襟翼结构及安装位置对风力机翼型的流场影响
发布时间：2021-04-13 05:31
为了分析不同襟翼结构和安装位置对翼型附近流场的变化情况,以NACA0012翼型为研究对象,建立加装不同襟翼翼型的二维计算模型,使用计算流体力学软件Fluent求解定常、不可压缩雷诺平均的N-S方程并且采用Spalart-Allmaras湍流模型计算翼型在0°到18°攻角α范围下翼型升阻力系数、升阻比、表面压力系数以及翼型附近的流场流线分布,分析翼型尾缘附近不同位置处添加不同襟翼结构时其流场流动特性。结果表明:对于添加襟翼后各翼型,由于襟翼的存在,整个翼型形状发生改变,使翼型与襟翼连接处流场发生不同程度的突变,导致翼型尾缘附近的流场、压力场以及上下表面压力分布发生了显著的变化,尾缘Gurney襟翼突变程度大,流体较易发生分离;尾缘三角襟翼有个倾斜过程,减缓了流体分离,从而延迟了分离流动的攻角。小攻角（0°4°）下尾缘三角襟翼的翼型有显著的增生效果。
【文章来源】：汽轮机技术. 2018,60(04)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
翼型结构和局部结构参数翼型改进模型:
慕笠砗?度t均为0．6%c。图1翼型结构和局部结构参数翼型改进模型:(1)尾缘襟翼翼型图2(a)所示为两种不同结构襟翼的尾缘襟翼翼型局部图。(2)缩进式襟翼翼型本文选择了缩进式襟翼作为研究对象，对不同结构和不同安装位置襟翼的翼型进行数值模拟。图2(b)所示为缩进式翼型局部图。(3)不同襟翼结构组合翼型把两种不同结构的襟翼组合安装在翼型尾缘附近，分析其对翼型气动特性和流场的影响，如图2(c)所示。图2翼型改进后模型局部图1．2计算域划分图3(b)所示为翼型的网格分布。入口边界与翼型前缘相距20c(c为翼型弦长)，出口边界与翼型后缘相距30c，上下边界相距翼型20c。整个流场计算域的网格数为76723，翼型附近的网格进行局部加密，整个计算域以及局部网格如图3所示。图3网格分布1．3控制方程及湍流模型本文所选用的风力机翼型绕流属于低速流动问题，来流马赫数为0．05，属于不可压流范畴，并且不考虑热传递的影响，所以把流体看成是不可压缩的牛顿型流体的湍流运动。故本文采用二维不可压黏性Navier－Stocks控制方程进行稳态流场计算。1．4边界条件计算域所采用的边界条件:设无穷远处的来流风速作为进口的速度，风速为15m/s;计算域上、下、左边界采用速度入口边界条件;右边界出口采用压力出口边界条件;翼型表面及襟翼采用无滑移壁面边界条件。雷诺数Ｒe=1．027×106，计算收敛控制在流场内所有物理量的最大残差降为10－6以下。2计算方法可靠性验证为验证所用算法的合理性和可靠性，对风力机NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系数计算结果和试验数据［10］
ocks控制方程进行稳态流场计算。1．4边界条件计算域所采用的边界条件:设无穷远处的来流风速作为进口的速度，风速为15m/s;计算域上、下、左边界采用速度入口边界条件;右边界出口采用压力出口边界条件;翼型表面及襟翼采用无滑移壁面边界条件。雷诺数Ｒe=1．027×106，计算收敛控制在流场内所有物理量的最大残差降为10－6以下。2计算方法可靠性验证为验证所用算法的合理性和可靠性，对风力机NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系数计算结果和试验数据［10］进行对比。如图4所示，计算结果与试验数据基本吻合，升力系数的平均误差在8．07%左右，阻力系数平均误差在0．34%左右。由于本文研究重点是不同襟翼类型对风力机翼型气动特性的影响，属于比较性研究，故所采用的模型计算方法是可靠的。图4升力阻力系数模型计算值与试验值的比较3计算结果与分析3．1升阻力及升阻比分析大量文献［11－13］已经证实，在翼型上加襟翼不仅能提高效率，而且可以延迟叶片流动分离。故在此不再验证其可行性。图5～图7给出了不同襟翼结构以及不同安装位置襟翼的翼型计算所对应的升力系数cl、阻力系数cd随来流攻角α的变化曲线。其中，12°攻角前，缩进式2%三角翼型升力系数显著大于其它翼型，其次是尾缘三角襟翼，B组合翼型最小，12°攻角后，由于襟翼的存在，其连接处流动较为复杂，不能简单地确定模型升力系数相对大小关系;在较小攻角下各翼型阻力系数无明显差异，较大攻角后各翼型有显著差异，尾缘矩形翼型最大，B组合翼型最小。故单从升阻力系数分析难以判断其襟翼结构及位置所产生的增升效果。图5
【参考文献】：
期刊论文
[1]不同小翼对H型垂直轴风力机叶片压力分布的影响[J]. 杨从新,李寿图,王秀勇. 太阳能学报. 2015(11)
[2]并网型风力发电技术的现状及发展趋势探讨[J]. 胡冰. 科技创业家. 2014(03)
[3]浅谈中国风力发电的现状与发展前景[J]. 程永卓. 能源与节能. 2013(05)
