文章導(dǎo)讀

風(fēng)能利用中的空氣動力學(xué)研究進(jìn)展Ⅰ：風(fēng)力機氣動特性(1-21，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0114)

王同光，田琳琳，鐘偉，王瓏，朱呈勇

大型化、海洋化、智能化和數(shù)字化是風(fēng)電發(fā)展的大趨勢。鑒于此，風(fēng)力機空氣動力學(xué)研究作為風(fēng)力機技術(shù)研發(fā)的首要任務(wù)，將面臨一系列新問題和挑戰(zhàn)。本文以水平軸風(fēng)力機為研究對象，首先分析風(fēng)力機空氣動力學(xué)問題的復(fù)雜性及原因；之后，針對風(fēng)力機專用翼型的氣動特性、風(fēng)力機氣動特性、現(xiàn)代化風(fēng)力機設(shè)計與流動控制等經(jīng)典氣動問題，就其研究現(xiàn)狀及取得的關(guān)鍵進(jìn)展進(jìn)行綜述和討論，并對今后的研究方向進(jìn)行分析與展望。

風(fēng)能利用中的空氣動力學(xué)研究進(jìn)展Ⅱ：入流和尾流特性(22-50，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0390)

王同光，田琳琳，鐘偉，王瓏，朱呈勇

針對風(fēng)能技術(shù)發(fā)展趨勢及亟需解決的問題，選取大氣邊界層、風(fēng)力機尾流、風(fēng)電場混合尾流等典型氣動問題為論述重點，從外場測量、風(fēng)洞實驗、理論分析、數(shù)值模擬、工程建模和人工智能等研究方法著手，梳理其中涉及的關(guān)鍵空氣動力學(xué)問題、特殊物理現(xiàn)象及取得的重要研究進(jìn)展，并結(jié)合我國國情探討風(fēng)電發(fā)展面臨的空氣動力學(xué)難題及總結(jié)相關(guān)解決策略，以期為風(fēng)電的行業(yè)規(guī)劃、技術(shù)發(fā)展和工程實施提供重要參考。

水平軸風(fēng)力機主動尾流控制綜述(51-68，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0249)

宗豪華，孫恩博

對于大型風(fēng)電場，由尾流干擾引起的產(chǎn)能損失最高可達(dá)30%～40%。主動尾流控制技術(shù)（AWC）通過上游風(fēng)力機偏航來誘導(dǎo)尾流側(cè)向偏轉(zhuǎn)，以期減弱對后排風(fēng)力機的尾流干擾從而增加風(fēng)電場總產(chǎn)能。本文從風(fēng)力機尾流擴張模型、偏轉(zhuǎn)模型、疊加方法和風(fēng)電場產(chǎn)能優(yōu)化四個角度，綜述了AWC技術(shù)研究進(jìn)展，并對該技術(shù)走向工程應(yīng)用所亟需解決的問題進(jìn)行了展望。

超聲速飛行器聲爆飛行試驗與聲爆預(yù)測評估(69-80，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0018)

瞿麗霞，韓碩，宋亞輝，徐悅，張躍林

發(fā)展了地空一體化的基于傳感器陣列的地面聲爆測量技術(shù)，開展了國內(nèi)首次超聲速飛機聲爆專項測試飛行試驗，采集了多組真實大氣條件下的聲爆實測數(shù)據(jù)，驗證了飛行試驗方案的合理性。在飛行航跡正下方測得的聲爆波形具有顯著相關(guān)性，聲爆信號頭激波峰值相對誤差在18%左右，尾激波峰值相對誤差在8%左右，聲爆持續(xù)時間均為0.1 s。飛行器從測量陣列正上方飛過時，地面聲爆實測數(shù)據(jù)與數(shù)值預(yù)測得到的聲爆信號基本形態(tài)一致、持續(xù)時間較接近，聲爆信號頭激波、機翼前緣激波峰值相對誤差小于5%。

基于壁面壓力譜方法的風(fēng)力機氣動噪聲模型(81-89，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0102)

