CN112199777B - 一种适用于模化仿生前缘流场特征的方法 - Google Patents

Abstract

本发明的适用于模化仿生前缘流场特征的方法，属于风电机叶片流场模拟方法的技术领域，解决现有技术的方法计算量大且耗时长的技术问题。该方法包括S101:基于CAE软件绘制光滑的机翼模型，在机翼模型上绘制仿生前缘的边缘结构，并在机翼模型上或在仿生前缘上添加网格；S102:基于CAE软件模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力，将该作用力以动量原项替代仿生前缘结构；S103:通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构。本发明用以完善风电机叶片流场模拟的使用功能，满足人们对风电机叶片流场模拟耗时短且易于计算的要求。

Description

一种适用于模化仿生前缘流场特征的方法

技术领域

本发明属于风电机叶片流场模拟方法的技术领域，尤其涉及一种适用于模化仿生前缘流场特征的方法。

背景技术

风电机组处在大气边界层中运行，由于风力机叶片的工作环境复杂多变，叶片表面的流动分离频繁发生，导致叶片气动力性能严重恶化。因此，对叶片进行流动分离控制可以有效地提高风电机组的发电效率，促进风电机组安全、稳定运行。现有技术中采用仿生前缘结构作为新型流动控制方法，能够有效地抑制流动分离，提高翼型气动力性能。将仿生前缘结构应用于风力机叶片，需要开展大量计算来实现对叶片结构参数的设计。

本案发明人发现现有的方法在对仿生翼型数值模拟过程中至少存在以下缺陷：

1.计算网格的划分是数值模拟需要最先完成的工作，由于仿生前缘具有复杂的结构形状，这给网格的划分带来了很大的难度。并且，为了提高仿生前缘附近计算结果的准确性，需要对其附近网格进行加密处理，这在很大程度上增加了仿生翼型计算的网格量，直接导致数值计算量大幅度增加，计算耗时延长。

2.由于仿生前缘齿形结构的特殊性，很难保证每一处齿间与齿根位置处网格划分的质量，而较差的网格质量直接影响计算精度与计算结果的准确性，并且，需要对不同尺寸参数的仿生前缘进行比较分析，每次计算都需要对翼型的网格进行重新划分，这极大的增加了数值模拟的工作量，给仿生翼型的优化设计带来很大困难。

3.对于风力机翼型设计过程中所采用的设计平台与设计程序，只能实现对二维风力机翼型气动力性能的优化设计，而仿生前缘齿形具有明显的三维结构，并且仿生前缘延翼型展向周期性的分布，因此，目前无法更好的实现对仿生前缘翼型气动力性能的优化设计工作。

有鉴于此，特提出本发明。

发明内容

本发明的目的在于提供一种适用于模化仿生前缘流场特征的方法，解决现有技术中方法计算量大且耗时长的技术问题。本案的技术方案有诸多技术有益效果，见下文介绍：

本案提供一种模拟于模化仿生前缘流场特征的方法，所述方法包括：

S101:基于CAE软件绘制光滑的机翼模型，在机翼模型上绘制仿生前缘的边缘结构，并在机翼模型上或在仿生前缘上添加网格；

S102:基于CAE软件模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力，将该作用力以动量原项替代仿生前缘结构，如，在光滑翼型前缘位置的网格点处，将该作用力以动量原项的形式替代原有的实体结构，来模拟与实体仿生前缘相同的流场特征，很好地模拟仿生翼型的气动力特征。该发明所提供的方法可以省去现有方法在数值计算过程中对仿生前缘复杂结构的网格划分，避免了对网格质量的影响，有效地提高数值计算结果的准确性，极大的减小机翼翼型数值模拟的计算量；

S103:通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构。将流场对仿生前缘替换的作用力以动量原项进行添加后进行积分，以模拟出能够适应风电机组工作环境复杂多变的叶片，提高叶片气动力性能，促进风电机组安全、稳定运行。

在一个优选或可选的实施方式中，模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力的方法包括：

在气动力流场的作用下获取所述光滑机翼吸力面和压力面产生的速度差值；

所述速度差值基于CAE软件模拟出在流场中产生压力梯度，并以所述压力梯度计算仿生前缘处在流场中产生作用力；

所述作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构，以获取新的仿生前缘结构。

本案的方法巧妙的结合流体力学与结构力学，确定前缘结构所受到的流场的作用力，确保计算的精确性。

在一个优选或可选的实施方式中，所述作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构的方法包括：

确定所要添加动量原项值的大小与方向；

沿所述流场的流向和法向对压力梯度中的压力进行积分，计算出仿生前缘所受到的作用力；

所述作用力分解为升力与阻力，并转换为体积力；

所述体积力以动量原项的形式添加到动量方程中的外力项部分进行迭代计算。

在一个优选或可选的实施方式中，所述边缘结构由多个边缘齿，确定所要添加动量原项值的大小方法包括：

根据三角翼理论，每个所述边缘齿所受到的整体升力包括势流升力与涡升力，其中：

所述势流升力满足L_P＝K_Psinαcos²α，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角；K_P为升力面理论的修正压力值；

