风机叶片的翼型分离阻塞修正方法

1、风机叶片的翼型分离阻塞修正方法康承熙，李俊申，航空航天工程，全北国立大学，全州，561-756 1，韩国海风绿色实验室团队，韩国电力公司研究院，305-760，大田，韩国（2012年5月22日初稿；2013年1月29日修订；2013年1月29日收稿）关键词：分离阻塞修正；洞壁干扰效应；翼型风洞试验；风机；随着MBC方法的发展，它消除一些经典方法的局限性。与传统方法不同的是，它是基于模拟的边界壁。MBC方法利用测得的压力沿着试验段的边界进行必要的修正，因此它可以应用于任何模型配置。人们普遍认为，通过MBC法修正比通过经典方法在高角度攻击更可靠，但MBC方法需要昂贵的仪器，用于数据处理软件，额外的

2、监测和处理来补偿压力，和预试验数据库建设4，7。文8为一个流线型的干扰效应。结果表明，浮力，升力干扰的影响，部分由于固体和尾流堵塞的影响是占线性电梯斜坡区主导地位。作为攻击的增加对过失速区的视角，对分离堵塞的影响成为主要影响。准确、可靠的数据的峰值和峰值后的性能对风力机叶片翼型的设计是非常重要的。为了减少时间和成本的一个新的翼型设计周期，从风洞试验数据必须提供给设计师尽可能快速、准确。因此，快速、高效、可靠的风洞干扰校正方法的翼型，它适用于中等和高角度攻击涉及流动分离，以产生可靠的风洞试验数据8，9。本文中，采用一种新的用于分离的风机叶片的翼型绕阻闭口式风洞洞壁干扰修正的校正方法。为了实现该方

3、法，具有不同堵塞比的翼型风洞试验在角度的攻击范围中进行。然后就阻塞区的乘法和分离阻力系数，得到一种新的分离阻塞修正。利用修正后的结果与现有的传统测量方法和边界条件的结果比较，本方法进行了验证。2校正方法综述2.1传统方法传统的校正方法，利用测得的总气动力和简单的图像的方法来纠正壁约束效应。由干扰引起的速度在新型气动中心计算使用流向和上升流的速度校正。速度和梯度的大小是衡量堵塞和模型的流向浮力。上升流的速度和它的流向梯度确定攻击，把角的测量，和俯仰力校正4-6。围绕翼型的阻塞干扰产生的模型及其尾迹。由于模型体积的固体堵塞可以由一个双重或源库的组合和厚度的翼弦比的影响，压缩效果可以通过使用普朗特G

4、lauert因子增加，= 。固体堵塞采用汤普森4，6： (1)其中A是指机翼的横截面面积，H是测试部分的高度，T/C是厚的翼弦比，M是马赫数。尾流阻塞代表的后效应引起的纵向速度增量，它可以由一个点光源建模6。 (2)其中是阻力系数。艾伦和文森特6表明,未校正的是分离流的收录效果可以应用。马斯克尔11，和康8认为最小阻力系数可以代替区分升力干扰和分离堵塞未校正的术语。 (3)是分离的阻力系数，是诱导阻力系数，是分离堵塞的因素。库珀4表明，分离的堵塞因子为0.96的二维流动的基础上，通过本试验结果。在模型的尾流存在产生水平浮力流压力梯度产生的。压力梯度假设为线性沿隧道轴线。由于浮力阻力增量6，10

5、 (4)在上升流的差异（或下降流）与自由空气和流线模型周围流动的曲率之间的约束下，也应视为攻击和俯仰力矩的额外校正。对试验模型的电梯可以由一个点涡来表示。该模型位于测试部分的中心，哈夫洛克建议攻击，升力和力矩修正角，由于升力干扰可以采用修正4，6： (5)是未校正的升力系数。对速度的修正，动态压力，雷伊排数，攻击，升力，阻力的角度，和俯仰力矩是 4，6 (6)其中俯仰力矩系数。2.2测量边界条件方法阻塞修正基于解析理论的修正方法模拟风洞试验段使用图像方法的壁，需要数学模型来描述的测试模型配置，或需要依靠经验关系式，根据试验结果对钝体实测边界条件的方法，然而，利用测得的压力沿着试验段的边界进行必

