针对分离式尾缘襟翼翼缝对翼型气动性能与襟翼调控能力的影响,采用计算流体力学方法结合2种湍流模型从翼型宏观气动力与微观流场结构的角度对不同外形的翼缝进行了研究。在对比分析直翼缝与弯曲翼缝气动性能与流场结构的基础上,对翼缝外形进行了改进,并进一步分析了改进后翼缝的气动性能。结果表明:直翼缝在附着流时升力系数损失大于弯曲翼缝,而分离流时其延缓失速能力较强;改进翼缝能很好地贴合流体流动状态,相对于直翼缝,附着流时其升力损失较小;对于襟翼的载荷调控能力,未改进翼缝使襟翼调控能力有所减弱,改进翼缝不影响襟翼在正方向偏转时的调控能力。

为充分利用建筑周围的局部强化风,对建筑环境中的垂直轴风力机进行了非定常数值模拟。对以NACA0021翼型作为叶片截面的三叶片原始直线翼垂直轴风力机周围流场进行数值模拟,并与实验值进行比较,结合高耸建筑的高度优势、建筑扩散体强化风速效应及风向研究建筑增强型直线翼垂直轴风力机捕获风能的特点与优势。结果表明:建筑增强型直线翼垂直轴风力机的风能利用系数最高提升至原始直线翼垂直轴风力机的2.47倍,但其载荷波动大,对结构安全性与可靠性提出了更高的要求,且对风向、建筑扩散体排布方式及建筑外廓敏感度高。

以NREL S809为原始翼型,采用数值模拟方法得到不同雷诺数下各弹片角度对翼型气动性能的影响,并利用功率谱分析非定常流场气动参数的波动情况。结果表明:在不同雷诺数下,改善翼型气动性能的最佳弹片角度与攻角均近似呈线性关系;与低雷诺数相比,高雷诺数下流体对翼型表面有更强的贴附能力,使得对应攻角下最佳弹片的角度更小;高雷诺数时,在各攻角下弹片改善翼型气动参数波动的能力均较强,而低雷诺数时其能力明显减弱。

采用数值模拟方法对表面纵向布置微沟槽的风力机翼型的气动性能进行研究。基于Transition SST模型,采用商用计算流体动力学(CFD)软件,研究了L型和V型2种不同类型的微沟槽的减阻效应,考虑了不同雷诺数和不同翼型条件下,表面微沟槽对风力机翼型升阻力特性的影响。通过对比升、阻力系数及表面摩擦力系数,探讨了风力机翼型表面微沟槽的减阻机理。结果表明在最优的沟槽几何参数条件下,L型沟槽相比V型沟槽具有更好的减阻效果,DU翼型最大减阻率达到5.6%;采用最优沟槽几何参数时,微沟槽在较大的雷诺数和攻角范围内都具有减阻效果。

以NACA0012翼型为研究对象,采用Transition SST湍流模型和Simple算法模拟了高雷诺数下吸气控制对翼型失速特性的影响。设计了4种吸气策略,详细探讨了不同吸气策略对翼型动态失速的影响,并对比其所需能耗。结果表明在相同动量系数下吸气控制对动态失速涡的抑制明显优于喷气控制;与喷气控制相比,采用吸气控制后翼型的平均升力系数可提高13%以上,平均阻力系数可降低80%;当采用开口向下的Sin函数策略时,翼型的等效升阻比最大。

为探究格尼襟翼对垂直轴风力机气动性能的影响,结合TSST湍流模型对直线翼垂直轴风力机展开数值模拟研究。结果表明低尖速比下,格尼襟翼可显著提升垂直轴风力机的气动性能,但在高尖速比下会降低气动性能;垂直轴风力机组间流体速度随尖速比的增大而增加,此高速流体可有效提升机组风能利用系数;因上游风力机组间流体加速作用,下游风力机在各尖速比下的气动性能均高于原始单风力机,且当尖速比为2.72时,下游风力机最大平均力矩比原始单风力机提高20.3%;上游风力机组安装格尼襟翼可有效提高机组间流体加速效果,使下游风力机迎风速度更高,尖速比为2.51时,格尼襟翼风力机组的下游风力机平均力矩比原始单风力机和原始格尼襟翼风力机分别提高36.5%和24%。

为分析弯扭耦合叶片的力学性能,基于三维建模软件NX二次开发建立NREL 5 MW风力机叶片壳体模型,进一步对叶片进行复合材料铺层设计,通过镜像偏置主梁纤维实现叶片气动弹性剪裁,采用CFD方法计算叶片表面压力分布,结合有限元方法对其进行模态、静力学及屈曲计算,以研究主梁偏置角度对弯扭耦合叶片力学性能的影响。结果表明当主梁偏置角度较小时,弯扭耦合叶片表面最大应力小于传统叶片,其中以偏置角度为-15°时效果最佳,表面最大应力降幅最高为14.78%;相比传统叶片,弯扭耦合叶片各阶固有频率及屈曲因子均有所降低,且正向与反向偏置同角度的叶片固有频率和屈曲因子下降量较接近,主梁偏轴镜像铺设对叶片挥舞振动影响较大;主梁偏置角度对叶片抗屈曲能力产生一定影响,叶片临界屈曲载荷最大降幅约为78%;应重点关注弯扭耦合叶片固有频率及屈曲因...

在3级空气透平试验台上,开展了变平衡孔面积对透平气动性能影响的试验研究。同时对试验透平级进行数值计算分析,研究了透平级性能随平衡孔面积变化的规律,并与试验结果进行了对比。结果表明无平衡孔时透平效率最低,平衡孔直径小于25 mm,效率随平衡孔直径的增大而逐渐提高,但之后逐渐降低。计算得到的效率变化规律与试验结果吻合良好,平衡孔与隔板汽封漏气面积比为2~3时,效率最优。

基于NACA0018翼型,将波状前缘、锯齿尾缘和表面脊状3种仿生结构进行耦合,形成WSR翼型,并采用大涡模拟和FW-H方法研究了WSR翼型在不同雷诺数和攻角下的流场和噪声特性。结果表明在小攻角、低雷诺数下WSR翼型可降低噪声5 dB左右;在大攻角下,锯齿尾缘结构加剧了尾缘处流动掺混,改变了尾迹涡结构,降低了翼型尾缘处的涡量,进而使噪声降低8 dB左右。

为研究进口预旋对迷宫齿磨损形态下密封非定常气流激振转子动力特性系数的影响,采用基于转子多频椭圆涡动模型的URANS方程求解方法,计算分析了2种进口预旋比下未磨损结构、未弯曲磨损结构和部分弯曲磨损结构下密封泄漏质量流量、气流平均周向速度和转子动力特性系数的变化。结果表明:在2种进口预旋比下,增加磨损间隙和迷宫齿弯曲均会使密封泄漏质量流量增大;当进口预旋比为0时,密封泄漏质量流量增大使得转子周向拖动作用降低,腔室内气流平均周向速度减小,进而导致与转子涡动方向相反的负切向气流激振力减小,密封转子稳定性降低;当进口预旋比为0.45时,气流平均周向速度不受迷宫齿磨损结构的影响,因此迷宫齿磨损后腔室内周向动量增大,进而与转子涡动方向相同的正切向气流激振力增大,密封转子稳定性降低。