一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：采用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換與縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)相結(jié)合的方法，建立鈍尾緣翼型型線數(shù)學(xué)表達(dá)式。對(duì)稱加厚S822翼型的尾緣厚度，利用k?ω SST湍流模型數(shù)值計(jì)算不同尾緣厚度鈍尾緣改型的氣動(dòng)性能。分析尾緣厚度對(duì)翼型升、阻力系數(shù)和升阻比的影響，獲得鈍尾緣改型時(shí)最佳的尾緣厚度，提出基于幾何變換的翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法。本發(fā)明的風(fēng)力機(jī)鈍尾緣翼型，具有最佳的尾緣厚度2％弦長(zhǎng)，更好地提高了風(fēng)力機(jī)捕獲風(fēng)能的能力，并降低了發(fā)電成本。
【專利說(shuō)明】
一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于翼型改型及氣動(dòng)性能計(jì)算技術(shù)領(lǐng)域，尤其是涉及一種利用計(jì)算流體力 學(xué)的基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 風(fēng)能是具有大規(guī)模開發(fā)和產(chǎn)業(yè)化發(fā)展前景的可再生能源。風(fēng)力機(jī)葉片是風(fēng)能利用 中捕獲風(fēng)能的關(guān)鍵部件。安裝于高寒、沿海地區(qū)的風(fēng)電機(jī)組，經(jīng)常遇到低溫、高濕以及冰雨 或雪的天氣條件，此時(shí)葉片表面會(huì)出現(xiàn)積冰現(xiàn)象。積冰會(huì)改變?nèi)~片氣動(dòng)外形并增大表面粗 糙度，導(dǎo)致風(fēng)能轉(zhuǎn)化率降低;積冰也會(huì)引起葉片靜動(dòng)態(tài)負(fù)載增大和風(fēng)輪不平衡性增加，加速 葉片疲勞破壞。因此，改善積冰條件下風(fēng)力機(jī)葉片的氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)特性具有重要的理論 意義和實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，是目前風(fēng)電技術(shù)的研究熱點(diǎn)。
[0003] 進(jìn)行鈍尾緣改型是提高葉片的氣動(dòng)性能以及強(qiáng)度、剛度的有效措施。鈍尾緣改型 在氣動(dòng)特性方面增加最大升力和失速攻角，降低最大升力對(duì)前緣粗糙的敏感性;在結(jié)構(gòu)上 增大橫截面的面積和彎曲慣性矩，使葉片能承擔(dān)更大的壓力載荷。例如，Baker等用風(fēng)洞實(shí) 驗(yàn)研究鈍尾緣翼型的氣動(dòng)性能，發(fā)現(xiàn)適度增加尾緣厚度可增大升阻比并減小對(duì)前緣過(guò)渡的 敏感性。Standish等采用4種數(shù)值解法對(duì)鈍尾緣翼型進(jìn)行數(shù)值模擬，研究表明翼型尾流處的 流動(dòng)狀態(tài)可以影響整體性能。van Dam等采用三維可壓縮雷諾平均N-S方程的方法，研究使 用翼型S809的加厚鈍尾緣改型修改NREL Phase VI風(fēng)輪內(nèi)側(cè)部分產(chǎn)生的影響，結(jié)果表明厚 鈍尾緣葉片剖面作為連接結(jié)構(gòu)要求和空氣動(dòng)力學(xué)性能的橋梁是可行的。Ronit等設(shè)計(jì)了一 種新的低雷諾數(shù)鈍尾緣翼型，采用實(shí)驗(yàn)、cro分析和PIV研究相結(jié)合的方法研究該翼型性能 并用于小型水平軸風(fēng)力機(jī)。韓中合等通過(guò)改進(jìn)翼型尾部的Gurney襟翼形成鈍尾緣翼型，分 析翼型修改前后風(fēng)力機(jī)的功率輸出特性。劉杰平等利用XF0IL軟件比較不同尾緣加厚方式 所得翼型的氣動(dòng)性能。楊瑞等采用CFD方法模擬薄、鈍尾緣翼型的氣動(dòng)性能，結(jié)果顯示鈍尾 緣翼型增大了最大升力，并降低前緣污染對(duì)升力特性的影響。