文摘

本研究的主要目的是估计动态载荷作用glaze-iced机翼。这项工作研究的性能不稳定Reynolds-averaged n - s(巨蜥)在预测振动模拟一个冰翼。的结构和尺寸测量时均比较漩涡。此外,的准确性two-equation涡粘性湍流模型、剪切应力传输(SST)模型,研究了在动态载荷分析glaze-iced机翼。计算流体动力学分析的影响进行了调查关键冰0.610和弦NACA 0011翼型多样化。前缘釉结冰模拟了平面板(spoiler-ice)沿着刀刃张成的空间扩展。空气动力性能系数和压力资料计算和验证1.83×10的雷诺数⁶。此外,湍流分离泡沫进行了研究。数值结果证实这两个时间前面类似的测量中观察到的现象:(1)低频模式,斯特劳哈尔数 -0.02,(2)与斯特鲁哈尔数更高频率模式 -0.69。高频率运动具有相同的特征作为脱落模式和低频运动有拍打模式特征。

1。介绍

空气动力学表面结冰导致严重恶化的叶片性能和操作(1]。沉重的糖衣扰乱了持续发电的风力涡轮机和中断在严寒条件下可能会持续相当长一段时间。“统计瑞典”发布的数据库显示,161523小时的总停机时间的1998 - 2003年期间7%的停机时间与结冰条件和导致产量损失5%以上(2]。

1958年,成冰作用的影响在不同的机翼部分研究了项目实施(3]。他们测量升力、阻力和俯仰力矩系数a004 NACA 65翼型。上的结冰翼型阻力系数的快速增长引起的,一滴升力系数和俯仰力矩系数的变化。2012年,Villalpando et al。4)进行了数值模拟在一个二维ice-accreted NACA 63 - 415翼型在不同攻角。他们用实验数据验证了负载系数在一个攻角和提取修改后的压力分布由于冰积累。积累的冰翼修改了压力分布影响显著的空气动力性能。此外,在2014年(5)实验和数值研究表明,随着迎角的退化瞬时升力系数增加而线性过程。

结冰现象,过冷的水滴撞击和依附的身体。结冰发生在风力涡轮叶片的前缘6]。冰可能风力涡轮叶片上形成有两种(7]。第一个被称为“霜冰”,生成在非常低的温度,低于-10°C。在霜冰条件下,空气中的水滴冻结立即在撞击点。第二个叫做“釉冰”,生成的温度范围−10 0°C。上釉冰条件下,液滴逐渐冻结沿着身体的时候,所谓的持球跑动进攻(8]。

釉冰吸积通常表现为大状突起的存在,俗称釉角(图1),这可能导致下游流动分离的角9]。在冰翼型边界层分离角的顶部附近,由于产生的压力梯度大不连续表面几何。CFD预测这是一个原因是更具挑战性的机翼/叶片与釉冰比霜冰(10]。

1986年(11)实验研究NACA 0012翼型的气动特性釉冰吸积。升力和阻力处罚由于发现了冰的形状和表面压力显示大分离泡沫的存在。观察大量流动分离区域及相关的压力测量。冰情况下也分析了数值低于失速攻角(12]。在2018年,冰吸积瞬态现象及其对涡轮性能的影响研究了耦合二维稳态CFD,叶片动力和一个冰吸积代码(13]。