[4]被动喷气襟翼对风力机性能影响的实验研究[J]. 王虎彬,徐志晖,杨波,王建明,申振华. 沈阳航空航天大学学报. 2012(05)
[5]Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究[J]. 赵万里,刘沛清,朱建勇,屈秋林. 电网与清洁能源. 2011(09)
[6]全球风电行业发展现状[J]. 胡兴军. 华通技术. 2007(Z1)
本文编号：3134712
【文章来源】：汽轮机技术. 2018,60(04)北大核心
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
翼型结构和局部结构参数翼型改进模型:
慕笠砗?度t均为0．6%c。图1翼型结构和局部结构参数翼型改进模型:(1)尾缘襟翼翼型图2(a)所示为两种不同结构襟翼的尾缘襟翼翼型局部图。(2)缩进式襟翼翼型本文选择了缩进式襟翼作为研究对象，对不同结构和不同安装位置襟翼的翼型进行数值模拟。图2(b)所示为缩进式翼型局部图。(3)不同襟翼结构组合翼型把两种不同结构的襟翼组合安装在翼型尾缘附近，分析其对翼型气动特性和流场的影响，如图2(c)所示。图2翼型改进后模型局部图1．2计算域划分图3(b)所示为翼型的网格分布。入口边界与翼型前缘相距20c(c为翼型弦长)，出口边界与翼型后缘相距30c，上下边界相距翼型20c。整个流场计算域的网格数为76723，翼型附近的网格进行局部加密，整个计算域以及局部网格如图3所示。图3网格分布1．3控制方程及湍流模型本文所选用的风力机翼型绕流属于低速流动问题，来流马赫数为0．05，属于不可压流范畴，并且不考虑热传递的影响，所以把流体看成是不可压缩的牛顿型流体的湍流运动。故本文采用二维不可压黏性Navier－Stocks控制方程进行稳态流场计算。1．4边界条件计算域所采用的边界条件:设无穷远处的来流风速作为进口的速度，风速为15m/s;计算域上、下、左边界采用速度入口边界条件;右边界出口采用压力出口边界条件;翼型表面及襟翼采用无滑移壁面边界条件。雷诺数Ｒe=1．027×106，计算收敛控制在流场内所有物理量的最大残差降为10－6以下。2计算方法可靠性验证为验证所用算法的合理性和可靠性，对风力机NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系数计算结果和试验数据［10］
ocks控制方程进行稳态流场计算。1．4边界条件计算域所采用的边界条件:设无穷远处的来流风速作为进口的速度，风速为15m/s;计算域上、下、左边界采用速度入口边界条件;右边界出口采用压力出口边界条件;翼型表面及襟翼采用无滑移壁面边界条件。雷诺数Ｒe=1．027×106，计算收敛控制在流场内所有物理量的最大残差降为10－6以下。2计算方法可靠性验证为验证所用算法的合理性和可靠性，对风力机NACA0012翼型在各攻角下的升阻力系数计算结果和试验数据［10］进行对比。如图4所示，计算结果与试验数据基本吻合，升力系数的平均误差在8．07%左右，阻力系数平均误差在0．34%左右。由于本文研究重点是不同襟翼类型对风力机翼型气动特性的影响，属于比较性研究，故所采用的模型计算方法是可靠的。图4升力阻力系数模型计算值与试验值的比较3计算结果与分析3．1升阻力及升阻比分析大量文献［11－13］已经证实，在翼型上加襟翼不仅能提高效率，而且可以延迟叶片流动分离。故在此不再验证其可行性。图5～图7给出了不同襟翼结构以及不同安装位置襟翼的翼型计算所对应的升力系数cl、阻力系数cd随来流攻角α的变化曲线。其中，12°攻角前，缩进式2%三角翼型升力系数显著大于其它翼型，其次是尾缘三角襟翼，B组合翼型最小，12°攻角后，由于襟翼的存在，其连接处流动较为复杂，不能简单地确定模型升力系数相对大小关系;在较小攻角下各翼型阻力系数无明显差异，较大攻角后各翼型有显著差异，尾缘矩形翼型最大，B组合翼型最小。故单从升阻力系数分析难以判断其襟翼结构及位置所产生的增升效果。图5
【参考文献】：
期刊论文
[1]不同小翼对H型垂直轴风力机叶片压力分布的影响[J]. 杨从新,李寿图,王秀勇. 太阳能学报. 2015(11)
[2]并网型风力发电技术的现状及发展趋势探讨[J]. 胡冰. 科技创业家. 2014(03)
[3]浅谈中国风力发电的现状与发展前景[J]. 程永卓. 能源与节能. 2013(05)
[4]被动喷气襟翼对风力机性能影响的实验研究[J]. 王虎彬,徐志晖,杨波,王建明,申振华. 沈阳航空航天大学学报. 2012(05)
[5]Gurney襟翼对风力机流动控制的数值研究[J]. 赵万里,刘沛清,朱建勇,屈秋林. 电网与清洁能源. 2011(09)
[6]全球风电行业发展现状[J]. 胡兴军. 华通技术. 2007(Z1)
本文编号：3134712
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