钝尾缘对扑翼获能特性的影响

扑翼获能器是一种通过升沉俯仰运动从海流中提取能量的装置。采用计算流体力学(CFD)方法对钝尾缘扑翼获能特性进行数值模拟计算,探究钝尾缘对称加厚初始位置、钝尾缘对称加厚厚度与翼型厚度对钝尾缘扑翼获能特性的影响规律。结果表明,钝尾缘对称加厚初始位置与翼型弦长之比p/c=0.90时,钝尾缘控制策略的获能效果较明显。钝尾缘对称加厚厚度对扑翼获能特性的影响主要体现在中高缩减频率,总体来看扑翼获能效率随钝尾缘对称加厚厚度增大呈现先增大后减小的趋势,当钝尾缘对称加厚厚度与翼型弦长之比l/c=0.02时,钝尾缘扑翼获能效率的提升效果达到阈值。随着翼型厚度逐渐增大,钝尾缘扑翼的获能效率先增大后减小,并且当翼型为NACA0030时,获能效率达到峰值。

不同尾缘改型方式对风力机钝尾缘翼型气动性能的影响

目前风力机钝尾缘翼型改型方式研究不足,据此本文提出三种钝尾缘改型方式并用Xfoil进行了系列计算: (1)改变中弧线两侧的厚度分配比例;(2)改变厚度分布曲线;(3)刚性旋转上下弧线。用第二种方法研究了NREL的S814翼型,此种方法对钝尾缘改型厚的升力系数影响不大,但对阻力系数产生了一些有利影响;其余两种方法研究了NREL的S815翼型,发现改变厚度分配比例可以使工作区发生移动,而刚性旋转上下弧线同样具有提高升力系数的优点。各种增加尾缘厚度的方式都有使工作区偏移的特点。

钝尾缘风力机翼型气动性能计算分析

钝尾缘风力机翼型有较好的结构和气动性能,是目前多被用于大型风力机叶片靠近轮毂区域的选定翼型。但钝尾缘翼型也有缺点,易产生大的脱流涡,这会降低叶片的气动性能。为了更好地研究钝尾缘翼型的性能,以了解其气动性能的降低能否与其结构性能的优化相匹配。采用计算流体动力学(Computational fluid dynamics,CFD)方法,对薄尾缘翼型S809和改进的钝尾缘翼型S809-100的性能进行模拟和对比,结果表明相对于薄尾缘翼型,钝尾缘翼型可以增大断面的最大升力系数和升力曲线斜率,并可以降低翼型污染对翼型升力影响的敏感度。

基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算

通过耦合求解二维定常RANS方程和基于线性稳定性分析的转捩预测程序,计算了DU97-Flat翼型的气动性能并与实验结果进行比较,结果表明该文方法可进行有钝尾缘厚度翼型的气动性能计算。使用耦合求解方法,以DU97-W-300翼型为例,计算几种常见的风力机翼型钝尾缘修型方法(直接截断、对称加厚、不对称加厚和翼面旋转等)得到的钝尾缘翼型的气动性能,并分析各种修型方法对气动性能的影响。结果表明:直接截断修型方法并未增加此翼型的升力系数但对阻力增加的影响最小;不对称增加厚度引起的升力系数增加最明显,但会引起翼型使用角度区域的移动;通过指数因子形式对称增加时,指数因子在1.8～2.5之间较适中。

风力机钝尾缘大厚度翼型优化设计方法

为了同时提高风力机大厚度翼型的气动性能和叶片的截面刚度,基于风力机翼型泛函集成理论和复合材料力学理论,提出了一种大厚度钝尾缘翼型优化设计方法,并建立了优化设计模型。该模型以翼型的气动性能最佳为设计目标,以叶片的最小截面刚度为约束条件,为某850 k W叶片(该叶片40%相对厚度处为DU00-W2-401翼型)优化设计了一种同厚度的新翼型—CQU-B-400。与DU00-W2-401相比,新翼型在光滑和粗糙条件下,气动性能均有较大提高;使用CQU-B-400翼型后,叶片的尾缘强度得到加强,叶片截面的挥舞刚度和摆振刚度也有一定的提高,表明新翼型能同时提高叶片的气动和结构性能。结果验证了所提出的大厚度翼型设计方法的可行性。

