风力机翼型等速上仰动态失速数值模拟-文档
H型风力机叶片动态失速性能研究与改善
I摘要H 型风力发电机作为一种新型的风能利用设备逐渐受到人们的重视。
相比于目前广泛应用的水平轴风力机，H 型风力机在制造、运行和维护等方面有诸多优点。
但目前H 型风力机的气动分析和设计理论并不完善，现有的动态失速模型不能准确反应叶片的动态失速特性，翼型参数对叶片动态失速性能的影响尚不明确，这些问题都为H 型风力机的分析和设计带来了困难。
本文以H 型风力机的基础翼型——NACA 4-dig 系列翼型为研究对象，结合H 型风力机的运行特点，简化了双致动盘多流管理论，改进了现有的动态失速模型。
通过数值模拟的方法研究了H 型风力机翼型的主要参数对动态失速性能的影响。
最后设计了一种H 型风力机叶片专用的涡流发生器，并通过试验验证其对叶片动态失速的改善效果。
本文研究的主要内容包括：基于H 型风力机工作时的非定常气动特性，提出了下风区局部叶尖速比的概念，简化了双致动盘多流管理论，在此基础上对B-L 和MIT 等动态失速模型进行改进。
将改进模型计算结果与实验数据对比后发现：MIT 改进模型对上风区的切向力系数和下风区的法向力系数预测精度较高；B-L 改进模型对上风区法向力系数和下风区切向力系数的计算结果与实验数据吻合良好。
使用数值模拟的方法对叶片翼型表面的流动情况进行研究，观察翼型表面涡的产生、发展、分离、相互诱导和再附着过程。
对比不同厚度、不同弯度的翼型在不同叶尖速比下呈现出的失速特性发现：在低叶尖速比工况下，增大翼型弯度和厚度可以提高切向力系数；高叶尖速比时，小弯度(4%t ≤)，薄翼型(12%f ≤)有更好的气动性能。
根据H 型风力机的工作特性，确定涡流发生器在叶片上的布置方式和设计参数，试验验证涡流发生器对叶片动态气动特性的改善效果。
试验发现：涡流发生器在低叶尖速比下(2λ≤)改善效果尤为明显，当=1.5λ时，升力系数峰值提高了37.5%。
本文的研究为H 型风力机专用叶片的设计提供了指导。
将涡流发生器应用于H 型风力机叶片，在改善叶片失速性能方面取得了良好的效果。
水平轴风力机叶片翼型流场的数值模拟
清洁能源与新能源水平轴风力机叶片翼型流场的数值模拟闫海津,李佳,胡丹梅(上海电力学院能源与环境工程学院,上海200090)摘 要:为了直观形象地探讨水平轴风力机叶片翼型的气动特性,利用计算流体力学软件FLUENT对水平轴风力机叶片常用翼型NACA63425流场进行了数值模拟,得出了翼型NA-CA63425在不同来流攻角下的升力系数、阻力系数、升阻比和不同流攻角下的流场流线图和翼型表面的压力分布。
根据模拟结果对不同攻角下尾迹漩涡分离流动进行了分析和比较,得出该翼型气动特性随攻角的变化规律。
关键词:翼型;流场;尾迹分离;数值模拟中图分类号:T K83 文献标志码:B 文章编号:1005-7439(2010)02-0081-04Numerical Simulation on the Airfoil Flow Field of Horizontal Wind Turbine BladesYAN Ha-i jin,LI-Jia,HU Dan-mei(Scho ol of T hermal power&Environmental Engineer ing,Shanghai U niv ersity of Electr ic Po wer Shang hai200090,China)Abstract:T o discuss and analyze the air foil of ho rizo ntal wind tur bine blades mor e dir ect v iew ing and viv id,the airfo il N ACA63425used widely in the hor izontal w ind tur bine blades is numerically investigated by the Co mputatio na l F luid Dy namics softw are.T he co ef ficient s of lift and drag as well as the pr essure and velo city distr ibut ion are calculated in different angle of flow at tack fo r air foil N A CA63425.A nalysis and co mpar ison the vor tex separat ion flo w under the different ang le of flow attack,which wo rks o ut the aero dy namics cha racterist ics o f the airfo il N A CA63425.Keywords:a irfo il;flow;vo rtex separ ation;numerical simulation水平轴风力机运行时,如果翼型来流的攻角较大,绕翼型的流动边界层就会严重分离,因此准确获得翼型的气动特性对于风力机叶片设计非常重要,但是这种复杂的分离流动现象采用试验的方法测量非常困难,而且大量的试验将使翼型的设计周期延长和成本增加。
基于CFD技术的风力机叶片翼型气动特性模拟计算
0 引言 传统能源，如石油、煤炭、天然气不但储量
有限，运输困难，还会造成严重的污染，随着人 们节能环保意识的增强，清洁能源的开发尤其是 风能资源的开发日益受到重视。据预测，到 2020 年风电年新增市场将达到 100 GW，累计市场达到 879 GW； 到 2030 年 风 电 年 新 增 市 场 达 到 145 GW，累计市场达 2110 GW；到 2050 年，年新增市 场 达 到 208 GW， 累 计 市 场 容 量 达 5806 GW[1]。 我国仅陆地上离地面 10 m 高度层风能资源理论 储量可达 43.5 亿 kW，其中技术上能够开发的就 有 2.97 亿 kW 。 [2]
ρν͂ )
Sν͂
∂∂xν͂ jüýþ
+
(3)
式中， ν͂ 表示湍流动粘滞率； Gν 是湍流粘度生 成项； Yν 是壁面阻碍以及粘性阻尼作用发生在近壁 区域湍流粘度的损失项； Sν͂ 为用户自己定义的源 项； ui 为来流速度； Cb1 =0.1355， Cb2 =0.622； xi 和 xj 表示坐标方向。
∂x
+
∂( ρuy
∂y
)
=
0
(1)
式中， ux、uy 表示来流速度在 x 和 y 方向上的
分量； ρ 表示来流密度。
二元定常流动雷诺时均 N-S 方程[4,5]为：
收稿日期：2017-01-07 通信作者：彭续云(1990—)，男，硕士，主要从事新能源及节能技术、风力机 CFD 数值仿真方面的研究。1207892567@。
风力机叶片的是捕获风能的最关键部位，它的 性能对风力机发电功率有着重要影响，叶片良好的 设计、可靠的质量和优越的性能是保证风力发电机 组正常运行的决定性因素[3]。因此，正确的分析翼 型的升阻特性对叶片选型设计有重要意义。目前，
转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟
转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟钟伟;王同光【摘要】采用基于k-tω SST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响.首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的.经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速.%A numerical analysis for S809 airfoil and NREL Phase Ⅵ blade has been made to investigate laminar/turbulence transition effect on stall performance of wind turbine airfoils and blades. The transition prediction method is Gamma-Theta model coupled with k-w SST turbulence model. Firstly, simulations with transition prediction and full turbulence are conducted for S809 airfoil in a ran ge of angles of attack of 0° ～30°. It is showed that there is a significant impact on the airfoil's stall performance by the laminar separation bubble near leading-edge. Subsequently, a similar numerical analysis is performed for the NREL Phase Ⅵ blade. I t is found that the way of impact on stall performance of the blade is similar to that of the airfoil. For both the airfoil and blade, transition's effect on stall performance mainly depends on the existence of the laminar separation bubble near leading-edge, which makes the deep stall come earlier.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2011(029)003【总页数】6页(P385-390)【关键词】翼型;叶片;转捩;失速;数值模拟【作者】钟伟;王同光【作者单位】南京航空航天大学江苏省风力机设计高技术研究重点实验室,江苏南京210016;南京航空航天大学江苏省风力机设计高技术研究重点实验室,江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】O3570 引言风力机翼型的气动特性是风力机叶片设计的基础输入参数。
翼型动态失速的非定常模拟方法
翼型动态失速的非定常模拟方法作者：于佳鑫陈江涛王晓东吴晓军康顺来源：《计算机辅助工程》2022年第01期摘要：为探究翼型动态失速的高可信非定常模拟方法，以FFA-W3-241翼型为研究对象，采用开源计算流体动力学求解器OpenFOAM开展翼型动态失速下的流动模拟。
