波状前缘对风力机翼型失速性能影响数值分析

为研究仿生波状前缘对翼型失速性能的影响,本文采用S-A湍流模型,对风力机翼型NACA634-021(光滑前缘)以及对应的正弦波状前缘仿生翼型的绕流流场进行了数值模拟。结果表明,光滑翼型在20°攻角附近发生深度失速,升力系数骤然下降;而波状前缘仿生翼型有效改善了失速特性,升力系数变化较平稳,在大攻角下高于光滑翼型。通过流场分析发现光滑翼型失速前后升力系数骤然下降的主要原因在于前缘压力面和吸力面的压差大幅度下降,而仿生翼型改变了前缘的压力分布特性,进而改变了大攻角下的分离特性,促进流向涡对的产生和发展,使得凸峰附近保持附着流动,进而提高升力。     

振荡射流改善翼型气动性能的实验研究

本文针对采用振荡射流控制流动分离改善大攻角下翼型气动特性的问题,在NACA0015翼型上进行了多种工况的风洞实验。结果表明:在失速攻角附近,振荡射流抑制流动分离提高翼型升力系数的作用十分明显,可将翼型失速攻角推迟2°左右。存在最佳的振荡射流频率段、射流动量范围和射流位置,使得翼型性能的改善最大。实验还得到了振荡射流的频率、动量和施加位置等参数对翼型气动性能的影响规律。     

减缩频率和平均攻角对俯仰振荡翼型影响分析

本文以NACA0012翼型为研究对象,采用混合网格划分方法和SST κ-ω湍流模型,数值模拟了雷诺数Re=2.7×10~5条件下减缩频率和平均攻角对翼型俯仰振荡气动特性的影响。结果表明:翼型俯仰运动时的平均升力系数均低于静态条件下的升力系数;减缩频率对翼型下行段气动特性影响最为显著,当减缩频率较小时,翼型刚开始下行运动,出现流动分离越显著,这导致平均升力系数与静态条件下升力系数差值变大;平均攻角越大,俯仰运动时的最大升力系数越小;翼型俯仰运动上行段升力系数大,主要是因为前缘流动加速剧烈,增大了上下表面压差。     

凹槽对风力机叶片尾缘襟翼性能的影响

本文采用单方程S—A湍流模型计算了尾缘襟翼与主体翼型连接处的凹槽对二维翼型气动特性及流场的影响。选用带有30％弦长固定偏斜20°角度尾缘襟翼的NACA0015翼型作为研究对象,分析了流场的相关特性。数值计算结果表明：凹槽对于带有尾缘襟翼的二维翼型气动特性有一定影响,在负攻角及较小正攻角时,减小翼型升力系数;随着攻角增大...     

飞行器低Reynolds数层流分离理论探讨

低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化,非定常、非线性效应突出且预测困难,加之相关基础理论研究不足,给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发,依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上,通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析,逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质,如小攻角升力系数的非线性效应,翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结,并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.      

大厚度钝尾缘翼型的设计研究

本文研究了MW级水平轴风力机叶片内侧翼型的设计准则,采用混合设计方法得到了四种适用于该部位的大厚度钝尾缘翼型:依据一个5 MW风力机的运行特征和性能需求,在不同的设计雷诺数下,以翼型在运行攻角范围内的升力水平为主要气动目标,以升力随雷诺数变化的稳定性为主要约束。RFOIL预测表明,在15°~30°攻角之间,四种翼型的升力系数大致从1.0以近似线性方式增加到1.7,升力曲线随着雷诺数变化稳定,具有良好的变工况特性。     

基于大涡模拟下风力机翼型非定常转捩流动的动态模态分解分析

翼型绕翼流动对风力机整机性能产生重要影响.本文基于大涡模拟方法,得到风力机翼型非定常转捩流动.通过对压力流场的动态模态分解(DMD)分析,发现翼型层流分离泡的生成和发展为流动主要非定常特征,且该特征具有主要频率.预估得到高增长率T-S扰动波频率与DMD模态频率接近,发现高频变化的分离泡由边界层分离点下游不远处的T-S扰动波诱导K-H不稳定性而主导,以及中低频的DMD模态表现为T-S扰动波所引起的湍流结构.对比不同攻角下的DMD分解结果,发现上表面分离泡会逐渐向前移动,长度变短;而下表面分离泡略微后移,长度变化不大.     