考虑粗糙度敏感位置的钝尾缘翼型气动性能研究

针对考虑粗糙度敏感位置的风力机翼型钝尾缘改型前后的气动性能进行研究,揭示钝尾缘改型对表面粗糙翼型增升效果的影响规律。基于k-ωSST湍流模型,计算表面光滑与粗糙的S822翼型的升、阻力系数,并与试验结果进行比较;采用坐标旋转变换与缩放横纵坐标系数相结合的方法,建立钝尾缘改型型线数学表达式,分析对称钝尾缘改型増升效果得到S822翼型的最佳尾缘厚度;研究吸力面和压力面布置粗糙度时翼型的气动性能,获得上、下翼面的粗糙度敏感位置;对具有粗糙度敏感位置的翼型按最佳尾缘厚度进行钝尾缘改型,计算改型前后翼型的升、阻力系数和升阻比,并分析尖、钝尾缘翼型的粗糙度敏感性。结果表明:翼型进行钝尾缘改型的最佳尾缘厚度为2%弦长;吸力面和压力面的粗糙度敏感位置分别为距前缘1%弦长和5%弦长处;钝尾缘改型使升力系数和最大升阻比均明显升高,显著改善了表面粗糙翼型的气动性能,且尖、钝尾缘翼型的粗糙度敏感性综合指标值为10.68%和8.15%,降低了翼型对粗糙度位置的敏感性。研究结论可为表面粗糙风力机叶片翼型的设计和优化提供指导。

相对弯度对钝尾缘改型提升翼型气动性能的影响

研究不同弯度的风力机专用翼型修改前后的气动性能,揭示相对弯度对钝尾缘改型增升效果的影响规律。利用XFOIL软件,对低速翼型S809、S823和S830进行尾缘厚度对称分布的钝尾缘改型。采用S-A和k-ωSST湍流模型模拟翼型原型的气动性能,并用实验数据比较两模型的计算精度。进而基于精度较高的k-ωSST湍流模型,计算了修改后翼型的升、阻力系数、升阻比和三者增幅,以及翼型表面压力系数分布。结果表明:对低速翼型进行钝尾缘改型时,随相对弯度增大,升力系数增幅在一定攻角范围内先增大后减小,升阻比增幅在一定攻角之前呈递增趋势;相对弯度约为2.5%弦长的翼型增升效果最佳,且大弯度翼型不适合钝尾缘改型。

非对称钝尾缘厚度对风力机翼型气动性能的影响

基于参数化非对称钝尾缘翼型,研究尾缘厚度及其分配比对风力机翼型气动性能的影响规律。采用样条函数,实现翼型S834非对称钝尾缘改型型线的参数化表达。利用XFOIL软件,数值计算翼型原型和非对称钝尾缘改型的升阻力系数、升阻比以及翼型表面压力系数。结果表明:随尾缘厚度增加,升力系数一定攻角之后持续增大,改型翼型阻力系数高于原始翼型的现象更明显,升阻比先增大后减小;随下翼面尾缘厚度分配比增大,升力系数在一定攻角范围内增大,升阻比呈递增趋势;尾缘厚度及其分配比取2%弦长和13为最佳。研究结论为风力机叶片钝尾缘翼型设计和优化提供指导。

加装钝尾缘改善风力机桨叶气动性能的研究

对NACA4412翼型流场进行了数值模拟,发现在翼型尾部上表面存在一对方向相反交替脱落的漩涡.为了改善叶片的空气动力特性,在叶型尾部加装Gurney襟翼,并进一步改进为钝尾缘的叶型.研究结果表明:钝尾缘翼型尾部漩涡消失,升力系数增大,且在翼型失速前升力系数增大较为明显,阻力系数稍有增加,气动性能明显好于原翼型.基于改进前后翼型对风力机桨叶进行了优化设计,分析比较了两种翼型风力机的功率输出特性.结论:在相同功率下,具有钝尾缘翼型的风力机桨叶弦长相对较小,桨叶的扭角相近;在风力机工作风速范围内,改进翼型的风力机功率和功率系数都有所增加,尤其是在低风速段提高较明显,启动风速功率增量达到了30.5%;钝尾缘翼型风力机性能明显优于原翼型的风力机,年输出功率提高了7.69%.