角的规范是决定在随后的漩涡结构,这些角的参数化。虽然确切的大小和形状的冰形成发现复杂的功能操作和结冰条件,可以刻画一个喇叭形状的高度、角度它让对弦线,和它的位置14]。在提到研究([11,12]),模拟冰形状构造近似重复的一个实际测量冰吸积。冰是附在一个糖衣研究隧道NACA 0012翼型。在一个实验研究[15),釉冰形状模拟通过扰流板连接的上表面上一个机翼前缘附近要釉冰。在这项工作的模拟建模的剧透22.5分钟釉冰多样化NACA 0011翼型。前缘釉冰多样化典型可能由上下表面的角,叫做double-horn冰。2000年,实验数据提供NACA 0011翼型模拟釉冰在上下表面形状(9]。与木冰多样化也可以模拟前置四分之一圆的形状。李和布拉格(16,17已经测试了一些几何图形组成的向后面对四分之一圆,半圆,前置坡道。在[18),模拟釉喇叭冰多样化测定平均几何数据从一组实际冰多样化收集在一个测试在一个糖衣研究隧道。要模拟被用于研究通过3 * 3矩阵的冰的形状大小和半径参数化设计来改变这些参数。在[19要釉冰是放置在机翼的上表面是一个半圆的组合和一个矩形。在前面的研究(20.),进行了稳态模拟调查意味着流动特性。空气动力性能系数和压力曲线测定与CFD和可用的测量相比9]。稳态模拟未发现可靠的计算负载的冰翼。时间进行了模拟来确定旋涡结构。得出结论,前缘釉冰的厚度应被视为一个有效的参数的一个冰的形状。虽然它不会改变机翼上的漩涡形成下游的扰流器,它可以影响到部队的剧透。事实上,总在机翼升力的主要部分被发现在剧透冰形状可能显著影响升力和阻力。

前缘结冰不仅可能有害的空气动力学性能,还可以关注的大型非定常负荷与流动分离(21]。一般来说,稳态的影响机翼上的泡沫分离性能特点是大量增加阻力,减少升力,以及机翼俯仰力矩特性的变化。分离发生在角冰的尖端形状(图1)并立即剪切层形式,它把从freestream流回流区。剪切层开始卷下游移动时,和漩涡内的剪切层合并,形成更大的旋转的结构。

理解泡沫分离的行为是至关重要的理解冰吸积在翼空气动力学的影响。层流分离泡在机翼被广泛研究22- - - - - -26]。泡沫形成层流边界层时遇到足够的强度造成的负面压力梯度分离。分离流可以分为两个主要区域:自由剪切层和再循环泡沫。这两个区域可能会被进一步细分为部分,上游和下游的过渡点。转型后,反向流的大小增加,涡流式流的泡沫。在转型之前,回流速度非常慢,这一地区有时被称为一个闭塞空气区域。

在高雷诺数流动分离和回贴一直是许多研究的主题(27]。1983年,湍流分离泡沫的结构研究了琪雅和佐佐木28]。在测量时,他们观察到一个大型不规则伴随着泡沫的扩大和收缩和拍打运动线附近的剪切层分离。在湍流分离泡沫,流的特点是两个独立的时间现象:拍打和脱落29日]。一个模式是与全球泡沫分离的呼吸运动,描述为“拍打运动”的文学。相关的其他模式是由漩涡的上卷循环区域及其上方的剪切层脱落下游分离区。常规模式包括旋涡的运动在分离剪切层的存在和涡旋脱落分离泡沫。常规模式的来源归因于Kelvin-Helmholtz不稳定,速度之间的差异在泡沫分离的回流区和外部流引起上卷和剪切层内的涡旋脱落30.]。剪切层扑的特点是低频率在某些位置的下游分离泡沫分离发生。振荡往往运行在不同的频率尺度相比普通模式(30.]。

剪切层漩涡形成和脱落,分离泡沫的高度和长度往往变化作为时间的函数(11]。边界层事件产生升力的变化,阻力,和力矩系数31日]。已经发现的频率振荡流可以nondimensioned斯特劳哈尔数圣基于动量厚度 (31日),机翼预计高度 (21,26,30.),或泡沫分离长度 (30.),流振荡频率,泡沫分离的长度,翼弦,θ边界层动量厚度,α是入射角,是freestream意味着速度。大多数文献的结果确定剪切层的影响着发生在斯特鲁哈尔数的顺序 或 。常规模式在文献报道一致对应于一个斯特鲁哈尔数在0.5至0.8的范围30.]。

1987年,拉姆齐(32)用数值方法预测非定常流在不同翼型几何图形在高角度的攻击。使用一个可压缩、二维n - s代码,拉姆齐计算流NACA 0012翼型,没有任何强制扰动,雷诺数 和一个马赫数 。一个低频振荡 流中遇到,如果前缘附近的湍流边界层。在层流 ,被发现是独立的攻角在20度恒定值约0155。

