【正文】 在此特向劉哲師兄表示衷心的感謝。攻角下的數(shù)值模擬)沖擊的情況進(jìn)行了二維數(shù)值模擬，通過對(duì)模擬的結(jié)果進(jìn)行分析，得出下面的結(jié)論：(1) 風(fēng)機(jī)翼型在受到較大攻角的來流沖擊時(shí)，就會(huì)使流場(chǎng)出現(xiàn)旋渦，邊界層分離，而且攻角越大，現(xiàn)象越明顯，即風(fēng)機(jī)氣動(dòng)性能受到的影響越大；(2) 當(dāng)攻角大小一樣時(shí)，攻角為正時(shí)風(fēng)機(jī)翼型流場(chǎng)里出現(xiàn)的旋渦更大，邊界層分離現(xiàn)象更明顯。時(shí)翼型附近的速度矢量圖圖426 攻角為12176。(圖423)，24176。而當(dāng)來流攻角很小的時(shí)候，風(fēng)機(jī)翼型就沒有出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象，則風(fēng)機(jī)翼型的氣動(dòng)性能較好。(圖420)，0176。邊界層分離出現(xiàn)的原因是，在分離點(diǎn)以后，壁面附近被黏性和逆壓梯度滯止的流體質(zhì)點(diǎn)逐漸增多，壓強(qiáng)的進(jìn)一步升高使被滯止的質(zhì)點(diǎn)發(fā)生回流，而排擠上游來流邊界層使其與壁面分離。情況下數(shù)值模擬的過程結(jié)束了。 圖48 升力監(jiān)測(cè)設(shè)置對(duì)話框 圖49 阻力監(jiān)測(cè)設(shè)置對(duì)話框15) 為迭代計(jì)算設(shè)置基本參考值：在Compute From項(xiàng)選擇inlet，在Reference Zone項(xiàng)選擇fluid。13) 求解過程升力監(jiān)視器設(shè)置：打開Force Monitors對(duì)話框，在Coefficient項(xiàng)選擇Lift，設(shè)置如圖48所示。 圖44求解器設(shè)置對(duì)話框 圖45紊流模型選擇對(duì)話框 6) 不選用能量方程。ADIJEFGHCB 圖41 流動(dòng)區(qū)域圖FEJIH 圖42 翼型局部放大圖2) 劃分網(wǎng)格和翼型邊界層各條邊上的節(jié)點(diǎn)數(shù)如表41所示，得到的整體網(wǎng)格效果圖如圖43所示： 表41 各條邊的上網(wǎng)格劃分的節(jié)點(diǎn)數(shù)邊ABBCCDDEEHHFAFFIIJJEAD節(jié)點(diǎn)數(shù)200545200200353520070570470 圖43 整體網(wǎng)格效果圖3) 定義邊界類型各邊界的類型和所包含的邊線如表42所示。這種額外的旋轉(zhuǎn)影響已經(jīng)在單一旋轉(zhuǎn)參考系中得到證實(shí)，而且表現(xiàn)要好于標(biāo)準(zhǔn)kε模型。術(shù)語“realizable”，意味著模型要確保在雷諾壓力中要有數(shù)學(xué)約束，湍流的連續(xù)性。 2) RNG kε模型： RNG kε模型來源于嚴(yán)格的統(tǒng)計(jì)技術(shù)。整個(gè)湍流場(chǎng)的特征取決于這些渦結(jié)構(gòu)的不斷產(chǎn)生、發(fā)展和消亡，同時(shí)，這些渦結(jié)構(gòu)之間又不斷發(fā)生著復(fù)雜的相互作用，這就使得對(duì)湍流現(xiàn)象的理解、描述和控制變得十分困難。出口回流條件需要給定：回流總溫(如果有能量方程)、湍流參數(shù)(湍流計(jì)算)、回流組分質(zhì)量分?jǐn)?shù)(有限速率模型模擬組分輸運(yùn))、混合物質(zhì)量分?jǐn)?shù)及其方差(PDF計(jì)算燃燒)。輸入量包括：速度大小、方向或各速度分量、周向速度(軸對(duì)稱有旋流動(dòng))、靜溫(考慮能量)等。