叶片表面粗糙条件下钝尾缘翼型优化设计

利用粒子群算法结合XFOIL软件,进行了钝尾缘翼型型线优化设计。平移优化后,在翼型吸力面距前缘0.1c(c为弦长)处添加一高0.015c、宽0.04c的凸台,得到表面粗糙钝尾缘改型,并数值研究其升阻力系数、升阻比、压力系数和流场特性。结果表明:粗糙S812翼型钝尾缘优化后,尾缘厚度为0.039 8c,尾缘厚度在上下翼面的分配比为1∶13.16;升力系数在计算攻角范围内显著增大,升阻比在17.2°攻角之前显著增大,最大升阻比增大明显;钝尾缘处的漩涡对吸力面的气流造成下洗作用。

100kW大厚度钝尾缘叶片的静力实验研究

现代风力机叶片的大型化带来了设计和生产方面的诸多问题,叶片的静力实验是分析叶片结构稳定性的重要基础和验证手段。对中国科学院工程热物理研究所研发的100k W大厚度钝尾缘叶片进行了静力实验研究,分析了叶片在摆振和挥舞方向的屈曲特性和应变特性,通过对静力特性进行分析,探讨了叶片在载荷作用下的刚度及应变等性能特性,比较了叶片相对于传统尖尾缘叶片的结构性能优点。最后,将失效实验结果同设计值相比较,分析了产生误差的原因。

V型沟槽对钝尾缘翼型流场分布及气动性能影响的研究

基于k-ωSST湍流模型,利用商业CFD工具ANSYS Fluent 16.0对DU35-17原始翼型、钝尾缘修型翼型及布置V型沟槽钝尾缘翼型进行数值模拟计算,对翼型改进前后的升阻力系数、流场分布和表面压力系数进行对比分析。结果表明,翼型在钝尾缘修型的同时布置V型沟槽,通过改变翼型尾缘处的压力分布和翼型表面的流动分布,对流动分离的抑制有积极影响;布置V型沟槽钝尾缘翼型能增大翼型上下翼面的压力系数差值,降低翼型边界层内因气体黏性所产生的流动减速现象,从而达到减阻增升的效果;布置V型沟槽可有效增大最大升力系数和失速攻角,减小前缘压力波动,提高翼型气动性能。

钝尾缘翼型对5MW风力机性能影响的研究

目前国内外对钝尾缘翼型的研究主要集中于翼型的改进方式与二维气动性能的模拟,对钝尾缘翼型应用于风力机时对其性能影响的研究较少,然而钝尾缘翼型应用于风力机时由于旋转效应的存在叶素翼型之间会发生相互影响。为了更好的研究钝尾缘翼型,了解钝尾缘翼型对风力机性能的影响,对NREL 5MW风力机叶片内侧翼型进行对称钝尾缘修型,分析二维翼型气动性能,发现一定范围内,翼型的升力系数、升阻比均随尾缘厚度的增加而增大。对原风力机进翼型替换,模拟并对比两类风力机的性能,研究表明改型后风力机的输出扭矩高于原机,而且随风速增大改型风力机的优势变得越来越突出;然而在相同工况下,改型后风力机的轴向力也大于原机。

风力机钝尾缘叶片明冰条件下输出特性研究

为提升明冰条件下NREL Phase VI风力机的风能利用系数,提出基于改进量子粒子群(QPSO)算法的钝尾缘叶片扭角分布优化设计方法。利用四阶多项式函数拟合扭角沿叶展的分布情况,建立展向扭角分布参数化控制方程,并基于钝尾缘翼型S809BT采用坐标转换方程构建NREL Phase VI钝尾缘叶片。利用社会学习、Lévy飞行和贪婪算法改进QSPO算法,结合叶素动量理论进行以扭角分布控制参数为设计变量、额定工况下风能利用系数最大为设计目标的优化,并分析扭角优化前后尖、钝尾缘叶片在明冰条件下的输出特性。结果表明,优化所得钝尾缘叶片在结明冰前后的风能利用率系数均明显提升。研究结论为提升明冰条件下风力机的输出性能提供了一种可靠方法。