1989年,扎曼et al。33]研究了低频振荡流在摊位前NACA 0012。湍流边界层中解决二维n - s代码。流场的细节和不稳定的力量相比与实验数据相当不错。本研究探索实验以及计算NACA 0012翼型“冰吸积釉”前沿[21]。用n - s计算,“极限环振荡流和空气动力学观察在低斯特劳哈尔数。他们发现振荡的发生取决于湍流模型。关于计算,问题仍在分离流的湍流模型的应用。不过,他们得出的结论是,可以计算捕获现象的本质与某些湍流模型的组合,雷诺数和机翼形状(21]。

在低雷诺数翼型的分离泡沫背后一个模拟前缘釉结冰实验研究了1992年(26]。时间测量的流场进行了层流分离泡。2002年(34),进行NACA 0012翼型非定常压力测量三维前缘釉的冰川多样化。平均和脉动升力系数在不同角度的攻击。Gurbacki注意到额外的漩涡的形成在分离剪切层由于粗糙度冰的三维形状。冰翼型流场的不稳定的内容进一步分析(35]。冰翼型性能和表面压力分布是像非定常二维分离泡沫简单的几何图形。NACA 0012翼型进行了测试在高雷诺数在2013年(36]。除了干净的配置,机翼模型也测试了一组边界层旅行,一个二维的挤压角冰形状铸件,和一组模拟结冰配置创建使用简单的几何图形。斯特劳哈尔数的结果值表现出依赖机翼迎角和对应于一系列符合斯特劳哈尔数的值在先前的研究中报道的低频模式的文献。

与上述背景,分离流的各个方面在釉冰一直在探索实验从1986年直到最近,而能力的数值计算方法在这一领域需要更多的澄清。这项工作研究巨蜥的性能模拟预测冰翼型振荡。感兴趣的是如何准确的巨蜥模型估计的结构和规模上形成漩涡相比,测量的。此外,的准确性two-equation涡粘性湍流模型,对海温模型,加上巨蜥模型来确定动态负载在glaze-iced机翼需要调查。

本文中给出的工作的延续以前的工作(20.),旨在确定风力涡轮机在结冰条件下的气动性能。本研究的主要目的是开发一个数值模型来观察和量化的影响在模拟非定常流冰翼的釉冰。这将有助于理解的机制动态加载启动和持续的和他们的大小。数值模拟捕获分离剪切层和大规模的旋涡结构的湍流分离泡沫。

这个目的,时间模拟spoiler-ice测试执行在不同的攻角(9]。结果与实验数据进行验证。然后,分析了负载波动在不同攻角。负载周期的频率以及研究的极值载荷作用于机翼。

2。材料和方法

的几何形状和边界条件被认为是文献[9,15]。实验在回归闭路风洞和弦雷诺数为1.83×10⁶。测试用例是一个0.610米的NACA 0011翼型上的扰流板上、下表面。

实验是在叶片表面压力分布可用于不同攻角、不同扰流板安装角度以及升力系数,阻力系数和俯仰力矩系数。

有限体积的流体问题已经解决了技术使用CFD软件ANSYS 15.0排名方程组的求解非定常n - s方程的守恒形式(37]。进行了瞬态模拟的二维几何NACA 0011前所述。

高分辨率平流方案被选中的空间离散化和二阶向后欧拉计划申请的时间离散化方程。时间步长设置为 秒的基于时间步长分析(20.]。

风场模型与自动墙功能被激活的湍流模型。的- - - - - -风场模型似乎是一个准确的湍流边界层分离模型预测(31日,38]。对称边界的二维模型,如用于这些计算,极限的应用更详细的模型如分离涡模拟模型或Scale-Adaptive仿真(39]。

计算域大小相同的测试区风洞,2.13米高,3.05米宽,3.66米长。扰流板的角度设置为−40°和0°上和更低的分别为一个(图2)。近似的角高度22.5分钟釉冰多样化,剧透是3.81厘米。因为叶片几何和扰流板有一个恒定的交叉测试部分,两边对称边界条件用于创建2 d模型。剧透壁边界条件定义为无滑动墙以及风洞的顶部和底部的墙壁。流是假定有一个均匀的速度在进口和出口可以向后移动。

