尾缘襟翼(TEF)因其对翼型气动特性的调控能力,被认为是降低叶片疲劳和局部载荷最具可行性的气动控制部件。对TEF进行建模,采用Xfoil和CFD软件分析了TEF对翼型气动特性的影响及其机理,并从叶素理论角度对变化来流下TEF的减载效果进行了验证,结果表明:TEF位于不同摆角时翼型升阻力系数均有不同程度的变化,TEF可有效实现对翼型气动特性的主动控制;TEF摆动改变了翼型表面的静压分布和流动状态,进而对翼型升阻力和失速攻角产生影响;TEF可快速有效降低风速突然增加后的叶素受力,进而控制并减小叶片载荷。

为捕获建筑环境中蕴藏丰富的高品质风能，结合高耸建筑的高度优势与建筑扩散体强化风速效应，将垂直轴风力机放置于不同建筑扩散体之间，通过数值模拟的方法研究建筑增强型垂直轴风力机在具有不同实度与不同翼型时的气动特性.结果表明:建筑扩散体可大幅提升风力机获能效率，建筑增强型垂直轴风力机较原始垂直轴风力机最大风能利用系数提升4.47倍，其最佳尖速比位置向右偏移，但其载荷波动较剧烈，且对建筑外廓敏感，其中圆弧形截面建筑可有效减小建筑分离涡造成的影响.随着实度的增加，建筑增强型垂直轴风力机风能利用系数先增大后因叶片间干扰而减小，其载荷波动和自启动性在多叶片时得到明显改善.对于不同系列的翼型，FXLV152翼型有助于减小疲劳累积损伤，最大厚度较大的NACA0021翼型有利于提高风力机的获能效率，S809非对称翼...

为了提升垂直轴风力机获能效率,为风力机叶片加装格尼襟翼并对格尼襟翼进行改进,通过数值模拟研究了两种格尼襟翼对不同实度的垂直轴风力机气动性能的影响。研究发现:当尖速比为3.1、实度为0.250时,原始格尼襟翼可提升10.92%的风能利用系数,改进型格尼襟翼可提升17.92%。在不同实度,改进型格尼襟翼在高尖速比时可较好地提升气动性能,而原始格尼襟翼在低尖速比时可较好地提升气动性能。当实度增大时,由于叶片间尾迹影响加剧而导致风能利用系数下降,但载荷波动情况得到改善;当实度为0.416时,载荷波动最小。

密封是透平机械减小泄漏的关键部件,其气流激振特性对转子系统稳定性具有重要影响。该研究基于计算流体力学与多频涡动密封动力特性系数识别方法研究逆滞流迷宫密封气流激振特性,计算分析逆滞流喷嘴结构参数及位置对迷宫密封动静特性的影响,揭示其抗气流激振机理。结果表明:逆滞流喷嘴能有效抑制周向流动,改善密封腔压力分布,提高系统稳定性;与传统迷宫密封相比,逆滞流迷宫密封具有更小交叉刚度k、更大直接阻尼C与有效阻尼C eff,特别在低涡动频率下,效果更显著;相同结构参数逆滞流喷嘴的径向位置存在最佳值,当型心高度h c=1.65 mm(径向中心)时密封有效阻尼C eff最大;增大喷嘴进口高度h in、减小进出口高度比例h out/h in均有利于提高系统稳定性;喷嘴进口高度h in=1.00 mm、进出口比例h out/h in=0.25、型心高度h c=1.65 mm为计算工况下最优结构,但泄漏...

建立并列式扇贝阻尼密封三维数值分析模型,采用计算流体力学(CFD)方法,并基于动网格技术及多频椭圆涡动轨迹的密封动力特性求解方法研究进口压力、预旋比及转速对并列式扇贝阻尼密封动静特性的影响。结果表明并列式扇贝阻尼密封的直接刚度随进口压力的减小、转速的增加而升高;在不同预旋比下,直接刚度均为负,不利于密封系统静态稳定。并列式扇贝阻尼密封有效阻尼随进口压力的增加、预旋比及转速的减小而增大,使密封系统更稳定;进口压力对有效阻尼影响较显著,进口压力pin=0.505 MPa时的有效阻尼相较于pin=0.303 MPa工况下最高提升了约83%。并列式扇贝阻尼密封的泄漏量随进口压力的减小而显著降低,预旋会降低密封泄漏量,转速对密封泄漏量影响较低。