朱衛(wèi)軍，劉宇新，孫振業(yè)，石亞麗

壁面壓力譜方法是基于Aimet噪聲理論提出的翼型尾緣噪聲預(yù)測模型，本文通過研究不同壁面壓力譜模型提出了一種風(fēng)力機噪聲預(yù)測模型。首先采用Goody、Rozenberg、Kamruzzaman、Lee、Hu這五種不同的壁面壓力譜模型，對NACA0012和NACA64-618翼型進(jìn)行噪聲預(yù)測，并與實驗數(shù)據(jù)比較。其次，在翼型尾緣邊界層噪聲建模的基礎(chǔ)上，結(jié)合風(fēng)力機葉素-動量理論提出了一種風(fēng)力機氣動噪聲預(yù)測模型，并與Bonus Combi 300 kW風(fēng)力機的氣動噪聲實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗證了當(dāng)前模型的有效性。

一種采用雙彎管儲氣段布局的高超聲速Ludwieg管設(shè)計(90-100，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0189)

趙家權(quán)，司馬學(xué)昊，黃冉冉，熊有德，余濤，吳杰

本文介紹了華中科技大學(xué)Φ 0.25 m馬赫數(shù)6高超聲速Ludwieg管風(fēng)洞的氣動設(shè)計，并重點研究了雙彎管儲氣段布局的高超聲速Ludwieg管風(fēng)洞非定常啟動過程以及彎管儲氣段布局對管風(fēng)洞流場的影響。研究結(jié)果表明，在合理設(shè)計Ludwieg管彎管與儲氣段直徑比的前提下，膨脹波系在儲氣段的行進(jìn)會產(chǎn)生約0.04%的總壓波動，但其對風(fēng)洞試驗段內(nèi)流場的影響可以忽略不計。

高超聲速逆向噴流數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(101-109，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0240)

董昊，張旭東，劉是成，程克明，趙煒

為探索逆向噴流流動控制技術(shù)對高超聲速飛行器降熱的影響規(guī)律及相關(guān)機理，對半球體鈍體模型進(jìn)行了數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗。研究結(jié)果表明：逆向噴流產(chǎn)生的降熱效果是噴流氣體回流和噴流推離頭部脫體激波共同作用的結(jié)果；相同來流馬赫數(shù)下，逆向噴流降熱效果隨噴流壓比的增大而更加明顯；相近噴流壓比條件下，來流馬赫數(shù)越大，逆向噴流降熱效果越好。

隨機算法改進(jìn)的RCSA-ANN模型及近海短期風(fēng)速預(yù)測(110-116，Doi：10.7638/kqdlxxb-2020.0172)

張建平，于新建，陳棟，紀(jì)海鵬

為了提高近海短期風(fēng)速的預(yù)測精度，提出了一種基于隨機布谷鳥搜索算法（RCSA）和人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)（ANN）的模型。首先基于引入隨機因子改進(jìn)布谷鳥搜索算法提出了RCSA-ANN模型，然后采用實測近海氣象數(shù)據(jù)進(jìn)行模型訓(xùn)練，最后通過與多個模型對比分析驗證了此模型的精度。結(jié)果表明：改進(jìn)后的模型簡單高效且精度高，能對較為波動的風(fēng)速序列實現(xiàn)準(zhǔn)確預(yù)測。

基于不確定度和氣動模型的氣動數(shù)據(jù)融合算法(117-123，Doi：10.7638/kqdlxxb-2020.0151)

鄧晨，陳功，王文正，孔軼男

本文提出并實現(xiàn)了兩種數(shù)據(jù)融合算法，一種是依據(jù)不確定度作為權(quán)值參考進(jìn)行加權(quán)融合的加權(quán)融合算法；另一種是基于模型的Cokriging融合算法。相比于單源數(shù)據(jù)模型，兩種融合算法預(yù)測結(jié)果的精度都有較大的提高；相比于基于不確定度的融合算法，使用Cokriging算法建模得到的結(jié)果精度更高；融合結(jié)果可以對參數(shù)空間內(nèi)的高精度數(shù)據(jù)進(jìn)行內(nèi)填補充，同時對參數(shù)空間外高精度數(shù)據(jù)的變化趨勢預(yù)測提供參考。

