文摘

这次调查关注的应用计算流体动力学研究工具流利的流动的NACA 63 - 415翼型在不同攻角。目的是选择最合适的湍流模型模拟ice-accreted翼型绕流,这项工作集中在评估各种湍流模型的预测能力在清洁翼型在大角度的攻击导致高度分离流动发生。这项研究是由与一个方程进行模拟Spalart-Allmaras (SA)模型,two-equation RNG和海温模型和雷诺应力模型(RSM)。域离散化进行了使用一般四边形网格生成的策略,流利的预处理工具。比较是用实验数据可用。

1。介绍

今天,全世界对环境的关注可以表示为一个巨大的能量转换过程中需要低熵产生。low-wastage,这基本上意味着低排放和低能量降级的方法和技术。这些是风能技术的最前沿,风电厂是世界上增长最快的能源(1]。证明这是风力发电场的扩散,近年来已经发生,并计划安装的世界各地的许多人。然而,在某些地区,风力能源开采面临的具体挑战由气候条件。

在寒冷的气候区,冰的形成在风力涡轮叶片的一个主要问题,冰激粗糙度随着叶片减少升力和增加阻力。这导致生产损失,应该被量化,为了获得多少的照片要获得技术的发展旨在防止结冰在寒冷的地区。

结冰的现象和性能损失风力涡轮叶片是特别感兴趣的话题就是风力涡轮机研究社区(见,例如,(2- - - - - -4])。问题是冰吸积在叶片将开发严重的性能损失,因为大分离流区域将开发低入射角度(就像在干净的翼型高入射角度),其次是显著减少升力和阻力的增加。很少有研究分析了翼型大分离流雷诺数风力涡轮机的特征(5,6]。事实上,模拟风力涡轮叶片周围的流动现象是一个具有挑战性的任务,因为流三维不稳定和动荡。在更广泛的光谱,它是有用的评估能力的湍流模型导致的准确预测分离流发生时升力和阻力。

在这次调查中,只有解决,包含在一个二维空间几何图形和流动被认为是不可压缩的。这项研究集中于翼型在低和高的空气动力学角度的攻击。

进行当前的计算,流利的7),应用有限体积流求解器,而啮合过程是通过使用相应的预处理器,策略(8]。生成一个初始网格与约85 000个细胞。这网随后精炼在机翼附近通过应用流利的,导致了在一个典型的网格约140 000个细胞。

二维稳态结果比较了NACA 63 - 415翼型数据提供的午间国家实验室(9]。这个公认的研究中心进行风洞测试和表现也通过应用CFD计算自己的代码,EllipSys2D,研究改善风力涡轮叶片的效率。

2。数值模型

实验测试的数值对应涌现0.60和弦进行,NACA 63 - 415翼型。流参数在进口速度和湍流强度的1%。

网状域用于计算如图1。顶部,底部,左边界被放置在距离12和弦的机翼,而正确的边界被放置在20和弦。

关注在冰翼型流动模拟,流的特点和计算在机翼附近更重要比干净的翼型,在结冰的情况下预测,我们选择解决粘性子层。因此,电网与无量纲距离生成接近1。

机翼压力和吸力与312年双方网状节点均匀分布,生长比率为1.06和100节点被放置在机翼和远场边界。然后,机翼附近的网格是精制获得既定的墙的距离,导致最后一个网格与约140 000个细胞。图中给出了一个想法2造成的一个典型的网格(细节显示网格被改编后用流利的)。

网格独立研究进行验证的解决方案不会改变后续更多的改进。这项研究是基于模拟执行8°的入射角,升力和阻力系数作为控制参数。数据3(一个)和3 (b)显示升力和阻力参数的计算值根据不同的湍流模型。在第二个网格级别(80 000个细胞),后的空气动力参数计算和SA模型应用没有进一步的变异,而应用程序后仍存在着细微的差别。RSM继续变化的结果,第三个网格级别(140 000个细胞)。这些计算使我们得出结论,它是合理的考虑到网格与140年000个细胞保证结果在所有四种湍流模型,网格大小的独立。

3所示。湍流模型

之前进入的细节在NACA 63 - 415翼型流动模拟,让我们回忆起动荡背后的基本概念模型用于这个调查,即RNG(重正化群)的变化模型中,(Shear-Stress-Transport)模型、SA (Spalart-Allmaras)模型和RSM(雷诺应力模型)。

