為改善風(fēng)力機翼型氣動性能,提出翼型尾緣射流控制方式,以NACA0018翼型為基礎(chǔ),采用SSTк-ω兩方程湍流模型數(shù)值模擬方法,研究尾緣射流翼型在不同射流孔寬度（0.001c、0.002c、0.003c）、射流入射速度（15、20、25 m/s）和入射角度（20°～-20°,計算間隔取10°）時的氣動性能。結(jié)果表明:射流翼型在不同射流角度時,小攻角下,負射流角度增加翼型升力,大攻角下,正射流角度抑制翼型流動分離;射流孔寬度不同時,隨著射流孔寬度的增加,負射流角度翼型升力系數(shù)增加幅度大于正射流角度翼型,且在大攻角下不同角度射流翼型的阻力系數(shù)有較大增長;射流速度不同時,大攻角下,不同射流角度翼型的升力系數(shù)均優(yōu)于原始翼型;隨著射流速度的增加,-10°射流翼型阻力系數(shù)明顯降低,-20°射流翼型阻力系數(shù)有較大增長,正射流角度翼型變化較小。 

【文章來源】：熱能動力工程. 2020,35(10)北大核心CSCD

【文章頁數(shù)】：9 頁

【部分圖文】：

射流翼型模型

圖2為計算域及邊界條件。計算域包括內(nèi)部近場區(qū)和外部遠場區(qū),近場區(qū)是半徑為1.5c的圓形域,遠場區(qū)由半徑10c的半圓和20c×15c的矩形組成。計算域入口條件為速度入口,來流速度10 m/s,基于弦長為特征長度的雷諾數(shù)約為6.6×105;出口邊界條件為壓力出口,尾緣射流孔為速度入口邊界條件,其余邊界條件為壁面。1.4 網(wǎng)格劃分

計算域網(wǎng)格

【參考文獻】：
期刊論文
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本文編號：3354830