搭建并优化了密封动力特性系数实验识别装置,应用阻抗法对梳齿密封动力特性系数开展实验识别,研究转速、进口压力和涡动频率对密封动力特性系数的影响。应用基于微元理论的密封动力特性系数识别方法对密封动力学特性进行了数值计算分析,与实验结果进行对比分析。结果表明实验识别梳齿密封动力特性系数整体上略高于数值计算结果,但趋势上吻合良好,特别是表征系统稳定性的密封有效阻尼系数,数值与实验具有良好的一致性。梳齿密封动力特性系数在转子低频(<;100 Hz)涡动时存在一定的频率依赖性,高频(>100 Hz)时阻尼系数的频率依赖性较弱。实验和数值模拟均表明,相较于转速,压比的变化对密封有效阻尼系数的影响更大。

在建立倾斜齿迷宫密封三维数值模型的基础上,应用密封动力特性识别模型和数值计算方法,研究了倾斜齿迷宫密封动力特性和减振机理。结果表明相比于直齿迷宫密封(Straightteeth labyrinth seal, STLBS),前倾齿迷宫密封(Forward inclined-tooth labyrinth seal, FILBS)泄漏量明显偏低,而后倾齿迷宫密封(Backward inclined-tooth labyrinth seal, BILBS)泄漏量明显偏高;3种迷宫密封动力特性系数关系为FILBS>STLBS>BILBS,且BILBS动力特性系数对后倾角变化更敏感。随前倾角增大,存在最佳倾角范围(45°~60°)使得密封有效刚度几乎保持不变,有效阻尼最高;与STLBS相比,FILBS可增大转子表面负的切向力绝对值,使密封动力稳定性提升,而BILBS易导致密封稳定性下降。

设计搭建密封动力特性实验识别装置,基于阻抗法对交错式迷宫密封动力特性系数开展实验识别,并与数值计算结果进行对比。结果表明数值计算的结果整体上略小于实验识别的交错式密封动力特性系数,但随涡动频率变化趋势上具有良好吻合性,应用阻抗法可有效识别密封动力特性。实验与数值计算所得交错式迷宫密封直接刚度系数恒为负值,存在静态不稳定问题;有效阻尼在低频时为负值,其绝对值同进口压力及转速正相关,中高频激励时转为正值,随涡动频率变化较为稳定。

针对风力机专用翼型FFA-W3-211进行数值模拟，深入系统探讨了粗糙度对该翼型气动性能的影响。采用剪切应力输运k-omega湍流模型进行CFD计算；于翼型表面均匀分布不同粗糙度，求出该翼型敏感粗糙度；同时，研究了在该翼型吸力面和压力面不同位置布置敏感粗糙度时，粗糙带位置对翼型升力系数和阻力系数的影响，分别求出吸力面和压力面的敏感粗糙带位置，与软件XFOIL算出转捩点位置进行对比，分析粗糙度对该翼型气动性能的影响。计算结果对风力机专用翼型的设计与开发具有一定的理论价值。

基于NREL S809翼型研究尾翼摆角对于翼型气动性能的影响.通过对比升阻力系数的模拟值与实验值排除了网格质量对翼型气动性能的影响验证了利用S-A（Spalart-Allmaras）湍流模型对风力机翼型进行计算的有效性确定了合理的模拟方案分析了翼型的气动性能.在此基础上将S809翼型进行了尾缘变形生成S809上摆-5°、下摆5°、10°及15°这4种变形翼型.再利用CFD（computational fluid dynamics）软件对它们进行数值计算分析了各个翼型升阻力系数及流场特性.研究表明随着尾缘下摆角度的增加变形翼型上下表面压差逐渐增大下摆翼型在升阻力特性方面有较大改善.但随着翼型下摆角度的增大翼型产生分离涡的攻角却随之减小更易失速.而上摆翼型升阻力特性及失速特性均不如原始翼型.