件下,在S809翼型前缘点附近不同位置处设置微小板,改变微小板的板长、振动振幅和频率,探究其对S809翼型气动性能的影响。结果表明：静止时,微小板的板长尺寸对控制效果影响显著,当位置和尺寸选取最优时,S809翼型在...     

翼面几何不规则性对压力分布影响的数值模拟研究

通过求解二维雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)及SST k-ω二方程湍流模型,数值模拟表面存在几何不规则的突起物或凹坑的翼型绕流。分析对比了不同位置处多种类型的突起物和凹坑在不同的高度下对翼型压力分布、激波位置的影响。对翼型测压实验中所出现的压力跳动给出了一种解释,有助于指导风洞实验,提高实验精度,并对实验数据进行合理的修正。     

泛函分析思想在新型风力机叶片设计中的应用

考虑法向力和切向力的叶尖损失,推导并给出了一种改进的风力机轴向和周向因子的计算模型。结合最新设计的高性能风力机专用翼型系列,利用泛函分析方法,研究了风力机叶片展向弦长及扭角分布的泛函表达方法,提出一种新的通用叶片形状的广义泛函方程;考虑实际风场风速的概率分布,空气密度及工业界对风力机叶片的气动与结构设计要求,分别以定速运行方式和变速运行方式下风力机叶轮年发电量输出最大化为目标,以叶片展向分布函数系数为设计变量,建立了2.3MW风力机叶片优化设计数学模型;优化得到2组性能优越的风力机叶片。新叶片的捕风效率和年发电量都远远高于传统风力机叶片,其中,所设计定速叶片最大功率系数达到0.515 7,变速叶片最大功率系数达到0.517 7。     

低雷诺数下椭圆翼型层流分离研究

通过采用计算流体力学方法对不同相对厚度的椭圆翼型在低雷诺数范围下进行了数值模拟，研究了椭圆翼型在低雷诺数下的层流分离现象及流场结构.结果表明:在低雷诺数下，薄椭圆翼型在小攻角时前缘出现层流分离泡是其具有高的升力系数及升阻比的原因，随厚度的增加，前缘层流分离泡逐渐消失，在后缘形成时均小泡.随着雷诺数升高，薄椭圆翼型时均分离泡都出现在前缘，但外形缩小，而在较低雷诺数下，薄椭圆翼型小攻角时没有发生转捩再附现象；同时层流分离泡的出现也对翼型后缘分离涡的尺寸和位置产生了重要影响.相对厚度和雷诺数通过影响椭圆翼型上表面层流分离泡的尺寸、位置以及后缘分离涡的形态结构，进而改变了气动特性.     

不同倾斜角叶尖小翼水平轴风力机气动性能

为研究不同倾斜角的叶尖小翼对叶片气动性能的影响,设计了5种不同倾斜角的叶尖小翼,并采用结构化网格技术与CFD数值计算方法对比分析其气动性能。研究结果表明:与原始风力机相比,5种不同小翼对风力机输出功率及风能利用率均明显提升,最大输出功率增长16.73%,风能利用率增长4.41%;倾斜角较大的叶尖小翼能更多地增大叶片的上、下翼面压差,且翼根弯矩更小;大倾斜角小翼能明显改善叶尖绕流,打散叶尖拽拖强涡量,降低叶尖能耗损失。     

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%.     

垂直轴风轮机叶片气动特性模拟与分析

利用Gambit前处理软件,建立了翼型面为NACA4412的小型H型垂直轴风力发电机叶片的二维流场模型．在连续性方程、N-S方程及k-ε模型的基础上,采用了多重坐标系（MRF）计算模型,利用Fluent软件模拟了流场内翼型截面的受力和速度分布情况,得到了攻角为20。时NACA4412翼型风机的空气动力学特性．     

叶片尾缘喷气的垂直轴风力机气动性能研究

风力机叶片是使风能转化为机械能的原动机构,是风力机的重要部件．风力机风能利用系数的高低主要取决于其叶片的做功能力．针对直叶片垂直轴风力机使用的NACA0022翼型,在翼型尾缘处开1 mm宽的窄缝,沿弦线方向喷气,以期改变流场进而提高风力机风能利用系数．利用Fluent软件采用k-ωSST湍流模型和SIMPLE算法,运用滑移网格技术,对风力机进行数值计算．得到采用尾缘喷气叶片的风力机的风能利用系数增大,而且处于高风能利用系数的尖速比范围更宽;在尖速比为2．06时其风能利用系数最高,其值为22．4％,此时的风能利用系数较基本型时提高了15．5％．叶片尾缘喷气提高风机性能的物理机制是尾缘喷气的扰动向上游传递改变了大攻角情况下叶片的表面压力系数．     

垂直轴风力机二维流场数值模拟

采用数值模拟的方法研究不同攻角、不同风速条件下naca0015翼型二维流场中的马赫数、雷诺数．通过比较叶片升、阻力系数变化,得出攻角为15°时翼型获得最佳的升、阻力系数．通过比较表面压强分布图、速度图和流线图,分析马赫数、雷诺数对naca0015翼型的影响,得出在相同的攻角、马赫数的条件下．随着雷诺数的增大翼型升力系数增大．阻力系数变小;在小攻角、低风速以及相同马赫数条件下,雷诺数较小时更易获得稳定的流场．     

合成射流用于提高微型飞行器翼型气动特性的研究

合成射流激励器可微型化,能够在流场局部实施细致的流动控制.提出将合成射流技术用于NACA0012翼型绕流的主动流动控制,在SIAMM400低速低湍流风洞中对该翼型绕流流场进行烟线显示实验、PIV测量实验及翼型表面压力测量实验,并与数值模拟结果相比较.结果表明：（1） 在来流雷诺数为18 000,翼型攻角小于15°时,合成射流能有效减小翼型表面附近的分离区大小;（2） 在翼型攻角 0°~ 15°范围内,不同攻角下需要调节最佳射流激励频率.如攻角为2.5°时,合适的激励器频率为1 300 Hz;攻角5°时,400 Hz和1 300 Hz比较适合;而攻角大于等于7.5°时,共振频率960 Hz更为合适;（3） 在来流雷诺数为140 000,攻角小于等于15°时,合成射流减小了翼型上表面射流出口附近的压力值,从而使上下表面压力差增大约5%,提高了升力.     

基于通用型线和网格重构的风力机翼型设计

现有翼型表达大都基于控制点和初始成熟翼型,设计空间小因而不利于选出高性能翼型.基于Joukowski保角变换通用翼型形线表征形式,编程集成ICEM和FLUENT完成翼型生成、大变形网格重构、边界条件生成和流场解算,采用改进遗传算法进行高升阻比风力机翼型多学科联合设计.结果表明本平台设计的翼型在设计、非设计工况下以及主要攻角范围内有较高升力系数和升阻比.该型线集成表达和流场计算多学科设计方法,也为类似气动优化设计提供参考.     

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.