研究重叠网格和滑移网格2种不同网格运动形式、2种不同时间步长、2种不同计算周期和OpenFOAM 默认湍流模型与修正的k-ω SST湍流模型对动态失速过程中翼型气动力的模拟精度，并对流场结构进行分析。
结果表明：修正模型预测的翼型气动力和流场特征与实验值更接近;重叠网格在翼型的动态失速模拟中更具优势。
关键词： OpenFOAM; 动态失速; 湍流模型; 风力机; 翼型; 重叠网格中图分类号： V211.41; TK83文献标志码： BUnsteady simulation method for airfoil dynamic stallYU Jiaxin CHEN Jiangtao WANG Xiaodong WU Xiaojun KANG Shun（1. Key Laboratory of Power Station Energy Transfer Conversion and System（Ministry of Education）， North ChinaElectric Power University， Beijing 102206， China;2. China Aerodynamics Research and Development Center， Mianyang 621000， Sichuan，China）Abstract： To explore the highly reliable unsteady simulation method of airfoil dynamic stall，the flow of airfoil under dynamic stall is simulated using the open source computational fluid dynamics（CFD） solver OpenFOAM taking the FFA-W3-241 airfoil as the research object. The accuracy of the aerodynamic simulation of airfoil during dynamic stall is studied under different conditions， that includes two different mesh motion forms（overlapping mesh and sliding mesh），two different time steps， two different calculation cycles， and OpenFOAM defaulted turbulence model and modified k-ω SST turbulence model. The flow field structure is analyzed. The results shows that the aerodynamic and flow field characteristics predicted by the modified turbulence model are closer to the experimental value. The overset mesh is more advantageous in the dynamic stall simulation of airfoil.Key words： OpenFOAM; dynamic stall; turbulence model; wind turbine; airfoil; overset mesh-基金項目：国家数值风洞工程项目（NNW2018-ZT7B14）;国家自然科学基金（51876063）作者简介：于佳鑫（1993—），女，辽宁建昌人，博士研究生，研究方向为CFD可信度分析和不确定性方法，（E-mail）****************通信作者：王晓东（1979—），男，北京人，教授，博导，研究方向为海上风电机组设计，（E-mail）****************.cn0引言翼型失速分为静态失速和动态失速。
风力机翼型的DDES模拟
风力机翼型的DDES模拟作者：张书峰来源：《世界家苑·学术》2017年第12期摘要：采用商业软件Fluent对NREL的风力机翼型S809进行了数值模拟，研究了不同网格密度下DDES湍流模型对该翼型气动性能预测精度的影响，并与试验结果进行了对比分析。
对DDES模型的网格密度进行了标定，第一层网格Y+>30时数值模拟精度较高。
通过对3种湍流模型（S-A、tsst和DDES模型）进行比较，得出DDES模型精度较高的结论，提出采用tsst湍流模型对DDES湍流模型的升力系数进行修正的方法，为风力机翼型的气动设计提供了更精确的检测手段，有较高的工程应用价值。
关键词：风力机；翼型；湍流模型；数值模拟；DDES1 研究对象选用NREL的风力机专用翼型S系列的S809为研究对象，试验数据来自在代尔夫特大学低风速风洞试验台进行的气动性能试验。
翼型弦长取1m，雷诺数取1×106。
通过改变风的来流方向改变攻角大小，攻角范围-3.09～17.23，共21个迎角状态。
2 数值方法2.1 湍流模型Spalart-Allamaras（S-A）模型是基于经验用量纲分析的方法得出的半经验公式，是对零方程补充发展得到的一方程物理模型，广泛用于航空翼型的空气绕流计算，是低雷诺数模型，不需要求解当地剪切层厚度的长度尺度，对逆压梯度适应性较好，对网格质量要求不高，计算所需时间最短。
Transition SST（tsst）四方程转捩模型基于k-ω SST模型，额外求解间歇因子输运方程和转捩动量厚度雷诺数输运方程，形成转捩模型加SST的结构。
LES（Large Eddy Simulation）大涡模型对大尺度涡进行直接计算，小尺度涡对大尺度涡的影响通过模型计算，但因计算量过大目前应用较少。
DES（Detached Eddy Simulation）脱离涡模型是RANS雷诺时均模型和LES的混合模型，它的获得，是用DES的长度尺度代替相应RANS湍流模型的长度尺度，DES的长度尺度由LES和RANS的长度尺度混合得到，即其中LES的长度尺度表达式为其中：为局部网格间距，是常数，Fluent中为默认值，通过标定获得，基于S-A模型时取0.65。
风力机翼型气动特性数值模拟
Ｆｉｇ．２ Ｔｈｅ ｇｒｉｄ ｏｆ￥８２５ ａｉｒｆｏｉｌ
３ Ｓ８２５翼型数值模拟及对比分析
３．１网格密度对性能影响的标定
针对￥８２５翼型采用表１所列的３种不同密度的 网格进行数值计算，模拟采用ｓ—Ａ湍流模型，得到３ 种不同网格条件下的￥８２５翼型升力、阻力和力矩系 数，如图３ａ～图３ｄ所示。观察分析，４万网格与７ 万、１０万网格性能相差较大，大攻角时（攻角大于 ８０）各项系数性能相差明显，而７万、１０万两种网格 间的翼型性能儿无差异，这在图３ｅ～图３ｆ的翼型表 面静压分布图中也可明显看出。存在差异的主要原 因认为足由于网格近肇ｙ＋值影响所致。所以，通过 计算分析，对于风力机翼型二维数值模拟，采用约７ 万网格节点，近壁Ｙ＋＜１０的条件下，呵以不必考虑 计算网格对气动性能的影响，从而可在保证计算精 度前提下加快计算速度。
风力机翼型数值模拟时，采用约７万网格节点、近肇ｙ＋＜１０时达到网格无关，ｓ－Ａ湍流模型进行气动性能预测相
对精度较高，为风力机翼型气动设计提供了快速有效地数值仿真性能检测手段，具有较高工程实用价值。
关键词：风力机；翼型；气动性能；数值模拟
’
中图分类号：ＴＫ８３
文献标识码：Ａ
Ｏ引 言
目前检测风力机翼型气动性能的主要手段是风 洞试验和数值模拟。风洞试验研究耗时、耗资，而随 着计算机技术发展以及湍流模型的不断完善，应用 计算流体力学（ＣｒＤ）数值方法研究风力机翼型的气 动陛能已成为重要途径和发展趋势【Ｉ’２］。ＣＦＤ数值 模拟能够描述复杂几何边界及流动结构，并能在设 计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设 计性能且省时、省钱，极大地降低了新设计所带来的 风险。所以，近年来在风力机翼型气动性能检测中 更多地应用ＣＦＤ数值模拟【３’４Ｊ。
H型垂直轴风力机翼型的数值模拟及优化
文章编号：1005－0329（2012）10－0033－08H型垂直轴风力机翼型的数值模拟及优化张健宇，李学敏，陈帆，田仁斌（华中科技大学，湖北武汉430074）摘要：H型垂直轴风力机利用机翼叶片的升力作用来驱动叶轮的转动，在叶片转动一周的过程中，机翼上的攻角随时发生变化，因此其气动原理与水平轴风力机有很大不同。
本文先总结了H型垂直轴风力机的升力理论，得出风力机功率的公式，初步分析出风力机运转的一定规律，分析了在不同尖速比条件下机翼上攻角的范围。
然后在NACA0012基本翼型的基础上，通过对翼型采用了两种优化方法，一种是将机翼尾缘高压力面切开的方案，；另一种是将翼型沿中线弯曲的方案。
通过数值模拟的方式，比较了两种方案机翼功率及启动性能的影响。
为寻找优化机翼形成的原因，本文还对最优化的切口方案与原型机翼NACA0012的升阻力系数进行了对比分析，结论表明，在升阻力系数相差不大的情况下，非对称机翼引起的尾迹变化，使得前机翼对下游机翼的干扰变小，是提高整机效率的关键因素，这种优化方式能够提高H型风力机整机效率30%以上。