楊科等研究MW級(jí)水平軸風(fēng)力 機(jī)葉片內(nèi)側(cè)翼型的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，采用混合設(shè)計(jì)方法得到了 4種適用于該部位的大厚度鈍尾緣 翼型。馬林靜、徐浩然等參數(shù)化研究尾緣對(duì)稱厚度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)尾 緣厚度在一定范圍內(nèi)增大時(shí)，升、阻力系數(shù)增大，升阻比先增后降。鄧?yán)诘扔?jì)算直接截?cái)?、?duì) 稱加厚、不對(duì)稱加厚和翼面旋轉(zhuǎn)等修型方法得到的鈍尾緣翼型氣動(dòng)性能，結(jié)果表明不對(duì)稱 增加尾緣厚度引起的升力系數(shù)增加最明顯。
[0004] 盡管多年來(lái)許多研究者在鈍尾緣改型對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響方面進(jìn)行了大量研 究，但利用幾何變換進(jìn)行鈍尾緣改型型線表達(dá)且分析最佳尾緣厚度并未涉及。然而，研究鈍 尾緣改型型線表達(dá)式以及不同尾緣厚度鈍尾緣翼型氣動(dòng)性能對(duì)于風(fēng)力機(jī)葉片最優(yōu)化設(shè)計(jì) 具有重要的意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明要解決的問(wèn)題是提供一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，該 方法可利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換和縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)，建立鈍尾緣翼型型線數(shù)學(xué)表達(dá)式;經(jīng)實(shí)驗(yàn) 結(jié)果驗(yàn)證并選取網(wǎng)格數(shù)，提高計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent的計(jì)算精度;通過(guò)計(jì)算風(fēng)力機(jī)專 用S系列翼型鈍尾緣改型的氣動(dòng)性能，獲得其最佳尾緣厚度，揭示基于幾何變換的鈍尾緣改 型對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，實(shí)現(xiàn)風(fēng)力機(jī)鈍尾緣翼型型線表達(dá)式建立以及最佳尾緣厚度 分析。
[0006] 為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是：一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼 型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，其特征在于:包括以下步驟：
[0007] 步驟（1)，鈍尾緣改型型線表達(dá)式:在不改變翼型的最大相對(duì)厚度及其位置、彎度 和弦長(zhǎng)的情況下，利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換以及縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)建立圖1所示鈍尾緣翼型型線 的數(shù)學(xué)表達(dá)式，對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型進(jìn)行鈍尾緣改型，所述數(shù)學(xué)表達(dá)式為：
[0008]

[0009] 式中，xk = r cosa，yk = r sina;r為op的長(zhǎng)度;c為弦長(zhǎng);α為〇p與X軸的夾角;k=l，2 分別表示上、下翼面； ，其中h為尾緣厚度，i為上翼面 η 與翼型的尾緣厚度比，其中（Xkt，ykt)為原翼型最大相對(duì)厚度處的坐標(biāo)，為 經(jīng)過(guò)坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換后原翼型最大相對(duì)厚度處的新縱坐標(biāo)；
