典型风力机翼型的增升技术研究
发布时间：2022-02-12 10:43
风力机叶片吸力面出现流体分离现象会导致风力机功率输出减小。为提高风力机效率,研究翼型在六种不同缝宽、五种攻角、2°射流角条件下的气体流场。获取叶片开缝前后叶片流场、压强系数曲线并对其进行分析。结果表明:开缝后附面层发展得到控制和延缓,流场稳定性提高;在缝宽为0.01倍弦长时,其升力系数最高可达1.4127,相比原型叶片提高14.83%;缝宽在0.010.03倍弦长之间,增升效果最优。射流技术应用于风力机翼型,有利于改善叶片流场状况,起到增升作用。
【文章来源】：制造业自动化. 2018,40(06)CSCD
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
809翼型及开缝轮廓
809翼型曾在科罗拉多州大学(CSU)、俄亥俄州立大学(OSU)和代尔夫特理工大学(DUT)等学校进行过风洞实验，实验数据较为丰富[12]。本文选取的S809翼型弦长C=0.556m，图1给出了缝宽为1%C、射流角2°的翼型及开缝轮廓。图1S809翼型及开缝轮廓2.2叶片网格划分本文数值计算网格采用结构网格，均在Gambit下生成，整个计算域的长度为45倍叶型弦长，宽度为30倍叶型弦长，采用C型网格。图2是翼型附近网格，对该处网格进行加密处理，总网格数约有64000个单元。图2S809翼型网格2.3计算条件研究大攻角条件下的翼型特性，气流攻角选为12°～20°，计算间隔为2°；射流角为2°，设定进口边界来流风速36m/s；远场边界静压为101325Pa，所开缝的进口静压为101825Pa。进口边界设为圆弧形状，半圆区域半径为8.34m；出口边界设为矩形面，与翼型前缘距离16.68m；S809翼型弦长C为0.556m；计算流量收敛误差设定为1×10-3，其余物理量残差设为1×10-5。3计算结果分析3.1S809翼型实验对比图3显示了S809翼型0°～18°攻角范围内升力系数计算值和两种实验值的对比。可以看出，在6°攻角前，计算值和实验值接近，实验值在8°攻角后逐渐转平，说明此时已发生分离，15°攻角时升力系数达到顶峰。计算值则一直上升，在1°后转平，16°攻角下有最大值，表明模拟结果的分离位置发生延迟。可以看出，8°攻角后计算值比实验值偏大，三种数值的最大升力系数分别为1.229、1.062和1.03。图3原始翼型计算值与实验值对比
64000个单元。图2S809翼型网格2.3计算条件研究大攻角条件下的翼型特性，气流攻角选为12°～20°，计算间隔为2°；射流角为2°，设定进口边界来流风速36m/s；远场边界静压为101325Pa，所开缝的进口静压为101825Pa。进口边界设为圆弧形状，半圆区域半径为8.34m；出口边界设为矩形面，与翼型前缘距离16.68m；S809翼型弦长C为0.556m；计算流量收敛误差设定为1×10-3，其余物理量残差设为1×10-5。3计算结果分析3.1S809翼型实验对比图3显示了S809翼型0°～18°攻角范围内升力系数计算值和两种实验值的对比。可以看出，在6°攻角前，计算值和实验值接近，实验值在8°攻角后逐渐转平，说明此时已发生分离，15°攻角时升力系数达到顶峰。计算值则一直上升，在1°后转平，16°攻角下有最大值，表明模拟结果的分离位置发生延迟。可以看出，8°攻角后计算值比实验值偏大，三种数值的最大升力系数分别为1.229、1.062和1.03。图3原始翼型计算值与实验值对比
【参考文献】：
期刊论文
[1]大攻角下开缝位置改变对风力机叶片影响研究[J]. 王龙,孙伦业,张瑾. 合肥工业大学学报(自然科学版). 2017(08)
[2]射流参数对风力机叶片气动性能的影响[J]. 王龙,李亮,孙伦业,王传礼. 流体机械. 2017(07)
[3]基于预条件技术的风力机叶片计算方法研究[J]. 王龙,李雪斌,来永斌,周毅钧,张瑾. 安徽理工大学学报(自然科学版). 2016(04)
[4]双锥Bump压缩面设计及气动特性[J]. 王龙,钟易成,吴晴,杨应凯. 航空动力学报. 2013(01)
博士论文
