為了分析組合式襟翼對風(fēng)力機翼型附近流場的變化情況,以NACA0012翼型為研究對象,建立不同組合式襟翼翼型的二維計算模型,使用計算流體力學(xué)軟件Fluent求解定常、不可壓縮雷諾平均的N-S方程并且采用Spalart-Allmaras湍流模型計算翼型在0°到18°攻角下翼型升阻力系數(shù)、升阻比情況。結(jié)果表明:在較大攻角下B組合翼型優(yōu)于其他翼型同時大大推遲了翼型的失速現(xiàn)象,使其升力系數(shù)、升阻比在大攻角下有顯著改善。

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【部分圖文】：

圖4網(wǎng)格分布

圖4所示,為翼型的網(wǎng)格分布。計算域采用C型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,為了滿足網(wǎng)格對計算域幾何形狀的要求,除了翼型流場的C型邊界外,還需在翼型尾部設(shè)置兩條延伸到C型上下邊界的輔助直線邊界,其作用是為了方便網(wǎng)格生成,計算時按內(nèi)部流場處置。圖4-a,入口邊界與翼型前緣相距20c(c為翼型弦長),出口....

圖5升力阻力系數(shù)模型計算值與實驗值的比較

為驗證所用算法的合理性和可靠性,對風(fēng)力機翼型NACA0012在各攻角下的升阻力系數(shù)計算結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。如圖5所示,計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)基本吻合,升力系數(shù)的平均誤差在8.07%左右;阻力系數(shù)平均誤差在0.34%左右。通過對比分析,由于本文研究重點是不同襟翼類型對風(fēng)力機翼型氣動....

圖6翼型升力系數(shù)曲線圖

由于襟翼的存在對翼型后緣的曲率有增大作用,導(dǎo)致翼型上表面尾緣附近流線向下彎曲,使翼型的有效彎度和翼型上下表面壓力差增大,從而使翼型的升力增加。組合式襟翼能夠有效減小較大攻角條件下翼型上表面分離區(qū)的面積從而延緩翼型的分離,使其在較大攻角下不發(fā)生分離流動,故大攻角下其適應(yīng)性很好。圖7....

圖2翼型局部結(jié)構(gòu)參數(shù)

本文所有襟翼高度h都為3%c,與翼型連接處的襟翼厚度t都為0.6%c。如圖2所示是局部結(jié)構(gòu)及其參數(shù)。1)尾緣襟翼翼型。

本文編號：3935088