[0010]所述步驟(1)中風(fēng)力機(jī)翼型采用美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室發(fā)展的水平軸風(fēng)力機(jī)專用 翼型S822;
[0011 ]步驟(2)，數(shù)值計(jì)算方法及數(shù)學(xué)模型：利用Fluent的前處理軟件Gambit生成翼型的 幾何模型、計(jì)算域和網(wǎng)格（圖3);使用Fluent軟件進(jìn)行翼型的氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算;k-coSST湍 流模型綜合了k-ω與k-ε模型的優(yōu)勢(shì)，適合處理帶有逆壓梯度和分離流動(dòng)的問(wèn)題;壓力和速 度耦合采用SMPLE算法，各方程離散格式均采用二階迎風(fēng)格式;速度和連續(xù)性方程的殘差 值分別為10- 6和l(T4，k和ω方程為10-5;計(jì)算域左側(cè)及上下兩側(cè)進(jìn)流邊界設(shè)定為速度入口， 風(fēng)速由Re = 5 X 105確定，湍流強(qiáng)度為0 · 05% ;計(jì)算域右側(cè)出流邊界設(shè)定為壓力出口，表壓力 給定〇Pa;翼型表面設(shè)定為固壁絕熱無(wú)滑移邊界條件；
[0012] 風(fēng)力機(jī)翼型擾流為不可壓縮流動(dòng)，其控制方程為連續(xù)性方程：
[0013]
(2)
[0014] 和二維不可壓縮N-S方程：
[0015]
⑶
[0016] 式中，P為空氣密度，P = 1 · 225kg/m3 ;μ為空氣動(dòng)力粘性系數(shù)，μ= 1 · 7894 X 10-5kg/ (m · s)；
[0017]利用上述計(jì)算模型及方法，計(jì)算攻角在-5.17°~20°之間變化時(shí)S822翼型的升、阻 力系數(shù)，網(wǎng)格數(shù)分別采用74990、95185和112740,并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖4);
[0018] 步驟(3)，最佳尾緣厚度選取:采用上述步驟（1)的鈍尾緣翼型橫縱坐標(biāo)表達(dá)式對(duì) S822翼型進(jìn)行尾緣厚度為1%(3、2%(3、3%(：和4%(3的對(duì)稱鈍尾緣改型，翼型型線如圖2所示； 利用上述步驟(2)的數(shù)值計(jì)算方法，計(jì)算S822翼型鈍尾緣改型前后的氣動(dòng)性能，確定鈍尾緣 改型最佳的尾緣厚度；
[0019] 步驟(4)，通過(guò)步驟（1)至步驟(3)實(shí)現(xiàn)基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣改型設(shè) 計(jì)。
[0020] 所述步驟(3)中鈍尾緣厚度為1 % c、2 % c、3 % c和4% c;所述的鈍尾緣改型上下翼 面尾緣厚度關(guān)于中弧線的分配比為2: 2。
[0021] 優(yōu)選地，所述最佳尾緣厚度為2% c〇
[0022] 由于采用上述技術(shù)方案，與現(xiàn)有方法相比，本發(fā)明基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍 尾緣設(shè)計(jì)方法，利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換以及縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)，建立鈍尾緣翼型型線的數(shù)學(xué)表 達(dá)式;采用經(jīng)實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證選取的較高精度網(wǎng)格數(shù)，可提高計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent的 計(jì)算精度;通過(guò)數(shù)值計(jì)算風(fēng)力機(jī)專用S系列翼型鈍尾緣改型的氣動(dòng)性能，可獲得其最佳尾緣 厚度;分析比較不同尾緣厚度鈍尾緣翼型的升、阻力系數(shù)和升阻比，可防止尾緣厚度過(guò)大造 成鈍尾緣改型提升翼型氣動(dòng)性能的效果降低，并因而可實(shí)現(xiàn)基于幾何變換的翼型鈍尾緣改 型設(shè)計(jì)，該設(shè)計(jì)翼型具有一定尾緣厚度時(shí)，其氣動(dòng)性能提升效果最佳，從而提高了風(fēng)力機(jī)捕 獲風(fēng)能的能力，并降低了發(fā)電成本。本發(fā)明方法解決了所述的問(wèn)題，為風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣優(yōu) 化設(shè)計(jì)提供了技術(shù)支持和重要參考。
