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对水平轴风力机专用翼型族—CAS-W1-XXX薄翼型族试验结果进行了分析,并将其与国外同等厚度翼型进行对比。试验结果表明,与国外同等厚度翼型相比CAS-W1-XXX薄翼型具有良好的前缘粗糙不敏感性、高的最大升力系数、设计升力系数和良好的失速特性。为进一步提高翼型的气动特性,在试验结果的基础上对CAS-W1-XXX薄翼型族进行再次优化。根据XFOIL计算结果,优化后翼型的最大升阻比得到提高,并且与DU翼型相比具有良好的气动特性。同时对CAS-W1-XXX厚翼型中出现的小攻角失速现象进行了优化改进。 相似文献
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为了提高风力机钝尾缘翼型优化设计的精确性,提出设计变量计及尾缘厚度及其在中弧线上侧分配比的非对称钝尾缘翼型优化设计方法。采用风力机翼型型线集成理论和B样条曲线,建立钝尾缘翼型型线控制方程组。以翼型的形状函数系数、B样条控制参数以及钝尾缘厚度和其分配比为设计变量,利用粒子群算法耦合XFOIL软件进行钝尾缘翼型优化设计。针对S812翼型优化得到尾缘厚度2.61%c、厚度分配比0:1的钝尾缘改型,采用计算流体动力学方法研究翼型及其改型的气动性能和流场特性。结果表明:优化得到钝尾缘翼型的升力系数和最大升阻比均显著增大;钝尾缘翼型吸力面的气流在流场中发生下洗,改善了翼型表面压力分布,并引起翼型失速延迟,使得翼型的气动性能明显提高。 相似文献
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采用高升阻比翼型是提高风力机的风能利用率的重要途径,表面微结构在平板及飞行器上具有较好的减阻应用,在风力机翼型上的减阻研究相对较少。本文以弦长为600 mm的Ris?-A1-21风力机专用翼型为研究对象,在吸力面0.53弦长处布置6种不同的横向V型沟槽,基于ANSYS Fluent商用CFD软件,采用结构化网格和Transition SST紊流模型对不同的表面微结构进行数值计算,结果表明V型沟槽总长为4~7.5 mm,无量纲高度h~+和宽度s~+为10~18.5时,可以获得较好的减阻增升效果,在此范围内沟槽数量对翼型的减阻增升的变化规律影响很小,最大升阻比增率可达22.903%。当沟槽总长达到10 mm时,翼型的增升率减小,但其减阻率和升阻比增率优于沟槽长度小的方案。沟槽改变了翼型吸力面的压力分布,通过有/无沟槽的法向速度分析表明,微沟槽使得翼型表面边界层厚度减薄,表面速度梯度增大,从而使翼型的黏性阻力增加,因此V型沟槽的减阻效果主要由压差阻力的减小所引起的。 相似文献
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涡发生器结构对翼型绕流场的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究涡发生器在风力机叶片上的应用,以进一步提高风力机气动效率,本文采用CFD数值模拟方法,分析涡发生器几何形状对其绕流场和翼型边界层特性的影响.涡发生器几何形状为同样高度的矩形、梯形和三角形。翼型为风力机专用翼型DU97-W-300。首先对数值模拟结果与实验值进行了对比,验证了数值方法的可信性。然后详细讨论了各种涡发生器所产生的集中涡涡量、翼型边界层特性、以及绕流场等沿流向的发展演变。总体上看,三角形涡发生器较适合用于风力机翼型的流动控制。 相似文献
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不同尾缘改型方式对风力机钝尾缘翼型气动性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
目前风力机钝尾缘翼型改型方式研究不足,据此本文提出三种钝尾缘改型方式并用Xfoil进行了系列计算:(1)改变中弧线两侧的厚度分配比例;(2)改变厚度分布曲线;(3)刚性旋转上下弧线.用第二种方法研究了NREL的$814翼型,此种方法对钝尾缘改型厚的升力系数影响不大,但对阻力系数产生了一些有利影响;其余两种方法研究了NREL的S815翼型,发现改变厚度分配比例可以使工作区发生移动,而刚性旋转上下弧线同样具有提高升力系数的优点.各种增加尾缘厚度的方式都有使工作区偏移的特点. 相似文献
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为提高某工程车辆管片式散热器综合性能,以降低空气侧压力损失为前提,选用NACA23021翼型建立散热器换热管代替原有的扁平管,利用fluent对改进前后散热器空气侧换热系数和压力损失进行仿真分析,并对比两者的综合性能评价因子;进一步分析结构参数对翼型管翅片散热器性能的影响,利用正交试验与信噪比相结合分析各结构参数的敏感度。研究结果表明:在入口空气流速2~10 m/s范围内,散热器空气侧换热系数和压力损失的试验与仿真误差值小于5%;在仿真区间内,NACA23021翼型管翅片的综合评价因子较扁平管翅片略高,在入口10m/s时高出约23%;通过信噪比分析,得出换热管的长径对翼型管散热器性能影响最大,为28.88%,管列距、管类型和管排距对其影响次之,分别为23.91%、20.50%和11.18%,翅片间距和翅片厚度对其影响最小,分别为9.63%和5.90%。 相似文献
