【摘要】：近年來(lái),隨著國(guó)家對(duì)清潔能源的大力提倡,風(fēng)電產(chǎn)業(yè)蓬勃興起。垂直軸風(fēng)力機(jī)以其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)在中小型風(fēng)能領(lǐng)域受到國(guó)內(nèi)外的廣泛關(guān)注。葉片是風(fēng)力機(jī)結(jié)構(gòu)組成中的核心部件,其良好的氣動(dòng)性能是提高風(fēng)能利用效率的根本保證。其中,翼型的優(yōu)化是提升葉片氣動(dòng)性能的核心要素。由于翼型附近邊界層內(nèi)的流動(dòng)特性決定了整體翼型的氣動(dòng)特性,因此本文主要以近壁面區(qū)域?yàn)橹行恼归_討論。本文針對(duì)升力型垂直軸風(fēng)力發(fā)電機(jī)常見(jiàn)翼型NACA0012進(jìn)行研究,根據(jù)仿生學(xué)原理,將V型脊?fàn)畋砻娌贾糜谝硇捅砻?通過(guò)數(shù)值模擬的方法對(duì)比改型前后翼型的氣動(dòng)性能,得出最佳優(yōu)化方案,探究其減阻機(jī)理。本文主要在以下幾個(gè)方面進(jìn)行探究:(1)為確保計(jì)算速度與質(zhì)量,對(duì)翼型網(wǎng)格進(jìn)行無(wú)關(guān)性驗(yàn)證;選取合適的湍流模型,并對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)對(duì)比驗(yàn)證;設(shè)定流場(chǎng)條件,對(duì)光滑翼型NACA0012進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算,分析該翼型壁面附近的氣動(dòng)特性;結(jié)合垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片工作原理,最終確定本課題的基本研究工況。(2)將脊?fàn)畋砻娌贾糜谝硇椭胁课恢谩⑶熬壩恢?進(jìn)行多組工況的二維數(shù)值模擬。通過(guò)分析所設(shè)定的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)尺寸在影響氣動(dòng)性能的主要參數(shù)(風(fēng)速、攻角)的變化下得出的升阻變化趨勢(shì),對(duì)比得出主要影響參數(shù)、最佳布置位置以及最佳脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)尺寸。(3)根據(jù)升阻變化剖析脊?fàn)畋砻娴臍鈩?dòng)特性與流動(dòng)機(jī)理。觀察不同脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)開口尺寸及開口間距溝谷附近二次流對(duì)壁面剪切應(yīng)力的影響,以及壁面附近的速度分布。進(jìn)一步探究凹槽內(nèi)渦量分布、湍動(dòng)能分布等變化趨勢(shì),并與光滑翼型對(duì)比,分析總阻力出現(xiàn)的波動(dòng)趨勢(shì),驗(yàn)證脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)整個(gè)翼型氣動(dòng)特性的影響。通過(guò)計(jì)算分析,本文的到如下結(jié)論:(1)經(jīng)對(duì)比分析,在翼型中部布置適當(dāng)尺寸的脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)能夠得到很好的減阻效果。翼型總阻力為壓差阻力和摩擦阻力共同作用的結(jié)果,開口尺寸s越大,兩者同時(shí)增大;開口間距a不能直接決定兩者的作用效果,只有在開口尺寸s與開口間距a相互匹配時(shí),減阻效果最為明顯,最大減阻率可達(dá)35%左右。其中s-a分別為0.5-0?mm、0.5-0.5?mm、1.5-1.5?mm、1.5-2.5?mm、1.5-3.5?mm五組脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)尺寸優(yōu)化效果較好,可提高升阻比,改善翼型氣動(dòng)性能。(2)在翼型前緣布置脊?fàn)罱Y(jié)構(gòu)對(duì)翼型氣動(dòng)性能并無(wú)改善。翼型前緣是接受來(lái)流風(fēng)速的關(guān)鍵部位,會(huì)對(duì)整個(gè)翼型壁面的邊界層產(chǎn)生影響。當(dāng)開口尺寸s=0.5?mm、a≤1.5?mm時(shí),升阻比變化不大;當(dāng)尺寸進(jìn)一步增大,升阻比急劇降低。前緣粗糙度的不確定性會(huì)導(dǎo)致翼型表面附近流場(chǎng)擾動(dòng)加劇,迫使氣動(dòng)性能惡化。因此,將前緣位置受損程度控制在一定范圍內(nèi)是保證翼型具有良好氣動(dòng)性能的關(guān)鍵。本文研究結(jié)果可為工程實(shí)際中風(fēng)力機(jī)葉片翼型表面的優(yōu)化改型及性能改善提供參考依據(jù)。
【圖文】：

' ' * 2ij i l tj l l luU uu vt x k x x x 閉系數(shù)：α=5/9，β=3/40，β*=0.09，σ=σ*=0.09，ε=β*ωk，l=k1/2/條件與計(jì)算模型驗(yàn)證條件設(shè)定據(jù)實(shí)際流場(chǎng)條件以及計(jì)算模擬對(duì)象的物理數(shù)學(xué)條件，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行穩(wěn)定流場(chǎng)，各參數(shù)不隨時(shí)間變化；定速度較低，氣體在翼型附近所做運(yùn)動(dòng)為不可壓縮流動(dòng)；設(shè)定流 度 、 黏 度 等 物 理 參 數(shù) 不 隨 時(shí) 間 變 化 ， ρ=1.225 kg/m35 Pa·s；流動(dòng)不涉及傳熱，流場(chǎng)視為等溫條件，故不考慮能量方程。設(shè)置如圖 2-1 所示。

第 2 章 數(shù)值計(jì)算方法及工況篩選(1)入口邊界條件：入口為速度入口(velocity-inlet)，氣流速度方向?yàn)榇怪庇谌肟谶吔纾?2)出口邊界條件：出口采用壓力出口(pressure-outlet)；(3)壁面邊界條件：翼型表面、計(jì)算區(qū)域上下邊界壁面采用無(wú)滑移壁面邊界條件(wall)。壁面附近采用增強(qiáng)型壁面函數(shù)。差分格式選取二階迎風(fēng)模式，速度與壓力的迭代求解采用 SIMPLEC 算法，收斂條件設(shè)置為殘差水平下降到 10-5。2.2.2 計(jì)算模型驗(yàn)證為了驗(yàn)證翼型數(shù)值模擬方法的可行性，了解不同湍流計(jì)算模型對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，分別選用 Spalart-Allmaras(S-A)模型、k-ε模型以及 k-ω模型對(duì)光滑翼型 NACA0012 進(jìn)行數(shù)模擬，，在雷諾數(shù)為 3.6 105時(shí)得出 0~18o不同攻角狀態(tài)下的升阻力系數(shù)，得到數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果與國(guó)外實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[61]升阻力系數(shù)變化對(duì)比圖，如圖 2-2 所示。
【學(xué)位授予單位】：東北電力大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：TK83

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本文編號(hào)：2692587