风力机专用翼型表面微结构减阻特性的研究

发布时间：2020-11-09 23:23

　　 风力机风能利用率与风力发电机组运行可靠性和风力机叶片翼型的气动特性密切相关。研究翼型表面微结构的减阻增升特性对提高翼型气动性能、增加风力机风能利用系数具有重要的意义,这种简单有效的减阻技术将为风力发电的长远发展作出巨大的贡献。本文以现有的风力机专用翼型DTU-LN221和Ris(?)-A1-21光滑翼型试验为依托,基于ANSYS Fluent软件,结合理论分析,通过选择Transition SST模型进行光滑翼型的数值模拟,进行网格无关性验证和数值计算的可靠性验证,为进一步开展表面微结构的研究奠定基础。对比两种翼型的几何和气动特性可知,DTU-LN221翼型具有更好的气动特性,且从前缘附近几何型线及表面压力系数特性可知,该翼型对表面粗糙度的敏感性更低。采用SST k-ω模型对混合网格划分得到的表面微结构翼型模型进行数值研究。从微结构布置位置、尺寸和形状3方面对DTU-LN221翼型进行研究,在翼型吸力面0.6c之前布置表面微结构可在大攻角下获得一定的增升效果；该翼型在设计攻角范围内受表面微结构的影响较小,只在V型沟槽宽高值为0.13mm附近以及沟槽底角控制在56°附近很小范围内大攻角下产生一定的减阻增升效果；具有间距的V型沟槽对翼型气动性能的减阻增升效果比无间距的沟槽差。从微结构位置、尺寸、所占长度、沟槽\小肋形状、攻角和雷诺数六个方面对Ris(?)-A1-21翼型进行研究。结果表明,在吸力面有效范围内靠后布置的V沟槽效果更好；在吸力面布置相同沟槽的同时,在压力面布置V沟槽效果更好。尺寸和数量相差较少时,对减阻效果影响较小；数量相差较大时,数量多的沟槽方案产生的减阻率、升阻比增率更优,而增升率小于数量较少的方案。相同尺寸、数量的沟槽和小肋减阻增升效果相近。失速攻角之前,微结构减阻增升效果随攻角的增加而增加,大多数方案产生的增升率随着雷诺数的增加而减小,减阻率和升阻比增率随着雷诺数的增加而增加。对于该翼型,计算得到的最大减阻率为16.224%,最大增升率为14.796%。从升阻力值的粘性分量和压差分量、表面压力系数、速度分布、壁面剪切应力、湍动能和湍流耗散率6个方面对两种翼型有效表面微结构的减阻机理进行研究。结果表明,升阻力系数中压差分量的变化率对总系数值的增加或减小起到重要的决定性作用,而粘性分量的变化率对总系数的变化率影响很小。表面微结构减小了吸力面表面压力系数、增加了压力面表面压力系数,即使得表面压力系数积分面积增加,从而升力系数增加。沟槽能有效地留住进入的空气,使其形成“微型空气轴承”,使得表面边界层被抬高,同时减小边界层内能量耗散,降低沟槽后边界层的厚度,这是表面微结构减阻的本质机理。
【学位单位】：扬州大学
【学位级别】：硕士
【学位年份】：2016
【中图分类】：TK83
【部分图文】：