关键词：风力机；空气动力学性能；功率；叶轮优化；数值模拟中图分类号：TK83文献标识码：A doi：10．3969/j．issn．1005－0329．2012．10．008 Numerical Simulation and Optimization of the Airfoil of H－Type Vertical Axis Wind TurbineZHANG Jian-yu，LI Xue-min，CHEN Fan，TIAN Ren-bin（Huazhong University of Science and Technology，Wuhan430074，China）Abstracts：Lift aerodynamic forces of aerofoil provide the positive driving torques to the rotor of H－type of vertical axis wind turbines（VAWT）．When the blades were in different angle of location，the angle of attack to the aerofoil changed time by time，thus VAWT has different aerodynamic conditions as those horizontal axis wind turbines do．In this paper，we give the theoretical analysis for the H－type of VAWT．Finally，the total power，torque and the thrust，can all be explained by the lift coefficient and drag coefficient．The attack angle was studied in different tip speed ratio conditions．Then，on the basis of the airfoil of NA-CA0012，use two methods to optimize the airfoil．The first one is cutting high pressure surface in a certain distance away from the trailing edge，the other is bending the airfoil along the center middle curving．By numerical simulation，compare the power of the impact of the optimized airfoil；Simulation results show that the way of chancing airfoil to improve the power and Low wind speed torque method is feasible，and the different ways of the optimization to improve different aspects of airfoil performance．Key words：vertical axis wind turbine；aerodynamic；power；impeller optimization；numerical simulation1前言垂直轴风车可以说是所有风力机的先驱［1］。
风力机翼型的气动模型及数值计算
文章编号:167325196(2010)0320065204风力机翼型的气动模型及数值计算李仁年,李银然,王秀勇,绕帅波(兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州 730050)摘要:考虑到不同湍流模型和边界层网格对风力机翼型气动性能有着不同的影响,采用4种边界层网格和4种湍流模型,对DU932W2210翼型的气动性能进行数值计算,将计算结果与实验值进行比较.研究结果表明:在合适的边界层网格下,DES模型的计算结果最接近实验值,而且该模型对翼型尾流中的旋涡有很强的捕捉能力.关键词:风力机;翼型;湍流模型;边界层;网格划分中图分类号:T K83 文献标识码:AAerodynamic model of airfoil for wind turbine and its numeric computation L I Ren2nian,L I Y in2ran,WAN G Xiu2yong,RAO Shuai2bo(College of Energy and Power Engineering,Lanzhou Univ.of Tech.,Lanzhou 730050,China)Abstract:Taking into account of t he effect of different t urbulence modes,and mesh division in boundary layer on t he aerodynamic characteristics of t he airfoils for wind t urbine,4boundary layers,4modes were employed for numeric evaluation of aerodynamic characteristics of wind t urbine airfoils DU932W2210.The calculation result s were compared wit h experimental ones.It was shown by t he investigation result t hat t he result of calculation wit h D ES mode was t he clo sest to t he experimental one for an approp riate bounda2 ry layer grid,and it has a st rong ability to capt ure t he vortex in t he wake behind t he airfoil.K ey w ords:wind t urbine;airfoil;t urbulence mode;boundary layer;mesh division 由于风力机叶片前缘半径较大,叶片表面边界层容易发生分离,分离会形成旋涡,而旋涡的运动、发展和破裂反过来又影响着分离流场[1].因此深刻认识叶片边界层的流态与准确计算边界层的分离,对于正确预估叶片升阻力、控制并减小流动分离以及叶片的优化设计有着重要的意义.目前,对湍流的数值模拟分为直接数值模拟(DNS)、大涡数值模拟(L ES)和雷诺时均方法(RANS)3类.其中DNS从流体控制方程出发,可以模拟湍流流场中各种尺度的脉动,但受计算机条件所限,目前只用于研究低雷诺数简单湍流物理机制.L ES将湍流流场中大尺度脉动用数值模拟方法计算,小尺度脉动对大尺度运动的作用做亚格子模型假设,在以下方面具有其他模型无可比拟的优势: 1)从层流到湍流转捩的预测;2)非定常湍流的预测;3)高速湍流的预测[2].但实际的工程问题往往 收稿日期:2009211216 基金项目:国家重点基础研究发展973计划项目(2007C B714600) 作者简介:李仁年(19632),男,甘肃民勤人,教授,博导.具有很高的雷诺数和很薄的边界层,边界层内小涡的尺度往往比边界层的厚度小很多,这使得要完全采用L ES模拟薄边界层内的流动仍然需要很大的计算机资源,到现在为止还是不太现实[3].RANS在工程中应用最为广泛,它完全采用湍流模型模拟湍流流动,只给出湍流流场的统计平均量,可以有效地模拟附体边界层流动,但对短暂的旋涡脱落和失速后的流场难以模拟[4].而脱体涡模拟(D ES)方法通过结合RANS和L ES各自的优点,可以比较快速而有效地模拟工程应用中常见的非定常的流动特征和边界层的分离运动[426].模拟气流分离的关键是能够准确模拟边界层分离,这需要布置合理的边界层网格.理论上壁面底层网格尺寸越小,网格的渐变率越接近于1;网格数越多,计算精度越高[7],但覃文洁等人提出网格的渐变率与网格数对计算精度的影响有限,它们的影响是基于底层网格尺寸的[8].齐学义等人提出采用结构和非结构化网格相结合的划分方式,可以提高网格质量和计算精度[9].本文选用Fluent软件,研究适第36卷第3期2010年6月兰 州 理 工 大 学 学 报Journal of Lanzhou University of TechnologyVol.36No.3J un.2010合风力机专用翼型的边界层网格与湍流模型.1 计算模型1.1 控制方程与拓扑结构选取不可压缩的雷诺时均方程为主控方程,不考虑体积力和外部热源.考虑到DU932W 2210翼型是为了克服气流流过相对厚度较大NACA 翼型过早的发生分离,导致翼型气动性能严重下降而设计的[10],而且该翼型几何形状简单,生成网格质量较好;模型计算量小,适于进行大量的数值计算,可以对网格分布、湍流模型的不同组合进行分析比较;国外已公布较全的实验数据,这些数据都是在弦长为0.6m 时得到的.为了便于比较,本文取弦长为0.6m 的翼型为研究对象.建立长度为45倍翼型弦长、宽度为40倍的翼型弦长的二维计算区域,如图1所示,把该计算域沿翼展方向拉伸1倍翼型弦长就可得到三维计算域.图1 二维拓扑结构Fig.1 Tw o 2dimensional topological structure1.2 网格划分因为在同一算法下均匀分布的正交计算网格可以获得最高的计算精度,所以本文利用CAD 的表面构造技术以及多块网格技术生成了高质量、完全结构化的网格.该方法通过非均匀有理B 样条插值(NU RBS )将物理域映射到贴体坐标系下的求解域,进行流程计算域多块网格的构造与重构,最后生成的网格为贴体的、正交性很好的网格.由于翼型附近的流场参数变化梯度比远场的参数变化梯度大得多,且翼型前后缘的流动情况对翼型扰流数值模拟的影响很大,因此对翼型附近的网格进行了局部加密,图2为翼型附近的网格.为比较翼型附近网格分布对边界层计算的影响,保持翼型表面周向网格节点不变,改变边界层内节点的法向分布以及第一层网格的高度,从而改变网格的纵横比,以确定适合于该翼型的边界层网格,网格划分方式见表1.流场方向半圆弧bcd 上布置330个节点,直线ab 、f g 、ed 上各布置80个节点.在三维计算域中,翼展方向上布置60个节点.图2 翼型计算网格Fig.2 Three 2D grid for airfoil表1 边界层网格划分策略T ab.1 Method of bound ary layer mesh division 网格划分策略网格层数第1层高度/mm1234101522301.000.500.100.051.3 边界条件与离散格式进口abcde 给定为速度进口,来流的湍流度为1%,湍流扩散长度为0.01m.出口af e 为压力出口,表压力给定为0,湍流度和湍流扩散长度与进口一样.翼型表面gm hn g 满足壁面无滑移条件.除在DES 和L ES 模型中对动量方程的离散采用默认离散格式(bounded cent ral differencing )外,其他模型中对连续方程、动量方程、雷诺时均方程等方程都用二阶迎风格式来离散,压力速度的耦合采用SIM 2PL EC 算法.2 结果分析速度由雷诺数或马赫数来确定,雷诺数为3.0×106、马赫数为0.22,弦长为0.60m.为了跟实验数据做对比,用Re =ρυc/μ或M a =υ/a 求得进口速度为76.56m/s.假设流动非定常,设定时间步长为0.001s ,在每个时间步长内迭代20次,利用升力系数、阻力系数来监测解的收敛性,当升阻力系数稳定时认为计算收敛.2.1 边界层的比较计算以三维直叶片为研究对象,研究不同边界层网格对翼型气动性能的影响.由图3a 可以看出,当攻角α<7°时,不同边界层网格计算的升力系数无大差异,且与实验值相当吻合,这说明附体流动对边界层网格的要求较低.