均方根值的收敛性判据是10⁻⁶。实现仿真一直持续到一个周期变化的阻力,升力、俯仰力矩、表面压力。由于升力波动随着时间的推移,大量的迭代收敛的平均值是必要的。计算进行以评估目前的方法来准确预测的能力稳定和不稳定翼行为都低于和高于最大升力的条件。

表面压力计算机翼的上下表面,从前缘到后缘。负载的一个周期振荡,记录压力分布,平均价值用作意味着压力分布。动态压力 )用于nondimension平均压力和定义压力系数 ,在那里静压。

对于每一个时间步,升力和拖曳力计算的冰翼载荷,包括剧透。升力和阻力系数(和)是由各自的力除以参考区域和 。计算参考面积从机翼弦长跨厚度,在二维情况下是建模层细胞的厚度。俯仰力矩的计算对实验报告的季度和弦位置测试。是规范化使用 , ,和 。

斯特鲁哈尔数计算,spoiler-iced机翼预计高度在每个角度的攻击被认为是““在 。因为分离泡沫覆盖几乎整个叶片表面的扰流板后缘,弦长也被认为是作为一个粗糙的大小泡沫长度”“在 。

2.1。网孔分析法

多次拉丝网格生成六面体的元素组成。网格拓扑丙种外币用于生成高质量结构化六面体网格使用ICEM CFD的代码。的价值对应上面的第一个网格点下面的墙壁被设置。扰流板上的网格的密度和解决机翼表面边界层形成在这些部分。

之前的模拟进行了不同角度的攻击,网扩展测试和网进行了性能测试。在网格扩展测试后,总共创造了170万个六面体网格元素。初步网格生成包含041万六面体的元素和精制机翼和破坏者保持 。扰流板的两面都需要不同级别的改进的无量纲距离取决于壁剪应力的大小以及第一个细胞正常的墙上。墙上发现剪切应力值不同的每一方的剧透流是不同的两边。

网格执行分析的初始条件和使用的处理器数量。然而,这些参数显示一些数值解。网格分辨率研究了解决网格均匀向四面八方扩散。负载系数被认为是关键参数。使用四个网格组成的0.41,0.93,1.7,390万个元素。

仿真结果绘制在图3。电梯的累积值收敛后大量的迭代。阻力值不存在敏感的网格密度,不是策划。由于网格密度数值不确定性计算基于三个网格密度(表1),建议在40]。三种不同网格密度(很好, ;介质, ;和粗,)被用于扩展测试。

表1基于描述的过程显示了计算参数(40)确定快。2%的区别中观察和细网格的结果。融合解决方案获得使用介质网格(1.7米)被用于随后的模拟在不同的攻角。

3所示。结果与讨论

3.1。中值的研究

平均压力分布如图所示4和比较的实验结果Papadakis et al。9]。在前沿 ,压力系数大于1(1.06)模拟的各个角度的攻击。6%的额外的能量来自于静压在进口的内容,除了动态压力。假设零压流在出口处的实验测试区,一个非零压力(~ 150 pa)有必要克服粘性损失的均速45米/秒。

在一个干净的机翼 °,驻点流动加速后上下表面。达到最大压力在前缘驻点,然后通过鼻子吸入压力开关的机翼。“吸”这个词是用来表示一个压力低于参考压强。对于机翼曲面,最大吸周围发生 流的最高速度。速度降低,恢复压力85%的弦长,后缘,使正压。

当涉及到冰翼,加速度是不同的在翼型的鼻子。由于压力分布并不遵循清洁机翼上的压力分布的模式,不是的曲率流机翼;也就是说,它是分离的。比较干净的情况下,更多的吸力出现两边(上、下表面)。后也证实,流路径曲率大于机翼的鼻子,这是一个漩涡。基于实验,加速继续流动 0.1,上、下表面,分别。压力分布不再对称,上表面受到更高的吸入。然后吸流开始的大小保持不变。这表明流刚通过的角落椭圆形涡和将遍历涡的一部分。只要压力系数是常数,椭圆涡的厚度是不变的。

