【正文】 THE 2D NUMERICAL SIMULATION OF THE BOUNDARY LAYER SEPARATION ON A WIND TURBINE AIRFOILAbstractWhen the fan working, the gas flow channel geometry will change，which makes the fluid velocity magnitude and direction change resulting flow flow separation will cause the flow change of the fluid velocity magnitude and direction makes the flow angle be not equal to the installation angle when the gas is going into the impeller from the entrance and out from the impeller,resulting in shock shock loss will affect the efficiency and performance of the gas with impact speed imported into the entrance of impeller, it will bring about the vortex on the suction is the reason leading to boundary layer the help of Gambit，a processing tool of FLUENT software，a inpressible turbulence model of a kind of wind turbine airfoil was built. Of course，the specific airfoil of this study is G473. Under the different Angle of Attack，the aerodynamic performance of 2D aerofoil of wind turbine airfoil was simulated and analyzed by using the FLUENT software. The AoA of this study was changed from 36176。二○一○年六月風機翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究題 目 畢 業(yè) 設 計(論文)`院 系動力工程系專業(yè)班級熱能與動力工程專業(yè)0601班學生姓名李維敬 指導教師王松嶺 華北電力大學本科畢業(yè)設計(論文)風機翼型邊界層分離的二維數(shù)值模擬研究摘要當風機工作時，氣體流道的幾何形狀改變會使流體運動速度的大小和方向發(fā)生改變，從而產(chǎn)生流動分離。 to 8176。尤其是在電站，隨著機組向大容量、高轉(zhuǎn)速、高效率、自動化方向的發(fā)展，電站也對風機的安全可靠性提出了越來越高的要求，鍋爐風機在運行中常發(fā)生燒壞電機、竄軸、葉輪飛車、軸承損壞等事故，嚴重危害設備、人身安全，也給電廠造成巨大的經(jīng)濟損失[2]。由于氣體進入葉片入口時存在著沖擊速度，使氣體在風機葉片的吸力面上形成旋渦，造成邊界層分離現(xiàn)象而會導致能量損失[4]。 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀和趨勢我國風機擁有量約230萬臺以上，年耗電量約占全部發(fā)電量的10%左右，因此風機的節(jié)電有著十分重要的意義。傳統(tǒng)風機的葉片多采用固定的翼型，但由于應用環(huán)境和應用目的不同，風機翼型的葉片并不能高效地進行能量轉(zhuǎn)換。2008年西華大學風電技術(shù)研究所的毛金鐸，張禮達[16]應用USED流體力學軟件對風力機葉片常用翼型THAThow211進行數(shù)值分析，得出了其升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比以及翼型表面壓力隨來流攻角變化關(guān)系，并依據(jù)計算結(jié)果對FFAw3211 翼型的氣動性能進行分析。2009年重慶大學機械傳動國家重點實驗室的陳進，張曉，王旭東[18]對某翼型擾流流動建立了二維可壓縮湍流模型，利用商業(yè)軟件 FLUENT對翼型不同來流攻角下的氣動特性進行了相應的數(shù)值模擬計算。通常，翼型外形由下列幾何參數(shù)決定[20]:1) 翼弦BO氣動弦?guī)缀蜗?圖21翼型的氣動弦與幾何弦 翼型前緣點O與尾緣點B之間的連線稱翼弦，翼弦OB的長度稱作弦長，以C表示，它是翼型的基準長度，也稱為幾何弦。這樣在x軸上方的弧線稱為上翼面(以表示)，下方的弧線稱為下翼面(以表示)。稱為最大相對彎度，xf為最大彎度位置，其無因次量為。也像壓強通常表示為無量綱的壓強系數(shù)一樣，升力和阻力通常也表示為無量綱的升力系數(shù)Cl和阻力系數(shù)Cd，二者定義如下： (21) (22) 式中的L和D分別代表升力和阻力，單位為N；來流動壓頭為1/2 ρV2，單位是N / m2，c是弦長，單位是m；b是垂直于紙面的尺寸，單位是m， ρ為空氣密度。翼型上的分布壓力也可以合成一個力(升力)和一個力矩，這個力矩名為俯仰力矩。俯仰力矩系數(shù)是翼型的重要氣動參數(shù)之一，計算全機的平衡時必須用到它。隨著雷諾數(shù)增加，升力曲線斜率增加，最大升力系數(shù)增加，失速攻角增加；隨著雷諾數(shù)增加，最小阻力系數(shù)減小；同時雷諾數(shù)增加，翼型升阻比也增加。當然其影響程度還和雷諾數(shù)、翼型形狀等有關(guān)。該邊界條件適用于不可壓縮流動問題，對可壓縮問題不適合，否則該入口邊界條件會使入口處的總溫或總壓有一定波動。該邊界條件可以處理出口有回流的問題，合理的給定出口回流條件，有利于解決有回流出口問題的收斂困難問題。湍流被稱為經(jīng)典力學的最后難題，原因在于湍流場通常是一個復雜的非定常、非線性動力學系統(tǒng)，流場中充滿著各種大小不同的渦結(jié)構(gòu)。 應用范圍：該模型假設流動為完全湍流，分子粘性的影響可以忽略，此標準kε模型只適合完全湍流的流動過程模擬。 3) 可實現(xiàn)的kε模型： 可實現(xiàn)的kε模型是近期才出現(xiàn)的，比起標準kε模型來有兩個主要的不同點：可實現(xiàn)的kε模型為湍流粘性增加了一個公式，為耗散率增加了新的傳輸方程，這個方程來源于一個為層流速度波動而作的精確方程。 模型評價：可實現(xiàn)的kε模型的一個不足是在主要計算旋轉(zhuǎn)和靜態(tài)流動區(qū)域時不能提供自然的湍流粘度，這是因為可實現(xiàn)的kε模型在定義湍流粘度時考慮了平均旋度的影響。 1) 建立翼型輪廓和設定流動區(qū)域 設定流動區(qū)域，如圖41所示，其中，右邊為cm2的矩形；翼型局部放大圖如圖42所示。 5) 確定紊流模型：選擇kepsilon[2eqn]模型，設置如圖45所示。12) 設置求解過程殘差監(jiān)視器：。=0確定。至此，來流攻角為0176。時翼型附近的流場局部放大圖 由圖413，圖414和圖415可以看出，當風機翼型來流速度攻角較大的時候，會在翼型背面形成旋渦，破壞流場的線型，同時邊界層分離，影響到風機翼型的氣動性能。(圖419)，16176。時翼型附近的速度矢量圖比較圖415到圖421，可以看出，當來流攻角越大時，流場中形成的旋渦越大，風機翼型的邊界層分離現(xiàn)象越明顯，即是流場的線型受到的破壞越大。(圖422)，30176。時翼型附近的速度矢量圖圖425攻角為18176。到+36176。其次，特別感謝劉哲師兄一直以來對我的鼓勵和幫助，在使用FLUENT軟件過程中遇到的疑問都經(jīng)過他細心地講解得到解答，論文中小到每個標點符號，師兄都仔細幫助糾正錯誤。最后衷心感謝遠在家鄉(xiāng)的父母和親人，是他們在精神上給予我極大的鼓舞，在生活上