而当攻角α>7°时,第1种网格划分策略计算所得的升力系数的最大值相对最小,且远小于实验值,失速提前发生,而第2种划分策略计算所得的最大升力系数相对最大,且大于实验的最・66・ 兰州理工大学学报 第36卷大值,而且对应攻角也偏大,失速滞后发生,但它对失速后的流动有较高的模拟精度.这两种策略对失速攻角的计算有较大的误差.第3种划分策略有最高的计算精度,第4种划分策略对失速攻角的模拟精度高于第2种,但对失速后的模拟计算精度跟第2种相当.由以上分析可知,当流体处于附体状态时,或翼型为小攻角时,翼型尾缘处逆压梯度很小,模拟的准确性对边界层网格的要求较低;随着攻角的增大,翼型尾缘处的逆压梯度增大,边界层发生分离,此时尾流中所划的边界层网格仅占尾流区域的很小一部分,它对尾流流场的捕捉能力减弱,而且旋涡的随机性也增大了模拟误差,这就导致不同的边界层网格的计算结果有很大差异.由图3b 分析可知,当攻角α<7°时,第1种划分策略对阻力系数的计算值小于其他划分策略的计算值,且远小于实验值,这是因为边界层内分布的网格点数过少,或没有网格节点,引起严重的数值耗散,掩盖了真实的物理现象以至于不能正确的描述边界层内的流动.随着底层网格尺寸的逐渐减小,计算所得的阻力系数与实验值的偏差也逐渐减小,但小到一定程度后偏差反而增大,这与文献[8]的观点相悖.这是因为第1层网格的纵横比过大所产生的数值 (a )升力系数随攻角的变化曲线 (b )阻力系数随时间的变化曲线图3 翼型升、阻力系数随攻角的变化曲线Fig.3 V ariation of lift coeff icient and drag coeff icient vsattack angle刚性影响了解的精度.当攻角α>7°时,各种边界层网格计算所得的阻力系数有很大差异,且与实验值也有较大偏差,而此时压差阻力起主要作用,第3种边界层划分策略的计算结果最接近实验值,即第3种网格划分策略对压差阻力的计算精度较高.这说明翼型失速后,边界层发生分离,最底层网格尺寸对压差阻力的计算有较大的影响.2.2 湍流模型的比较计算在三维拓扑结构的基础上,研究大涡模拟L ES 、雷诺平均方法RANS 和脱体涡模拟DES 三种方法在风力机专用翼型数值计算中的应用.由图4a 可以看出,当攻角α<8°时,所有模型对升力系数的计算结果无大差异且都与实验值很好的吻合,这几种湍流模型都能很好地计算出翼型失速前的流动特征,对附体流动有很高的计算精度;当攻角α>8°时,各种模型计算出的升力系数的变化趋势大概相同且都与实验值的变化趋势相同,但SST DES 和RSM 计算出的最大升力系数略大且大于实验值,SST k 2ω和L ES 模型计算出升力系数的略小于实验值,但在相同的攻角下L ES 模型的升力系数计算误差却小于SST k 2ω对升力系数的计算误差,说明L ES 的计算精度高于SST k 2ω,而DES 模型的计算结果最接近实验值,这说明DES模型对翼型分离流动或者 (a )升力系数随攻角的变化曲线 (b )阻力系数随时间的变化曲线图4 不同湍流模型下翼型升、阻力系数随攻角的变化曲线Fig.4 V ariation of lift coeff icient and drag coeff icient vsattack angle with different turbulence modes・76・第3期 李仁年等:风力机翼型的气动模型及数值计算 说脱体流动有很高的计算精度.由图4b 可知,当攻角α<8°时,所有模型计算的阻力系数都相对偏大且都大于实验值,但变化趋势相互吻合且与实验值吻合,其中L ES 的计算结果最大且远大于实验值,这表明亚格子模型放大了翼型附近的小尺度脉动对它的影响,此时的流动处于附体状态,翼型仅受到摩擦阻力的作用,这说明所有模型对摩擦阻力的模拟计算值均过大.当攻角α>8°时只有L ES 计算出的阻力系数大于实验值,而其他模型对阻力系数的计算结果都小于实验值,说明RANS 和DES 对压差阻力的计算能力较小,L ES 对气流分离造成的压差阻力有较高的计算精度.数值计算中,对流场的准确计算是翼型气动性能计算的基础,流场的形状及其变化规律反映了气流的客观流动规律,由图5可以看出,RANS 方法得到的旋涡结构单一而平滑,没有捕捉到旋涡的脱落,而DES 方法得到的绕流不仅在流向有旋涡的卷起和脱落,而且在展向还有大尺度的脉动,这是因为DES 在分离区域d 3=C DES Δ,湍流模拟不再依赖当地网格单元中心到翼型壁面的最短距离d ,即湍流的模拟与物体几何外形没有直接的关系,而与当地网格本身的尺度Δ直接相关,因此DES方法在流图5 旋涡等值面图Fig.5 Isosurfaces of vorticity向和展向都能计算出旋涡的运动,从而能得到更复杂的旋涡结构,所以DES 方法在数值模拟非定常大尺度分离流动方面具有明显的优势,它可以比RANS 方法更真实地模拟出高雷诺数下分离旋涡破裂后的非定常流动特征.3 结论1)翼型气动性能的计算精度跟壁面网格分布的情况有关,从应用的角度出发,壁面法向网格布置应该适宜.如果近比网格太稀,边界层内网格节点数不够,就无法准确地捕捉黏性效应;另外,也不能盲目增加网格节点数,还应兼顾网格的纵横比.2)翼型气动性能的计算精度与湍流模型有关,不同的湍流模型针对特定的物理模型才有较理想的计算结果,在计算三维直叶片时,D ES 模型能够捕捉到分离旋涡的非定常特征,得到更为真实的流场.参考文献:[1] GU IL MIN EAU E ,PIQU ET J ,QU EU TR Y P.Two 2dimension 2al turbulent viscous flow simulation past airfoils at fixed inci 2dence [J ].Computers &Fluides ,1997,26(2):1352162.[2] 王汉青,王志勇,寇广孝.大涡模拟理论进展及其在工程中的应用[J ].流体机械,2004,32(7):23227.[3] 邓 枫,伍贻兆,刘学强.用DES 数值模拟分离扰流中的旋涡运动[J ].计算物理,2008,25(6):6832688.[4] STEFAN S ,FRAN K T.Detached eddy simulation of flow a 2round a 2airfoil [J ].Flow ,Turbulence and Combustion ,2003,71(1/2/3/4):2612278.[5] 李 栋,焦予秦,IGOR M ,等.Detached 2Eddy Simulation 方法模拟不同类型翼型的失速特性[J ].航空学报,2005,26(4):4062410.[6] STREL ETS M.Detached eddy simulation of massively separa 2ted flows [R ].Reno :AIAA ,2001.[7] ZIN GG D parison of several spatial discretizations fort he N 2S equations [R ].Reno :AIAA ,1999.[8] 覃文洁,胡春光,郭良平,等.近壁面网格尺寸对湍流计算的影响[J ].北京理工大学报,2006,26(5):3882392.[9] 齐学义,冯俊豪,李纯良,等.三维湍流流动计算在混流式转轮水力设计中的应用[J ].兰州理工大学学报,2006,32(5):48252.[10] TIMMER W A ,VAN ROOI J R P J O M.Summary of t hedelft university wind turbine dedicated airfoils [J ].Journal ofsolar energy engineering ,2003,125(4):4882497.・86・ 兰州理工大学学报 第36卷。
风机翼型气动特性数值模拟研究
［ 摘 要］ 本文基于计算 流体 力学 对风机￥ ８ ０ ９ 翼型进行 了数值模拟 ，计算了不同攻角下的压力系数分布 ，结
果表明不同攻角下模 拟结 果与实验数据吻合较好 ， 证 明所提模 拟方法预测气动性 能的可行性 ，为进一步对翼
型进行三维流动模拟奠定 了理论基础 。
［ 关键 词］ 风力 机 ；翼型 ；数值计算
基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算
基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算魏良（中国国际航空公司西南分公司飞行部，成都610200）摘要：以NACA0012翼型为例，基于CFD方法对该翼型进行了网格划分，得到一套适合于分析动态失速的高精度贴边网格。
在此基础上采用雷诺时均N-S方程，标准-模型建立了翼型在非常定流场中的动态失速计算方法，并运用Fluent对其进行了数值计算。
讨论并分析了相应算例中翼型在动态失速情况下涡流、翼型上下表面压力及升力特性的变化情况。
关键词：动态失速；网格划分；数值计算；参数分析中图分类号:V211.41文献标志码:粤文章编号：员园园圆原圆猿猿猿（圆园员9）03原园127原园3 Simulation and Numerical Calculation of Dynamic Stall Based on NACA0012AirfoilWEI Liang（Flight Division,Southwest Branch of Air China,Chengdu610200,China）Abstract:Taking the NACA0012airfoil as an example,the airfoil is meshed based on CFD method,and a set of high-precision welt mesh suitable for analyzing dynamic stall is obtained.The dynamic stall calculation method of airfoil in unsteady flow field is established by using Reynolds time-averaged N-S equation and standard k-棕model,and numerical calculation is carried out by Fluent.The variation of the vortex,the upper and lower surface pressure and the lift characteristics of the airfoil under dynamic stall in the corresponding examples are discussed and analyzed. Keywords:dynamic stall;meshing;numerical calculation;parameter analysis0引言翼型的动态失速是指振荡翼型的等效迎角超过其静态失速迎角时发生的非定常气流分离和失速现象[1]。
