水平轴风力机专用翼型族试验分析及优化设计

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。     

风电仿生大厚翼型气动控制实验研究

通过风洞实验对DU40光滑翼型,DU40-11wavy和DU40-25wavy两种仿生风电翼型,在Re=2×10~5时进行流场测试,得到各项气动参数。对典型攻角进行油流显示实验,对翼型周围流场影响进行了对比分析。结果表明:实验结果两种仿生风电翼型在光滑翼型失速后升力提高,同时DU40-11wavy翼型在失速前区,气动力性能相比于光滑翼型降低3%,相比于展示了DU40-25wavy翼型DU40-11wavy翼型的良好性能更良好,流场显示实验表明凹凸前缘对应的凸包截面延缓了流动分离,凹谷截面提前了流动分离。     

水平轴风力机专用翼型族设计

本文采用正问题方法设计了适用于我国风况的风力机专用翼型族CAS-W1-XXX系列。包括最大相对厚度为15%～60%的11个不同厚度,适用于叶片根部到叶尖所有部分,设计雷诺数为3000000。设计中选择NUMECA软件中的AUTOBLADE模块进行翼型的几何造型,使用XFOIL进行翼型的气动持性和几何持性分析。通过XFOIL对设计结果进行分析得出CAS-W1-XXX翼型族具有良好的气动持性,前缘粗糙不敏感性以及良好的几何兼容性。     

风力机专用翼型的反设计

本文根据翼型表面压力分布对边界层的影响,分析翼型表面压力分布的特点,以XFOIL计算软件为设计平台,采用其中的混合反设计模块,通过合理改变翼型表面的速度分布来得到气动特性满意的翼型。所设计的翼型主要要求具有高的设计升力系数、高的最大升阻比、良好的前缘粗糙不敏感性及和缓的失速特性。在提高设计升力系数的同时限制最大升力系数,以减小两者的差值,减小叶片的极限载荷。经计算分析,采用反设计优化得到的翼型与DU翼型相比具有很好气动特性。     

基于AC-DBD等离子体激励的NACA0012翼型动态失速控制

以NACA0012翼型为研究对象,采用动态测压及PIV测量技术,研究了AC-DBD等离子体激励器对翼型俯仰及耦合运动动态失速的控制作用和机理.研究表明,等离子体激励能够显著推迟失速迎角,抑制失速后的升力系数陡降,提前流动再附和升力系数回升,减小升力及俯仰力矩系数曲线迟滞环面积,改善翼型气动特性.研究了不同运动参数及激励...     

波状前缘对风力机翼型失速性能影响数值分析

为研究仿生波状前缘对翼型失速性能的影响,本文采用S-A湍流模型,对风力机翼型NACA634-021(光滑前缘)以及对应的正弦波状前缘仿生翼型的绕流流场进行了数值模拟。结果表明,光滑翼型在20°攻角附近发生深度失速,升力系数骤然下降;而波状前缘仿生翼型有效改善了失速特性,升力系数变化较平稳,在大攻角下高于光滑翼型。通过流场分析发现光滑翼型失速前后升力系数骤然下降的主要原因在于前缘压力面和吸力面的压差大幅度下降,而仿生翼型改变了前缘的压力分布特性,进而改变了大攻角下的分离特性,促进流向涡对的产生和发展,使得凸峰附近保持附着流动,进而提高升力。     

涡流发生器形状对风力机翼段动态失速的影响

采用k-ω SST湍流模型,研究加不同形状涡流发生器(VGs)的风力机翼型DU91-W2-250翼段做正弦规律俯仰运动的动态失速过程,结果表明:VGs对动态失速有抑制作用,能显著提高翼段动态失速过程中特别是下俯阶段的气动性能。VGs形状对翼段动态失速过程有影响,前高度更大的VGs产生的的流向涡能量更强,涡量峰值衰减速率更慢,能将更多主流能量传递给边界层流体,提升边界层抵抗逆压的能力,得到更佳的抑制分离效果和气动性能提升效果,其中增升效果较减阻效果更为明显。     

仿鲸鱼鳍翼型动态气动力载荷控制研究

本文将仿鲸鱼鳍前缘结构应用于风力机翼型,通过风洞实验,对动态翼型气动力进行测试,分析仿鲸鱼鳍前缘结构对风力机翼型气动力载荷的控制效果。通过实验得出以下结论:1)仿鲸鱼鳍前缘结构改善了风力机翼型静态气动力特性;2)仿鲸鱼鳍前缘结构改善了翼型动态失速特性,降低叶片极限载荷的产生;3)仿鲸鱼鳍前缘结构降低翼型动态气动力载荷的波动特性,有助于降低叶片疲劳载荷,提高叶片运行的稳定性。     

垂直轴风力机翼型动态气动特性研究

目前针对垂直轴风力机翼型动态气动特性研究尚缺乏充分的实验数据支持,本文基于Qing'anLi等的风力机实验对翼型动态气动特性展开研究。根据叶片切向力系数与法向力系数的实验数据,基于叶素理论,处理得到三种尖速比下NACA0021翼型的升阻力系数与方位角、攻角的关系曲线。研究结果表明;翼型的动态气动特性显著异于静态气动特性。不同尖速比的动态气动特性十分相似。攻角处于正攻角上升态时,失速起于43°,完全失速发生在52°,最大升力点在47°;升力系数变化趋势为近似的线性上升、线性下降;阻力系数经历近似的零保持、线性上升、陡然上升、峰值保持四个阶段。     

基于变分有限元方法的S809翼型的改进设计

翼氆的升力和阻力特性直接影响到叶轮机或机翼的性能,传统风力机翼型的外形是基于经验和半经验的方法得到,本文采用变域变分有限元方法,以NREL S809翼型为原形,通过改进其叶片表面的目标压力分布,进行该翼型的改进设计,并对新设计出的翼型在0°～20°攻角范围内进行CFD数值模拟,得到的结果与原始S809翼型在升阻力系数,...     