所述涡升力满足，L_V＝K_Vcosαsin²α，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角，K_v为涡力面理论的修正压力值；

根据三角翼理论，每个所述三角翼所产生的整体升力F_L与整体阻力F_D为：

F_L＝K_Psinαcos²α+K_Vcosαsin²α

F_D＝N_Psinα＝K_Psin²αcosα；

在一个优选或可选的实施方式中，定所要添加动量原项值的方向的方法为，每个所述三角翼上各个点受流场的流向和法向的作为所要添加动量原项值的方向。

在一个优选或可选的实施方式中，所述通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构的方法包括，

将升力与阻力转化为体积力的形式进行添加，动量方程中的单位为N/m³，在光滑翼型前缘位置的网格点上将升阻力转化为动量原项进行添加，其中：

单位体积的整体阻力，满足：

单位体积的整体升力，满足：

V_s为每个边缘齿的体积；

基于Fluent软件，将所述单位体积的整体阻力和单位体积的整体升力添加流体方程中进行迭代求解，流体方程中的动量方程项的外力项f实现添加升阻力，满足：

其中：υ为流动速度；/>为速度随时间的变化量；ν为流体粘度；ρ为流体密度；f为f_x和/或f_y；p为流动受到的压力。

在一个优选或可选的实施方式中，将动量原项添加到光滑翼型的计算网格点中，流场对仿生前缘产生的作用力能够改变翼型表面的流场特征。

在一个优选或可选的实施方式中，所述仿生前缘和/或所述边缘齿的形状和尺寸可任意变换。

与现有技术相比，本发明提供的技术方案包括以下有益效果：

本发明专利通过理论推导获得仿生前缘对流场产生的作用力，将该作用力以动量原项的方式代替实体仿生前缘结构，这样可以避免复杂的网格划分以及网格加密处理，只需要利用光滑翼型的网格便可以完成仿生翼型气动力特性与流场特征的研究。研究不同尺寸参数的仿生前缘时，只需要根据仿生前缘的尺寸参数改变加入动量原项值的大小，便可以实现对具有不同尺寸参数仿生前缘翼型的数值计算，适用范围广。该模化方法极大的减少了对仿生前缘翼型数值模拟的计算量与计算时间。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本案发明的模拟仿生前缘流场特征方法的流程图；

图2为传统方法模式实体翼型锯齿前缘的模型；

图3为本案发明的方法模式翼型锯齿前缘的模型；

具体实施方式

以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需说明的是，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，下文描述在所附权利要求书的范围内的实施例的各种方面。应显而易见，本文中所描述的方面可体现于广泛多种形式中，且本文中所描述的任何特定结构及/或功能仅为说明性的。基于本发明，所属领域的技术人员应了解，本文中所描述的一个方面可与任何其它方面独立地实施，且可以各种方式组合这些方面中的两者或两者以上。举例来说，可使用本文中所阐述的任何数目个方面来实施设备及/或实践方法。另外，可使用除了本文中所阐述的方面中的一或多者之外的其它结构及/或功能性实施此设备及/或实践此方法。

还需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，图式中仅显示与本发明中有关的组件而非按照实际实施时的组件数目、形状及尺寸绘制，其实际实施时各组件的型态、数量及比例可为一种随意的改变，且其组件布局型态也可能更为复杂。

另外，在以下描述中，提供具体细节是为了便于透彻理解实例。然而，所属领域的技术人员将理解，可在没有这些特定细节的情况下实践方面。为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

如图1所示的适用于模化仿生前缘流场特征的方法，包括：

S101:基于CAE软件绘制光滑的机翼模型，在机翼模型上绘制仿生前缘的边缘结构，并在机翼模型上或在仿生前缘上添加网格；

CAE软件(Computer Aided Engineering)指工程设计中的计算机辅助工程，指用计算机辅助求解分析复杂工程和产品的结构力学性能以及优化结构性能的工具，例如，包括ansys、abaqus、fluent、cfx和starcd等。仿生前缘和/或所述边缘齿的形状和尺寸可任意变换，如，仿生前缘的边缘结构可以是边缘齿或三角翼或其它结构；

S102:基于CAE软件模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力，将该作用力以动量原项替代仿生前缘结构。如，在光滑翼型前缘位置的网格点处，将该作用力以动量原项的形式替代原有的实体结构，来模拟与实体仿生前缘相同的流场特征，很好地模拟仿生翼型的气动力特征。该发明所提供的方法可以省去现有方法在数值计算过程中对仿生前缘复杂结构的网格划分，避免了对网格质量的影响，有效地提高数值计算结果的准确性，极大的减小机翼翼型数值模拟的计算量；

