基于正交试验凹槽-襟翼垂直轴风力机数值研究

为改善垂直轴风力机气动特性,对凹槽-襟翼开展研究。以NACA0021翼型为研究对象,采用正交试验设计对格尼襟翼高度、格尼襟翼位置及凹槽直径等参数进行组合,通过数值计算对垂直轴风力机气动性能与流场结构进行研究,分析凹槽-襟翼流动控制机理及对垂直轴风力机的作用效果。结果表明：格尼襟翼高度是影响垂直轴气动性能的主要因素,且襟翼高度为1.75%c、位置为1.50c及凹槽直径为1.50%c时效果最佳;同时,凹槽-襟翼通过改变尾缘库塔条件以加速翼型吸力面流体流动,从而改善流动分离,增加翼型表面压差,提高垂直轴风力机气动性能;凹槽-襟翼在低尖速比时对垂直轴风力机作用效果较明显,当尖速比为2.33时,凹槽-襟翼垂直轴风力机平均风能利用系数较原始翼型最大可提高35.82%。     

主动式凹槽-襟翼对垂直轴风力机气动性能影响研究

为提高垂直轴风力机气动效率,提出在翼型尾缘布置凹槽-襟翼结构,并通过主动控制实现凹槽-襟翼结构随风轮相位角变化的机制。基于该控制机制,以NACA0021翼型为研究对象,采用CFD方法进行数值模拟,研究主动式凹槽-襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响。结果表明:与静态凹槽-襟翼结构相比,主动式凹槽-襟翼能有效提高垂直轴风力机风能利用率,同时降低最佳尖速比风轮转速,有利于提高运行稳定性,增大低尖速比下启动力矩以及降低气动噪声;当尖速比大于最佳尖速比时,主动式凹槽-襟翼对风力机气动性能提升效果逐渐减弱。     

改进型格尼襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响

直线翼垂直轴风力机气动效率普遍较低,为此提出一种具有内侧、外侧、双侧格尼襟翼和凹槽格尼襟翼的翼型叶片以提升其气动性能。通过数值模拟研究6种新型叶片对垂直轴风力机风能利用率、力矩系数、流场结构和叶片切向力等气动性能的影响。结果表明：6种格尼襟翼叶片均可在一定尖速比（TSR）范围内提高风能利用率,外侧凹槽格尼襟翼最大风能利用率可提高17.92％;外侧格尼襟翼与双侧凹槽格尼襟翼相比原始叶片可有效降低风力机载荷波动并提高平均力矩系数;双侧dimple-GF可改善动态失速特性,明显抑制旋涡发展;单叶片切向力在上游区明显增大,有效提高了风力机气动性能。     

尾缘主动式凹槽-襟翼垂直轴风力机气动性能研究

针对垂直轴风力机实际运行过程中叶片攻角随相位角周期性变化引发的气动性能降低问题,提出主动式凹槽-襟翼结构.以NACA0021翼型为研究对象,采用计算流体力学方法对不同控制策略下凹槽-襟翼结构进行了数值分析.结果 表明:与传统固定凹槽-襟翼相比,垂直轴风力机叶片尾缘布置主动式凹槽-襟翼时气动效率最高可提升36.78％;凹槽-襟翼结构可提高低尖速比下叶片平均转矩,并提高自启动性能;当超过最佳尖速比时,整机气动性能逐渐降低,且主动式凹槽-襟翼对风力机气动性能的提升效果随着尖速比继续增大而下降.     

风力机叶片三角襟翼构型及气动特性数值研究

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。     

尾缘襟翼动态气动特性与控制策略研究

为改善风力机动态气动特性及延长其运行寿命,基于NACA0012翼型,设计应用于垂直轴风力机的襟翼翼型,通过CFD计算得到运行时流场、力矩系数及升阻力特性。以此为基础给出两种襟翼控制策略,通过改变不同方位角下襟翼摆角,达到抑制尾涡分离、延迟动态失速和降低气动力剧烈波动变化幅度的目的。计算结果显示翼型上仰过程中脱落的涡主要呈条状,而下俯过程中脱落的涡则呈圆形,且条状尾涡的升阻力特性明显优于圆形尾涡。由此提出一种减幅控制策略,极大地减少了尾涡分离现象,减小最大转矩达50%。同时为防止风力机转速过快,提出一种襟翼控制策略调节翼型失速从而达到气动刹车效果,增大襟翼摆角可促使翼型尾缘失速涡快速脱落,迅速增大翼型的阻力系数,且随襟翼摆角的增大,力矩系数也随之减小,减速效果越明显。     

襟翼相对长度对翼型气动性能的影响

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.     