【附圖說(shuō)明】
[0023] 下面通過(guò)參考附圖并結(jié)合實(shí)例具體地描述本發(fā)明，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)和實(shí)現(xiàn)方式將會(huì) 更加明顯，其中附圖所示內(nèi)容僅用于對(duì)本發(fā)明的解釋說(shuō)明，而不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的任何意義 上的限制，在附圖中：
[0024] 圖1是本發(fā)明S822翼型鈍尾緣改型示意圖；
[0025] 圖2是本發(fā)明S822翼型原型及改型型線圖；
[0026] 圖3是本發(fā)明S822翼型計(jì)算域及網(wǎng)格劃分；
[0027]圖4是本發(fā)明S822翼型升、阻力系數(shù)的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值比較圖；
[0028]圖5a是本發(fā)明S822翼型不同尾緣厚度鈍尾緣改型的升、阻力系數(shù)；
[0029]圖5b是本發(fā)明S822翼型不同尾緣厚度鈍尾緣改型的升阻比。
【具體實(shí)施方式】
[0030]下面結(jié)合實(shí)施例及其附圖進(jìn)一步敘述本發(fā)明：
[0031] 本發(fā)明一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法基于以下設(shè)計(jì)思想：
[0032] 1、利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換和縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)相結(jié)合的方法，建立風(fēng)力機(jī)專用翼型鈍 尾緣改型型線的數(shù)學(xué)表達(dá)式，以防止翼型的最大相對(duì)厚度及其位置、彎度和弦長(zhǎng)的改變； [0033] 2、在保證數(shù)值計(jì)算精度和節(jié)省計(jì)算資源的前提下，經(jīng)實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證選取較高精度 的網(wǎng)格數(shù)，以防止計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent計(jì)算精度的過(guò)低和計(jì)算資源的浪費(fèi)；
[0034] 3、數(shù)值計(jì)算不同尾緣厚度鈍尾緣改型的升、阻力系數(shù)和升阻比，獲得最佳尾緣厚 度，以防止尾緣厚度過(guò)大造成鈍尾緣改型提升翼型氣動(dòng)性能的效果降低。
[0035] 解決所述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明從鈍尾緣改型型線表達(dá)式建立、數(shù)值計(jì)算方法及數(shù)學(xué) 模型建立和尾緣厚度最優(yōu)選取等方面進(jìn)行了創(chuàng)新設(shè)計(jì)：
[0036] 1、鈍尾緣翼型型線表達(dá)式建立
[0037]在不改變翼型的最大相對(duì)厚度及其位置、彎度和弦長(zhǎng)的情況下，采用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變 換以及縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)的方法建立鈍尾緣翼型型線數(shù)學(xué)表達(dá)式。
[0038] 2、數(shù)值計(jì)算方法的驗(yàn)證
[0039]數(shù)值計(jì)算方法的驗(yàn)證必須考慮以下幾方面問(wèn)題：
[0040] (1).應(yīng)具有較高計(jì)算精度和占用較少計(jì)算資源；
[0041 ] (2).湍流模型應(yīng)能正確地描述翼型近壁面的流動(dòng)，以利于控制數(shù)值計(jì)算的精度和 需要的計(jì)算資源；