6、要的修正。因此，它可以应用于任何模型配置的试验段4，5，8。翼型阻塞修正通过实测边界条件的方法，我们使用的双板的方法4，9。对实测边界条件法方程是基于线性化小扰动位势理论和可以由普朗特Glauert变换减少到拉普拉斯方程。 (7)其中是扰动速度的自由流速度的归一化流向组件。作为在封闭测试部分的壁的边界条件12： (8)是对试验段壁面压力系数，从而消除在空荡的试验段的压力，是在自由空气条件的模型所产生的扰动速度。由于唤醒，体积，和模型的气动力可以由一个源，代表一个偶极子，和一个点涡分别： (9)是界表面的偶极子密度，是向外正常的衍生物，和是固定的观测和运行点，对表面的内侧一点的，使用分段常数：

7、(10)从边界条件，偶极子密度在面板的质心计算。当偶极子的密度是已知的，扰动速度可以在任何点计算8，12： (11)由于壁约束扰动速度在中心计算模型。最后对速度的修正，动态压力，升力，阻力，和俯仰力矩系数得到的方程（6）。3新的阻塞修正方法3.1风洞试验由于新分离的阻塞修正方法的发展，翼型风洞试验是在韩国空军学院的低速风洞中进行的。隧道封闭测试部分用0.9 M（H）×0.9米（W）×2.15 M（L）的尺寸和0.14的平缘。翼型模型有一个0.25米的弦，24%厚弦比（T/C），如图1所示。它是用铝加工的数控铣床。该模型的上表面和下表面上有62个压力孔。每个洞有一个直径0.5

8、毫米，钻垂直于表面的。机翼模型试验段和垂直安装连接到一个转盘，允许攻角定。转盘的旋转中心相对应的翼型四分之一弦。进行试验时攻击范围从0到180度角。得到的粘性阻力测量大约四倍弦长的后缘的模型。耙数据被用来确定拖动到攻击下面的失速角。自由流速度为15米/秒，和基于Chord相应的雷诺兹数为。墙的约束进行了模拟插入墙壁的压力在31孔每右舷和左舷量身定制的长度方向的静压力的变化。参考堵塞比，这是和弦的模拟试验段高度的比值（H），27.8%（H=0.90米），38.5%（H=0.65米），41.7%（H =0.60米），45.5%（H=0.55米），和55.6%（H=0.45 m）。参考堵塞27.8%

9、，墙上没有插入。在模型上的压力，插入测试部分壁是由psi-8400压力自动扫描-测量系统ESP-64HD ±2500。总的和静态使用西特模型的压力数据获得了风洞的参考239 1245，（5“WC”），从静压联合在测试段的前面安装管获得了风洞的参考西特模型270 。温度和湿度也用奇摩模式270测量。每个数据点包括1000个读数的平均10赫兹的频率的收集。图1 在测试段安装机翼模 图2 试验段壁压力系数（= 41.7%；V =15m/s；）。3.2各新分离的阻塞修正方法方程3中分离堵塞应建立小阻塞的模型 4，8 。基于平板试验结果的物理论证流，然而，可能不适合高阻的翼型失速特性的估计的配

10、置。随着攻角的增大，流量开始从翼型表面分离。流动分离的模式，然而，是高度依赖于模型结构和迎角，并从该平板的边缘分离的特点非常不同。因此，产生的方法式（3）从分离流动的平板而获得的，是不足以充分机翼模型。我们已经开发出一种新的分离流的攻击范围角度的翼型绕阻校正方法。阻塞区的分离的堵塞的可用于从恒定区的速度增量和阻塞面积之间的关系估计试验段， (12)对于小堵塞试验模型，方程（12）可以减少方程（2）和（3）中的关系。这一堵塞关系的分离， (13)基于分离流特性的翼型配置获得适当的分，堵塞的因素如图1所示的风洞试验为参考的阻塞率38.5，41.7，和45.5%。在前2.2节讨论的MBC的方法评价了

11、分离流动的阻塞效应，和测得的壁面压力系数分别如图2所示。估计的因素，评价分离堵塞代入式（13）。通过分割成两个方面的因素：一轮获得了领先优势，在风的方向，这是在对攻击范围的角度，和一个尖锐的后缘处的攻击范围的角度的方向。作为一个结果，得到如图3所示被分离的阻塞和阻塞区的乘法和分离阻力系数之间的近似线性关系： (14)攻击角度的分离阻塞因素：图1 翼型分离阻塞(实线：；虚线：)图四 分离阻力估计概念图从这种关系中，对翼型分离堵塞可以被描述为: (15)计算分离阻力系数，理想的阻力极性是通过应用最小二乘法更确定超过五的测量数据点的选择从低角度的攻击范围如图4所示。4结果与讨论图五 洞壁干扰效应（未