合成射流对钝尾缘翼型气动特性的影响

研究吸力面存在合成射流的情况下,钝尾缘翼型TR-4000-2000流场结构的变化及其升阻力系数等气动特性参数的变化趋势。在相同射流入口速度条件下,采用计算流体力学软件Fluent对相同来流速度不同攻角情况下翼型流场进行非定常数值模拟计算,分析射流前后翼型升阻力系数变化及翼型表面压力的波动状况;在此基础上,对不同射流频率和不同射流速度情况下翼型流场进行模拟计算,寻求最佳射流参数。结果表明,由于射流及尾缘涡的相互作用导致翼型的升阻力特性不断变化,钝尾缘翼型吸力面合成射流有明显的增升减阻效果,在15°攻角时尤为明显,升力系数提高约40%,阻力系数减小约25%。在量纲一射流速度和量纲一射流频率均为1时,射流对翼型的增升减阻效果最佳。

钝尾缘翼型三维特性研究

采用基于雷诺平均的流体力学计算方法,分别对100 k W钝尾缘风力机、钝尾缘翼型及对应的尖尾缘风力机和翼型进行数值模拟研究,利用反BEM方法从旋转叶片计算结果中获得翼型的三维流场信息。研究结果表明,钝尾缘翼型应用于叶片内侧,其气动性能优于相同厚度的尖尾缘翼型,叶片根部存在明显的展向流动,与旋转导致的边界层方程中的对流项、科氏力项及离心力项直接相关,是造成钝尾缘翼型三维气动特性明显有别于二维的原因,此差异还与翼型展向位置、攻角关系密切。

基于多岛遗传算法的钝尾缘翼型多目标优化设计

针对大型水平轴风力机叶片运行工况复杂和结构强度要求高的问题,提出一种钝尾缘翼型的多目标优化方法。基于多岛遗传算法,采用Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对钝尾缘翼型进行参数化拟合,通过Matlab软件自编程序调用XFOIL气动分析软件进行流场分析,对选定翼型进行多工况多目标优化设计。整个优化过程集成在Isight平台中,可实现自动优化。采用上述方法,选用NACA63921翼型作为初始翼型进行多目标优化,利用Fluent转捩模型对得到的钝尾缘翼型进行CFD数值验证,并与几种常见的同厚度翼型进行对比。数值验证表明,优化得到的钝尾缘翼型在多个工况点下的升阻比均高于同厚度的FFA、DU系列等现有风力机翼型,在失速工况区流动分离延后,具有更好的气动稳定性。

钝尾缘叶片三维建模方法的研究

钝尾缘风力机翼型目前被多数用于大型风力机叶片叶根与最大弦长处,这是因为气动上,钝尾缘翼型能够提高升力系数斜率、降低翼型不敏感性;而结构上,钝尾缘翼型与相同厚度翼型相比增加了截面面积和转动惯量[1],论文依据钝尾缘特点,提出设计钝尾缘翼型方案,并以58米长度叶片为例,设计钝尾缘翼型形状,以及此区域主模型的分模方式,完成三维模型建立,为后续有限元建模及模具加工制造提供基础。

基于钝尾缘翼型叶片的三维风力机性能分析

随着风力机向大型化发展,为有效提升风力机叶片的性能以及结构强度,将钝尾缘翼型应用于风力机叶片设计。以NACA639XX系列翼型为基准翼型,通过Hicks-Henne型函数和钝尾缘函数对翼型进行参数化拟合,使用多岛遗传算法优化得到层流钝尾缘翼型族(USST-XXX)。将此翼型族中相对厚度为21%的USST-211翼型与NACA63921层流翼型替换NREL PhaseVI叶片截面的S809翼型,建模得到两种三维风力机叶片,采用数值模拟的方法,对这两种叶片不同风速下的流场进行分析,并与NREL Phase VI风力机叶片的气动性能进行对比。数值模拟结果表明,在额定风速附近,采用层流钝尾缘翼型所构造的新叶片风力机的风能利用系数高于其他两种叶片。研究结果表明优化得到的层流钝尾缘翼型族可以有效提升风力机气动性能,在大型水平轴风力机叶片设计方面具有良好的应用前景。

大厚度钝尾缘翼型的设计研究

本文研究了MW级水平轴风力机叶片内侧翼型的设计准则,采用混合设计方法得到了四种适用于该部位的大厚度钝尾缘翼型:依据一个5 MW风力机的运行特征和性能需求,在不同的设计雷诺数下,以翼型在运行攻角范围内的升力水平为主要气动目标,以升力随雷诺数变化的稳定性为主要约束。RFOIL预测表明,在15°~30°攻角之间,四种翼型的升力系数大致从1.0以近似线性方式增加到1.7,升力曲线随着雷诺数变化稳定,具有良好的变工况特性。