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In this paper, the aerodynamic performance of the S series of wind turbine airfoils with different relative cambers and their modifications is numerically studied to facilitate a greater understanding of the effects of relative camber on the aerodynamic performance improvement of asymmetrical blunt trailing-edge modification. The mathematical expression of the blunt trailing-edge modification profile is established using the cubic spline function, and S812, S816 and S830 airfoils are modified to be asymmetrical blunt trailing-edge airfoils with different thicknesses. The prediction capabilities of two turbulence models, the k-ω SST model and the S-A model, are assessed. It is observed that the k-ω SST model predicts the lift and drag coefficients of S812 airfoil more accurately through comparison with experimental data. The best trailing-edge thickness and thickness distribution ratio are obtained by comparing the aerodynamic performance of the modifications with different trailing-edge thicknesses and distribution ratios. It is, furthermore, investigated that the aerodynamic performance of original airfoils and their modifications with the best thickness of 2% c and distribution ratio being 0:4 so as to analyze the increments of lift and drag coefficients and lift–drag ratio. Results indicate that with the increase of relative camber, there are relatively small differences in the lift coefficient increments of airfoils whose relative cambers are less than 1.81%, and the lift coefficient increment of airfoil with the relative camber more than 1.81% obviously decreases for the angle of attack less than 6.3°. The drag coefficient increment of S830 airfoil is higher than that of S816 airfoil, and those of these two airfoils mainly decrease with the angle of attack. The average lift–drag ratio increment of S816 airfoil with the relative camber of 1.81% at different angles of attack ranging from 0.1° to 20.2° is the largest, closely followed by S812 airfoil. The lift–drag ratio increment of S830 airfoil is negative as the angle of attack exceeds 0.1°. Thus, the airfoil with medium camber is more suited to the asymmetrical blunt trailing-edge modification. 相似文献
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建立人工神经网络、径向基函数网络和支持向量回归机三种近似模型,结合蒙特卡洛方法与表征粗糙度参数随机特性的概率模型对风力机翼型气动性能进行不确定性分析。结果表明,支持向量回归机具有最佳预测精度。对于风力机翼型FX 63-137,最大升力系数对吸力面前缘粗糙度的敏感性明显高于压力面;对于吸力面或压力面,前缘粗糙带厚度对最大升力系数的影响稍大于其覆盖长度的影响。研究工作为风力机翼型的鲁棒性设计优化奠定了理论基础。 相似文献
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5kW遮蔽-增速升力型垂直轴风力机优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
本文详细介绍了5 kW遮蔽-增速垂直轴风力机的结构特点及主要参数。利用正交优化设计方法,采用计算流体力学软件,针对5 kW风力机,在叶片个数和遮蔽板安装位置半径一定的情况下,对翼型弦长、叶片转动扫掠面的半径、风轮旋转速度、遮蔽-增速板个数、遮蔽-增速板与叶片间的气动间隙以及遮蔽-增速板的安装角六个参数进行优化计算,找出一组最佳设计参数,进而设计出5 kW遮蔽-增速升力型垂直轴风力机,并对设计出的有遮蔽板与无遮蔽板两类型风力机的变工况特性进行比较分析。 相似文献
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