襟翼长度对翼型气动性能的流动机理研究

以NACA0018为基准翼型,采用Fluent数值模拟的方法,对比研究了襟翼几何长度对翼型流场结构及升、阻力特性的影响;分别选取襟翼几何长度分别为0.2、0.3和0.4,翼缝相对宽度为1.5%,分析了襟翼几何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。     

Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究

在风力机大厚度、低雷诺数专用翼型上加装Gurney襟翼进行数值模拟研究。获得了Gurney襟翼在不同襟翼高度下,襟翼高度对翼型气动特性的影响规律,给出最佳襟翼高度,最后探讨Gurney对风力机性能的控制机理。所得结果可为实际工程风力机的控制提供理论指导和技术支撑。     

风力机智能叶片非定常气动特性分析

为研究大型风力机智能叶片的非定常气动特性,以具有尾缘襟翼的NREL 5 MW参考风力机为研究对象,改进动态失速模型并修正动态尾流模型,建立风力机智能叶片的非定常气动模型。进而,通过仿真验证所建模型的准确性。最后,研究在不同尾缘襟翼角度下翼型升力系数、叶根挥舞弯矩和风力机功率的变化规律。结果表明,所建模型可较准确模拟翼型周围的非定常流动状态;尾缘襟翼可减小动态失速效应,有利于降低疲劳载荷、抑制功率波动。     

尾缘气动弹片对翼型动态失速特性影响研究

通过研究尾缘气动弹片对翼型动态失速特性影响,提出一种基于气动弹片的主动控制策略,使其于大攻角时抬起,小攻角时闭合。并采用计算流体动力学方法对比分析主动式气动弹片对不同厚度翼型抑制流动分离作用的效果。结果表明：对于薄翼型,发生动态失速时,气动弹片可延缓翼型尾缘涡旋与前缘主流涡的相互作用,减小翼型升力系数骤降幅度;随翼型厚度增加,流动分离点从翼型前缘转向后缘,气动弹片可有效分割较大分离涡,减轻流动分离程度,限制分离涡发展,同时抑制尾缘伴随小涡产生,提高翼型升阻比。     

前缘改形对翼型气动噪声特性影响

为得到高气动性能、低噪声的风力机专用翼型,基于参数化建模翼型,研究前缘外形对风力机翼型气动性能及气动噪声的影响规律。通过分离涡模拟方法和声学类比方程建立噪声预测方法。针对非对称翼型S809通过样条函数参数化处理前缘改形进行气动噪声计算。结果表明:翼型压力面前缘加厚,对翼型升阻力系数无明显影响,但大攻角时翼型周围压力分布均匀,流动相对稳定,且气动噪声声压级低于原始翼型,随压力面厚度增加气动噪声越大;吸力面加厚使得翼型升力系数增大,阻力系数减小,能抑制翼型失速时尾缘涡与前缘涡的生成,变形量越大气动噪声越小;翼型前缘上弯,翼型在失速区升力系数减小,阻力系数增大,流动越加不稳定,声压级随着攻角的增加呈递增趋势;翼型前缘下弯,翼型处于失速区升力系数增大,阻力系数减小,能抑制流动分离,未生成前缘涡和尾缘涡,当前缘下弯不变时,随加厚厚度增加翼型声压级呈减小趋势,且前缘下弯翼型声压级小于前缘上弯。     

