《表2 α0随着St的变化 (θ0=60°) Table 2α0varies with St (θ0=60°)》
将模拟结果与实验结果进行比较。如图9所示,模拟结果与实验值吻合较好。由于本文采用二维CFD模型,未能考虑三维效应,且装置的机械损失在空气中的估算值与水中相比有一定的偏差,故数值模拟的效率略高于实验值。图9同时给出了势流理论的尾涡分离模型[11]理论计算值。势流理论值与实验值随着St的变化趋势相同,效率峰值同样出现在St=0.2。由于势流理论计算没有考虑粘性的影响,计算值整体偏高,范围为0.06~0.1。在St>0.2时,势流理论值和实验值偏离较大。如表2所示,机翼的有效攻角幅值在St<0.2时将变得很大,从图10可以看出,此时机翼会出现较为严重的首缘涡分离,使得机翼升力大幅度降低,能量捕获效率也随之迅速减小,此时势流理论值和实验值相差最明显。势流理论模型可以较为快速预报效率变化趋势;而CFD技术可以对拍动翼轮机性能做出较为准确的预报。
图表编号 | XD0024734800 严禁用于非法目的 |
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绘制时间 | 2018.02.05 |
作者 | 唐波、徐文华、许国冬 |
绘制单位 | 浙江运达风电股份有限公司风力发电系统国家重点实验室、哈尔滨工程大学船舶工程学院、哈尔滨工程大学船舶工程学院 |
更多格式 | 高清、无水印(增值服务) |