组合式襟翼对风力机翼型气动性能影响

发布时间：2024-03-22 23:12

　　为了分析组合式襟翼对风力机翼型附近流场的变化情况,以NACA0012翼型为研究对象,建立不同组合式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°攻角下翼型升阻力系数、升阻比情况。结果表明:在较大攻角下B组合翼型优于其他翼型同时大大推迟了翼型的失速现象,使其升力系数、升阻比在大攻角下有显著改善。

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【部分图文】：

图4网格分布

图4所示,为翼型的网格分布。计算域采用C型结构化网格,为了满足网格对计算域几何形状的要求,除了翼型流场的C型边界外,还需在翼型尾部设置两条延伸到C型上下边界的辅助直线边界,其作用是为了方便网格生成,计算时按内部流场处置。图4-a,入口边界与翼型前缘相距20c(c为翼型弦长),出口....

图5升力阻力系数模型计算值与实验值的比较

为验证所用算法的合理性和可靠性,对风力机翼型NACA0012在各攻角下的升阻力系数计算结果和试验数据进行对比。如图5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。通过对比分析,由于本文研究重点是不同襟翼类型对风力机翼型气动....

图6翼型升力系数曲线图

由于襟翼的存在对翼型后缘的曲率有增大作用,导致翼型上表面尾缘附近流线向下弯曲,使翼型的有效弯度和翼型上下表面压力差增大,从而使翼型的升力增加。组合式襟翼能够有效减小较大攻角条件下翼型上表面分离区的面积从而延缓翼型的分离,使其在较大攻角下不发生分离流动,故大攻角下其适应性很好。图7....

图2翼型局部结构参数

本文所有襟翼高度h都为3%c,与翼型连接处的襟翼厚度t都为0.6%c。如图2所示是局部结构及其参数。1)尾缘襟翼翼型。

本文编号：3935088