水平軸風力機葉片翼型na-ca63425流場數(shù)值模擬

水平軸風力機葉片翼型na-ca63425流場數(shù)值模擬

在水平軸風機的運行過程中，如果翼型流量的攻擊角較大，則將明顯分離翼型流動的邊界層。因此，正確接收翼的動態(tài)特性對風動機葉片的設(shè)計非常重要。然而，這種復(fù)雜的分離和流動現(xiàn)象的測量非常困難，大量的實驗結(jié)果表明，翼的設(shè)計周期和成本增加了。采用CFD計算流體力學(xué)數(shù)值模擬替代試驗測定工作確定翼型的氣動特性,可以縮短設(shè)計周期和降低設(shè)計成本,已經(jīng)在實際工程中得到了廣泛的應(yīng)用。NACA634系列翼型是一種總體性能表現(xiàn)良好的翼型,在各種水平軸風力機上得到了廣泛的應(yīng)用,本文將采用CFD軟件FLUENT對該系列翼型中的NACA63425進行數(shù)值模擬,得出翼型在不同攻角下的壓力分布、升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比,分析翼型的分離流動情況。1n-s方程及相應(yīng)的空氣密度1.1基本方程風力機葉片的運轉(zhuǎn)速度不大,翼型的繞流可以看作不可壓縮流動。數(shù)值計算模型采用二維連續(xù)性方程和二維不可壓縮N-S方程。二維連續(xù)性方程:?p?t+?(ρux)?x+?(ρuy)?y=0?p?t+?(ρux)?x+?(ρuy)?y=0二維不可壓縮N-S方程:?(ρux)?t+ux?(ρux)?x+uy?(ρuy)?y=??p?x+μ(?2μx?x2+?2uy?y2)?(ρuy)?t+ux?(ρuy)?x+uy?(ρuy)?y=??p?y+μ(?2μy?x2+?2uy?y2)?(ρux)?t+ux?(ρux)?x+uy?(ρuy)?y=-?p?x+μ(?2μx?x2+?2uy?y2)?(ρuy)?t+ux?(ρuy)?x+uy?(ρuy)?y=-?p?y+μ(?2μy?x2+?2uy?y2)式中:ρ為空氣密度;μ為空氣的粘性系數(shù)。1.2網(wǎng)格局部加密由于所采用翼型的幾何形狀并不十分復(fù)雜,考慮到數(shù)值求解效率等因素,本文采用了C型網(wǎng)格。為了減少計算域外的邊界對計算過程的影響,外邊界長度分別取翼型弦長和最大厚度10倍左右的距離。為了能夠得出更加準確的結(jié)果,網(wǎng)格在翼型表面采取了網(wǎng)格局部加密方法,網(wǎng)格總數(shù)達6萬多,其中翼型表面分布節(jié)點160個。網(wǎng)格分布見圖1。1.3模型及計算方法采用分離式求解器進行求解,隱式算法。模擬計算假定流場中只存在空氣單相流動,不考慮風沙、水滴等多相流的情況;空氣密度和空氣動力粘度依據(jù)模型提供的常規(guī)值并且保持為常數(shù)。因為氣流密度小計算中可以不考慮重力的影響。在求解過程中可以假定所有過程都是絕熱過程,即不考慮熱傳導(dǎo)與太陽輻射。本文的模擬選用RNGk-ε兩方程湍流模型,該湍流模型能夠反映各向異性和平均渦量對流動的影響,其中的湍流常數(shù)直接由重整化群理論導(dǎo)出并且在模型中通過一個修正項記入了平均應(yīng)變率對湍流耗散率的影響,具有較高的精度和可信度。方程中壓力--速度耦合采用SIMPLE算法即求解壓力耦合方程組的半隱式方法,這也是目前工程上應(yīng)用最為廣泛的流場計算方法,主要用于求解不可壓縮流場的數(shù)值方法,這種方法的核心是采用“猜測-修正”的過程,在交錯網(wǎng)格的基礎(chǔ)上來計算壓力場,從而達到求解動量方程(Navier-Stokes方程)的目的。