１９７６年，由ＷｉｌｓｏｎＷ推导出的风力机理想最大风能利用系数位ｍａｘ的计算公式考虑了??翼型阻为的影响。取叶片数公为３，根据式（１－１）绘制出位ｍａｘ随叶尖速比厶升阻比??Ｃ／／Ｑ变化的曲线图，如图１．１所示。??Ｃ?二??些?ｆ任￥１＾）１?．１１、??Ｐｍａｘ?２７?［?１．４８?＋?（５＇＾＇?－?０．０４）Ａ?＋?０．００２５Ａ＂?＋?、，??式中，。胃表示理想最大风能利用系数，２表示叶尖速比，公表示叶片数，。表示翼??型阻力系数，Ｑ表示翼型升力系数，ＣＶＱ表示翼型升阻比。??Ｃ／Ｃ＝２０??三?０．６．?Ｃ／Ｃ＾＝４０??Ｉ?：?￣Ｃ／Ｃ＝６０??§?化５：?—ｃ，化ｄ＝８〇??０．４；?／Ｃ?．?Ｃ，＾，＝１００??Ｉ?：?／?＇、＇、＇、?－Ｃ（／＝〇??＾?０－３：?／?贝巧巧巧?Ｂｅｔｚ?Ｌｉｍｉｔ??歷４?＇??誦。??Ｗ?０?Ｄ〇?５?１０?巧?２０??叶尖速比?Ｔｉｐ?ｓｐｅｅｄ?ｒａｔｉｏ??图１．１理想最大风能利用系数特性图??注：风轮可获得的功率系数的理论最大值称为贝兹极限（Ｂｅｔｚ?Ｌｉｍｉｔ）。??由图１．１可知，对于３叶片风力机而言，Ｗ风力机运行在常规叶尖速比为８时考虑，??

圆管内气体振动从而在孔外产生祸环现象。第一个将合成射流技术应用于流动控制的是??Ｗｉｌｔｓｅ［ｉ０咽队，１９９３年，他们在一个水为直径为４．３４ｃｍ、中屯、线速度为４ｍ／ｓ的方形导管??出口面放置具有四个共同作用的电压制动器Ｗ产生空气喷射效果。图１．３为采用合成射流??控制技术的翼型内部示意图［１１］，２０１１年，ＤａｖＷｅ团队采用机械活塞产生间隙合成射流，用??来研究超高升力、低压祸轮叶片在给定逆压梯度下边界层转披与分离的发展，研究表明，??主动装置可Ｗ通过强逆压梯度控制低雷诺数下产生的层流分离调泡。２０１３年，Ｌｉｎ［Ｗ团队??在ＮＡＣＡ６３３０１８翼型前缘１２％弦长处沿展向布置一个合成射流Ｗ激发过流，并在雷诺数??８．０Ｘ１０４工况下获得了减阻增升的效果。??图１．３合成射流控制技术示意图［１１］??等离子体减阻控制技术在翼型上的应用原理图如１．４所示ｔＷ，由图可知，需要借助布??置在翼型表面的电极使表面空气被电离形成等离子体，产生的离子在不均匀电场的作用下??定向运动，扰动流场，从而实现流动控制的目的。１９９５年，Ｃａｖａｌｉｅｒｉ＾４］将单极介质阻挡放??电流动控制设备称为等离子体制动器。２００３年

３??使翼型表面流动延迟到运行在雷诺数为２．〇ｘｌ〇７时才发生转挟。??图１．２传统吹吸气技术原理图ｎ??合成射流减阻控制技术又名零质量射流技术，其工作原理发现于１９５０年ＩｎｇａｒｄＭ团??队开展的有关孔口声阻抗大小与循环效果之间非线性关系的试验中，试验表明，声波可使??圆管内气体振动从而在孔外产生祸环现象。第一个将合成射流技术应用于流动控制的是??Ｗｉｌｔｓｅ［ｉ０咽队，１９９３年，他们在一个水为直径为４．３４ｃｍ、中屯、线速度为４ｍ／ｓ的方形导管??出口面放置具有四个共同作用的电压制动器Ｗ产生空气喷射效果。图１．３为采用合成射流??控制技术的翼型内部示意图［１１］，２０１１年，ＤａｖＷｅ团队采用机械活塞产生间隙合成射流，用??来研究超高升力、低压祸轮叶片在给定逆压梯度下边界层转披与分离的发展，研究表明，??主动装置可Ｗ通过强逆压梯度控制低雷诺数下产生的层流分离调泡。２０１３年，Ｌｉｎ［Ｗ团队??在ＮＡＣＡ６３３０１８翼型前缘１２％弦长处沿展向布置一个合成射流Ｗ激发过流，并在雷诺数??８．０Ｘ１０４工况下获得了减阻增升的效果。??图１．３合成射流控制技术示意图［１１］??等离子体减阻控制技术在翼型上的应用原理图如１．４所示ｔＷ
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本文编号：2877100