CFD在水平轴风力机研究中的运用文献调研.docx

风力机叶片气动弹性分析的气动理论模型常用的有3种：1，叶素动量理论（BBM）；2，动力失速模型；3，3D－CFD【１】。 最近关于采用求解N-S方程的CFD方法研究风力机翼型气动性能的主要工作集中在翼型的静态失速和动态失速方面。从物理意义上说,数值求解Navier2Stokes方程的3D CFD 方法是最能全面准确地计算风力机气动特性的方法。美国科罗拉多博耳德的国家可再生能源实验室于2000年12月首次将3D CFD方法应用于NREL Phase2V I风力机气动性能研究,通过与风洞实验数据比较,结果表明即使在高度的三维效果和深度失速状态下, 3D CFD数值模拟方法与风洞实验数据也高度吻合【２，３】。但由于其计算工作量大、紊流模型的选取复杂等原因,目前3D CFD方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具，所以２D　CFD方法是目前风力机研究的主流手段。 文献【４】根据当前计算流体动力学(CFD)数值模拟的研究，对风力机专用翼型Ｓ816模型进行数值模拟，主要针对翼型的升阻特性、失速、流动分离等方面内容，研究了翼型升阻力系数随迎角的变化、翼型在非定常、定常数值模拟结果对比等因素对翼型气动特性的影响，总结出一些规律。 具体实现： 1 几何模型 采用FLUENT软件的前处理软件GAMBIT进行几何建模。取弦长为1m的几何模型，网格为结构化C型网格，网格数50100。 图1 S816局部网格 2 控制方程及湍流模型 二维不可压；RNG k-8两方程湍流模型，与标准K-E模型相似，但比其精度更高。 3 边界条件 进口： 设定无穷远来流风速做为进口的边界条件，压力为大气压，进口气流的湍 流度可根据具体风场状况确定，这里选用常规的3％来计算。 出口：采用自由出流作为出口边界条件，但必须保证足够的计算域。 壁面：将翼型表面设为壁面，在近表面处要使用无滑移条件和无渗透条件。 4 二维非定常计算 Re=4 000 000 5 结果与分析 图2 S816升、阻力系数随攻角的变化 从图中可以看出，该翼型具有较高的升阻比，失速点出现在14。迎角附近，最大升阻比大约为46．5，出现在6度左右；而6度之后开始出了流动分离，升力系数与实验开始出现偏差，随着分离的增大，差别也增大。对存在较大分离的流动模拟不够精准也是二维模拟的缺陷所在。 图3 S816定常与非定常计算结果对比 定常模拟结果要比非定常模拟有偏差，主要表现在定常模拟结果升力系数偏大而阻力系数偏小。 图4 S816(一16度迎角)时的速度矢量图 图5 S816(8迎角)时的速度矢量图 图6 S816(16度迎角)时的速度矢量图 图7 S816(24。迎角)时的速度矢量图 主要结论： １S816翼型是300 kW以上大中型风力机所采用的翼型，翼型的气动参数比较缺乏； ２随着迎角的增大分离点前移，涡的范围和强度增大；迎角为负角度并进一步减小时，翼型的下表面发生流动分离，随着迎角的进一步减小，分离点前移，涡的范围增大，强度增大。 文献【5】探讨了弯度、最大厚度及其位置、前缘粗糙度和雷诺数等因素对翼型气动性能的影响机理，并开发出了在Re数为3 000 000时CAS-W1-XXX系列水平轴风力机专用翼型族，期望获得最大升阻比、最大升力系数和降低前缘粗糙度的敏感性。 几点结论： 前缘半径的影响：前缘半径对翼型的气动特性影响显著,尤其是对最大升力系数和最大升阻比。当翼型其它的几何参数保持不变时,前缘半径较大,翼型的最大升力系数也较大；前缘半径较小时, 气流会在较靠近前缘的地方发生从层流到湍流的转挨。 .最大厚度及其位置的影响：最大厚度及其位置对翼型的最大升力系数影响显著。最大厚度的位置距离前缘较近时,最大升力系数较大,但这会造成边界层层流段的长度较小,湍流段的长度较大,使得翼型的阻力系数较大适当加大最大厚度的位置和前缘之间的距离,可以有效加大层流段的长度,降低翼型的阻力系数 弯度的影响：当其它几何参数保持不变时,随着弯度的增加,翼型吸力面的负压峰值逐渐增大,升力系数逐渐增加,但增加的程度逐渐减小;阻力随弯度的增加而增加;最大升阻比的变化趋势依据不同的翼型而表现出不同的规律。 表面粗糙度的影响: 叶片表面粗糙度的增加,这会导致翼型边界层提前发生转抿,边界层动量厚度增加,尾缘逆压梯度加大,引发气流较早分离,继而导致翼型提前发生失速,升力线的斜率下降,最大升力系数下降. 雷诺数的影响：雷诺数较小时，对雷诺数的小小改变就会非常敏感，而对雷诺数较大时则不明显。 目前广泛使用的风力机叶片翼型族有两大类：1，航空翼型广泛使用在水平轴风力机上的翼型族包括两大类,一类是传统的航空翼型族,主要是NACA翼型族,如NACA44XX、NACA23XXX、NACA63一XXX、NACA64-XXX、NACA65一