【正文】 標(biāo)準(zhǔn)kε模型在更廣泛的流動(dòng)中有更高的可信度和精度。為例，講述在整個(gè)研究過(guò)程中GAMBIT的使用。11) 求解初始化：流場(chǎng)初始值設(shè)為入口流動(dòng)的參考值。”。(圖418)，12176。情況下的數(shù)值模擬(正常的運(yùn)行工況下是不會(huì)出現(xiàn)這么大的正角度攻角的，這里只是為了得到更為明顯的模擬結(jié)果來(lái)進(jìn)行比較而做的附加數(shù)值模擬)：攻角為36176。攻角下(為方便比較而增加了+10176。是他們?cè)诟鞣矫娴亩αο嘀蜔o(wú)微不至的關(guān)懷，幫我度過(guò)了艱難的時(shí)光，使我得以完成學(xué)業(yè)。時(shí)翼型附近的速度矢量圖對(duì)圖415和圖422，圖416和圖423，圖417和圖424，圖418和圖425，圖419和圖426，圖420和圖427做分組比較分析，得出當(dāng)來(lái)流攻角的大小一樣時(shí)，風(fēng)機(jī)翼型在來(lái)流攻角為正時(shí)出現(xiàn)的旋渦更大，即風(fēng)機(jī)翼型在受到正攻角的來(lái)流沖擊時(shí)，風(fēng)機(jī)翼型非工作面更容易出現(xiàn)旋渦，更容易出現(xiàn)邊界層分離現(xiàn)象。而在大角度攻角來(lái)流沖擊的時(shí)候，翼型附近的流場(chǎng)就會(huì)出現(xiàn)逆壓梯度(dp/dx0)區(qū)，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，在翼型的背面形成渦流區(qū)。這樣，分離點(diǎn)后的旋渦不斷地產(chǎn)生，又不斷地被主流帶走，就在翼型的背面形成渦流區(qū)?！?。 8) 確定工作壓強(qiáng)：設(shè)置工作壓強(qiáng)為默認(rèn)的101325Pa。4 數(shù)值模擬結(jié)果及分析 整個(gè)研究過(guò)程是空氣來(lái)流速度為50m/s，攻角在36176。 b、考慮到了湍流旋渦，提高了在這方面的精度?；亓髁鲃?dòng)方向與出口邊界垂直。通常情況下，湍流度增加，翼型的阻力系數(shù)和最大升力系數(shù)增加，最大升阻比減小。 現(xiàn)代風(fēng)力機(jī)上翼型代表性的弦長(zhǎng)(典型地在3/4葉展處)范圍是從小型風(fēng)力機(jī)的0. 3米到兆瓦級(jí)風(fēng)力機(jī)的2米。相對(duì)速度V與翼型幾何弦的夾角叫攻角α。 稱為最大相對(duì)厚度，xc為最大厚度位置，其無(wú)因次量為。 研究方法及主要內(nèi)容由于葉輪機(jī)械內(nèi)部流場(chǎng)非常復(fù)雜，并帶有強(qiáng)烈的非定常特征，進(jìn)行細(xì)致的實(shí)驗(yàn)測(cè)量非常困難，目前尚沒(méi)有完善的流體力學(xué)理論解釋諸如流動(dòng)分離、失速和喘振等流動(dòng)現(xiàn)象，這就迫切需要可靠詳細(xì)的流動(dòng)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬工作來(lái)了解機(jī)械內(nèi)部流動(dòng)本質(zhì)。一些設(shè)計(jì)和制機(jī)專利都是從國(guó)外引進(jìn)的，嚴(yán)重制約了我國(guó)風(fēng)機(jī)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。2004年大唐唐山熱電有限責(zé)任公司2300 M 機(jī)組鍋爐，風(fēng)機(jī)葉片背面流動(dòng)惡化，層流邊界受到破壞，在葉片背面尾端出現(xiàn)渦流區(qū)，此時(shí)，風(fēng)機(jī)全壓急劇降低，保護(hù)系統(tǒng)開(kāi)關(guān)動(dòng)作，風(fēng)機(jī)停運(yùn)，發(fā)生事故[6]。 Numerical simulation。針對(duì)G473風(fēng)機(jī)翼型，利用商業(yè)軟件FLUENT的前期處理工具Gambit建立二維不可壓縮湍流模型，再利用FLUENT對(duì)翼型在36176。氣體流經(jīng)風(fēng)機(jī)時(shí)的損失，按其能量損失的形式不同可分為三種：機(jī)械損失、容積損失和流動(dòng)損失[3]。但是，據(jù)統(tǒng)計(jì)，風(fēng)機(jī)的電能利用率超過(guò)50%％，而電能利用率超過(guò)60%的只有36%，如果將風(fēng)機(jī)運(yùn)行效率提高10%，全國(guó)就可以節(jié)電150億千瓦時(shí)了[10]。利用FLUENT有限元軟件能很好地模擬離心風(fēng)機(jī)流場(chǎng)，計(jì)算出風(fēng)機(jī)的性能參數(shù)，可以節(jié)約成本，減短設(shè)計(jì)周期，并且能得到極具實(shí)際指導(dǎo)意義的結(jié)論。 