虽然流达到几乎相同数量的吸实验,模拟流分离立即 ,流动遇到的破坏者。可以得出结论,仿真捕捉准确的高度涡涡的最大厚度是获得接近前缘。压力保持不变,漩涡的形状没有任何曲率流是通过直线路径。在大约35%的弦长,在机翼上表面流开始减速。这表明流下行右侧曲率的椭圆涡越来越薄。在模拟,这种现象发生在约45%的和弦这意味着overpredicted涡的宽度。实验表明,该流接合在 因为它是相同的斜率后清洁机翼压力分布。在仿真模型中,流不完全再植后缘之前。靠近后缘,机翼流类似路径显示分离地区变得狭窄虽然没有跌落。

下表面,再附着在流动 ,而在模拟长泡沫延伸到机翼后缘与恒压系数。模拟涡就像一个宽椭圆形和统一的高度从前缘到弦长度的80%。统一的漩涡的形状可以与零角度下表面上的扰流板 ,而在上表面涡倾向于遵循左侧扰流板的弯曲 所以压力系数不保持不变。在过去的3 - 4%的弦长 ,后缘涡出现只是接近两岸的机翼表面。下游传播的涡旋脱落,将在本文稍后讨论(见图10)。

在 °,吸力的大小是在较低的表面比上表面。流是相反的 °。干净的机翼的一个积极的迎角,下表面是迎风。所以,背风流上表面有更多的吸入。但在冰翼型的情况下,分离流达到更多的吸入的下表面区域分开。因此,负升力产生的58%弦长(从基于实验 0.65)。然后积极到最后4%电梯 后缘涡的形成。下表面上的模拟涡开始进一步比实验但仍有相同的形式。上表面的涡的跌落 虽然它延伸到后缘的模拟流动。

在 °,没有吸的下表面干净的机翼,而高吸料在背风上表面。是一个大型的来源积极提升攻角。冰翼时,有一个负升力的前缘 然后电梯方向积极的变化,这进一步稍后讨论。

在 °,较低的表面上没有达到相同的吸实验。这意味着一个更小的漩涡是仿真建模。虽然它形成进一步下降,其厚度小于实验中,椭圆涡的形式和曲率类似的建模。关于两个实验和仿真结果,下表面上的流动不会再植,它延伸到后缘。上表面,有一个宽均匀的泡沫,几乎所有在机翼后缘涡的长度。更多的吸料模拟涡涡大小是高估了。此外,它在 然后是后缘涡形式 比实验结果也更大。

负载系数如图5关于负载的平均值。它将在下一节中讨论。

3.1.1。升力系数

清洁和冰翼型的升力性能呈现在图5(一个)。虽然在一个干净的翼型,高攻角会导致更大的升力;另一个趋势是在glaze-iced机翼。

干净的翼型的失速角是15°对应的最大升力系数为1.4的雷诺数183万。升力系数是线性的攻角到大约10°(9]。3.81厘米spoiler-ice形状2%弦上下表面导致相当大的升力系数的变化。这些变化包括升力反转迹象在低角度的攻击而大幅度减少电梯和电梯的减少边坡在更高的角度观察到的攻击。

电梯逆转迹象可以解释由压力分布呈现在图4。在 °,对于实验中,大部分的弦向的地方还有更多比下表面上表面吸入导致积极的提升(图4(一))。从 后缘,虽然有更多的吸入低表面,上下表面之间的差异非常小。所以,会有一个积极的提升整个机翼(图5(一个))。在模拟流中,泡沫在低表面有一个椭圆形的形状几乎统一的自吸高度级几乎是常数 椭圆形的泡沫,而在实验似乎瘦四肢附近。它会导致更高的负升力后35%的弦长与实验。总之,机翼的升力是基于模拟在零附近,但仍积极(图5(一个))。

在 °,负升力在第一弦长度的57%基于实验(图4 (b))。然后,回贴过程降低了低表面吸力大小和积极的提升,而消极的部分是主导和净机翼升力是负的(图5(一个))。在模拟流中,泡沫的上表面比较持平的实验,不断的吸入 。因此,获得更积极的提升在后来机翼长度的40%,剩余时间补偿负升力翼和净扬程大约是零。清洁机翼设计的曲率来生成一个非常低的吸在迎风面 °(图4 (b)),这是由于累积增加冰。同时,吸力下降的斜率不同上冰机翼背风的一面。它表明,流不遵循机翼的曲率;也就是说,它是分离的。它导致更大的升力损失比较零攻角。在 °,高压的迎风面干净翼(图4 (c)在一个大升力大小(图)结果5(一个))。