[1]水平轴风力机叶片失速问题研究[D]. 俞国华.上海交通大学 2013
硕士论文
[1]大型风力机翼型的气动载荷计算与分析[D]. 干雨新.南京航空航天大学 2014
[2]大型飞机机翼增升减阻技术研究[D]. 宗昕.南京航空航天大学 2012
本文编号：3621574
【文章来源】：制造业自动化. 2018,40(06)CSCD
【文章页数】：4 页
【部分图文】：
809翼型及开缝轮廓
809翼型曾在科罗拉多州大学(CSU)、俄亥俄州立大学(OSU)和代尔夫特理工大学(DUT)等学校进行过风洞实验，实验数据较为丰富[12]。本文选取的S809翼型弦长C=0.556m，图1给出了缝宽为1%C、射流角2°的翼型及开缝轮廓。图1S809翼型及开缝轮廓2.2叶片网格划分本文数值计算网格采用结构网格，均在Gambit下生成，整个计算域的长度为45倍叶型弦长，宽度为30倍叶型弦长，采用C型网格。图2是翼型附近网格，对该处网格进行加密处理，总网格数约有64000个单元。图2S809翼型网格2.3计算条件研究大攻角条件下的翼型特性，气流攻角选为12°～20°，计算间隔为2°；射流角为2°，设定进口边界来流风速36m/s；远场边界静压为101325Pa，所开缝的进口静压为101825Pa。进口边界设为圆弧形状，半圆区域半径为8.34m；出口边界设为矩形面，与翼型前缘距离16.68m；S809翼型弦长C为0.556m；计算流量收敛误差设定为1×10-3，其余物理量残差设为1×10-5。3计算结果分析3.1S809翼型实验对比图3显示了S809翼型0°～18°攻角范围内升力系数计算值和两种实验值的对比。可以看出，在6°攻角前，计算值和实验值接近，实验值在8°攻角后逐渐转平，说明此时已发生分离，15°攻角时升力系数达到顶峰。计算值则一直上升，在1°后转平，16°攻角下有最大值，表明模拟结果的分离位置发生延迟。可以看出，8°攻角后计算值比实验值偏大，三种数值的最大升力系数分别为1.229、1.062和1.03。图3原始翼型计算值与实验值对比
64000个单元。图2S809翼型网格2.3计算条件研究大攻角条件下的翼型特性，气流攻角选为12°～20°，计算间隔为2°；射流角为2°，设定进口边界来流风速36m/s；远场边界静压为101325Pa，所开缝的进口静压为101825Pa。进口边界设为圆弧形状，半圆区域半径为8.34m；出口边界设为矩形面，与翼型前缘距离16.68m；S809翼型弦长C为0.556m；计算流量收敛误差设定为1×10-3，其余物理量残差设为1×10-5。3计算结果分析3.1S809翼型实验对比图3显示了S809翼型0°～18°攻角范围内升力系数计算值和两种实验值的对比。可以看出，在6°攻角前，计算值和实验值接近，实验值在8°攻角后逐渐转平，说明此时已发生分离，15°攻角时升力系数达到顶峰。计算值则一直上升，在1°后转平，16°攻角下有最大值，表明模拟结果的分离位置发生延迟。可以看出，8°攻角后计算值比实验值偏大，三种数值的最大升力系数分别为1.229、1.062和1.03。图3原始翼型计算值与实验值对比
【参考文献】：
期刊论文
[1]大攻角下开缝位置改变对风力机叶片影响研究[J]. 王龙,孙伦业,张瑾. 合肥工业大学学报(自然科学版). 2017(08)
[2]射流参数对风力机叶片气动性能的影响[J]. 王龙,李亮,孙伦业,王传礼. 流体机械. 2017(07)
[3]基于预条件技术的风力机叶片计算方法研究[J]. 王龙,李雪斌,来永斌,周毅钧,张瑾. 安徽理工大学学报(自然科学版). 2016(04)
[4]双锥Bump压缩面设计及气动特性[J]. 王龙,钟易成,吴晴,杨应凯. 航空动力学报. 2013(01)
博士论文
[1]水平轴风力机叶片失速问题研究[D]. 俞国华.上海交通大学 2013
硕士论文
[1]大型风力机翼型的气动载荷计算与分析[D]. 干雨新.南京航空航天大学 2014
[2]大型飞机机翼增升减阻技术研究[D]. 宗昕.南京航空航天大学 2012
本文编号：3621574
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