[0042] (3).計(jì)算域的范圍不宜過(guò)小，應(yīng)盡量延長(zhǎng)至少超過(guò)20倍翼型弦長(zhǎng)以上，以利于消 除區(qū)域尺寸對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響；
[0043] (4).計(jì)算網(wǎng)格不宜過(guò)密或過(guò)疏，應(yīng)盡量保持在使得計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)相接近的 一定范圍內(nèi)，以避免翼型氣動(dòng)性能計(jì)算中產(chǎn)生過(guò)大的結(jié)果誤差，造成計(jì)算精度差和計(jì)算資 源浪費(fèi)等缺陷。
[0044] 3、尾緣厚度的最優(yōu)選取
[0045] 鈍尾緣改型尾緣厚度是變化的，影響翼型的氣動(dòng)性能。為此，本發(fā)明方法應(yīng)優(yōu)化尾 緣厚度，從而必須考慮以下問(wèn)題：調(diào)整尾緣厚度，分析尾緣厚度對(duì)翼型的升、阻力系數(shù)和升 阻比的影響，獲得合理和最佳的尾緣厚度。
[0046] 本發(fā)明一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：
[0047] 步驟（1)，鈍尾緣改型型線表達(dá)式:在不改變翼型的最大相對(duì)厚度及其位置、彎度 和弦長(zhǎng)的情況下，利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換以及縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)建立圖1所示鈍尾緣翼型型線 的數(shù)學(xué)表達(dá)式，設(shè)原始翼型上某控制點(diǎn)坐標(biāo)為P(xk，y k)，則xk和yk可表示為：
[0048]
(1)
[0049]式中，r為op的長(zhǎng)度，α為〇p與X軸的夾角，k = l，2表示上、下翼面；
[0050] 將翼型的上、下翼面型線分別繞坐標(biāo)原點(diǎn)逆時(shí)針、順時(shí)針旋轉(zhuǎn)β和P角度，則同一控 制點(diǎn)的新坐標(biāo)為Ρ' (X7 loy' k)，其表達(dá)式如下：
[0051] (2)
[0052] (3)
的尾緣厚度比；[0054] 將式（1)帶入式(2)和式(3)，可得：
[0053] 式中 ，其中h為尾緣厚度，1為上翼面與翼型 η
[0055] (4)
[0056] (5)
[0057] 經(jīng)過(guò)坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換，翼型的弦長(zhǎng)變短;此時(shí)，可通過(guò)上、下翼面型線的橫坐標(biāo)分別 雜賊^^矛口點(diǎn){呆碰麵翻弓妹視財(cái)C C0S_隱^扯^麵腦 后尾緣點(diǎn)的橫坐標(biāo);因此，鈍尾緣翼型上、下翼面橫坐標(biāo)X〃k的表達(dá)式為：
[0058]
(6)
[0059] 為使鈍尾緣改型與原翼型具有相同的最大相對(duì)厚度及其位置，基于有限元方法中 形函數(shù)的思想，將坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)后翼型上、下翼面的縱坐標(biāo)分別減去和加上a kX〃k(C-X〃k)/c 2，W 而得到鈍尾緣翼型上、下翼面縱坐標(biāo)y〃k的表達(dá)式：
[0060]
(7)
[0061] 式中
，其中（xkt，ykt)為原翼型最大相對(duì)厚度處的坐標(biāo)，y^t為經(jīng)過(guò)坐 標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換后原翼型最大相對(duì)厚度處的新縱坐標(biāo)；
[0062]采用步驟（1)的鈍尾緣翼型橫縱坐標(biāo)表達(dá)式，對(duì)S822翼型進(jìn)行尾緣厚度為l%c、 2%c、3%c和4%c的鈍尾緣改型，翼型型線如圖2所示；