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。     

吸力面弹片改善翼型失速特性的数值研究

为改善流动分离造成叶片气动效率降低,基于鸟鹰类翅膀羽毛在大范围流动分离时自适应弹起的特点,在翼型吸力面设置功能类似羽毛的弹片。弹片在未发生大范围流动分离时贴附翼型表面,使原始翼型轮廓发挥作用,并于攻角增大时弹起以改善翼型失速特性。以NREL S809为原始翼型,对不同攻角下多个弹片角度进行了数值计算,并对所得气动参数进行分析。研究表明:在大范围流动分离时,弹片可有效提高升阻比,最高达50%～60%;气流贴附弹片流动至其末端,从而抑制和拖延了涡的发展,进而提高了流场稳定性,使波动更规律且幅度更小;所研究攻角范围内,改善翼型气动性能的最佳弹片角度随攻角呈近似线性变化。     

前缘改形对风力机翼型气动性能影响的数值研究

基于翼型参数化方法对翼型S809进行4类不同的前缘修改,分别为前缘压力面加厚、前缘吸力面加厚、前缘上弯和前缘下弯,采用翼型设计分析软件Xfoil和商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件FLUENT分别对翼型气动参数和翼型周围流场进行计算。结果表明:翼型气动特性与流场特性受翼型压力面外形变化影响较小;在研究范围内,翼型吸力面加厚使得翼型在失速区升力系数增加,阻力系数减小;翼型前缘上弯使得翼型在大攻角工况下升力系数减小,阻力系数增大,且使翼型提前失速;在一定范围内翼型前缘下弯,使得翼型升力系数增大,阻力系数减小,且延迟失速。     

Comparison of pneumatic jets and tabs for Active Aerodynamic Load Control

A fast, efficient way to control loads on utility scale wind turbines is important for the growth of the wind industry. Microtabs and microjets are two Active Aerodynamic Load Control devices, which address this need. Both act perpendicular to the surface of the airfoil, and these actively controlled devices are used to mitigate changes in aerodynamic loading experienced by wind turbine rotors due to wind gusts, wind shear, or other atmospheric phenomena. This work explores the aerodynamic effects of microjets and then compares them to those of microtabs. Flow around an airfoil with an activated microjet at the trailing edge has been simulated using the Reynolds‐averaged Navier–Stokes solver OVERFLOW‐2. Using a Chimera overset grid topology, a microjet has been placed near the trailing edge of the lower surface of a NACA 0012 airfoil. For a jet velocity about half of the freestream velocity, the microjet can change the lift up to ΔC_L = 0.2, but the amount of change varies with the momentum coefficient of the jet. The change in lift is not symmetric for positive and negative angles of attack due to changes in the boundary layer thickness with angle of attack. Increasing the Reynolds number reduces the effectiveness of the microjet only slightly. The effects of jet velocity, jet activation time, and airfoil angle of attack on airfoil lift, drag, and pitching moment are compared with previous work, which illustrates the deployment of a microtab at the 95% chord location of a NACA 0012 airfoil. This study shows that microjets and microtabs have very similar responses in lift and pitching moment, but the drag for the microjet is noticeably lower. Copyright © 2013 John Wiley & Sons, Ltd.     

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,...     

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...     

弹片参数对风力机叶片翼型气动性能影响研究

为提高风力机叶片翼型气动性能,在NACA0018翼型上表面附加类似于鸟类羽毛的弹片,通过数值模拟方法研究弹片参数包括弹片角度、位置和长度对翼型气动性能的影响。结果表明：在失速攻角之前,弹片产生负面影响,而失速攻角之后,弹片产生预期效果,且在每个攻角下存在一个最优弹片角度,攻角越大,对应最优弹片角度也越大,但并非线性关系;失速攻角前,弹片位置越靠近尾缘,其带来的负面影响越小,而在失速攻角后,弹片越靠近前缘效果越佳,阻力系数最高降低67.04%,且失速攻角由14°推迟到16°左右;失速攻角前,弹片越短,弹片所带来负面影响越小,失速攻角之后弹片长度越长效果越好,阻力系数最大减小40%左右。     

襟翼翼缝结构改进设计控制流动分离的数值研究

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。