通常翼型前緣向后到20~30%弦長(zhǎng)處的上下表面對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響尤為顯著。在低雷諾數(shù)(Re)情況下，翼型表面從層流邊界層發(fā)展為完全分離和失速；在中等雷諾數(shù)(Re)情況下，翼型表面從層流邊界層經(jīng)過分離氣泡，再附著發(fā)展為湍流邊界層；在高雷諾數(shù)(Re)情況下，翼型表面從層流邊界層經(jīng)過轉(zhuǎn)捩發(fā)展為湍流邊界層。 影響氣動(dòng)特性的主要因素 1) 雷諾數(shù) 影響低速翼型特性的最重要的流體因素是流體的粘性，它間接產(chǎn)生升力而直接產(chǎn)生阻力和造成流體分離。這個(gè)指定點(diǎn)是一個(gè)特殊的點(diǎn)，稱為氣動(dòng)中心，或者焦點(diǎn)。翼型是用來產(chǎn)生升力的，也就是說，要產(chǎn)生一個(gè)垂直于與翼型幾何弦成小角度的入射流的力。同樣，通常翼型的相對(duì)彎度指最大相對(duì)彎度，用表示。對(duì)應(yīng)同一x坐標(biāo)的上下翼面點(diǎn)距為翼型的厚度，以t表示，見圖22。除幾何弦外，翼型還有氣動(dòng)弦。湍流黏度采用基于RANS的Spala~Allmaras湍流模型處理，得出了雷諾數(shù)在 106時(shí)，某翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和壓力分布隨來流攻角的變化關(guān)系。風(fēng)機(jī)葉片翼型設(shè)計(jì)理論是決定風(fēng)機(jī)功率特性和載荷特性的根本因素，一直是各國(guó)學(xué)者研究的熱點(diǎn)。發(fā)達(dá)國(guó)家從20世紀(jì)80年代中期開始研究風(fēng)機(jī)新翼型，并發(fā)展了各自的翼型系列。分別同比增長(zhǎng)121%、114%，預(yù)計(jì)2008年市場(chǎng)需求還將遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出預(yù)期，國(guó)產(chǎn)設(shè)備的新裝機(jī)容量年增長(zhǎng)速度為60%70%[9]。現(xiàn)在，全球?qū)W者都達(dá)成了優(yōu)化葉片的設(shè)計(jì)是提高電廠風(fēng)機(jī)效率，從而節(jié)省能源的一個(gè)有效途徑這個(gè)共識(shí)[5]。此外，風(fēng)機(jī)一直是電站的耗電大戶，電站配備的送風(fēng)機(jī)、引風(fēng)機(jī)和冷煙風(fēng)機(jī)是鍋爐的重要輔機(jī)，降低其耗電率是節(jié)能的一項(xiàng)重要措施。. Then pare the speed vector diagrams obtained via the FLUENT software and find out the relation between the boundary layer separation on the wind turbine airfoil and the Angle of Attack.Keywords: Wind turbine airfoil。流動(dòng)分離產(chǎn)生的沖擊會(huì)造成流動(dòng)損失。的空氣來流攻角下的氣動(dòng)特性進(jìn)行了相應(yīng)的數(shù)值模擬計(jì)算，然后，對(duì)不同攻角下模擬所得到的速度矢量圖進(jìn)行比較分析，得出風(fēng)機(jī)翼型邊界層分離和攻角的關(guān)系。葉片將施加于軸上旋轉(zhuǎn)的機(jī)械能，轉(zhuǎn)變?yōu)橥苿?dòng)氣體流動(dòng)的壓力，從而實(shí)現(xiàn)氣體的流動(dòng)。流動(dòng)分離產(chǎn)生的沖擊會(huì)造成流動(dòng)損失。