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为了深入研究风力机叶片的减阻方法及效果,本文探讨了涡流发生器对风力机专用翼型的气动性能的影响。研究对象为直叶片段,涡流发生器安装在叶片段20%弦长处,并采用CFD方法对光滑叶片段及安装涡流发生器后的叶片段分别进行了模拟,得到了翼型的气动特性曲线。对比14°攻角下的两种情况的流动特性,发现在大攻角的情况下,涡流发生器确实能够推迟流动分离,从而极大地减小翼型的阻力,并且增大了翼型的最大升力系数;其次,本文分析了涡流发生器对叶片段表面压力分布的影响,发现涡流发生器对下游方向的影响明显大于对上游区的影响,这一点与涡流发生器搅乱下游流场的作用是一致的;最后,本文分析了涡流发生器控制流动分离的机理。 相似文献
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在低速风洞中,以NACA0012翼型为例,采用对比实验的方法,研究了三种改善翼型大攻角气动性能的流动控制措施,即(1)在翼型上表面安装小三角翼涡发生器;(2)在翼型前缘安装矩形涡发生器;(3)利用前缘切口.实验雷诺数分别为4.9×105到6.5×105,攻角范围为-10°至20°.实验结果表明三种措施均可不同程度地改善原翼型在其失速区域的性能,不仅可以提高翼型的升力,而且可以提高其升阻比;但常用攻角范围内翼型气动性能有不同程度的下降,三种措施各有优缺点.几种前缘流动控制的实验研究@刘宝杰$北京航空航天大学404教研室!北京,1… 相似文献
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以长耳鸮翼型为仿生原型,采用逆向工程方法提取鸮翼翼型下表面特征点并利用B样条曲线进行拟合建立鸮翼仿生重构模型。通过数值求解耦合Langtry-Menter SST模型的雷诺时均Navier-Stokes方程,研究了仿生翼型的前缘弧线曲率、前缘厚度、前端倾角、翼型中部下表面曲率以及尾部厚度等参数对翼型升阻比的影响,获得了一种能有效抑制大攻角下流动分离发生的仿生翼型。正交试验结果表明:翼型前缘厚度对仿生翼型的升阻比影响最大,随着翼型前缘厚度的减少,翼型升阻比增加;翼型下表面中部曲率和翼型尾部厚度均存在最优值使仿生翼型升阻比最大。 相似文献
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