考慮化學(xué)非平衡效應(yīng)的高溫湍流邊界層統(tǒng)計特性分析(124-131，Doi：10.7638/kqdlxxb-2020.0178)

劉朋欣，李辰，孫東，傅亞陸，袁先旭

新型高超聲速飛行器會面臨湍流與高溫化學(xué)非平衡效應(yīng)耦合作用的復(fù)雜流動環(huán)境。DNS表明，在高溫化學(xué)非平衡湍流邊界層中，弱可壓縮假設(shè)仍然成立。采用無量綱恢復(fù)焓建立與速度之間的關(guān)系式，可以消除馬赫數(shù)、化學(xué)反應(yīng)等因素的影響。GHSRA可以較好地描述溫度脈動與速度脈動之間的關(guān)系。且采用半當(dāng)?shù)爻叨葰w一化時，不同工況下湍動能輸運方程各項的分布能夠較好地符合?；瘜W(xué)非平衡效應(yīng)及高馬赫數(shù)效應(yīng)引起的可壓縮效應(yīng)有限。

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的設(shè)計和數(shù)據(jù)庫應(yīng)用(133-147，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0012)

華俊，鐘敏，鄭遂，王鋼林，王浩，白俊強

面對現(xiàn)代CFD方法和風(fēng)洞精細(xì)化試驗技術(shù)的發(fā)展和驗證需求、CFD風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性研究以及新型遠(yuǎn)程飛機設(shè)計能力建設(shè)等需求，相應(yīng)氣動標(biāo)模的研發(fā)日益得到關(guān)注。本文詳細(xì)介紹了設(shè)計馬赫數(shù)為0.85的民機標(biāo)模CAE-AVM巡航構(gòu)型及其原準(zhǔn)機的總體布局和氣動設(shè)計過程，其中包含遠(yuǎn)程商務(wù)飛機和該速域下氣動標(biāo)模的設(shè)計特點分析、基于CFD的設(shè)計和優(yōu)化方法、氣動標(biāo)模風(fēng)洞試驗的特別要求和解決方案、CFD與風(fēng)洞數(shù)據(jù)的對比驗證、CAE-AVM標(biāo)模數(shù)據(jù)庫建設(shè)和典型應(yīng)用案例，表明了共用標(biāo)模的必要性和適用性。

CAE-AVM模型巡航構(gòu)型風(fēng)洞試驗(148-157，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0015)

王浩，華俊，鐘敏

基于先進(jìn)民機對更高巡航馬赫數(shù)和氣動效率的需求，開發(fā)了巡航馬赫數(shù)為0.85的CAE-AVM模型，在德荷風(fēng)洞開展了馬赫數(shù)0.2～0.9、雷諾數(shù)最高為4.7×106的兩期高速風(fēng)洞試驗。相較于固定轉(zhuǎn)捩，自然轉(zhuǎn)捩試驗中模型最小阻力系數(shù)小于0.0023，巡航狀態(tài)機翼翼尖扭轉(zhuǎn)角變形量約為?0.95°。精細(xì)化風(fēng)洞試驗中有必要開展紅外觀測、變形與測力/測壓的同步測量，并在試驗前開展考慮支撐和變形的仿真研究。CAE-AVM模型5年跨度的風(fēng)洞試驗結(jié)果重復(fù)性良好，能夠在較寬的馬赫數(shù)范圍保持穩(wěn)定的氣動特性，可以滿足未來先進(jìn)民機空氣動力學(xué)驗證模型的需求。

民機標(biāo)模高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL設(shè)計及驗證(158-167，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0021)

鐘敏，華俊，王浩，白俊強

民機氣動標(biāo)模高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL可用于起降狀態(tài)復(fù)雜流動機理研究、CFD軟件驗證、低速風(fēng)洞試驗?zāi)芰ㄔO(shè)及增升系統(tǒng)噪聲測試。設(shè)計過程中采用基于代理模型的數(shù)值優(yōu)化方法，機翼增升裝置形式為“前緣連續(xù)變彎下垂+前緣縫翼+后緣單縫富勒襟翼”。風(fēng)洞模型在德國Deharde公司完成加工，在德荷大型低速風(fēng)洞DNW-LLF完成風(fēng)洞測試。針對前緣變彎下垂和前緣縫翼交界處的流動干擾現(xiàn)象，提出了抗流動分離的設(shè)計方案。該構(gòu)型最終測得的最大升力系數(shù)為2.56，失速迎角為19°，滿足設(shè)計要求。