翼型的氣動(dòng)性能參數(shù)的確定是風(fēng)機(jī)葉片設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容，通過實(shí)驗(yàn)來獲取風(fēng)機(jī)葉片設(shè)計(jì)所需翼型的所有性能參數(shù)將要花費(fèi)太多的人力和時(shí)間，因此翼型數(shù)值模擬準(zhǔn)確性成為了風(fēng)機(jī)葉片的設(shè)計(jì)的重要課題[8]。2001年，山西原平化學(xué)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司的劉天靈，咸高創(chuàng)[11]就通過對(duì)風(fēng)機(jī)的軸受力進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算分析，知道了該廠風(fēng)機(jī)經(jīng)常出現(xiàn)故障的原因。應(yīng)用牛頓拉普森迭代法對(duì)來流角進(jìn)行計(jì)算，根據(jù)結(jié)果再計(jì)算葉片截面的升力、推力、切向力、功率等氣動(dòng)參數(shù)，提出一種風(fēng)力機(jī)葉片翼型氣動(dòng)性能的計(jì)算和校核設(shè)計(jì)方法。計(jì)算中采用了標(biāo)準(zhǔn)kε湍流模型與非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。在得到模擬結(jié)果后,對(duì)不同攻角下模擬所得到的速度矢量圖進(jìn)行比較分析，得出風(fēng)機(jī)翼型邊界層分離和攻角的關(guān)系。 3) 厚度和厚度分布在計(jì)算翼型時(shí)通常采用如圖22所示的直角坐標(biāo)，x軸與翼弦重合，y軸過前緣點(diǎn)。只有對(duì)稱翼型時(shí)中弧線與翼弦重合。表面力有兩種，一種是法向力，即壓力；一種是切向力，即摩擦力。當(dāng)攻角增大時(shí)(未出現(xiàn)大分離以前)，不僅上翼面的吸力和下翼面的壓力都增強(qiáng)了，而且吸力峰前移，結(jié)果壓力中心前移。俯仰力矩系數(shù)記為Cm，定義式如(23)所示。這表明風(fēng)力機(jī)翼型通常都不運(yùn)行在敏感的低雷諾數(shù)范圍(一般低于)，在這個(gè)敏感范圍中，入射流湍流的變化、翼型自身的振動(dòng)或翼型表面的粗糙度都會(huì)引起翼型性能的很大變化。 翼型表面的粗糙度對(duì)翼型氣動(dòng)特性有直接影響。由于大攻角范圍的氣動(dòng)特性變化較復(fù)雜，純理論計(jì)算很困難，因而大多依靠相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬得到較可靠的結(jié)果。壓力根據(jù)內(nèi)部流動(dòng)計(jì)算結(jié)果給定。壁面熱邊界條件包括固定熱通量、固定溫度、對(duì)流換熱系數(shù)、外部輻射換熱與對(duì)流換熱等。它是個(gè)半經(jīng)驗(yàn)的公式，是從實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象中總結(jié)出來的。這些公式的作用取決于正確的對(duì)待近壁區(qū)域。 該模型適合的流動(dòng)類型比較廣泛，包括有旋均勻剪切流，自由流(射流和混合層)，腔道流動(dòng)和邊界層流動(dòng)。 利用GAMBIT建立計(jì)算模型 下面選取0176。 3) 確定長(zhǎng)度單位為cm。圖46 壓力出口設(shè)置對(duì)話框圖47 速度入口設(shè)置對(duì)話框 10) 設(shè)置求解控制參數(shù)：選擇二階求解。其中x項(xiàng)是由cos0176。 圖410 迭代過程殘差監(jiān)測(cè)曲線圖411 迭代過程升力監(jiān)測(cè)曲線 圖412 迭代過程阻力監(jiān)測(cè)曲線 18) 保存Date文件：文件名為“fengjiyixing0176。時(shí)的速度矢量圖圖414 攻角為