6种风力机叶片翼型的气动性能数值模拟研究
Numerical simulation on the aerodynamic performance of six kinds of aerofoil of wind turbine blade
ZHANG Guo-yu1,2， FENG Wei-min2， LIU Chang-lu1， YU Jian-feng1
场的流动方向。 二维非轴对称模型在流道方向上
设定适当的 X，Y 分量，根据来流攻角的余弦和正
弦值来设定。本次数值模拟气动攻角为－5～15°，按
每隔 1°取值，计算其余弦和正弦，并输入边界中。
气体流动速度根据参考文献的实验值确定，
并转化成低马赫数，输入边界条件。
NACA4412，NACA4418，FFA-W3-211，FFA-
Fig.3 Comparison of simulation data and experiment data of FFA-W3-211 aerofoil at Re＝199 000
C1Cd 系数
1.4 1.2
1 0.8 0.6 0.4 0.2
0 -0.2
计算升力系数 计算阻力系数 实验升力系数 实验阻力系数
W3-360，FX60-126 和 NREL-S809 等 6 种翼型的
几何和气动实验工况点分别取自文献 [2]～[7]，从
而可以用同翼型气动模拟数据来与相同条件下的
试验数据进行对比。
湍流在近壁面区演变为层流， 因此对近壁面
区壁面边界条件采用壁面函数法， 将壁面上的已
知值引入到内节点的离散方程的源项。 在粘性流
收稿日期： 2008-10-10。 作者简介： 张果宇（1985-），男，江西樟树人，硕士研究生，主要从事流体机械流动仿真研究。 E-mail：guoyu.zhang@
一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟
一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟杨从新;金开;王秀勇【摘要】为了准确预测风力机专用翼型在大攻角状态下的气动性能,运用脱体涡模拟(detached eddy simulation)方法对瑞典的FFA-W3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行三维数值模拟,对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行预测.计算结果表明:建立翼型的三维模型,运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度,在失速发展区的计算精度达到工程实际与研究的要求,在深度失速区有一定的预测精度,可用于定性分析.前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响,前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8％,失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感,在失速发展区对粗糙度敏感.%In order to accurately predict the aerodynamic performance of special airfoil for wind turbines in the state of large angle of attack, the detached eddy simulation(DES) was used to simulate numerically aerodynamic performance of Swedish FFA-W3-241 airfoil in a large scope of angle of attack and predict the aerodynamic performance of this airfoil with rough leading edge. The calculation results showed that the DES was suitable for numerical simulation of aerodynamic performance of special airfoil for wind turbine in linear region,with very high accuracy; in stall developing region, the computation accuracy would meet the requirement of engineering practice and investigation and in fully developed stall region, a certain accuracy of prediction was obtained and could be used for qualitative analysis. The leading edge roughness would have a significant effect on the performance of FFA-W3-241 airfoil,making the maximal lift coefficient reduced by 27. 8%, but the stall process would tend to be moderate; the airfoil would not be sensitive to the leading edge roughness in linear region and stall fully developed region. However, it would be sensitive to the leading edge roughness in stall developing region.【期刊名称】《兰州理工大学学报》【年(卷),期】2012(038)006【总页数】5页(P39-43)【关键词】风力机专用翼型;脱体涡模拟;大攻角;三维数值模拟【作者】杨从新;金开;王秀勇【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83风力机是利用风能的主要设备，其通过风轮叶片将风的动能转换成机械能，再将机械能转换成电能，构成叶片的翼型性能直接影响着风力机的性能.早期的风力机设计多采用发展比较成熟的航空翼型，但实践证明，由于设计和使用条件的差异，这些翼型不能很好地满足风力机叶片相对厚度较大、运行雷诺数较低、表面粗糙度受环境影响大、攻角变化大、经常在失速状态运行等特殊要求.从20世纪80年代开始，欧美风电发达国家开始了风力机专用翼型的设计和研究，目前主要形成了美国NREL的S系列翼型、丹麦的Risø系列翼型、瑞典的FFA-W系列翼型和荷兰的DU系列翼型等，其中以瑞典的FFA-W系列翼型最具代表性［1］.翼型气动性能估算不仅是翼型设计的前提，它还和风洞实验数据一起为动量叶素理论确定风力机性能和载荷提供输入参数，因此准确预估给定翼型的气动性能是风力机空气动力学中一项至关重要的内容［2］.通常翼型的气动性能可以被归纳为3个区域，随来流攻角的增大依次是线性区、失速发展区和深度失速区［3］.计算流体力学（CFD）数值模拟能够描述复杂几何边界流动结构，并能在设计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设计性能且省时、省钱，大大地降低了新设计带来的风险.CFD数值模拟已经成为风力机翼型气动性能研究的重要方法和发展趋势.为了计算快捷，目前对翼型绕流的数值研究大多是在二维基础上进行的，然而在大攻角边界层分离时，计算结果与实验值相差甚大，这是因为流动的转捩与边界层分离本身都是三维非定常现象，采用三维模型计算结果可能更精确.P.S.Christopher等人提出在研究翼型气动性能时，二维与三维得到的结果不同［4］；Strelets等人提出，除非展向长度取的非常长，否则，即使采用三维非定常雷诺时均方法也会阻碍绕流三维特性的发展，从而只能得到与二维一样的结果［5］；李银然等人提出展向长度过大会导致计算周期过长，且对翼型气动性能的计算精度也没有明显的提高，并建议取为2～4倍弦长［6］.采用CFD商用软件Fluent，运用脱体涡模拟（detached eddy simulation）方法对瑞典的FFAW3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行了三维数值模拟，通过与国外公布的实验结果比较，评估了DES三维数值模拟方法的预测精度和适用性.鉴于前缘粗糙度问题对风力机的特殊重要性，用DES三维数值模拟方法对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行了预测.1 研究对象选用瑞典航空研究所研制的FFA-W3-241翼型，该翼型相对厚度为24%，具有较高的最大升力系数和升阻比，并且在失速工况下具有良好的气动性能，主要用于叶片的主要功率产生区（叶片展向0.75倍叶片长度附近），翼型的几何外形如图1所示.图1 FFA-W3-241翼型的几何外形Fig.1 Profile of FFA-W3-241airfoil2 计算方法2.1 计算区域与网格划分风洞实验是在Risø国家实验室的VELUX风洞中开展的，当雷诺数为1.6×106，来流风速为40 m/s时，实验段的背景湍流强度为1%，翼型弦长为0.6m.采用CFD前处理软件GAMBIT进行几何建模，翼型弦长取0.6m，计算区域在x方向扩展到30倍弦长，在y方向扩展到15倍弦长，在z方向扩展到3倍弦长.应用GAMBIT软件，对流场计算域进行多块网格的构造与重构，生成贴体、正交性好的结构化网格.由于翼型附近流场参数的梯度比远流场参数的梯度大得多，故对翼型附近的网格进行了局部加密，翼型周围第一层网格高度约为0.004mm，网格节点数约为230万.边界条件：选用速度进口和压力出口，翼展方向的边界面定义为对称边界，翼型表面设定为无滑移壁面.翼型附近区域的网格如图2所示.图2 翼型附近区域的网格Fig.2 Grids of adjacent region around airfoil2.2 湍流模型与离散格式DES是近年来出现的一种结合大涡模拟（LES）和求解雷诺时均N-S方程（RANS）两者优点的湍流数值模拟方法，DES对物面附近边界层内的流动完全采用RANS模拟，可以有效的简化边界层流动，不需要巨大的计算机硬件资源.