2) 前緣半徑和前緣角 翼型前緣點(diǎn)的內(nèi)切圓半徑稱為翼型前緣半徑，亞音速翼型前緣是圓的，超音速翼型前緣是尖的。有的翼型尾緣是平的，則用尾緣厚度表示。這一點(diǎn)的理論位置，薄翼型在距前緣1/4弦長(zhǎng)處。 2) 粗糙度 翼型表面由于材料、加工能力以及環(huán)境的影響，使表面不可能絕對(duì)光滑，而總是凹凸不平。該邊界條件只能用于模擬亞音速流動(dòng)。在FLUENT中，標(biāo)準(zhǔn)kε模型自從被Launder和Spalding提出之后，就變成工程流場(chǎng)計(jì)算中主要的工具了。由于帶旋流修正的kε模型是新出現(xiàn)的模型，所以現(xiàn)在還沒(méi)有確鑿的證據(jù)表明它比RNGkε模型有更好的表現(xiàn)。 1) 讀取翼型的MESH文件。=1確定。時(shí)的模擬結(jié)果分析攻角為36176。時(shí)翼型附近的速度矢量圖圖418 攻角為18176。(圖426)，6176。本文是在導(dǎo)師王松嶺老師的悉心指導(dǎo)和熱情鼓勵(lì)下順利完成的。在做論文期間，王老師關(guān)心每一個(gè)環(huán)節(jié)，及時(shí)提出建議，悉心指導(dǎo)，直到我的論文順利完成，而我在王老師身上學(xué)到的不只是學(xué)問(wèn)，更是對(duì)科研孜孜不倦的追求精神。時(shí)翼型附近的速度矢量圖圖423 攻角為30176。時(shí)翼型附近的速度矢量圖圖420 攻角為6176。時(shí)的速度矢量圖圖414 攻角為36176。其中x項(xiàng)是由cos0176。 3) 確定長(zhǎng)度單位為cm。 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)。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(lái)的。壓力根據(jù)內(nèi)部流動(dòng)計(jì)算結(jié)果給定。 翼型表面的粗糙度對(duì)翼型氣動(dòng)特性有直接影響。俯仰力矩系數(shù)記為Cm，定義式如(23)所示。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。 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(guò)前緣點(diǎn)。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。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(guò)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。流動(dòng)分離產(chǎn)生的沖擊會(huì)造成流動(dòng)損失。的空氣來(lái)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。. 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?，F(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]。發(fā)達(dá)國(guó)家從20世紀(jì)80年代中期開(kāi)始研究風(fēng)機(jī)新翼型，并發(fā)展了各自的翼型系列。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(lái)流攻角的變化關(guān)系。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(jiàn)圖22。翼型是用來(lái)產(chǎn)生升力的，也就是說(shuō)，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。 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。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。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)。 2) RNG kε模型： RNG kε模型來(lái)源于嚴(yán)格的統(tǒng)計(jì)技術(shù)。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。 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。 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。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(lái)流邊界層使其與壁面分離。而當(dāng)來(lái)流攻角很小