S103:通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构。

本发明专利通过理论推导获得仿生前缘对流场产生的作用力，将该作用力以动量原项的方式代替实体仿生前缘结构，这样可以避免复杂的网格划分以及网格加密处理，只需要利用光滑翼型的网格便可以完成仿生翼型气动力特性与流场特征的研究。研究不同尺寸参数的仿生前缘时，只需要根据仿生前缘的尺寸参数改变加入动量原项值的大小，便可以实现对具有不同尺寸参数仿生前缘翼型的数值计算，适用范围广。该模化方法极大的减少了对仿生前缘翼型数值模拟的计算量与计算时间，有助于提高计算精度与计算结果的准确性，并且为仿生前缘翼型的优化设计提供基础条件。

作为本案所提供的具体实施方式，模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力的方法包括：

在气动力流场的作用下获取光滑机翼吸力面和压力面产生的速度差值；

速度差值基于CAE软件模拟出在流场中产生压力梯度，并以压力梯度计算仿生前缘处在流场中产生作用力；

作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构，以获取新的仿生前缘结构。

作为本案所提供的具体实施方式，作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构的方法包括：

确定所要添加动量原项值的大小与方向；

沿流场的流向和法向对压力梯度中的压力进行积分，计算出仿生前缘所受到的作用力；

作用力分解为升力与阻力，并转换为体积力。通过计算仿生前缘结构对流场产生的作用力，便能够确定仿生前缘对流场产生的影响，仿生前缘的存在会使吸力面与压力面产生速度差，进而产生压力梯度，压力梯度的存在使得在流场中产生额外的作用力，进而导致翼型前缘附近流场发生变化；

体积力以动量原项的形式添加到动量方程中的外力项部分进行迭代计算，这样便可以模拟仿生前缘对流场特征的作用效果。

该方法为仿生前缘翼型的优化设计提供条件，该方法通过计算验证证明，在二维光滑风力机翼型前缘加入仿生前缘诱导产生的升阻力，可以复现仿生翼型气动力特性与流场特征，通过光滑翼型获得仿生翼型的性能参数。因此，利用该方法可将不同尺寸参数的仿生前缘结构，以不同大小的动量原项加入到翼型设计平台当中，通过对具有不同结构尺寸参数仿生前缘翼型的气动力不断迭代计算，最终获得气动力性能最优的仿生前缘尺寸，进而实现对仿生前缘翼型的优化设计工作。

作为本案所提供的具体实施方式，一般的，叶片的边缘齿由多个三角翼组成，本案重点对边缘结构为三角形齿状结构进行重点介绍，确定所要添加动量原项值的大小方法包括：

根据三角翼理论，每个三角翼所受到的整体升力包括势流升力与涡升力，其中：

势流升力满足L_P＝K_Psinαcos²α，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角；K_P为升力面理论的修正压力值；

涡升力满足，L_V＝K_Vcosαsin²α，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角，K_v为涡力面理论的修正压力值；

根据三角翼理论，三角翼所受到的整体升力是势流升力与涡升力的总和，而三角翼所受到的整体阻力则是由于势流升力的分量所引起的，并且，三角翼所受到的整体升力垂直于来流方向，而整体阻力则平行于来流方向，因此，每个三角翼所产生的整体升力F_L与整体阻力F_D为：

F_L＝K_Psinαcos²α+K_Vcosαsin²α

F_D＝N_Psinα＝K_Psin²αcosα；

确定所要添加动量原项值的方向的方法为，以每个边缘齿上各个点受流场的流向和法向的方向分别作为在三角翼上所要添加动量原项值的方向。

作为本案所提供的具体实施方式，通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构的方法包括，如，利用积分的方法进行求解，如下：

将升力与阻力转化为体积力的形式进行添加，动量方程中的单位为N/m³，确定参考量的各个单位的一致性，方便计算。在光滑翼型前缘位置的网格点上根据仿生前缘的形状添加动量原项，光滑翼型各部分的计算网格分布均匀，因此，在每一个网格点处所添加的动量原项大小相等，且均匀分布在翼型前缘。将每一个三角齿(仿生前缘凸起部分)产生的升阻力除以单个仿生前缘的体积V_S，即可将升阻力转化为动量原项的形式，如下：

在光滑翼型前缘位置的网格点上将升阻力转化为动量原项进行添加：

单位体积的整体阻力，满足：

单位体积的整体升力，满足：

基于Fluent软件，将上述的单位体积的整体阻力和单位体积的整体升力添加流体方程中进行迭代求解，将升阻力以动量原项的形式添加到动量方程中，来替代实体仿生前缘结构开展仿生翼型流场的计算。具体的，通过流体方程中的动量方程项的外力项f实现添加升阻力，满足：