风力机非对称钝尾缘翼型优化设计方法研究

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。     

振荡射流改善翼型气动性能的实验研究

本文针对采用振荡射流控制流动分离改善大攻角下翼型气动特性的问题,在NACA0015翼型上进行了多种工况的风洞实验。结果表明:在失速攻角附近,振荡射流抑制流动分离提高翼型升力系数的作用十分明显,可将翼型失速攻角推迟2°左右。存在最佳的振荡射流频率段、射流动量范围和射流位置,使得翼型性能的改善最大。实验还得到了振荡射流的频率、动量和施加位置等参数对翼型气动性能的影响规律。     

风扇/增压级非设计工况特性分析

本文对某涡扇发动机风扇-外涵道-内涵道整体进行三维定常数值模拟,对内外涵道在设计转速下的流量特性和非设计工况下的气动性能进行了分析。得到内外涵道的稳定工作区域以及在内外涵道堵塞和近失速点的流场信息,为风扇／增压级整体结构的性能评估和优化设计提供了一定的依据。     

几种前缘流动控制的实验研究

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…     

风力机翼型在失速工况下非定常流场的本征正交分解分析

风力机气动性能受静态失速与动态失速影响很大,对风力机翼型的失速问题研究具有重要意义。本文通过计算流体力学方法得到的风力机翼型在固定大攻角工况,以及大攻角震荡工况下的非定常流场,来研究翼型静态失速与动态失速。采用本征正交分解方法(POD),对非定常流场降阶,得到流场的POD模态以及对应的系数。POD模态结果表明在静态失速下,主要非定常流动结构是尾迹区域交替脱落的涡结构;在动态失速下,除了尾迹区域,前缘和整个吸力面都存在流动分离结构。     

环量控制翼型动态失速特性研究

本文用数值求解二维可压非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的方法研究了环量控制翼型的动态失速特性．揭示了环量控制翼型在以不同吹气动量系数、不同频率做俯仰振荡时的动态失速特征．指出吹气动量系数对环量控制翼型动态失速的特性有很大影响,同时,振荡频率的影响与传统翼型相比也有不同．进一步分析了其失速的机理．     

涡发生器对风力机翼型动态失速的影响

基于计算流体力学方法(CFD),对带/不带涡发生器的风力机翼型DU-97-W-300的静态和动态气动特性进行了数值研究,在数值计算的静态升力系数与实验值吻合较好的前提下,分析了其动态失速过程中气动性能的迟滞变化规律。干净翼型在攻角减小中的气动性能呈现周期性波动,涡发生器可以有效控制分离流动,明显提升翼型动态过程中的气动性能.     

高超声速飞行器宽速域翼型多目标优化设计研究

高超声速飞行器正向着速域更宽、空域更广、航程更远的方向发展.因而对于现代高超声速飞行器的设计而言，除了保证高超声速的性能外，还必须兼顾满足工程需求的亚声速、跨声速、超声速特性.文章对薄翼型在不同速域下的流动机理进行分析，总结了不同速域下翼型增升减阻的设计准则，然后采用RANS方程流动求解器，结合基于Kriging模型的代理优化算法，开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究.首先，以NACA64A-204翼型为基准翼型，采用线性加权法进行了考虑亚、跨和高超声速气动特性的多轮次宽速域翼型优化设计研究，得到了一种宽速域性能得到改善的新翼型.然后，以优化得到的新翼型为原始翼型，开展多目标优化设计，获得了宽速域翼型两目标和三目标的Pareto最优化解集.      

基于B样条与遗传算法的翼型优化实验研究

翼型升阻比和水轮机空化系数是水轮机叶片翼型的重要指标,以NACA63A-614翼型为研究对象,基于B样条曲线对翼型曲线进行参数化构造,得到拟合精度较高的翼型曲线。以升阻比和水轮机空化系数作为优化目标,利用多目标遗传算法和XFOIL软件展开多工况优化设计。对优化后的翼型与原始翼型在多攻角工况范围内进行动力学特性分析,同时将优化前后翼型建模并进行空化实验。分析实验结果表明,优化后的翼型其升阻比和空化性能均得到明显提升,从而验证了该方法的可行性与准确性。     

200MHz质子带窗四翼型射频四极场加速器结构模拟研究

根据束流动力学设计方案,使用电磁场计算软件CST Microwave Studio对带窗四翼型射频四极场(RFQ)结构进行了模拟研究,分析了加速腔结构参数对其物理特性的影响,得到了200MHz质子带窗四翼型RFQ优化结构方案。该结构的比分路阻抗为79.5kΩ·m,模式间隔达25.802MHz。与传统的四翼型RFQ比较结果表明:带窗四翼型RFQ具有较低的工作频率范围、良好的电稳定性以及较高的比分路阻抗。