风机空气动力学

1、二维空气动力学叶片细长,展向速度远小于流向速度；二维流动ThereactingforceF:作用力升力系数、阻力系数、力矩系数均是攻角a,雷诺数Re马赫数M的函数升力L:垂直于来流；升力系数：在a到达一定值前,升力系数随攻角线性变化,斜率大约为2排/rad;失速后,升力系数以一个非常几何依赖性的方式下降；阻力D:平行于来流；阻力系数在小攻角时几乎是一个常数,但是在失速后迅速增大；对于阻力系数,当雷诺数到达一定值时,雷诺数对其的影响很小.升力阻力方向力矩M作用点1/4弦长处；力矩系数雷诺数的影响主要和翼型边界层发生层流到湍流转变的点有关；翼型的失速依赖于几何形状；薄翼型的前缘曲率大,比厚翼型更易

2、发生失速.如果别离发生在翼型后缘,并且随着攻角的增加变化缓慢,这是一个平缓的失速；但是如果别离开始于翼型的前缘,整个边界层可能随着升力的忽然下降而同时发生别离.粘性边界层的性质非常复杂,和翼型的曲率、雷诺数、外表粗糙度,高速时的马赫数都有关系.层流翼型三维空气动力学定量的描述流体流管三维翼,展向升力分布对上游流动及当地迎角的影响;翼是有限长度,以翼型为截面,上下外表存在压力差从而产生升力的横梁;尾涡小攻角,无粘,Laplace方程、Kutta-Joukowski一个强度为的涡线代替翼型；小攻角时,3维翼产生的升力用一系列展向的涡线模拟附着涡；尾涡模拟三维翼产生的涡流层.由Biot-Savart

3、定律知,自由涡在任意展向诱导产生一个向下的速度分量J-fi/加"怕cfR*Egk次第,成?后厂口Asrmaqmuhiflgandr/rtp/irx'rW.用尤tin1d创M.H而版"在旋转的叶片失速后,科氏力及离心力边界层别离中起着重要的作用；在别离的边界层中,相对于离心力,速度和动力都比拟小,离心力式流体沿展向流向叶尖；科氏力产生顺压力梯度使流向叶尖的流体向尾缘偏离；科氏力和离心力改变了失速后二维翼型的数据风力机后的涡系由于水平轴风力机有旋转的叶片组成,那么必然存在与线性平移翼相似的涡系.在转子后自由涡的涡层是螺旋向的；强叶尖涡位于转子尾流的边缘,根部涡主要位于转

4、轴的轴线上.这个涡系诱导产生了和风方向相反的轴向速度,产生了和转轮叶片旋转方向相反的切向速度分量注意研究对象,研究对象不同,力方向不同轴向诱导速度、周向诱导速度Figure3.9Radialcutina2向turbinethawingairfoilsr.R理想风力机的一维动量理论通过转轮的流线转子前后轴向速度、压力分布转轮阻力装置使风速下降velocitxrFigure4.1qfthestreamlinespatthenjforanJtheaxiidanti叩anddmirnsiTeumofr/acnjfor丁=像出(4.1)(44)来流圆环限制体,动量方程j派P.国六工W岚lya+DLux,

5、义z)pvdA=七十5x143)周向诱导因子<4,11)dP=m<wrCe=2m上pinM7"(4.26)功率P,推力T轴向诱导速度功率系数Op,Cr=4(l-推力系数OT(423)最大功率系数0.593,贝兹极限,诱导因子1/3;风力机,大推力系数对应着大轴向诱导因子,此时对应着低风速；当轴向诱导因子a大于0,4时,简单动量理论不适用的原因是当速度由外流动量转化为尾涡时会形成涡流,导致在尾涡边缘的自由剪切层不稳定.旋转的影响Vo到u变化过大时,C.(427)(4加tan0=经典叶素动量理论BEM在一维动量理论中,实际的转子几何形状如叶片数、叶片扭角、弦分布、翼型都没考虑

6、.在BEM模型中,对环状限制体有以下假设：1、径向互相独立2、叶片对来流的力是一个常数,这相当于风轮由无限个叶片组成.普朗特叶尖损失因子修正实际风轮由有限个叶片组成=(崂=2mpM(卜；的)dr.dr=47rrpl;w(-tjk内,rC=21TLpb1*小:dM=47npi热M】u)u'dntI+ifROr匕(ii)KAZXKuthe、亡日5mjJiiuffiscliftL川虱Ukdi飞£>:七a必口helIkXinKp«cbaly.liguri*33TbMHfn/ijL.如匕吟md;TpacC-£口用.+CrGin/andC=Qiiii0-&

7、;8£*叶片实度：1%dr田Rotorplanen?r.一RotorplaneLkHUUllJEILliLiLgUl/liaJLLKinpuEimt1u卜磊豪(6周(6.9)g12)(6】3)(6.IS)dT=(6.19)(6.20)dTfpBsin*616.21)p&Ws)Ml+心心血sin力cos<b(6.22)tlM-rBpTdr.由式6.21和6.4(6.23)(6.24)4sin£0+i戊:fe1_由式6.22和6.54sin9cos01sC迭代方法求轴向诱导因子a、周向诱导因子a'1、假设a=a'=0;2、利用6.7求入流角.；3、计算当地攻角；4、根据翼型空气动力学特性曲线得到叶素的升力系数和阻力系数5、由6.126.13计算叶素的法向力系数和切向力系数6、由6.236.24计算新的a、a'7、比拟新计算的a和a'值与前一次值,如果误差小于设定值,迭代结束；否那么继续