其中：υ为流动速度；/>为速度随时间的变化量；ν为流体粘度；ρ为流体密度；f为f_x和/或f_y；p为流动受到的压力。

最终求解到适应于风力机的工作环境复杂多变环境下的叶片，可以开展仿生翼型流场特征的研究工作，揭示仿生前缘结构的流动分离特征控制机理，在叶片表面的流动分离频繁发生时，叶片气动力性能得以保证。在模拟过程中，有效地节约了不同工况、不同尺寸参数仿生前缘网格划分的工作量，极大减少了对仿生前缘翼型数值模拟的计算量与计算时间，有助于提高计算精度与计算结果的准确性，并且为仿生前缘翼型的优化设计提供基础条件。

作为本案所提供的具体实施方式，将动量原项添加到光滑翼型的计算网格点中，流场对仿生前缘产生的作用力能够改变翼型表面的流场特征。

模拟结果以图2和图3所示，可以看出，图2是有实体锯齿前缘的翼型，图3本案方法的利用源项替代实体锯齿前缘的翼型，在相同的数值计算条件下，实体仿生翼型与模化仿生翼型流向速度场的计算结果保持相同的流动特征规律，二者流场中的分离位置与分离程度均具有较好的一致性，流动在锯齿前缘凸峰位置处形成明显的附着流动，而在凹谷位置处出现明显的流动分离，并且两个翼型表面的流动均具有明显的双周期现象。

综上所述，本案的动量原项替代的方法所模出拟翼型在流场中的模型，与现有计算的方法从结果来看相同，但，本案所提供的方法能够极大的降低系统的计算量，避免了对网格质量的影响，方便设计人员的试验模拟过程。需要指出的是，利用本案的方法，可以模拟出不同尺寸和不同叶片形状流场特性的模型。

以上对本发明所提供的适用于模化仿生前缘流场特征的方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离发明创造原理的前提下，还可以对发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入发明权利要求的保护范围。

Claims (3)

1.一种模拟仿生前缘流场特征的方法，其特征在于，所述方法包括：

S101:基于CAE软件绘制光滑的机翼模型，在机翼模型上绘制仿生前缘的边缘结构，并在机翼模型上或在仿生前缘上添加网格；

S102:基于CAE软件模拟气动力流场以获取仿生前缘对流场的作用力，将该作用力以动量原项替代仿生前缘结构，包括：在气动力流场的作用下获取光滑机翼吸力面和压力面产生的速度差值，所述速度差值基于CAE软件模拟出在流场中产生压力梯度，并以所述压力梯度计算仿生前缘处在流场中产生作用力，所述作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构，以获取新的仿生前缘结构，其中：所述作用力以动量原项替代实体仿生前缘结构，包括：确定所要添加动量原项值的大小与方向；沿所述流场的流向和法向对压力梯度中的压力进行积分，计算出仿生前缘所受到的作用力；所述作用力分解为升力与阻力，并转换为体积力；所述体积力以动量原项的形式添加到动量方程中的外力项部分进行迭代计算，其中，

确定所要添加动量原项值的大小方法包括：

边缘机构由多个边缘齿组成，根据三角翼理论，每个三角翼所受到的整体升力包括势流升力与涡升力，其中：

所述势流升力满足，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角；K_P为升力面理论的修正压力值；

所述涡升力满足，，其中，α为三角翼与入流方向之间的夹角，K_v为涡力面理论的修正压力值；

根据三角翼理论，每个边缘齿所产生的整体升力F_L与整体阻力F_D为：

；

确定所要添加动量原项值的方向的方法，包括：每个所述边缘齿上各个点受流场的流向和法向的作为所要添加动量原项值的方向；

S103:通过作用在仿生前缘的作用力迭代求解的方法获取新的仿生前缘结构，包括：将升力与阻力转化为体积力的形式进行添加，动量方程中的单位为N/m³，在光滑翼型前缘位置的网格点上将升阻力转化为动量原项进行添加，其中：

单位体积的整体阻力，满足：；

单位体积的整体升力，满足：，

V_s为每个边缘齿的体积；

基于Fluent软件，将所述单位体积的整体阻力和单位体积的整体升力添加流体方程中进行迭代求解，流体方程中的动量方程项的外力项 f 实现添加升阻力，满足：

，其中：/>为流动速度；/>为速度随时间的变化量；/>为流体粘度；/>为流体密度；f为f_x和/或f_y；p为流动受到的压力。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，将动量原项添加到光滑翼型的计算网格点中，流场对仿生前缘产生的作用力能够改变翼型表面的流场特征。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述仿生前缘和/或所述边缘齿的形状和尺寸可任意变换。