葉片翼型的氣動特性數(shù)值模擬研究

左右。
　　圖5 給出了攻角分別為3°、5°、7°、10°、15°和18°時(shí)二維繞翼型流體的速度分布圖，反映出不同攻角下該翼型的繞流流動特性。
　　當(dāng)攻角為（0° <α<3°）時(shí)，流體附著在翼型的表面并未發(fā)生分離，此時(shí)，翼型兩側(cè)上下表面壓力相差很小，所以升力很小。當(dāng)攻角為5°時(shí)，翼型上下表面壓差增大，翼型尾緣出現(xiàn)分離現(xiàn)象。隨著攻角的增大，
翼型尾部的分離渦向前移動，翼型的吸力面和壓力面壓差逐漸增大。當(dāng)攻角為10°時(shí)，速度矢量在翼型的后緣吸力面處顯示邊界層分離的情形，但由于這時(shí)分離渦量還很小。由流體力學(xué)知識可知，形成升力主要靠翼型吸力面和壓力面上的壓差造成，摩擦作用很小，所以這時(shí)的升力也是逐漸增大的。而阻力由壓差阻力和摩擦阻力兩部分組成，這時(shí)翼型上下面的壓差還很小，總的阻力主要是摩擦阻力，所以阻力變化不大。從速度矢量圖上可以看出，當(dāng)攻角的增大到15°時(shí)，前緣的分離非常明顯并出現(xiàn)較長的尾渦，受回流影響的區(qū)域也逐漸擴(kuò)大。此時(shí)翼型上下表面壓差較大，升力系數(shù)接近最大值。當(dāng)攻角增大到18°時(shí)，整個(gè)翼型吸力面上的邊界層都發(fā)生了分離，并且分離尾渦在翼型的后緣上又重新附著在邊界上，形成了所謂的二次渦，在翼型吸力面上形成兩個(gè)主要回流區(qū)，使得翼型吸力面與壓力面的壓差減小，因此升力系數(shù)下降。
　　由此分析可知，翼型表面繞流的速度分布圖正好解釋圖4 中升力系數(shù)、阻力系數(shù)與攻角的變化關(guān)系。
　　6. 結(jié)論
　　本文利用Gambit 對NACA0012 翼型進(jìn)行二維建模，并利用Fluent 對其進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，得出了雷諾數(shù)為3×106 時(shí)，翼型NACA0012 的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨來流攻角的變化關(guān)系以及翼型繞流的流動特性。通過翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線圖得出失速攻角，并且通過翼型繞流特性得到葉片氣流流動細(xì)節(jié)和現(xiàn)象，從而獲得影響風(fēng)力機(jī)效率的基本因素?cái)?shù)據(jù)，為項(xiàng)目承擔(dān)的風(fēng)光能源復(fù)合發(fā)電裝置的垂直軸風(fēng)能結(jié)構(gòu)部分葉片的翼型選型和設(shè)計(jì)提供了重要方法和基礎(chǔ)依據(jù)。
 

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