2017年第10期（总第145期）技术研究
经涵与节社 ENERGYAND ENERGYCONSERVATION
翼型亚音速风洞实验研究
廉大超1，李仁府2
2017年10月
(1.华中科技大学中欧清洁与可再生能源学院，湖北武汉430074；2.华中科技大学航空航天研究中心，潮北武汉430074) 摘要：翼型的空气动力学特性影响着风力发电机的性能和载荷。通过压力传感器在亚音速风润中对NACA64418进行了稳态与动态俯仰的实验研究。结果显示，随着攻角的增加，稳定情况下的升力系数由于失速的原因在攻角超过一定值后不再增加，但是对于偏仰的非稳态情况下的升力系数在相同的攻角下可以达到更大值，并且在非稳态下，升力系数与攻角的关系曲线呈现出逆时针方向的迟滞环。
关键词：翼型；风洞实验；压力传感器；升力系数
中图分类号：TK83
文献标识码：A
文章编号：2095-0802-(2017)10-0174-02
StudyonExperimentofAirfoilProfileinSubsonicWindTunnel
LIANDachao',LIRenfu
(1. ChinaEU Institute for Clean and Renewable Energy at Huazhong University of Science and Technology, Wuhan 430074 Hubei, China; 2. Aerospace Research Center, Huazhong University of Science and Technology, Wuhan 430074, Hubei, China) Abstract: The aerodynamic characteristics of airfoil profile affect the performance and loading of a wind turbine, This paper car ried out experimental research on the steady state and dynamic state pitching of NACA64418 in the subsonic wind tunnel by the pressure sensor. The results showed that with the increase in angle of attack, lift coefficient in the steady condition stoped increa-sing due to stalling while reached higher values in the unsteady (pitching) case for the same angels of attack. And curves on relat-
ions between lift coefficient and angle of attack presented a counterclockwise hysteresis loop in the unsteady (pitching) case. Key words: airfoil profile; wind tunnel experiment; pressure sensor; lift coefficient
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引言
风能是发展最快的清洁可再生能源之一，大力发展风电对可持续发展及COz减排具有重要意义。风机叶片是风力机的关键部件，其长度随着风机单机容量的增大不断增长。叶片巨大化导致相对速度及振动问题增加使叶片表面空气流动更为复杂，这些都会影响风力发电机的性能和载荷。因此，研究叶片翼型在稳态与非稳态下的空气动力学特性对于了解风力发电的效率具有指导意义-5]。
实验设备
实验是在雅典国家技术大学流体机械实验室的亚音速风洞中完成的，风洞测试段截面尺寸为1.8m（水平）×1.4m（竖直）。实验对象为大型风力机叶片顶端常用的NACA64418翼型，翼型弦长0.5m，翼展1m，由多个铝合金CNC加工的小段组合而成。在翼展方向的中部段，翼型表面从后缘到前缘分布有压力传感器(型号为：Kulite和Meggitt)。翼型内部空间安装有由雅典国家技术大学空气动力学实验室制作的信号放大器能够将压力传感器的信号放大3万倍。放大后的信号经实验翼型末端的信号线连入电脑监测记录。实验对象沿翼展方向竖直放置于风洞中，如图1所示。距离翼型前缘1/3弦长处的转轴与风洞外的电动机相连，实
收稿日期：2017-06-16
第一作者简介：廉大超，1989年生，男，山西城人，2017年毕业
于华中科技大学新能源科学与工程专业。·174·
验过程中通过电脑对电动机的控制来改变翼型的攻角。
图1实验翼型安装图
实验方法和数据处理 2
对该翼型在雷诺数R=8×10°的情况下分别进行了稳态和非稳态的实验测量。对于稳态的攻角变化范围为：α=-10°~20°，变化间隔Aα=2°。对于非稳态的攻角随时间：（s）变化分两种情况：
α=1+4sin(2Tt) a=7+4sin(2mt)。
(1)(2)
两种情况的振幅都为4°，频率都等于1Hz，此时缩减频率k=0.628。实验中用皮托静压管记录动压pp(Pa）和静压与大气压的差值ps。（Pa)。实验前记录无风状态下压力传感器数据po（Pa)，送风后的数据pa(Pa)。则某个压力传感器处的压力系数C，（空气动力学常用参数）为：