冰翼,流动分离导致升力反转迹象第一翼(图的47%4 (c))。然后流回贴过程较低的一侧减少吸入。自从上表面仍然是在一个持续不断的吸入,获得积极的提升在机翼的这一部分占负升力,以及净扬程是正的。在模拟流(图更大的升力5(一个))来自这样一个事实:上表面上的漩涡是高估了导致更高层次的吸( )相比,实验( )(图4 (c))。它导致一个更大的上下表面吸之间的区别,也就是说,更积极的提升。

看来,虽然电梯与增加攻角增加4°以上清洁和冰翼,升力损失由于剧透太多了。

3.1.2。阻力系数

清洁NACA 0011 0.61米,最低的阻力系数在0.008 - -0.009附近的范围 °。摊位附近的阻力系数达到了价值约0.03,如图5 (b)。冰翼,阻力的增加在1000%到2000%的范围对清洁翼型攻角0到14度之间(9]。模拟流动的阻力更大是由于泡沫的过高的大小描述。

冰翼和清洁机翼阻力增加当攻角大于4°。然而,斜率是高冰翼的情况。因此,不合理的有一个冰翼操作在高攻角,因为获得电梯意味着迅速增加阻力。在干净的翼型,高攻角(摊位)将推荐,因为它没有额外的阻力将提供更大的升力。

阻力系数几乎是相同的 °和 °,而增加 °。查看图4,可以看出,在所有的三个案例有一个泡沫扩大整个机翼表面(恒吸)和回贴过程中的另一个泡沫,空气越稀薄。考虑到曲率的压力分布,第一个泡沫是相似的 °和 °,而不太长和再植更快的情况 °。

3.1.3。俯仰力矩系数

干净的机翼俯仰力矩系数在25%的弦长位置呈现在图5 (c)。积极观察俯仰力矩的角度攻击范围在0到15度,表明升力作用前的25%弦点(9]。变化非常小,当迎角增加。spoiler-ices在俯仰力矩的影响并给出了机翼图的特征5 (c)。大偏离清洁机翼俯仰力矩是观察,包括一个信号逆转在攻角的范围。

模拟流和实验之间的差距来自于不同位置的漩涡如前所述。根据压力分布,不同位置的形成和回贴漩涡导致不同的力分布对季度和弦。这是实验和模拟之间的差距的原因,而实验和仿真结果表明,高攻角会导致一个大的俯仰力矩系数不满意。

调查的情况下,仿真进行了大攻角, °,显示实验数据的协议。图7有助于理解流动行为的攻角。湍流动能显示为 °和 °是湍流强度或动荡水平的代表 。情节都是一次提取步骤发生高积极提升(6.7为 °和5.9为 °)。动荡水平看起来高在高攻角。看到一个大湍流尾流出现在机翼后缘是起源于叶片的上表面 °。这之后不是阻尼建模下游领域。

压力分布也证实存在大湍流尾流(图4 (c))。后缘涡脱落形式 远离的后缘与例( 在 °和 在 °)。涡诱导吸力的大小 这是两次吸入后缘流的大小 例如,°。因此,脱落涡是更宽、更厚的对于这种情况导致更高的后缘,因此下游湍流强度。

给出了计算与实验的意思是流分析使当前仿真验证。以下结果来自仅计算,认为正确地复制流物理。一般特征是验证对文献报道的类似冰翼型的特点。

3.2。时间研究

通常情况下,流场分离泡沫的研究集中在时间上的特征。然而,众所周知,泡沫流场有强烈不稳定特征也扮演了一定的角色在空气动力特性14]。现在这些不稳定特性进行了讨论。

冰翼说明,漩涡周围的流线形式和机翼表面移动。因此,机翼表面的每一个点的压力变化随着时间的推移形成漩涡和定罪。它会引起电梯从正到负反复振荡,导致翼型的动态加载。

在图所示的瞬时压力值7对于一些随机点机翼上下表面的上游和下游的破坏者。情节代表这些点的压力在零攻角的翼型在0.07年代的仿真时间,组成的约2000次迭代(仿真时间由时间步长值归一化,即。,3.5×10⁻⁵)。压力的频率几乎是相同的所有的点。这个频率是写作者上卷高空漩涡在上面的剪切层的循环区域及其下游脱落分离区。靠近机翼后缘的振幅增加压力。这可以与漩涡脱落后缘的下游。

