尾缘射流对翼型气动性能的影响

发布时间：2021-08-21 03:58

　　为改善风力机翼型气动性能,提出翼型尾缘射流控制方式,以NACA0018翼型为基础,采用SSTк-ω两方程湍流模型数值模拟方法,研究尾缘射流翼型在不同射流孔宽度（0.001c、0.002c、0.003c）、射流入射速度（15、20、25 m/s）和入射角度（20°～-20°,计算间隔取10°）时的气动性能。结果表明:射流翼型在不同射流角度时,小攻角下,负射流角度增加翼型升力,大攻角下,正射流角度抑制翼型流动分离;射流孔宽度不同时,随着射流孔宽度的增加,负射流角度翼型升力系数增加幅度大于正射流角度翼型,且在大攻角下不同角度射流翼型的阻力系数有较大增长;射流速度不同时,大攻角下,不同射流角度翼型的升力系数均优于原始翼型;随着射流速度的增加,-10°射流翼型阻力系数明显降低,-20°射流翼型阻力系数有较大增长,正射流角度翼型变化较小。 

【文章来源】：热能动力工程. 2020,35(10)北大核心CSCD

【文章页数】：9 页

【部分图文】：

射流翼型模型

图2为计算域及边界条件。计算域包括内部近场区和外部远场区,近场区是半径为1.5c的圆形域,远场区由半径10c的半圆和20c×15c的矩形组成。计算域入口条件为速度入口,来流速度10 m/s,基于弦长为特征长度的雷诺数约为6.6×105;出口边界条件为压力出口,尾缘射流孔为速度入口边界条件,其余边界条件为壁面。1.4 网格划分

计算域网格

【参考文献】：
期刊论文
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本文编号：3354830