12、校正的升力系数与攻角度击；V=15m/s；）图六 洞壁干扰效应（未校正的俯仰力矩系数与迎角；V=15m/s；）图七 洞壁干扰效应（未校正的阻力系数与攻击角；V=15m/s；）在图7中，未校正的升力，阻力，和俯仰力矩系数约束下的墙是在180°攻击范围的角度提出。参考的阻塞率分别为27.8，41.7，45.5，和55.6%。自由流速度为15米/秒，并基于弦的翼型件相应的雷诺兹数。这个数字表明，由于壁约束效应系数的差别很小，在附着流和全失速区。在高角度攻击，然而，差异越显著随着阻塞比大。随着阻塞比的增加，干扰效应增强的有利和不利的压力梯度翼型如图2所示。作为一个结果，壁面约束下的气动力系数

13、增加的增加阻塞比。在55.6%的阻塞比的增加，在升力系数为81.8%，高于27.8%的50°迎角。在阻力系数增加101.5%的攻击80°角，和俯仰力矩的增量是88.9%在的攻击角。新的的翼型分离堵塞校正方法的结果与经典的方法比较验证，在公式艾伦和文森特的方法（2），和库珀的方法在式（3），这是基于钝体流动的经典方法和MBC的方法。通过MBC的校正方法，对试验段壁面压力系数，其值在空荡的试验段进行删除，应用如图2所示。图8 对翼型的升力系数比较（=修正45.5%；V=15m/s；）在图8中，由本发明的方法参考堵塞比45.5%获得的升力系数校正的结果与经典方法相比，MBC修正后

14、的结果四方法在攻击下面的失速角和左右，由于较低的阻塞攻击的180°角是相似的。然而艾伦和文森特的方法评估结果表明，在大迎角下，由于不当占分离流的影响，如式所示（2）。库珀的方法基于钝体试验表明过度的结果相比，MBC的方法从失速迎角90°。在攻击50°角，库珀的方法预测约6.3%的过度的结果。在校正的结果本和MBC的方法之间的差异小于未校正的值0.8%。在图9中，校正俯仰力矩是作为一个功能的翼型配置的迎角。修正值的所有四种方法在低角度的攻击区域几乎是相同的。在高角度的攻击，然而艾伦文森特的方法显示17.3%修正的结果相比，MBC方法在攻击120°角。库珀的

15、方法的结果是低于约1.5%的MBC的方法。然而，本方法和MBC的方法之间的差异，小于0.4%。图9 该校正的俯仰力矩系数比较翼型（= 45.5%；V=15m/s；）图10 对翼型的修正阻力系数比较（= 45.5%;V = 15m/s;）修正后的阻力系数的配置比较图10。在艾伦和文森特的预测方法的一个修正值的高角度攻击的结果，和Cooper的方法预测略有过度的失速迎角90°，而本方法测定结果与MBC法修正后的阻力系数的艾伦和文森特的库珀的方法分别约为9.1和5.3%，高于MBC方法在攻击80°角，本方法显示3.4%的差异。5 结论我们已经开发出一种新的校正方法分离堵塞的闭口式

16、风洞洞壁干扰修正的风力机叶片翼型。对于不同堵塞比的翼型风洞试验中的攻击范围的角度进行的。对于阻塞区的乘法和基于试验分离阻力系数得到了分离流的阻塞修正。该方法可以在攻击范围从0到180度角的连续应用。本发明的方法是在与测得的边界条件方法吻合良好，能够比现有的经典方法在过失速区更好的洞壁干扰修正。声明这项研究是由全北国立大学2012科研经费支持和新的和可再生的能源技术评估与规划韩国能源研究所（ketep），韩国政府知识经济部授予的资金（20113040020010）。【参考文献】1 I.Ross and A.Altman, Wind tunnel blockage corrections:revi

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18、ierarchy of uncertainty source in transonic wind tunnel testing, AGARD-CP-429(1987) 5-1-5-13.4 B.F.R.Ewald (Editor), Wind tunnel wall correction, AGARDograph 336 (1998).5 J.B.Barlow, W. H. Rae and A. Pope, Low-speed wind tunnel testing, 3rd Ed., Wiley, USA (1999).6 H.C.Garner, E.W.E.Rogers, W.E.A.Acum and E.C.Maskell