我国海上风电发展关键技术综述
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Summary of technologies for the development of offshore wind power industry in China
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
风电机组叶片无损检测技术研究与进展
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2023
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Research and development of nondestructive detection technology for wind turbine blades
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2023
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
不同强度湍流风对风力机气动载荷的影响
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2023
Influence of turbulent wind of different intensity on aerodynamic load of wind turbine
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2023
海上风电船机与风电设备故障分析及应对策略综述
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2022
Fault analysis and countermeasures of wind turbine installation vessel’s key equipment and wind power equipment
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2022
风力发电机组轮毂强度影响因素与结构优化研究
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2022
Study on influencing factors of strength and structural optimization of wind turbine hubs
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2022
大型风电机组塔筒动力学特性与寿命损耗研究进展
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
A review on dynamic characteristics and life loss of large wind turbine towers
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
数据驱动的风电机组传动系统疲劳载荷计算与主动抑制研究
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2023
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Fatigue load calculation and active suppression of wind turbine transmission system based on data-driven method
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2023
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
基于改进遗传算法的风电场多时段有功功率优化分配
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2022
A multi-periods active power dispatch method for wind farms based on improved GA algorithm
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2022
Review of health status evaluation of large wind turbines
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2023
海上风电智能控制与运维关键技术
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Key technologies for intelligent control and operation and maintenance of offshore wind power
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2022
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Flow control over an airfoil using virtual Gurney flaps
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2015
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
... [11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Review of state of the art in smart rotor control research for wind turbines
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2010
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Stall hysteresis of an airfoil with slotted flap
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2005
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Computational study on wind turbine airfoils based on active control for deformable flaps
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2017
... 风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1].随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6].因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10].现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的.此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动.目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
... [14]等.其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好. ...
Influence of trailing edge flap on wind turbine blade using three-dimensional computational fluid dynamics method
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2013
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Unsteady load mitigation through a passive trailing-edge flap
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2021
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Potential load reduction using airfoils with variable trailing edge geometry
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2005
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Performance and effect of load mitigation of a trailing-edge flap in a large-scale offshore wind turbine
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2020
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Full-scale test of trailing edge flaps on a Vestas V27 wind turbine：active load reduction and system identification
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2014
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Load alleviation on wind turbine blades using variable airfoil geometry
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2005
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
Combined pitch and trailing edge flap control for load mitigation of wind turbines
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2018
... 鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注.文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%.文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动.文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性.文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低.文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%.文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响.文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果. ...
不同工况下风力机翼型襟翼气动特性分析
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2017
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Analysis on performance of deformable trailing edge flap on different working conditions
1
2017
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
A proof of concept experiment for reducing skin friction by using a micro-blowing technique
1
1997
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Current state and prospects of researches on the control of turbulent boundary layer by air blowing
0
2015
Reducing the skin-friction drag of a turbulent boundary-layer flow with low-amplitude wall-normal blowing within a Bayesian optimization framework
0
2019
Synthetic jet actuation strategies for momentumless trailing edge wake
0
2013
Enhancing vertical axis wind turbine by dynamic stall control using synthetic jets
1
2013
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Biological surfaces and their technological application-laboratory and flight experiments on drag reduction and separation control
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1997
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Aircraft viscous drag reduction using riblets
0
2002
The physics of modeling unsteady flaps with gaps
0
2013
Leading-edge slots for improving the aerodynamic performance of cambered airfoils in horizontal axis wind turbine blades
0
2017
Peak lift-to-drag ratio enhancement of the DU12W262 airfoil by passive flow control and its impact on horizontal and vertical axis wind turbines
1
2020
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Application of a slotted airfoil for UH-60A helicopter performance
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2002
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Numerical and experimental investigation on the flow separation control of S809 airfoil with slot
1
2013
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
Aerodynamic performance analysis of slotted airfoils for application to wind turbine blades
2
2016
... 尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22].为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32].文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加.文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小.文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能. ...
... 图8是2种模型在不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的阻力系数.可以看出，在4°和9°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均大于无翼缝模型；在14°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均小于无襟翼模型，翼缝显著降低了翼型的阻力系数，原因在于S型翼缝改善了原始翼型的失速特性，使得气流分离延迟，这一结果与压力云图、流线图相一致，与文献[35,42]的结论也一致. ...
Design and experimental results for the S809 airfoil
1
2010
... 图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长.由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比.尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长.文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计.参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长.本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°.S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响). ...
尾缘襟翼缝隙大小对风力机翼型气动性能的影响
1
2018
... 图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长.由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比.尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长.文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计.参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长.本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°.S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响). ...
Influence of gap size of trailing-edge-flap on aerodynamic performance of wind turbine airfoil
1
2018
... 图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长.由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比.尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长.文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计.参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长.本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°.S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响). ...
尾缘襟翼长度对风力机翼型气动性能的影响
1
2015
... 图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长.由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比.尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长.文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计.参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长.本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°.S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响). ...
The effect of trailing edge flaps length on aerodynamics of wind turbine airfoil
1
2015
... 图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长.由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比.尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长.文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计.参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长.本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°.S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响). ...
Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications
1
1994
... 目前有多种湍流模型可用于翼型流场模拟，如直接模拟(direct numerical simulation，DNS)、大涡模拟(large eddy simulation，LES)、Transition 剪切应力输运(shear stress transport，SST)模型、SST k-ω模型、Spalart-Allmaras (SA)模型等.为平衡计算资源和模拟精度，本文选取SST k-ω湍流模型.文献[39]通过在湍流黏度中引入湍流剪切应力，改善了Wilcox的标准k-ω模型[40]，即SST k-ω湍流模型，该模型改善了Wilcox模型对自由流初始条件的强烈敏感性，兼顾了远场自由流的独立性和近壁流场的精确性、鲁棒性，能更好地预测壁面的流动分离，其表达式如下： ...
Reassessment of the scale-determining equation for advanced turbulence models
1
1988
... 目前有多种湍流模型可用于翼型流场模拟，如直接模拟(direct numerical simulation，DNS)、大涡模拟(large eddy simulation，LES)、Transition 剪切应力输运(shear stress transport，SST)模型、SST k-ω模型、Spalart-Allmaras (SA)模型等.为平衡计算资源和模拟精度，本文选取SST k-ω湍流模型.文献[39]通过在湍流黏度中引入湍流剪切应力，改善了Wilcox的标准k-ω模型[40]，即SST k-ω湍流模型，该模型改善了Wilcox模型对自由流初始条件的强烈敏感性，兼顾了远场自由流的独立性和近壁流场的精确性、鲁棒性，能更好地预测壁面的流动分离，其表达式如下： ...
Effects of grit roughness and pitch oscillations on the S809 airfoil
3
1995
... 控制方程通过有限体积法(finite volume method，FVM)进行差分，压力速度耦合使用Coupled算法，压力、动量、湍流动能的空间离散均为二阶迎风格式，计算残差设置为.在稳态下进行网格无关性验证，一共划分了4套网格，分别为64 000、156 000、257 000和347 000个网格.在4°攻角下，当雷诺数为106时，升力系数和阻力系数变化如图3所示，可以看出，当网格数为257 000时已满足精度要求.在此基础上，将翼型稳态气动特性仿真结果与OSU航空航天研究实验室的风洞测试结果[41]进行对比，如图4所示.可以看出，当翼型攻角小于8°时，仿真结果与实验结果吻合较好；但当攻角大于8°后，仿真结果明显大于实验结果，表明在较大攻角下，数值仿真低估了翼型表面气流的分离程度，但是仿真结果与实验结果的趋势基本一致，误差仍可以接受.因此，该计算模型可以定性研究翼型的静态气动特性. ...
... 数值仿真结果与文献[
41]实验结果对比
Comparison of numerical simulation results and experimental results of reference [<xref ref-type="bibr" rid="R41">41</xref>]Fig. 4![]()
3 结果分析3.1 翼缝对流场的影响图5为无翼缝和有翼缝2种模型在不同攻角下的压力云图及流线图.可以看出，在4°攻角下，翼缝减小了翼型上表面的负压区域，增加了翼型下表面的负压区域，因此降低了翼型上下表面的压力差，但整个流场状态并未产生明显改变.在9°攻角下，有翼缝、无翼缝模型的压力云图和流场的流线图都较为一致.在14°攻角下，无翼缝模型发生了失速现象，在翼型上表面后半部出现较大的失速涡，翼型上表面的气体分离点约在翼型弦长1/2处，翼缝显著增加了翼型上表面的负压区域，并且消除了无翼缝模型因攻角过大而在翼型尾部产生的分离涡.随着攻角的增加，翼缝对翼型流场的影响由不利转为有利，这是由于增加S型翼缝后，翼型上下表面联通，气流可以从翼缝间流过.在小攻角下，翼缝本身对流场产生了不利的干扰；而在大攻角下，翼缝出口气流动量加强了对下游边界层的扰动作用，促使了原本分离气流的再附着. ...
... Comparison of numerical simulation results and experimental results of reference [
41]
Fig. 4![]()
3 结果分析3.1 翼缝对流场的影响图5为无翼缝和有翼缝2种模型在不同攻角下的压力云图及流线图.可以看出，在4°攻角下，翼缝减小了翼型上表面的负压区域，增加了翼型下表面的负压区域，因此降低了翼型上下表面的压力差，但整个流场状态并未产生明显改变.在9°攻角下，有翼缝、无翼缝模型的压力云图和流场的流线图都较为一致.在14°攻角下，无翼缝模型发生了失速现象，在翼型上表面后半部出现较大的失速涡，翼型上表面的气体分离点约在翼型弦长1/2处，翼缝显著增加了翼型上表面的负压区域，并且消除了无翼缝模型因攻角过大而在翼型尾部产生的分离涡.随着攻角的增加，翼缝对翼型流场的影响由不利转为有利，这是由于增加S型翼缝后，翼型上下表面联通，气流可以从翼缝间流过.在小攻角下，翼缝本身对流场产生了不利的干扰；而在大攻角下，翼缝出口气流动量加强了对下游边界层的扰动作用，促使了原本分离气流的再附着. ...
Performance characteristics of airfoils with leading-edge tubercles and an internal slot
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2019
... 图8是2种模型在不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的阻力系数.可以看出，在4°和9°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均大于无翼缝模型；在14°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均小于无襟翼模型，翼缝显著降低了翼型的阻力系数，原因在于S型翼缝改善了原始翼型的失速特性，使得气流分离延迟，这一结果与压力云图、流线图相一致，与文献[35,42]的结论也一致. ...