垂直轴风力机翼型动态气动特性研究

目前针对垂直轴风力机翼型动态气动特性研究尚缺乏充分的实验数据支持,本文基于Qing'anLi等的风力机实验对翼型动态气动特性展开研究。根据叶片切向力系数与法向力系数的实验数据,基于叶素理论,处理得到三种尖速比下NACA0021翼型的升阻力系数与方位角、攻角的关系曲线。研究结果表明;翼型的动态气动特性显著异于静态气动特性。不同尖速比的动态气动特性十分相似。攻角处于正攻角上升态时,失速起于43°,完全失速发生在52°,最大升力点在47°;升力系数变化趋势为近似的线性上升、线性下降;阻力系数经历近似的零保持、线性上升、陡然上升、峰值保持四个阶段。     

翼型大攻角低速分离流动的数值模拟

应用高收敛率、高精度和高分辨率的数值计算方法,通过求解非定常、可压缩雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ-ω低雷诺数双方程湍流模型,数值预测了Ｓ８０９翼型在０－７０°攻角范围内大尺度分离与失速流场的流动与损失特性。     

水平轴风力机专用翼型族试验分析及优化设计

对水平轴风力机专用翼型族—CAS-W1-XXX薄翼型族试验结果进行了分析,并将其与国外同等厚度翼型进行对比。试验结果表明,与国外同等厚度翼型相比CAS-W1-XXX薄翼型具有良好的前缘粗糙不敏感性、高的最大升力系数、设计升力系数和良好的失速特性。为进一步提高翼型的气动特性,在试验结果的基础上对CAS-W1-XXX薄翼型族进行再次优化。根据XFOIL计算结果,优化后翼型的最大升阻比得到提高,并且与DU翼型相比具有良好的气动特性。同时对CAS-W1-XXX厚翼型中出现的小攻角失速现象进行了优化改进。     

二维地效翼及地效流动特性数值研究

用数值模拟的方法,对二维NACA0012翼型在地面效应下的空气动力特性和地效流动特性进行研究,得到地效翼的升力、阻力和翼型表面压力分布随攻角及相对飞行高度的变化情况.通过对计算结果的分析,可以看出,在一定的攻角,靠近地面飞行,机翼的升力得到提高;随着飞行高度的降低,地面效应增强,机翼的失速攻角减小;地面附近的粘性流动对机翼的空气动力特性影响很小;当相对飞行高度小于0.1时,应该考虑空气的可压缩性.     

离体射流参数对翼型气动性能的影响

为了提高翼型的气动性能,在NACA0018前缘前设置离体射流来控制流场。采用数值模拟方法研究不同射流圆柱直径、射流口长度、射流装置距表面距离和射流动量时的离体射流对翼型控制效果的影响。计算结果表明引入不同方案的离体射流均可不同程度地提升翼型的气动性能,主要体现在升力系数的提升上,而对阻力系数的控制能力较弱。通过变攻角性能分析发现离体射流能在多攻角下保持良好的控制能力。流场显示射流使翼型前缘产生负压区并消除翼型上表面的分离泡。     

涡发生器对风力机翼型动态失速的影响

基于计算流体力学方法(CFD),对带/不带涡发生器的风力机翼型DU-97-W-300的静态和动态气动特性进行了数值研究,在数值计算的静态升力系数与实验值吻合较好的前提下,分析了其动态失速过程中气动性能的迟滞变化规律。干净翼型在攻角减小中的气动性能呈现周期性波动,涡发生器可以有效控制分离流动,明显提升翼型动态过程中的气动性能.     

低压高负荷涡轮叶栅的大涡模拟

了解预测转捩与层流分离泡,对于低压高负荷叶片设计特别重要.为此,采用大涡模拟方法,对典型高负荷叶栅T106进行了模拟.计算描述了层流分离泡,给出了壁面压力、壁面摩擦力系数的分布,从而准确预测了T106压力面上的层流分离、转捩、湍流再附现象.计算同时刻画了层流分离泡的非定常性质,给出了瞬时压力,进行了频谱分析,确定主频为2500 Hz,并观察到了瞬时涡等有意义的现象.计算同时表明二维大涡模拟计算结果可以复现出湍流的许多重要现象并且精度可以满足工程需要.     