上游的剧透(点1、2),正压高时几乎是常数。因为它将后如图11,这些点是位于上游准停滞漩涡;因此压力高和时间变化的压力很小。下游的剧透,是消极的压力有一个吸下形成漩涡。

是观察到的每一对点相同的弦向的位置,也就是说,3 - 4和2 - 5,压力振荡的阶段。这表明机翼表面的漩涡正在形成,留下一个周期。

由于机翼上的压力波动,负荷波动。综合负荷随时间的变化如图8模拟的情况。阻力变化小于电梯变异。它表明,涡流分布上下表面之间的变化更频繁,影响主要是垂直载荷。然而,阻力和升力以相似的频率振荡。

在 °,双峰频率模式的阻力,两个值之间的最大阻力不同周期(两个方向),而有一个quasi-sinusoidal其他情况下的变化趋势;也就是说, , ,和°。

历史表明,拖时间 °,°,°,对应的最大阻力几乎最大升力和阻力最小值出现在附近的最低。在 °的趋势变化是反向;也就是说,增加升力与阻力减少,反之亦然。俯仰力矩振荡跟着电梯变化不是拖,因为电梯变化振幅大于阻力波动。因此,电梯是决定组件的俯仰力矩的方向。

负载系数的平均值计算改建在图9与相应的范围的变化和斯特劳哈尔数。只意味着实验负载值可用于几何建模。正如前面观察,计算频率波动类似的垂直和水平力。然而,振幅做病例之间的不同。

正如前面提到的, ,计算基于spoiler-iced机翼预计高度 。之间的细微差别许多不同的角度的攻击与不同的投影高度更高 °,虽然频率几乎是一样的。然后,有直接关系的air-projected高度冰翼和 ,而振荡的振幅不关联。考虑到泡沫分离长度长度尺度,提到斯特劳哈尔数皈依从0.59到0.69的不同角度的攻击。这对应于的脱落运动分离剪切层。是符合普通模式的斯特劳哈尔数相同的翼角冰Ansell报道(30.]。Gurbacki [35)也报告了类似的范围(0.53 - -0.73),3 d角冰的形状。

更大的”“价值可以更多的湍流的来源,也就是说,高级, °(图6)。这导致一个更大的后缘涡脱落了。它可以得出的结论是,更高的湍流强度不会导致更高的振幅的振荡。

电梯波动的最大振幅对应于零攻角(图9(一个))。正如前面提到的,升力波动之间的正面和负面的价值 °。流量行为分析在以下段落对于每一个消极的情况下,积极的,和零升力值。模拟的流在零攻角,漩涡形状两次步骤如图10。半周期的时间间隔的时间选择步骤,从最大升力系数开关正最小负价值。

前缘附近出现停滞区,流动分为两束将机翼的上下表面。他们再次达到彼此靠近机翼后缘。由于机翼表面覆盖彻底的漩涡,上下表面的流线要遍历在旋转流的边界地区。当有两个旋转泡沫一侧的机翼,死者流占据了更大的区域。因此,第一个活动流线应经过较长的路径。这条路从分裂点被认为是上游下游驻点的机翼。长路径导致更高的速度流。

当单一泡沫上表面(图10 ()慢),流在那边。这将导致更高的压力比下表面。随之而来的高压力(吸)上表面证明负升力。相反的过程中发生的情况下积极的提升(图10 (b))。泡沫配置变化和驻点的移动导致更短的路径下简化在另一个时刻。

