【摘 要】
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为改善风力机翼型气动性能,提出翼型尾缘射流控制方式,以NACA0018翼型为基础,采用SSTκ-ω两方程湍流模型数值模拟方法,研究尾缘射流翼型在不同射流孔宽度(0.001c、0.002c、0
【机 构】
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上海理工大学能源与动力工程学院,上海200093
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为改善风力机翼型气动性能,提出翼型尾缘射流控制方式,以NACA0018翼型为基础,采用SSTκ-ω两方程湍流模型数值模拟方法,研究尾缘射流翼型在不同射流孔宽度(0.001c、0.002c、0.003c)、射流入射速度(15、20、25 m/s)和入射角度(20°～-20°,计算间隔取10°)时的气动性能.结果 表明:射流翼型在不同射流角度时,小攻角下,负射流角度增加翼型升力,大攻角下,正射流角度抑制翼型流动分离;射流孔宽度不同时,随着射流孔宽度的增加,负射流角度翼型升力系数增加幅度大于正射流角度翼型,且在大攻角下不同角度射流翼型的阻力系数有较大增长;射流速度不同时,大攻角下,不同射流角度翼型的升力系数均优于原始翼型;随着射流速度的增加,-10°射流翼型阻力系数明显降低,-20°射流翼型阻力系数有较大增长,正射流角度翼型变化较小.
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