风电仿生大厚翼型气动控制实验研究

通过风洞实验对DU40光滑翼型,DU40-11wavy和DU40-25wavy两种仿生风电翼型,在Re=2×10~5时进行流场测试,得到各项气动参数。对典型攻角进行油流显示实验,对翼型周围流场影响进行了对比分析。结果表明:实验结果两种仿生风电翼型在光滑翼型失速后升力提高,同时DU40-11wavy翼型在失速前区,气动力性能相比于光滑翼型降低3%,相比于展示了DU40-25wavy翼型DU40-11wavy翼型的良好性能更良好,流场显示实验表明凹凸前缘对应的凸包截面延缓了流动分离,凹谷截面提前了流动分离。     

表面粗糙度对翼型气动特性影响的数值模拟

本文采用CFD数值模拟方法结合概率配点法研究了当翼型表面粗糙度存在不确定性变化时,NREL_S825风力机翼型的气动特性与绕流场参数分布。获得了两种特征攻角下翼型气动特性的变化,以及不确定性在绕流场中的传播。研究结果表明,升力系数对粗糙度的不确定性较为敏感。粗糙度不确定性对翼型绕流场的影响主要出现在翼型前缘、尾缘和分离区等速度梯度较大区域,并且吸力面压力系数分布对粗糙度的敏感性明显高于压力面。     

风力机翼型在失速工况下非定常流场的本征正交分解分析

风力机气动性能受静态失速与动态失速影响很大,对风力机翼型的失速问题研究具有重要意义。本文通过计算流体力学方法得到的风力机翼型在固定大攻角工况,以及大攻角震荡工况下的非定常流场,来研究翼型静态失速与动态失速。采用本征正交分解方法(POD),对非定常流场降阶,得到流场的POD模态以及对应的系数。POD模态结果表明在静态失速下,主要非定常流动结构是尾迹区域交替脱落的涡结构;在动态失速下,除了尾迹区域,前缘和整个吸力面都存在流动分离结构。     

运动表面风力机翼型的气动性能研究

本文通过数值模拟,研究了S809翼型表面沿切向顺时针方向速度运动时的气动性能.从计算结果看出,翼型表面运动能有效抑制或延缓大攻角流动分离,改善翼型的气动性能。在此基础上,为了仅考虑表面的运动效应,消除翼型几何外形对升阻力系数的影响,本文还研究了皮带轮翼型(由大小两个圆柱驱动的皮带轮)的气动特性。计算结果进一步表明,表面运动能有效地抑制翼型吸力面发生大规模流动分离,并可极大地增加翼型升力系数。     

前缘旋转的风力机翼型气动性能研究

本文通过数值计算,研究了一种前缘为可转动圆柱的二维S809翼型的气动性能.研究表明,通过驱动前缘圆柱旋转,可有效抑制翼型吸力面的流动分离,使得翼型在较大攻角下具有良好的气动性能,提高了翼型的最大升力系数与升阻比.该流动控制方法具有简单有效、花费代价小等优点.     

涡流发生器对风力机专用翼型气动特性的影响

为了深入研究风力机叶片的减阻方法及效果,本文探讨了涡流发生器对风力机专用翼型的气动性能的影响。研究对象为直叶片段,涡流发生器安装在叶片段20%弦长处,并采用CFD方法对光滑叶片段及安装涡流发生器后的叶片段分别进行了模拟,得到了翼型的气动特性曲线。对比14°攻角下的两种情况的流动特性,发现在大攻角的情况下,涡流发生器确实能够推迟流动分离,从而极大地减小翼型的阻力,并且增大了翼型的最大升力系数;其次,本文分析了涡流发生器对叶片段表面压力分布的影响,发现涡流发生器对下游方向的影响明显大于对上游区的影响,这一点与涡流发生器搅乱下游流场的作用是一致的;最后,本文分析了涡流发生器控制流动分离的机理。