3.1。RNG

RNG模型包含在标准的修改(10)模型,从而提高其性能。这些修改是派生的使用数学技术来自所谓“重正化群理论”(11]。的传输方程湍流动能和湍流动能耗散率定义如下:

湍流动能生产术语定义如下:

第二个系数的主要修改是在第三项的右边(2)。地区系数变为负的大应变率(),减少ε的破坏,因此,也减少了,收益率低湍流粘度值。

其他的修改是一个微分方程来计算湍流粘度和方程来计算逆有效的普朗特数()。这个模型的常量值,,,,。

的模型只适合区域远离墙上,不能直接解决粘性子层。为了能够这样做,增强墙治疗(易)选择设计。基于湍流雷诺数,易模型指定了一个靠近壁面区,使用一个方程的计算涡粘性模型(Wolfstein [12])。该区域外,计算涡流粘度,与往常一样,模型。然后,涡流粘度的混合方程用于夫妇两个区。

3.2。SA

SA (13,14)是一个方程模型,解决了实证涡流粘度的输运方程。这个方程模型的生产、运输、扩散、湍流运动粘度和毁灭的修改。它的优点之一是简单的自由流和墙可以施加边界条件。的输运方程是

生产和破坏条件,和分别定义如下: 在哪里平均应变率,墙的距离,和是阻尼函数。恒定值,,。

SA模型能够解决粘性子层细网格时足够靠近墙。

3.3。风场

最初的(15)被认为更准确的模型在靠近壁面层。它已经成功的与温和的逆压力梯度流动,但它有一个方程的值非常敏感在自由流。对海温(16通过求解标准]纠正这个问题在远场和标准在墙附近。改善其性能不良压力流,对海温的影响考虑运输的湍流剪应力的计算湍流粘度和紊流普朗特数和。的输运方程和特定的耗散率是以下:

生产的角度和分别定义如下: 计算(3), 并给出耗散项

十字架扩散项混合两个模型定义如下: ,,,阻尼函数,常量值是什么。

3.4。RSM

RSM [17- - - - - -19]解决了输运方程为每个术语的雷诺应力张量和耗散率方程。在2 d,五个运输方程解决,除了连续性和动量方程。模型考虑影响——和two-equation模型不能考虑,例如,湍流的各向异性。然而,雷诺应力传输方程需要建模复杂的条款,这可能会影响模型的准确性

为了解决RSM的粘性子层,Low-Re Stress-Omega被选中。这个选项模型压力应变项(第四项右边)的雷诺应力方程使用远程雷达方法(Launder-Reece-Rodi) [19),解决了方程(20.]。这个选项让RSM模型类似的特征模型。

RSM模型的设置需要比别人更多的关注。默认选项和二阶离散化的动力和湍流方程,该模型显示早期收敛问题在低角度的攻击,而且,在某些情况下,粘度比达到不切实际的值(超过10⁵)。在几次试验后,我们经验决定设置用于模拟;在低(8°或更少)、高(26°或更多)的攻击角度,模拟进行使用默认设置。接下来的计算(10°-24°),我们禁用剪切流修正选择。所有的模拟进行了二阶离散化的势头和雷诺应力的一阶离散化。

的剪切流修正选项允许一个函数修改耗散项的值方程,第一压力应变项,雷诺应力的耗散率。研究湍流动能的影响显示这个函数的主要作用是减少(计算对角的雷诺应力)。

4所示。数值模拟

一组初始的计算进行了使用SA的稳态配方,,和RSM模型为0°-28°攻角范围。

数据4(一)和4 (b)显示计算结果使用平均来估计发生振荡时的空气动力系数。在这些数字,午间实验室数据也显示,包括风洞记录,以及数字数据计算与EllipSys2D程序使用模型。

在低攻角(8°),四个模型显示良好的协议与实验数据。8°范围,升力和阻力系数开始显示弱振荡和数值结果与实验结果不同。在高角度(及以上),四个模型得出的结果类似,但overpredicted。在这个范围内,模型给出了流畅的曲线。