[0063]步驟(2)，數(shù)值計(jì)算方法及數(shù)學(xué)模型：利用Fluent的前處理軟件Gambit生成翼型的 幾何模型、計(jì)算域和網(wǎng)格（圖3);使用Fluent軟件進(jìn)行翼型的氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算;k-coSST湍 流模型綜合了k-ω與k-ε模型的優(yōu)勢(shì)，適合處理帶有逆壓梯度和分離流動(dòng)的問(wèn)題;壓力和速 度耦合采用SMPLE算法，各方程離散格式均采用二階迎風(fēng)格式;速度和連續(xù)性方程的殘差 值分別為10- 6和l(T4，k和ω方程為10-5;計(jì)算域左側(cè)及上下兩側(cè)進(jìn)流邊界設(shè)定為速度入口， 風(fēng)速由Re = 5 X 105確定，湍流強(qiáng)度為0 · 05% ;計(jì)算域右側(cè)出流邊界設(shè)定為壓力出口，表壓力 給定〇Pa;翼型表面設(shè)定為固壁絕熱無(wú)滑移邊界條件；
[0064] 風(fēng)力機(jī)翼型擾流為不可壓縮流動(dòng)，其控制方程為連續(xù)性方程：
[0065]
(8)
[0066] 和二維不可壓縮N-S方程：
[0067]
⑶
[0068] 式中，P為空氣密度，P = 1 · 225kg/m3 ;μ為空氣動(dòng)力粘性系數(shù)，μ= 1 · 7894 X 10-5kg/ (m · s)；
[0069] 利用上述計(jì)算模型及方法，計(jì)算攻角在-5.17°~20°之間變化時(shí)S822翼型的升、阻 力系數(shù)，網(wǎng)格數(shù)分別采用74990、95185和112740,并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖4);
[0070] 步驟(3)，最佳尾緣厚度選取:利用上述數(shù)值計(jì)算方法，計(jì)算S系列翼型及其鈍尾緣 改型的升、阻力系數(shù)和升阻比，確定鈍尾緣改型最佳的尾緣厚度;所述的鈍尾緣厚度為1% c、2%c、3%c和4%c;所述的鈍尾緣改型上下翼面尾緣厚度關(guān)于中弧線的分配比為2:2;
[0071] 步驟(4)，通過(guò)步驟（1)至步驟(3)實(shí)現(xiàn)基于幾何變換的翼型鈍尾緣改型設(shè)計(jì)。所述 的最佳尾緣厚度為2%c。
[0072] 本發(fā)明未述及之處適用于現(xiàn)有技術(shù)。
[0073] 實(shí)施例：
[0074] 1、S822翼型廣泛應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片的主要功率產(chǎn)生區(qū)，具有位于39.2%c處的最 大相對(duì)厚度16%，以及位于59.5%c處的最大相對(duì)彎度1.92%。當(dāng)尾緣厚度分別為1.0%c、 2.0%(3、3%(：和4%(3時(shí)，按著中弧線上下厚度分配比為2:2，由改型公式(6)和（7)形成翼型 S822鈍尾緣改型型線（圖2)，并用S822_l、S822_2、S822_3、S822_4分別表示上述4種尾緣厚 度情況。
[0075] 2、
[0076] (1)計(jì)算網(wǎng)格
[0077]利用Fluent的前處理軟件Gambit生成翼型的幾何模型、計(jì)算域和網(wǎng)格（圖3)。計(jì)算 域由一個(gè)直徑為50c的半圓形和一個(gè)長(zhǎng)50c、寬25c的矩形構(gòu)成，翼型位于半圓中心，以確保 其邊界位置不干擾氣流流動(dòng)，消除其尺寸對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。S822翼型計(jì)算網(wǎng)格采用C型四 邊形網(wǎng)格，此網(wǎng)格具有更高程度的最小化控制和準(zhǔn)確性、較低的內(nèi)存消耗以及更快的收斂 率等優(yōu)勢(shì)，能夠減小近壁面網(wǎng)格的傾斜。在翼型上布置320個(gè)節(jié)點(diǎn)，采用邊界層進(jìn)行近壁面 加密。邊界層首層網(wǎng)格高度l(T 5m，共劃分15層，y+值小于5。
[0078] (2)邊界條件
[0079]計(jì)算域左側(cè)及上下兩側(cè)進(jìn)流邊界設(shè)定為速度入口邊界條件，由雷諾數(shù)Re = l X 105 確定，端流強(qiáng)度為〇 · 05% ;計(jì)算域右側(cè)出流邊界設(shè)定為壓力出口邊界條件，表壓力給定OPa; 翼型表面設(shè)定為固壁絕熱無(wú)滑移邊界條件。
[0080] (3)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性與模型適應(yīng)性驗(yàn)證
