近些年來(lái),隨著風(fēng)電行業(yè)的不斷進(jìn)步,發(fā)展大型風(fēng)電機(jī)組成為一種必然趨勢(shì)。葉片尺寸的不斷擴(kuò)大,導(dǎo)致葉片氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)特性之間的矛盾日益突出,然而傳統(tǒng)翼型在一定程度上已經(jīng)無(wú)法滿足現(xiàn)代風(fēng)力機(jī)低載、輕質(zhì)等設(shè)計(jì)要求。鈍尾緣翼型因其出色的氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)特性,越來(lái)越受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注與重視。為了研究鈍尾緣翼型對(duì)風(fēng)力機(jī)性能的影響,本文以NREL 5MW風(fēng)力機(jī)為對(duì)象,通過(guò)對(duì)葉片內(nèi)側(cè)翼型進(jìn)行鈍尾緣改進(jìn),采用理論分析與數(shù)值模擬相結(jié)合的方法研究了鈍尾緣翼型應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片時(shí)對(duì)葉片氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)特性的影響,具體內(nèi)容及結(jié)論如下:首先,通過(guò)對(duì)S809翼型在劃分不同網(wǎng)格數(shù)下的升、阻力系數(shù)計(jì)算并與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比,驗(yàn)證了所用模型和方法的正確性。在此基礎(chǔ)上,對(duì)NREL 5MW風(fēng)力機(jī)葉片展向40%R（葉片半徑）內(nèi)的翼型進(jìn)行對(duì)稱鈍尾緣改型,通過(guò)數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn),隨著尾部厚度的增大,改進(jìn)后翼型的升力系數(shù)逐漸提高、升阻比增大。改進(jìn)后的鈍尾緣翼型尾部存在一對(duì)尺寸相近的渦,使得尾緣處氣流發(fā)生了下洗作用,改變了周圍壓力的分布,減小了吸力面尾緣處的逆壓梯度,延緩了流動(dòng)分離的出現(xiàn),從而提高了翼型氣動(dòng)性能。其次,用改進(jìn)后的最佳鈍尾緣翼型替換原始風(fēng)力機(jī)對(duì)應(yīng)翼型,得... 

【文章來(lái)源】：蘭州理工大學(xué)甘肅省

【文章頁(yè)數(shù)】：107 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

葉片剖面和氣流角的受力關(guān)系

2×10- 5m，以 確保 y+在合適 的范 圍內(nèi) ， 流場(chǎng)網(wǎng) 格如 圖 3.7b 所示。30c40cR20c速度進(jìn)口邊界Velocitybounday無(wú)滑移壁面邊界no-slipwallbounday壓力出口邊界Pressureoutletbounday圖 3.6 計(jì) 算 流 場(chǎng) 及 邊 界 類 型注 ： 為 了 顯 示 效 果 對(duì) 圖 中 翼 型 進(jìn) 行 了 適 當(dāng) 放 大 。

e)α=15°圖 3.12 DU30_A17 翼 型 不 同 攻 角 流 線 圖3.4.3 翼型表面壓力系數(shù) Kp分析原始翼 型進(jìn) 行對(duì) 稱 鈍尾緣 改進(jìn) 之后 ， CL與 CD的 變化 主 要是 由 于 q擴(kuò) 大 導(dǎo) 致 翼 型 周 圍 壓 力 分 布 發(fā) 生 變 化 所 引 起 的 ， 由 上 述 可 知 三 種 翼 型 改型后的 規(guī)律 基本 相 同，因 此下 面主 要 分析 Fluent 計(jì)算 獲 得的 DU35_A17及其改 進(jìn)翼 型 DU35_A17_q 的 Kp分布 ，為了 便于 觀察 ，使得到 的規(guī) 律更加清晰 的展 現(xiàn)， 本 文只 取 q 為 3%c、 5%c 兩 種厚 度下 的 鈍翼型 與尖 翼型在 為 0°、5°、8°、12°時(shí)作 對(duì)比 分析 ，如 圖 3.13 所 示 。從 圖 3.13a)～d)可 以看出 ，相 比于 原 始翼型 ，DU30_A17 尾緣 對(duì)稱 加厚使翼 型吸 力面 接 近尾 緣 位置 的 Kp值 減小，且 Kp的減小 幅度 隨 著 q 的增大而逐 漸遞 增 ；而 翼型壓 力面 中部 附 近的 Kp增大 ，增大 幅度 隨 q 的 增大而遞增 ，總體 上 增 大 了翼 型上 下 弧 面 Kp的差值 ，即 Kp曲 線所涵 蓋的 區(qū)域增加， 因而 對(duì)改 進(jìn) 后翼型 的 CL大于 原始翼 型且 隨著 q 的增大 CL不 斷增

【參考文獻(xiàn)】：
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博士論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：2951042