分離失速下風力機氣動力數(shù)值模擬研究.pdf

1、分離失速下風力機的氣動特性計算是包括計算流體力學(CFD)在內(nèi)的各種計算方法面臨的難點，這一難點在針對美國可再生能源實驗室(NREL)非定?？諝鈩恿W第六期(PhaseⅥ)實驗的風力機上開展的大量CFD數(shù)值模擬中體現(xiàn)得最為全面和深刻。解決分離失速下PhaseⅥ葉片氣動力的準確計算問題，對于其它風力機的氣動力準確計算具有重要意義。本文以S809翼型和PhaseⅥ葉片為研究對象，采用非結(jié)構(gòu)有限體積法求解RANS方程，實現(xiàn)了風力機二維翼型和三

2、維旋轉(zhuǎn)葉片的數(shù)值模擬方法，針對分離失速下風力機翼型和葉片氣動力的準確數(shù)值模擬，開展了以下幾個方面的工作:
　　揭示了三維旋轉(zhuǎn)葉片數(shù)值模擬誤差和二維翼型數(shù)值模擬誤差之間的關(guān)聯(lián)特性，確認了常規(guī)全湍流數(shù)值模擬的誤差主要由忽略轉(zhuǎn)捩和湍流模擬不準確導致。針對以上誤差來源，一方面在SST湍流模型中耦合了γ-Reθ轉(zhuǎn)捩模型，另一方面對SST湍流模型的封閉常數(shù)β*進行了取值校正，大幅提高了分離失速下風力機氣動力數(shù)值模擬的準確程度。耦合轉(zhuǎn)捩模型后，

3、數(shù)值模擬對翼型和葉片進入深失速時機的預測更為準確，對前緣層流分離泡的正確捕捉被發(fā)現(xiàn)是數(shù)值模擬得以改善的一個關(guān)鍵因素。實現(xiàn)了用于三維旋轉(zhuǎn)葉片數(shù)值模擬卻僅基于二維翼型數(shù)據(jù)進行湍流模型封閉常數(shù)校正的方法，只需以翼型在個別迎角下的實驗數(shù)據(jù)作為參照，即可校正得到一個適用于整個迎角范圍和一定雷諾數(shù)范圍的最優(yōu)封閉常數(shù)取值，顯著提高翼型和葉片在整個輕失速階段的數(shù)值模擬準確性。
　　對PhaseⅥ葉片的1/8縮比模型開展了風洞實驗，采用熒光油膜法測

4、量了模型的全局表面摩擦力線，提出了測量結(jié)果的可信性判斷方法，并以直觀流動圖畫的方式檢驗了本文的數(shù)值模擬方法。實驗結(jié)果表明，縮比葉片的低雷諾數(shù)導致其表面流動狀態(tài)與全尺寸葉片相比有顯著差異，比如在葉片迎角為0°時即已發(fā)生尾緣層流分離。全湍流模擬方法在該低雷諾數(shù)下不能正確預測葉片的層流分離，而耦合轉(zhuǎn)捩模型的數(shù)值模擬方法能夠較好的反映流場特征，在低雷諾數(shù)下具有更好的適用性。
　　基于改進后的數(shù)值模擬結(jié)果，深刻揭示了風力機三維旋轉(zhuǎn)效應的作用

5、機理，建立了一種新的三維旋轉(zhuǎn)效應失速延遲模型。對三維旋轉(zhuǎn)效應機理的分析發(fā)現(xiàn)，旋轉(zhuǎn)葉片的分離渦在離心力的作用下具有三維本質(zhì)，失速與流動分離不再嚴格對應，失速延遲的主要原因是三維旋轉(zhuǎn)效應導致分離渦形狀的扁平化和尺寸的減小。在以上機理的指引下，建立了一種新的三維旋轉(zhuǎn)效應失速延遲模型，獲得了比已有模型更好的計算效果。還實現(xiàn)了該模型在致動線方法中的應用，正確修正了三維旋轉(zhuǎn)效應導致的失速延遲，顯著提高了致動線方法對分離失速下風力機氣動力的計算準確性