[0081 ]使用Fluent軟件進(jìn)行翼型的氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算。k-ω SST端流模型綜合了k-ω與 k-ε模型的優(yōu)勢(shì)，適合處理帶有逆壓梯度和分離流動(dòng)的問(wèn)題。壓力和速度耦合采用S頂PLE算 法，各方程離散格式均采用二階迎風(fēng)格式。速度和連續(xù)性方程的殘差值分別為10- 6和l(T4，k 和ω方程為10-5。此外，過(guò)疏或過(guò)密的網(wǎng)格均使計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生很大的誤差。因而，初步計(jì)算時(shí) 需要進(jìn)行網(wǎng)格數(shù)獨(dú)立性分析，確保獲得較高的計(jì)算精度和占用較少的計(jì)算資源。數(shù)值計(jì)算 S822翼型的氣動(dòng)性能，獲得不同攻角下的升、阻力系數(shù)，并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖4)。 [0082]結(jié)果表明，升、阻力系數(shù)分別在8.19°和10.19°攻角之前與實(shí)驗(yàn)值吻合良好;超過(guò) 8.19°攻角之后，升力系數(shù)高于實(shí)驗(yàn)值，而阻力系數(shù)在攻角大于10.19°時(shí)低于實(shí)驗(yàn)值。升、 阻力系數(shù)的總體變化趨勢(shì)與實(shí)驗(yàn)值基本一致。因此，網(wǎng)格數(shù)采用74990即可得到精確結(jié)果。 [0083] 3、尾緣厚度的最優(yōu)選取
[0084]采用上述改型函數(shù)對(duì)S822翼型進(jìn)行鈍尾緣改型，數(shù)值計(jì)算尾緣厚度為1.0%c、 2.0%〇、3.0%〇和4.0%〇改型的升、阻力系數(shù)和升阻比（圖5&和圖513)，分析尾緣厚度對(duì)翼型 氣動(dòng)性能的影響規(guī)律，獲得最佳的尾緣厚度。
[0085]本發(fā)明所述基于幾何變換的翼型鈍尾緣改型的最佳尾緣厚度如圖5a_圖5b所示。 對(duì)其升、阻力系數(shù)和升阻比進(jìn)行研究分析表明：（1)S822翼型及4種改型的升力系數(shù)在0.03° 攻角之前比較接近。超過(guò)0.03°攻角之后，升力系數(shù)隨尾緣厚度增加呈先增大后減小的趨 勢(shì)，S822_1、S822_2和S822_3改型的升力系數(shù)均高于原型和S822_4改型。S822_4改型的升力 系數(shù)在5.09°攻角之后低于原始S822翼型。阻力系數(shù)在-5.17°~20°攻角范圍內(nèi)十分接近。 (2)4種改型的升阻比在1°攻角之前很接近，且均高于原始S822翼型。攻角在1°~8.19°范圍 內(nèi)，升阻比隨尾緣厚度增加呈先增大后減小的趨勢(shì)，S822_2改型的升阻比最大。大于8.19° 攻角之后，S822_l、S822_2和S822_3改型的升阻比與原型相差不大，且S822_3改型在9.17° ~12.22°攻角之間高于原型及其他改型。S822_4改型的升阻比在3.07°攻角之后低于其他 翼型。S822_2改型的最大升阻比高于原型及其他改型。綜上所述，鈍尾緣改型時(shí)，并不是尾 緣厚度越大翼型的氣動(dòng)性能越好。S822翼型的對(duì)稱鈍尾緣改型最佳的尾緣厚度為2%c。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，其特征在于:包括以下步驟： 步驟（1)，鈍尾緣改型型線表達(dá)式:在不改變翼型的最大相對(duì)厚度及其位置、彎度和弦 長(zhǎng)的情況下，利用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換以及縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)建立圖1所示鈍尾緣翼型型線的數(shù) 學(xué)表達(dá)式，對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型進(jìn)行鈍尾緣改型，所述數(shù)學(xué)表達(dá)式為： CCOS<p ......