在远离物面的流动分离区，采用LES数值计算，即对小尺度涡采用亚格子模型数值计算，对大尺度涡采用直接数值计算的方法，这样可以有效的计算分离流动，可见DES充分利用了RANS和LES各自的优点，可以有效快速地模拟实际工程中的大范围分离流动［7］.DES在分离区域的湍流模拟不再依赖当地网格单元中心到翼型壁面的最短距离，即湍流的模拟与物体几何外形没有直接关系，而与当地网格本身的尺度直接相关，因此DES方法在流向和展向都能计算出旋涡的运动，从而能得到更细致的旋涡结构［8］.DES下面的RANS选项选k-ωSST湍流模型，动量方程采用默认的离散格式（bounded central differencing），压力采用中心差分离散格式，湍动能和比耗散率均采用二阶迎风格式，速度和压力耦合采用SIMPLEC算法.非定常时间步长取0.001s，在每个时间步长内迭代20次，通过监视升力系数和阻力系数来判断计算的收敛性.当升、阻力系数稳定或者在很小的范围内波动时，认为收敛，取最大值和最小值的平均值.3 结果及分析3.1 计算结果与分析参照文献［9］所提供的风洞实验条件，在Fluent中进行对应的设置，通过给定不同攻角时对应的来流风速在水平和竖直方向的速度分量为速度入口参数来改变攻角，在攻角为0～34°时，计算了FFAW3-241翼型的升力系数和阻力系数，并分别与风洞实验结果［9］进行了对比.图3和图4分别给出了攻角为11.6°和20°时的升、阻系数计算结果，攻角为11.6°时升、阻系数均收敛于某固定值，说明附着流时，流场稳定，抗扰动能力强；攻角为20°时升、阻系数在一定的范围内脉动，说明分离流场不稳定，对自由流扰动敏感.图5给出了升、阻系数的计算值与实验值的对比结果，从图中可以看出，在攻角为0～11.6°时，计算的升力系数值与风洞实验值吻合良好，最大相对误差仅为1.3%（α=11.6°），此时翼型气动性能处于线性区，流动基本是附着的.在攻角为11.6°～25°时，翼型绕流进入失速发展区，2条曲线的变化趋势一致，相对误差均在15%以内，计算精度达到实际工程和研究的要求.随着攻角增大，在流体黏性和逆压梯度的作用下翼型吸力面后缘附近边界层出现分离，并逐步向前缘扩展，升力系数先增大，在一定攻角（临界攻角）达到峰值后突然减小，即出现失速现象.边界层分离会形成许多大小和频率不同的旋涡，这些旋涡既在弦长方向有运动，也在展向有位移，即具有三维性和非定常性.实验测得的临界攻角为15.405°，计算结果显示临界攻角在15.5°附近，三维数值计算准确地捕捉到临界攻角，计算出的流场形状和变化规律反映了气流的客观流动规律，如图6所示，旋涡沿展向有位移.在攻角为25°～34°时，翼型绕流进入深度失速区，计算值与实验值的偏差较大，但曲线的变化趋势基本一致.偏差较大可能有2方面的原因：1）湍流模型没有很好地与实际物理模型相匹配；2）失速流场自身可能存在某种不稳定性，对外界扰动十分敏感，因此难以得到确定性的结果.图3 α＝11.6°升、阻系数计算结果Fig.3 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝11.6°图4 α＝20°升、阻系数计算结果Fig.4 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝20°图5 升、阻系数计算值与风洞实验值的对比Fig.5 Comparison of experimental and computational results of lift and drag coefficients图6 α＝20°三维流线图Fig.6 Three-dimensional streamlines atα＝20°在攻角为0～25°时，计算的阻力系数值与风洞实验值吻合比较好，攻角大于25°后，计算结果与实验值的偏差较大.在失速现象出现前，阻力系数很小，且对攻角变化不敏感，此时流动基本是附着流，阻力以摩擦阻力为主；失速后，阻力系数随攻角的增大而显著增大，翼型后半段出现因边界层分离产生的低压区，阻力以压差阻力为主.注意到攻角为0～25°时，计算值总体上要小于风洞实验值，一方面是因为实验翼型在加工时表面粗糙度很难保证很好的一致光滑性；另一方面是由于有限长叶片受到的阻力由摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力构成，对于有限长的实验叶片，由于压力面的压力大于吸力面，气流会从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面，形成叶尖涡，并由此产生诱导阻力.为了简化模型，减少计算耗时，将翼展方向的边界面定义为对称边界，这样就忽略了从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面的气流，所以计算的阻力系数值小于实验值，这部分偏差可近似看作实验叶片的诱导阻力系数.攻角大于25°后，计算值大于实验值，可能是由于翼型进入深度失速区后，计算误差过大造成的.3.2 前缘粗糙度对翼型气动性能的影响风力机由于长期运行在野外自然条件下，叶片经常受到沙尘、油污和冰雨等侵蚀，表面粗糙度特别是前缘粗糙度对翼型气动性能有重要影响［10］，因此，在翼型吸力面距前缘10%弦长处布置1mm高的粗糙凸起，用三维数值模拟研究粗糙度对翼型性能的影响.图7 光滑翼型与粗糙翼型计算结果的对比Fig.7 Comparison of calculation results between smooth and rough airfoils图7给出了光滑翼型与粗糙翼型计算值的对比结果，总体上看，前缘粗糙度的增加使升力减小阻力增加，失速过程趋于缓和.升力线斜率减小，最大升力系数下降了27.8%，粗糙凸起在临界攻角附近对升力的影响比较大，攻角大于20°后，粗糙凸起对升力的影响有限，在攻角为11.6°～25°时，阻力明显增加.表面粗糙度的增加使边界层厚度增加，分离点前移，从而使升力线斜率和最大升力系数减小；由于在临界攻角附近，边界层的自由转捩点和分离点比较靠后，所以翼型在临界攻角附近对前缘粗糙度比较敏感；攻角大于20°后，翼型开始进入深度失速区，边界层的自由转捩点和分离点比较靠近前缘，所以粗糙凸起对升力的影响有限.由于表面粗糙度增加，层流边界层转捩为湍流边界层，摩擦阻力增加，另外，边界层提前分离扩展了低压区，同时减小了低压区的压力，导致压差阻力显著增加，所以总阻力明显增加.4 结论1）建立翼型的三维模型，运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度，在失速发展区的计算精度达到实际工程与研究的要求，在深度失速区有一定的预测精度，可用于定性分析.2）前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响，前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8%，失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感，在失速发展区对粗糙度敏感.参考文献：［1］ANDERS B K.Coordinates and calculations for the FFA-W1-xxx，FFA-W2-xxx and FFA-W3-xxx series of airfoils for horizontal axis wind turbines ［R］.Stockholm：The Aeronautical Research Institute of Sweden，1990. ［2］陈培，刘杰平，张卫民.风力机翼型气动性能预估和分析［J］.太阳能学报，2009，30（10）：1424-1429.［3］SPERA D A.Wind turbine technology［M］.New York：ASME Press，1994.［4］CORTEN G P，TIMMER W A.Collection of Technical Papers：44th AIAA Aerospace Sciences Meeting ［C］.Reno：AIAA Inc，2006：187-194. ［5］STRELETS M.Detached eddy simulation of massively separated flows ［R］.Reston：AIAA，2001.［6］李银然，李仁年，王秀勇，等.计算模型维数对风力机二维翼型气动性能预测的影响［J］.农业机械学报，2011，42（2）：115-119.［7］SPALART P R，RUMSEY C L.Effective inflow conditions for turbulencemodels in aerodynamic calculations ［J］.AIAA，2007，45（10）：2544-2553.［8］李仁年，李银然，王秀勇，等.风力机翼型的气动模型及数值计算［J］.兰州理工大学学报，2010，36（3）：65-68.［9］PETER F，IOANNIS A，KRISTIAN S.Wind tunnel tests of the FFA-W3-241，FFA-W3-301and NACA 63-430airfoils［R］.Copenhagen：RisøNational Laboratory，1998.［10］FREUDENREICH K，DRELA M.Reynolds number and roughness effects on thick profiles for wind turbines ［J］.Wind Engineering，2004，28（5）：529-546.。