SA模型给出了最好的预测最大升力角;然而,overpredicted电梯值。同时,该模型给出了流畅的曲线系数,除了在高攻角。

的模型预测的最高价值系数和最大升力角实验值。之间的和突然,两个系数变化。

的模型显示值SA模型类似,除了最大升力的模型的预测。在高攻角,这个模型给流畅曲线。

RSM模型没有提供更好的结果比的选择。它显示了一个急剧的变化系数行为,这意味着模型面临的问题处理大型循环区。此外,仿真花更多的时间,因为更多的方程解决。

图5显示了计算流线在机翼后缘的攻角对于每一个湍流模型。的和RSM模型预测的最小区域配合最高和最低的预测在这个角。在的情况下模型,分离点RSM几乎是在同一个地方,但流线几乎没有不安,这可能是因为模型overpredict湍流动能的生产,和动量交换允许流仍接近墙壁(数字4(一)和4 (b))。SA和模型预测的最大区域类似的大小。然而,和RSM模型预测不稳定区域与涡分离,这或许可以解释模型的困难达到收敛这个角。SA -之间的相似性和RSM -模型的后缘也是存在的曲线如图7。

关于压力系数,所有的模型给曲线具有相似的形状和值接近实验数据。图6显示了压力系数分布在0°。在这个角,四个模型完全同意的价值观涌现,除了靠近前缘和驻点,高于实验值。升力和阻力、升力的四个模型给出一个好的近似,而且只有RSM给出了一个估计的阻力,而其余的模型overpredict它。

图7一个角度显示了结果。在这种情况下,压力面也很好地与实验值。然而,在吸入端最小值是低估了,这意味着更高的抽吸作用于机翼上部的一面。有一个明显的峰值之间的关系发现此时的overprediction。从数据4和7,我们看到模型导致的最高峰,对应的最高价值,而SA导致最低的最高和最低的价值。后缘,可以看出取决于流通区域的大小。最小的区域()值接近于零和最大的区域()最高值。

为了理解这种情况从不同的角度来看,相对质量不平衡,在每个单元格定义为质量不平衡除以细胞的质量,介绍了。自该指数可以积极或消极的(质量源或质量水槽),其绝对值是用来计算平均值在整个域。

流的入射角和使用期间监测模型,均值000迭代步骤。数据8(一个)和8 (b)显示细胞有一个以上的相对质量不平衡在迭代的平均最高和最低价值。这表示显示区域周围的机翼还没有达到稳态解,表明瞬态计算需要考虑。

合理的近似和值获得的所有的模型可以解释为,相对质量失衡仍然很低。它还表明,稳态解瞬态计算一个合理的起点。

5。结论

本文介绍了一种二维流动的预测研究风力涡轮机翼型。方法是基于商业的应用程序流畅。

目的是为风力发电机的研究人员提供一个评估的湍流模型计算的基本流升力和阻力参数在风力涡轮机叶片部分在结冰条件下操作。四种湍流模型,一个方程Spalart-Allmaras (SA)模型,two-equation和模型和雷诺应力模型(RSM),被应用于预测流动在一个干净的NACA 63 - 415翼型攻角范围从0°。

从这些结果,我们估计RSM是最适合解决这种类型的流动问题。已经证明是更敏感的存在中度到大型循环区,预测高粘度比的值,每次都需要调整设置选项来防止这个问题的发生。这种模型的计算进行了需要更多的计算时间并没有明显改善,与三个办法处理湍流相比。

的模型给出了最高预测的提升和最大升力角。在,该模型还预测最小的再循环区和最接近的分离点后缘。

SA和获得的结果0°模型非常相似的范围内。在这项工作,这些模型都提供了降低和减少振动空气动力系数,所以对于整个范围的角度攻击测试。这种行为是不相关的快或慢收敛速度。

SA和模型也发现最适合模拟电流。见数据4(一)和4 (b),他们有一个更好的协议所示形状由实验数据给出的解决方案。然而,在这项研究中,我们指出,SA模型倾向于预测稳定循环区。同时,在这个模型中,湍流衰减只是基于墙距离和速度梯度和不能处理湍流耗散,当模型。这意味着后湍流强度保持不变。虽然其他模型很容易显示类似的物质再循环区,这是最不利的情况。

再循环区存在清洁和冰翼型风力涡轮机。在结冰的情况下模拟中,该区域影响水撞击在吸力面计算。因此,一个好的近似的流区在风力涡轮机流动的数值研究中很重要。

因此,尽管附近的SA给更好地预测最大升力,我们得出这样的结论模型是最适合模拟清洁和冰风力涡轮机翼型绕流。

确认

作者欣然承认NSERC的财政支持,通过战略格兰特,FQRNT,通过一个团队项目拨款。