式中，Xk = r cosa，yk = r sina;r為op的長(zhǎng)度;c為弦長(zhǎng);α為〇p與X軸的夾角;k=l，2分別 表示上、下翼面； 霉中11為尾緣厚度，i為上翼面與翼 η 型的尾緣厚度比；^其中（xkt，ykt)為原翼型最大相對(duì)厚度處的坐標(biāo)，為經(jīng)過(guò) 坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換后原翼型最大相對(duì)厚度處的新縱坐標(biāo)； 所述步驟（1)中風(fēng)力機(jī)翼型采用美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室發(fā)展的水平軸風(fēng)力機(jī)專用翼型 S822； 步驟(2)，數(shù)值計(jì)算方法及數(shù)學(xué)模型：利用Fluent的前處理軟件Gambit生成翼型的幾何 模型、計(jì)算域和網(wǎng)格（圖3);使用Fluent軟件進(jìn)行翼型的氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算;k-ω SST端流模 型綜合了k-ω與k-ε模型的優(yōu)勢(shì)，適合處理帶有逆壓梯度和分離流動(dòng)的問(wèn)題;壓力和速度耦 合采用SMPLE算法，各方程離散格式均采用二階迎風(fēng)格式;速度和連續(xù)性方程的殘差值分 另IJ為10- 6和l(T4，k和ω方程為10'計(jì)算域左側(cè)及上下兩側(cè)進(jìn)流邊界設(shè)定為速度入口，風(fēng)速 由Re = 5 X 105確定，湍流強(qiáng)度為0 · 05 % ;計(jì)算域右側(cè)出流邊界設(shè)定為壓力出口，表壓力給定 〇Pa;翼型表面設(shè)定為固壁絕熱無(wú)滑移邊界條件； 風(fēng)力機(jī)翼型擾流為不可壓縮流動(dòng)，其控制方程為連續(xù)性方程：(2) 和二維不可壓縮N-S方程：式中，P為空氣密度，P = 1.225kg/m3;y為空氣動(dòng)力粘性系數(shù)，μ= 1.7894 Xl(T5kg/(m· s)； 利用上述計(jì)算模型及方法，計(jì)算攻角在-5.17°~20°之間變化時(shí)S822翼型的升、阻力系 數(shù)，網(wǎng)格數(shù)分別采用74990、95185和112740,并與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比（圖4); 步驟(3)，最佳尾緣厚度選取:采用上述步驟（1)的鈍尾緣翼型橫縱坐標(biāo)表達(dá)式對(duì)S822 翼型進(jìn)行尾緣厚度為1%(：、2%(3、3%(3和4%(3的對(duì)稱鈍尾緣改型，翼型型線如圖2所示;利用 上述步驟(2)的數(shù)值計(jì)算方法，計(jì)算S822翼型鈍尾緣改型前后的氣動(dòng)性能，確定鈍尾緣改型 最佳的尾緣厚度。 步驟(4)，通過(guò)步驟(1)至步驟(3)實(shí)現(xiàn)基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣改型設(shè)計(jì)。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，其特征在于:在 步驟（1)風(fēng)力機(jī)鈍尾緣翼型型線表達(dá)式建立后，通過(guò)分析不同尾緣厚度鈍尾緣改型的氣動(dòng) 性能，進(jìn)行基于幾何變換的改型最佳尾緣厚度設(shè)計(jì)處理。3. 根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，其特征在 于:計(jì)算鈍尾緣改型氣動(dòng)性能之前，將所述翼型采用坐標(biāo)旋轉(zhuǎn)變換和縮放橫縱坐標(biāo)系數(shù)相 結(jié)合的方法進(jìn)行對(duì)稱鈍尾緣改型，其尾緣厚度1 % c、2 % c、3 % c和4 % c。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于幾何變換的風(fēng)力機(jī)翼型鈍尾緣設(shè)計(jì)方法，其特征在于:所 述最佳尾緣厚度為2% c。
【文檔編號(hào)】F03D1/06GK105863954SQ201610186407
【公開日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年3月25日
【發(fā)明人】張旭, 李偉, 劉海龍, 劉安寧
【申請(qǐng)人】天津工業(yè)大學(xué)