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟周文平;贺元成【摘要】采用基于滑移网格模型的三维非稳态CFD方法,对NREL Phase VI风力机在偏航工况下的动态失速特性进行计算,分析旋转周期内翼型攻角和升力系数的变化,并进一步分析非稳态流动对动态失速的影响.结果表明:偏航工况时,来流风的水平分量和翼型的非稳态绕流会延缓气流分离涡的形成和失速现象的发生,伴随的动态失速现象会显著增加叶片的动态负荷;越靠近叶根动态失速特征越明显,翼型承受的非稳态升力系数最大可达静态升力系数的5倍以上,升力系数迟滞环面积也更大.计算结果能够为风力机优化设计和运行提供理论指导.%One of the most severe operating conditions for a horizontal axis wind turbine rotor is the yaw misalignment,which will causes dynamic stall phenomenon by a cyclic variation of angle of attack at blade and accordingly increases the fatigue load. In order to relate the yawed condition with dynamic stall characteristic,a three-dimensional and time-accurate Computational Fluid Dynamics (CFD) is used for the simulations of flow-field and dynamic stall characteristic on the National Renewable Energy Laboratory (NREL) Phase VI wind turbine rotor at yaw 30 degrees. The local angle of attack and airfoil characteristics,i.e. lift coefficient Cl and drag coefficient Cd, are computed based on the simulation of the detailed flow around the rotor plane and forces acting on the blade. The results show that the horizontal component of inflow and unsteady flow around airfoil will delay the formation of flow separation vortex and the occurrence of stall. The dynamic load accompanied with dynamic stall phenomenon is significantlyincreased on blade,and one may observe that the unsteady lift is more than five times the two-dimensional steady lift. The hysteresis characteristic of airfoil lift and drag is more remarkable at the inboard blade sections. The derived results are helpful to develop more reliable aerodynamic models for wind turbine design codes, and also can provide theoretical guidance for the optimal design and operation of a wind turbine.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2017(035)007【总页数】6页(P1053-1058)【关键词】风力机;偏航;动态失速;气动性能;数值模拟【作者】周文平;贺元成【作者单位】泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;四川理工大学机械工程学院, 四川自贡643000【正文语种】中文【中图分类】TK83在自然界中，风会连续不断地改变方向和速度，使风力机处于偏航、阵风等非稳态工况。
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟
偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟近年来，风力发电已成为新能源领域中的重要组成部分。
然而，在高风速和偏航工况下，风力机容易出现失速问题，影响风能的利用效率。
因此，研究偏航工况下风力机动态失速特性，对解决风力发电技术难题具有重要意义。
一、风力机动态失速特性1. 风能的基本原理风能是一种可再生的能源，其基本原理是通过把风能转化为机械能，再通过发电机将机械能转化为电能。
在风力机的转子上安装了叶片，当风刮过叶片时，叶片就开始旋转，并驱动发电机发电。
2. 动态失速现象当风力机受到侧向风的作用，会产生偏航现象，即转子轴线与风向不完全重合的情况。
在偏航工况下，风的作用力不再平行于转子轴线，而是形成一个夹角，使得叶片受力情况发生变化。
当夹角过大时，会导致叶片受力不平衡，使得转子失去平衡，产生动态失速现象。
3. 动态失速过程动态失速过程可以分为三个阶段：（1）准定常阶段：风力机在偏航工况下，叶片受到的风力产生一个力矩，使得转子产生一个抵抗偏移的力矩。
在这个阶段，转子会缓慢偏移，并增加旋转速度，并且叶片扭曲程度较小。
（2）早期失速阶段：当转子偏移越来越大，叶片扭曲程度也随之增加，导致失速区域的形成，这个阶段称为早期失速阶段。
（3）失速阶段：当失速区域扩大到整个叶片表面时，就会发生失速现象，失速阶段即开始。
在这个阶段，叶片会发生强烈的振动，转速迅速下降，直至降至静止。
二、数值模拟方法为了研究偏航工况下风力机动态失速特性，我们采用数值模拟方法来模拟风力机失速过程。
1. 计算模型我们采用COMSOL Multiphysics软件来建立风力机的数值模型。
模型主要包括两部分：风场和叶片。
风场部分我们采用Navier-Stokes方程计算，叶片部分则采用有限元法求解。
2. 数值计算方法我们采用显式欧拉法来求解Navier-Stokes方程，采用有限元法来求解叶片的运动方程。
为了减小时间步长，我们采用了自适应时间步长策略。
在计算过程中，我们还需要对边界条件进行处理，包括固定支撑边界条件和周期性边界条件。
基于数值模拟的风力发电机机翼优化设计
基于数值模拟的风力发电机机翼优化设计随着能源的需求日益增长，风能作为一种清洁、可再生的能源逐渐被人们所重视。
在风能利用中，风力发电机是其中最常见的一种形式。
然而，风力发电机效率的提升与提高机翼的气动性能直接相关。
对机翼的优化设计，对风力发电机的能量转化率以及发电效益有着重要的影响。
本文将从数值模拟的角度，探讨风力发电机机翼优化设计的相关内容。
一、风能发电机机翼的工作原理风力发电机是将风能转换成电能的设备，而机翼则是风能转换的关键部件。
通常，机翼在运转中，风流会穿过机翼上下表面所形成的翼型，进而在翼型表面生成压差，由此产生升力。
同时，在翼型上下表面的速度差中，也会形成阻力。
这些气动力的作用会直接影响风力发电机的输出电能。
二、数值模拟在风力发电机机翼优化中的应用数值模拟是一种模拟真实物理过程的计算方法，它能够在计算机中使用不同的数学模型和工具来模拟并预测工程问题的行为。
利用数值模拟，我们可以更完整地掌握在风力发电机机翼设计中所需要解决的问题，如气动噪声、流动控制和内部结构强度等。
因此，数值模拟在风力发电机机翼优化设计中被广泛应用。
三、基于CFD的风力发电机机翼气动性能的研究为了研究风力发电机机翼的气动性能，目前广泛采用基于计算流体动力学（CFD）的方法进行仿真计算。
通过数值模拟，在不同风速、不同翼型和不同倾角的状态下，对风力发电机的机翼进行分析，得到不同状态下的机翼升阻比等性能指标。
采用合适的模型，可以对风力发电机机翼的设计参数进行优化。
例如，可以针对机翼的前缘设计、尾缘形状和厚度平衡等进行优化。
四、基于仿生学的风力发电机机翼形设计生物学中，众所周知的蜜蜂和鸟类等都具有很好的飞行能力。
针对这些生物，自然演化出的机翼形状在很大程度上是优化的。
在风力发电机的设计中，仿生学方法可以有效地改善机翼的气动性能，提高风力发电机的效率和转化率。
五、结语随着科技的不断进步，风能技术正成为人类能源体系中至关重要的一部分。
海上风力机系统流体动力性能数值模拟与试验研究
海上风力机系统流体动力性能数值模拟与试验研究一、本文概述随着全球对可再生能源的需求日益增长，海上风力发电作为一种清洁、高效的能源利用方式，正逐渐成为新能源领域的研究热点。
作为海上风力发电的核心设备，海上风力机的流体动力性能直接决定了其发电效率和运行稳定性。
对海上风力机系统流体动力性能的深入研究和优化具有重要意义。
本文旨在通过数值模拟与试验研究相结合的方法，全面分析海上风力机系统的流体动力性能，以期为海上风力发电技术的发展提供理论支撑和实践指导。
本文首先介绍了海上风力机系统流体动力性能研究的背景和意义，阐述了国内外在该领域的研究现状和发展趋势。
在此基础上，本文提出了结合数值模拟和试验研究的综合分析方法，详细阐述了数值模拟的理论基础、模型建立与验证过程，以及试验研究的方案设计、实验装置与数据处理方法。
通过对比分析数值模拟和试验研究结果，本文深入探讨了海上风力机系统在不同工况下的流体动力性能表现，揭示了其流动特性、能量转换效率和稳定性等方面的关键影响因素。
本文的研究成果不仅有助于深入理解海上风力机系统的流体动力性能，也为海上风力发电机的设计优化、运行控制以及维护管理提供了重要依据。
同时，本文的研究方法和结论可为相关领域的研究人员提供有益的参考和借鉴，推动海上风力发电技术的持续创新和发展。
二、海上风力机系统概述海上风力机系统是一种利用海洋环境中丰富的风能资源，通过风力涡轮机转换为电能的可再生能源装置。
该系统通常由风力发电机、塔架、基础结构以及电力传输设备等关键组成部分构成。
风力发电机位于系统的顶部，包含叶片、轮毂和发电机，叶片设计尤为关键，它直接决定了捕获风能的效率塔架则负责支撑风力发电机并保持其在海上的稳定性，高度设计需要考虑海洋环境中的风速分布特性而基础结构则是整个系统的重要基石，针对不同的海底地质条件（如沙质、淤泥或岩石），采用不同类型的固定式或浮式基础，确保风力机能够在复杂的海洋环境中安全可靠地运行。
风力机翼型动态失速的数值模拟
（1）翼型发生动态失速时，其升力系数峰值大于静态时升力系数峰值，失速造成风力机实际输出功率大于理论计算值。
（2）翼型俯仰振动的几个关键参数对动态失速有很大的影响，平均攻角较小时，流体几乎附着在翼型附近流动，迟滞环不明显。
（3）振幅越大，动态失速越明显，振幅较小时失速多为轻失速，由后缘分离引起；振幅较大时失速多为深失速，首先形成很大的前缘分离涡，该分离涡在翼型表面运动诱发出二次流动，引起升力系数的显著变化。
[8]张正秋，邹正平，刘火星等.振荡翼型非定常流动数值模拟研究[J].燃气涡轮试验与研究，2009,22(3):1-8.Zhang Zhengqiu,Zhou Zhengping,Liu Huoxing,et al.Numerical Study of Two Dimensional Flow on an Oscillating Airfoil[J].Gas Turbine Experiment and Research,2009,22(3):1-8.