具有相似参数,升力变得积极。这些变化定期重复诱导一个周期变化的升力(图8)。

以前,在这篇文章中,流动的路径描述关于压力分布和分离区域的近似形式。图10表明分离的规定的椭圆形区域可能包含不止一个漩涡。

此外,有一些波动流速下游的机翼由于上游漩涡的形状和位置;即分离地区的漩涡运动影响下游流脱落的地方。获得一段类似的下游;即压力和速度的波动传播至少四弦长度下游的冰翼建模仿真。因此,在实践中,它可能导致一个周期入口速度上游邻居的风力涡轮机的风力发电场。因此,对于一个风电场风力涡轮机之间的距离被设计成3 - 10转子直径,糖衣的效果应该考虑,因为它可能使时变不稳定转子的下游。

图11显示了spoiler-ice邻近的流线,突显出大量的漩涡。这是一个即时生成几乎没有提高。上游的剧透流形成泡沫在角落里spoiler-ice和机翼表面。

与应用程序捕获了湍流模型的这些漩涡上游的两个上下的破坏者。流分裂的上游面spoiler-ice和流的一部分转移到上面的扰流板,其余流量超过的低spoiler-ice并形成剪切层。这些剪切层发挥重要作用在下游主要和次要的生成漩涡漩涡显然是见过。

作为低速旋转流动填补该地区下游的剧透,机翼表面覆盖彻底的漩涡。因此,应该采取行动的轴流机翼表面生成升力翼型表面不符合。与现有冰角高度,NACA0011不创建任何的曲率设计,为之后的流路径的边界形成漩涡。

此外,虽然综合价值冰翼型上的垂直力为零的插图的时刻,有一个脱落涡从后缘向上提升者(这里没有显示)。因此,观察到,即使零升力没有对称机翼载荷分布,和下游流振荡。

如文献所述,剪切层扑通常观察到非常低的频率,相比其他流的特征频率的现象。观察低频周期旁边的主要振荡在考虑长期的历史。相关的频率大约1/7的常规模式的频率,与价值 在 °一致的值的范围在文献中报道的模拟釉冰(21,26,30.]。

4所示。结论

本文的主要目的是估计动态载荷作用在一个冰翼,以及结构和动力学的研究湍流分离泡沫。冰概要文件的帮助下模拟剧透。模拟分离流在锋利的破坏者可以被认为是糟糕的测试用例的负载损失由于糖衣。结果表明,釉冰的影响不仅限于电梯的下降;它也带来一些动态力量应考虑风力发电场,例如。

空气动力性能系数和压力资料计算并与可用的测量弦雷诺数为1.83×10⁶(9,15]。形成的泡沫分离模拟背后的机翼前缘釉结冰研究了巨蜥。流场的细节和攻击的漩涡形状在不同角度研究了基于平均压力分布以及瞬时流线。的主要结论可以概括如下:(我)数值结果证实这两个时间前面类似的测量中观察到的现象(30.]:低频模式,斯特劳哈尔数 -0.02,和更高的频率模式斯特劳哈尔数 -0.69。高频率运动有相同的特征脱落模式和下一个对应于扑模式。(2)更大的俯仰力矩是釉冰的结果在减少电梯的旁边。因此,高攻角似乎并不是一个很好的选择的操作在角冰的存在改变了攻角补偿升力损失可以同时增加俯仰力矩。此外,阻力大大增加。(3)看到,振荡的频率几乎是相同的所有角度的攻击。冰翼预计有直接关系的高度和斯特劳哈尔数 ,虽然振荡的振幅不关联。(iv)高攻角会导致更高的流场的湍流强度,随着机翼预计高度的增加。(v)下游下游振荡传播在更高角度的攻击。(vi)阻力的变化时间比电梯变异要小得多。这意味着漩涡分布变化更频繁的上下表面之间的影响主要是垂直载荷。然而,阻力和升力以相似的频率振荡。(七)考虑到加载时间的历史模拟的情况下,最大升力和最大阻力几乎同时发生变化方向相同,尽管他们是反向负攻角。(八)泡沫分离的上下表面均出现接近前缘相比实验。在实验中,附近的椭圆形泡沫似乎瘦四肢,虽然巨蜥的建模结果在漩涡扩展更广泛的表面吸级的小变化。(第九)后缘出现漩涡接近弦长度的10%。相关的下游涡旋脱落是波动的来源。达到更多的吸入,涡流会导致更多的波动流下游。

的利益冲突

作者宣称他们没有利益冲突有关的出版。