基于風(fēng)洞試驗15 MW風(fēng)力機葉片顫振后形態(tài)與能量圖譜研究(169-180，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0417)

柯世堂，陸曼曼，吳鴻鑫，高沐恩，田文鑫，王浩，王碩

現(xiàn)有風(fēng)力機葉片顫振分析大多關(guān)注顫振臨界狀態(tài)預(yù)測，忽略了非線性更為顯著的顫振后形態(tài)和能量耗散。本文基于變分漸進(jìn)梁截面法設(shè)計了新型超長柔性葉片氣動-剛度-質(zhì)量映射一體化三維彈性模型，并采用高速攝像技術(shù)和高頻六分量天平同步進(jìn)行了測振、測力風(fēng)洞試驗。分析了風(fēng)力機葉片顫振敏感風(fēng)向區(qū)間與臨界風(fēng)速組合規(guī)律，最后基于葉尖風(fēng)振響應(yīng)、氣動阻尼和能量，系統(tǒng)研究了風(fēng)振敏感工況風(fēng)振響應(yīng)下風(fēng)力機葉片能量演變規(guī)律和顫振后形態(tài)特性，揭示了風(fēng)力機葉片顫振后能量耗散機制。

偏航失效時海上風(fēng)力機不同停機位置下響應(yīng)特性(181-190，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0438)

楊慶山，趙聰杰，黃國慶，周緒紅，顧水濤，蔣博聞

為研究海上風(fēng)機在偏航失效工況下的響應(yīng)特性，以5 MW導(dǎo)管架式海上風(fēng)機為研究對象，通過計算偏航失效時不同停機位置下風(fēng)機結(jié)構(gòu)的動力響應(yīng),分析了風(fēng)機葉片、塔筒及下部結(jié)構(gòu)響應(yīng)隨偏航角的變化規(guī)律以及停機位置對響應(yīng)結(jié)果的影響。研究表明：偏航失效時，偏航角的大小和葉片停機位置對風(fēng)機結(jié)構(gòu)響應(yīng)影響顯著；部分偏航角下風(fēng)機葉片甚至出現(xiàn)氣彈失穩(wěn)現(xiàn)象；綜合整個偏航范圍來看，采用空轉(zhuǎn)策略或者葉片方位角處于90°停機位置的停擺策略時，風(fēng)機結(jié)構(gòu)各部分響應(yīng)值相對較小，應(yīng)對偏航失效狀態(tài)最有利。

海上浮式風(fēng)機的一體化建模及其整體可靠性(191-202，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0405)

陳建兵，宋玉鵬

浮式風(fēng)機結(jié)構(gòu)的整體可靠性分析是保障其經(jīng)濟性與安全性、進(jìn)行大規(guī)模深遠(yuǎn)海風(fēng)能開發(fā)的關(guān)鍵。為此，首先介紹結(jié)合多體動力學(xué)理論與有限元方法建立起來的浮式風(fēng)機一體化動力學(xué)模型。進(jìn)而，基于我國南海長期風(fēng)浪數(shù)據(jù)，采用Copula方法建立風(fēng)-浪多參數(shù)非線性相關(guān)的聯(lián)合概率分布模型，以合理考慮風(fēng)浪聯(lián)合作用。在此基礎(chǔ)上，引入概率密度演化理論，實現(xiàn)浮式風(fēng)機結(jié)構(gòu)的整體可靠性高效分析。最后，采用上述方法進(jìn)行了極端風(fēng)剪工況下海上單柱式浮式風(fēng)機結(jié)構(gòu)的整體可靠度分析。

基于致動線方法的5 MW海上風(fēng)力機氣動彈性分析(203-209，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0048)