[2]B.Stoevesandt,Joachim Peinke,A.Shishkin,Claus Wag⁃ner.Numerical Simulation of Dynamic Stall using Spectral/hp Method[M].Wind Energy,2004.
[3]O.Frederich,U.Bunge,C.Mockett,F.Thiele.FlowPre⁃diction Around an Oscillating NACA0012 Airfoil at Re= 1,000,000[M],IUTAM Bookseries,IUTAM Symposium on‘Unsteady Separated Flows and their Control’,Corfu,Greece,18-22 June 2007.
风力机翼型等速上仰动态失速数值模拟
风力机翼型等速上仰动态失速数值模拟
周正;李春
【期刊名称】《能源研究与信息》
【年(卷),期】2013(029)004
【摘要】采用k-ωSST模型,利用CFD软件模拟了NREL S809翼型正弦振荡动态失速,并将结果和俄亥俄州立大学(OSU)风洞试验值对比,显示出较好的一致性,验证了所用方法的有效性.在此基础上对该翼型在雷诺数Re=1.0×106时以攻角变化率a=34.54(°)·s-1等速上仰动态失速过程进行了数值模拟,详细描述了等速上仰动态失速过程涡的发展以及翼型周围流场的分布.结果表明,动态失速现象是由前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用引起;其气动特性曲线的分析结果表明,其失速前气动性能较静态时有较大提升.
【总页数】5页(P196-200)
【作者】周正;李春
【作者单位】上海理工大学能源与动力工程学院,上海 200093;上海理工大学能源与动力工程学院,上海 200093
【正文语种】中文
【中图分类】TK83
【相关文献】
1.等速上仰翼型绕流结构的数值模拟 [J], 孙茂;罗江
2.转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟 [J], 钟伟;王同光
3.风力机翼型动态失速的数值模拟 [J], 宗涛
4.等速上仰翼型动态失速现象研究 [J], 白鹏;崔尔杰;周伟江;李锋
5.等速上仰翼型尾部流动观察及动态失速机理探讨 [J], 孙茂;王家禄
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风力发电系统动态仿真的风速模型
式(5)称为 Yule-Walker 方程，其中 Rx(l)为序列 x(k) 的自相关，定义为 Rx (l ) = E[ x* (n) x (n + l )] (6) 式中 E 表示数学期望；上角标*表示复共轭。 将 Yule-Walker 方程写成展开形式为 Rx ( m + 1) = α1 Rx (m) + α 2 Rx ( m − 1) + ... + α n Rx ( m − n + 1) Rx ( m + 2) = α1 Rx (m + 1) + α 2 Rx (m) + ... + (7) α n Rx (m − n + 2) Rx ( m + n) = α1 Rx ( m + n − 1) + α 2 Rx ( m + n − 2) + ... + α n Rx ( m) 如 果 式 (7) 中的 Rx 都 可 以 得 到 ， 那么 将 可 以 解 出 ARMA 模型的 n 个自回归系数。 由于式(6)定义的序 列 自相关 和式 (2) 给出 的功率 谱密度 都表 示了序列 内部各采样值的相互关系，它们之间事实上也存在 着确定的关系，是一对傅立叶变换，即 1 π / Ts Rx (l ) = S x (e jω )e jω l dω (8) 2π ∫−π / Ts S x (e jω ) 为序列的 式中 Ts 为离散序列的采样周期； 功率 谱密度 函 数 。由 式 (2) 、 (7) 和 (8) ， 即 可 解 出 ARMA 模型的 n 个自回归系数。 令 y ( k ) = x ( k ) − ∑ α i x (k − i )
再生、清洁能源的利用越来越受到人们的重视，因 此风力发电技术得到迅速的发展，随着风力发电装 机容量的迅速增长，其动态性能及对电网的影响日 益成为该技术领域的一个主要课题。对火电等传统 发电机组来说，驱动汽轮机的蒸汽压力和流量都是 完全被人们控制的，其运行状况可在相当长的时间 尺度上保持相当程度的平稳，并可根据需要进行调 整；而风力发电机组则不同，其原动机受自然界风 的驱动，由于风速的易变性和不可控性，风力发电 机组几乎时刻遭受到较大程度的扰动，这种扰动无 论对机组本身还是对与之相连的电力系统，都将产 生一定程度的影响。因此，风力发电系统动态仿真 等研究就需要建立与之相适应的风速模型[1-5]， 从而 能够对风速的变化进行模拟，进而研究在一定风速 条件下系统的性能。 作 为 常 用 的 电 力 系 统 仿 真 软 件 ， PSCAD/ EMTDC 在其 4.0.1 版本中集成了风力发电系统的一 些基本模型，其中就包括风速模型[6]。目前对风力 发电系统进行的仿真除了在计算机上广泛使用的全 数字仿真之外，由计算机和发电机等设备组成的数 字－物理混合仿真系统也得到人们的重视[7-8]。 无论 是全数字仿真还是数字－物理混合仿真，风速总是 由数字计算机产生的离散时间序列，作为下游模型 （即风力机）的输入。
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风力机翼型等速上仰动态失速数值模拟
S809翼型；等速上仰；动态失速；数值模拟
对于水平轴风力机，风剪切、垂直风、大气湍流、塔影效应以及偏航运行等因素使得风轮叶片的来流攻角快速变化，表现出与风洞实验中完全不同的气动特性，升力系数和俯仰力矩系数均出现明显差别[1].翼型作为风力机叶片的基本要素，显著影响后者气动性能.为充分利用充满能量的流动，非常有必要理解和计
算各种条件下的动态失速过程[2].许多学者进行了相关研究
[3-6].准确计算翼型在动态失速时的气动特性系数，对于提高风力机性能及确保风力机安全设计都具有十分重要的意义.为此，
本文选用NREL S809翼型，对其进行等速上仰动态失速数值模拟.
1数值计算方法
1.1控制方程
1.2数值模拟方法
本文数值模拟计算域如图1所示，长度为弦长的34倍，宽
度为弦长的28倍，充分考虑了尾迹效应的影响.在Gambit 2.2
中对翼型计算域分块生成非结构网格，内部圆形旋转部分较密，外部静止部分相对较疏.图2为翼型边界层网格前缘部分视图，
其周围共布置500个节点，边界层首层厚度设为0.000 1 m，增长因子为1.08，无量纲壁面高度y+值小于1，以捕捉边界层附
近流动现象.
2计算结果及分析
2.1气动力系数曲线
2.2流场及动态失速涡分析
图6反映了等速上仰动态失速时不同攻角下翼型周围流线图和涡量图.攻角为6°和10.01°时，翼型周围为附着流动状态，升力系数随着攻角几乎线性增大.攻角增大到13.67°时，升力系数达到第一个峰值，翼型尾缘处开始产生逆向小涡.攻角继续增大到20.93°过程中，尾缘小涡的发展使得升力系数逐渐减小，并在20.93°处，前缘一次涡开始诱导出二次涡，此后直至21.83°，二次涡快速发展（如攻角21.43°所示），与一次涡合并成一主涡，同时尾缘逆向涡逐渐脱落，两者共同作用使得升力系数达到最大值.攻角仰至22.28°时，主涡逐渐远离翼型表面，流动发生大范围分离，并在尾缘处诱导出二次逆向小涡，翼型气动特性严重下降，阻力系数和力矩系数快速增长.攻角继续上仰到22.93°，前缘二次涡诱导的三次涡快速发展，尾缘逆向涡渐渐脱落，使升力系数增加.并在攻角仰至23.54°时，二次涡和三次涡合并成一充分发展的主涡，在尾缘处再次诱导出逆向小涡，升力系数又一次到达峰值.此后的上仰过程基本与上述过程一致，不同之处在于前缘未能诱导出三次涡.由此可知：等速上仰翼型动态失速现象为前缘主涡和尾缘逆向涡交替产生、发展、脱落的过程，其中伴随着气动特性系数的快速变化，主导着失速后翼型的气动性能.
3结论
（1）采用k-ω SST模型计算所得结果与OSU风洞试验值吻合较好，验证其可有效模拟动态失速过程.
（2）翼型等速上仰动态失速扩展了升力系数线性增长段，延迟了失速攻角，失速前气动性能较静态时有较大提升.
（3）等速上仰动态失速为前缘主涡和尾缘逆向涡交替作用的过程，涡的发展密切影响气动特性曲线的变化.。