方程中的動量、湍流動能均采用二階迎風格式處理。邊界條件包括進出口邊界和壁面邊界:設(shè)定進口邊界為速度進口邊界條件,速度為無窮遠處的來流風速;考慮到計算區(qū)域相對弦長較大,流動在出口處已經(jīng)得到了充分的發(fā)展,所以選用自由出流為出口邊界條件;翼型表面為無滑移固壁邊界。2失速攻角的影響2.1升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比對NACA63425翼型流場在來流攻角為0°至30°范圍下的流動情況進行的數(shù)值模擬,取來流的速度為風力機在額定工作狀態(tài)下的風速,12m/s。利用數(shù)值計算得到的翼型升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨來流攻角的變化結(jié)果見圖2-圖4。從圖中可以看到:當攻角小于12°時,翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)都隨著攻角的增大而增加;攻角在12°左右時,翼型的升力系數(shù)達到最大;當攻角大于12°后,翼型的阻力系數(shù)繼續(xù)增加,但是升力系數(shù)開始下降,不過攻角增加到25°后升力系數(shù)又開始上升。這是因為隨著攻角的增加,氣流在翼型表面上的分離加劇,導(dǎo)致尾跡區(qū)域形成漩渦,翼型上下面壓力差和升力減小,風機進入了失速狀態(tài)。根據(jù)這些模擬計算結(jié)果可以看到,翼型NACA63425的失速攻角應(yīng)該在12°附近。在實際中,風力機葉片一旦出現(xiàn)失速現(xiàn)象,風力機就會產(chǎn)生劇烈振動和運行不穩(wěn),為了使風力機在稍大于設(shè)計風速時仍能很好的工作,所選取的升力系數(shù)應(yīng)在升力系數(shù)最大點的左側(cè),其值最大不超過0.8~0.9倍的最大值。翼型的升阻比反映了翼型的氣動效率,升阻比越高,翼型的氣動效率越高。由圖4可以看出,在來流攻角為7°左右時翼型的升阻比達到最高,約為l2左右。來流攻角大于7°時升阻比急劇下降,在攻角為30°時翼型的升阻比已經(jīng)下降到2左右。2.2來流攻角的影響不同的攻角翼型表面的壓力分布的模擬計算結(jié)果見圖5-圖7。對比圖5,圖6和圖7可以看出,當來流攻角為10°時翼型上下表面始終具有較大的壓差。當來流攻角增大到14°時翼型尾部上下表面的壓力差就有所減小了,隨著來流攻角的進一步增大,壓力差減小的趨勢向著翼型的前緣方向發(fā)展。對比圖6和圖7可以看出,當攻角為14°時壓差開始減小的位置大概發(fā)生在0.6弦長處,當攻角為18°時壓差減小的點已經(jīng)向翼型前緣移動到弦長的0.5處左右了。造成這種現(xiàn)象的主要原因其實也是翼型表面的流動分離隨著攻角的增大而加劇,并且有向著翼型前緣方向發(fā)展的趨勢。2.3進階壓力分布不同攻角時翼型流場的流線分布模擬結(jié)果見圖8-圖10。由圖8可得出,當來流攻角小于10°時,翼型繞流為附著流,未出現(xiàn)漩渦分離的現(xiàn)象;此時的翼型表面壓力分布圖也呈現(xiàn)出較大的壓差,即此時翼型具有較好的氣動性能,但當來流攻角增大到14°后,翼型尾部開始出現(xiàn)流動分離形成了漩渦(見圖9)。從圖10中還可以進一步看出,隨著攻角的增大漩渦的范圍也進一步的擴大,并向翼型前緣發(fā)展;這也正是翼型升力系數(shù)變小,表面壓差減小并且減小的趨勢向前緣移動的原因。可見,翼型流場的尾跡流動分離是影響翼型氣動特性的主要原因。3翼型升力/阻力系數(shù)模擬本文利用計算流體軟件FLUENT對不同攻角下翼型