風(fēng)力機(jī)葉片吸力面出現(xiàn)流體分離現(xiàn)象會(huì)導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)功率輸出減小。為提高風(fēng)力機(jī)效率,研究翼型在六種不同縫寬、五種攻角、2°射流角條件下的氣體流場(chǎng)。獲取葉片開縫前后葉片流場(chǎng)、壓強(qiáng)系數(shù)曲線并對(duì)其進(jìn)行分析。結(jié)果表明:開縫后附面層發(fā)展得到控制和延緩,流場(chǎng)穩(wěn)定性提高;在縫寬為0.01倍弦長(zhǎng)時(shí),其升力系數(shù)最高可達(dá)1.4127,相比原型葉片提高14.83%;縫寬在0.01⁰.03倍弦長(zhǎng)之間,增升效果最優(yōu)。射流技術(shù)應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)翼型,有利于改善葉片流場(chǎng)狀況,起到增升作用。 

【文章來源】：制造業(yè)自動(dòng)化. 2018,40(06)CSCD

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

809翼型及開縫輪廓

809翼型曾在科羅拉多州大學(xué)(CSU)、俄亥俄州立大學(xué)(OSU)和代爾夫特理工大學(xué)(DUT)等學(xué)校進(jìn)行過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)較為豐富[12]。本文選取的S809翼型弦長(zhǎng)C=0.556m，圖1給出了縫寬為1%C、射流角2°的翼型及開縫輪廓。圖1S809翼型及開縫輪廓2.2葉片網(wǎng)格劃分本文數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，均在Gambit下生成，整個(gè)計(jì)算域的長(zhǎng)度為45倍葉型弦長(zhǎng)，寬度為30倍葉型弦長(zhǎng)，采用C型網(wǎng)格。圖2是翼型附近網(wǎng)格，對(duì)該處網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，總網(wǎng)格數(shù)約有64000個(gè)單元。圖2S809翼型網(wǎng)格2.3計(jì)算條件研究大攻角條件下的翼型特性，氣流攻角選為12°～20°，計(jì)算間隔為2°；射流角為2°，設(shè)定進(jìn)口邊界來流風(fēng)速36m/s；遠(yuǎn)場(chǎng)邊界靜壓為101325Pa，所開縫的進(jìn)口靜壓為101825Pa。進(jìn)口邊界設(shè)為圓弧形狀，半圓區(qū)域半徑為8.34m；出口邊界設(shè)為矩形面，與翼型前緣距離16.68m；S809翼型弦長(zhǎng)C為0.556m；計(jì)算流量收斂誤差設(shè)定為1×10-3，其余物理量殘差設(shè)為1×10-5。3計(jì)算結(jié)果分析3.1S809翼型實(shí)驗(yàn)對(duì)比圖3顯示了S809翼型0°～18°攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)計(jì)算值和兩種實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比�？梢钥闯�，在6°攻角前，計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值接近，實(shí)驗(yàn)值在8°攻角后逐漸轉(zhuǎn)平，說明此時(shí)已發(fā)生分離，15°攻角時(shí)升力系數(shù)達(dá)到頂峰。計(jì)算值則一直上升，在1°后轉(zhuǎn)平，16°攻角下有最大值，表明模擬結(jié)果的分離位置發(fā)生延遲�？梢钥闯�，8°攻角后計(jì)算值比實(shí)驗(yàn)值偏大，三種數(shù)值的最大升力系數(shù)分別為1.229、1.062和1.03。圖3原始翼型計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

64000個(gè)單元。圖2S809翼型網(wǎng)格2.3計(jì)算條件研究大攻角條件下的翼型特性，氣流攻角選為12°～20°，計(jì)算間隔為2°；射流角為2°，設(shè)定進(jìn)口邊界來流風(fēng)速36m/s；遠(yuǎn)場(chǎng)邊界靜壓為101325Pa，所開縫的進(jìn)口靜壓為101825Pa。進(jìn)口邊界設(shè)為圓弧形狀，半圓區(qū)域半徑為8.34m；出口邊界設(shè)為矩形面，與翼型前緣距離16.68m；S809翼型弦長(zhǎng)C為0.556m；計(jì)算流量收斂誤差設(shè)定為1×10-3，其余物理量殘差設(shè)為1×10-5。3計(jì)算結(jié)果分析3.1S809翼型實(shí)驗(yàn)對(duì)比圖3顯示了S809翼型0°～18°攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)計(jì)算值和兩種實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比�？梢钥闯�，在6°攻角前，計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值接近，實(shí)驗(yàn)值在8°攻角后逐漸轉(zhuǎn)平，說明此時(shí)已發(fā)生分離，15°攻角時(shí)升力系數(shù)達(dá)到頂峰。計(jì)算值則一直上升，在1°后轉(zhuǎn)平，16°攻角下有最大值，表明模擬結(jié)果的分離位置發(fā)生延遲�？梢钥闯�，8°攻角后計(jì)算值比實(shí)驗(yàn)值偏大，三種數(shù)值的最大升力系數(shù)分別為1.229、1.062和1.03。圖3原始翼型計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]大攻角下開縫位置改變對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片影響研究[J]. 王龍,孫倫業(yè),張瑾.  合肥工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版). 2017(08)
[2]射流參數(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能的影響[J]. 王龍,李亮,孫倫業(yè),王傳禮.  流體機(jī)械. 2017(07)
[3]基于預(yù)條件技術(shù)的風(fēng)力機(jī)葉片計(jì)算方法研究[J]. 王龍,李雪斌,來永斌,周毅鈞,張瑾.  安徽理工大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版). 2016(04)
[4]雙錐Bump壓縮面設(shè)計(jì)及氣動(dòng)特性[J]. 王龍,鐘易成,吳晴,楊應(yīng)凱.  航空動(dòng)力學(xué)報(bào). 2013(01)

博士論文
[1]水平軸風(fēng)力機(jī)葉片失速問題研究[D]. 俞國(guó)華.上海交通大學(xué) 2013

碩士論文
[1]大型風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)載荷計(jì)算與分析[D]. 干雨新.南京航空航天大學(xué) 2014
[2]大型飛機(jī)機(jī)翼增升減阻技術(shù)研究[D]. 宗昕.南京航空航天大學(xué) 2012



本文編號(hào)：3621574