冷峻，郜志騰，鄭小波，李曄

隨著風(fēng)力機功率的不斷增大以及新型復(fù)合材料的應(yīng)用，葉片的幾何非線性變形成為設(shè)計中不可忽略的因素，結(jié)構(gòu)和氣動彈性的分析也隨之變得更加復(fù)雜，傳統(tǒng)的葉片分析方法不再適用。本文基于柔性多體動力學(xué)、致動線方法和大渦模擬，建立了一種新型雙向流固耦合分析方法，考慮了結(jié)構(gòu)和氣彈對于風(fēng)力機性能的影響，可用于動態(tài)結(jié)構(gòu)載荷預(yù)測和流固耦合分析，并討論5 MW基準(zhǔn)風(fēng)力機進(jìn)行建模，討論了葉片的瞬時結(jié)構(gòu)響應(yīng)，分析了葉片變形對風(fēng)力機功率、尾跡的影響。研究結(jié)果表明，葉片的柔性在風(fēng)力機氣彈設(shè)計中不可忽略。

考慮尾流效應(yīng)的風(fēng)力機組輸出功率和疲勞性能模擬(210-219，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0324)

張建，左浩然，元國凱，朱松曄

上游風(fēng)力機旋轉(zhuǎn)引起的尾流效應(yīng)會對下游風(fēng)力機的輸出功率和疲勞壽命產(chǎn)生顯著的影響。本文選用美國NREL實驗室的FAST.Farm程序，基于準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)條件下雷諾平均N-S方程的薄剪力層近似解，研究了不同布局情況下處于尾流場風(fēng)力機的功率特性和疲勞性能。結(jié)果表明，水平面內(nèi)不同布局情況下，處于尾流場中的風(fēng)力機葉片的疲勞性能有所改善，但在（X = 4.0D，Y =0D）位置處疲勞壽命仍出現(xiàn)明顯縮短；塔底疲勞壽命在水平面內(nèi)不同位置（除Y = 1.5D平面）存在不同程度的衰減。

百米級大柔性風(fēng)電葉片非線性氣彈響應(yīng)分析(220-230，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0321)

錢曉航，郜志騰，王同光，王瓏，柯世堂

隨著風(fēng)電葉片邁入百米量級，葉片尺寸持續(xù)增大，幾何非線性對葉片結(jié)構(gòu)的影響更加明顯。采用幾何精確梁理論，耦合BEM理論，建立了葉片氣彈分析方法，通過懸臂梁算例驗證了非線性模型的準(zhǔn)確性。并以5 MW與15 MW風(fēng)力機組為例，分別采用線性和非線性方法計算了2組葉片的動態(tài)響應(yīng)。從5 MW到15 MW葉片，由于幾何非線性效應(yīng)引起的葉尖揮舞位移和葉根揮舞彎矩數(shù)值偏差分別增加21.35%和21.23%。研究表明，百米級葉片非線性效應(yīng)對葉片動態(tài)響應(yīng)影響較大，應(yīng)充分考慮非線性氣彈對葉片設(shè)計的影響。

浮式風(fēng)力機運動形式對尾跡大尺度運動的影響(231-239，Doi：10.7638/kqdlxxb-2022.0057)

李曌斌，董國丹，秦建華，周志登，楊曉雷

通過線性穩(wěn)定性理論和大渦模擬方法，分析了浮式風(fēng)力機縱蕩、橫蕩和艏搖三種簡諧運動對尾跡演化的作用。穩(wěn)定性分析表明，斯特哈勞爾數(shù)（St）在0.3附近的擾動最易引發(fā)尾跡失穩(wěn)。大渦模擬發(fā)現(xiàn)：當(dāng)St = 0.3時，縱蕩運動引起尾跡輪廓的交替收張，而橫蕩、艏搖運動導(dǎo)致尾跡側(cè)向蜿蜒，可對下游風(fēng)力機施加較大的交變載荷；而St = 0.1和St = 1.0的各形式運動均未引起尾跡的明顯波動，對下游風(fēng)力機動態(tài)載荷影響較??；研究結(jié)論與穩(wěn)定性分析結(jié)論一致。

浮體平臺運動對浮式風(fēng)電機組氣動特性影響風(fēng)洞試驗(240-246，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0336)

王新寶，李慶安，蔡暢，王澤坤，王騰淵，陳曄雯，楊英健

針對浮式風(fēng)電機組氣動-水動-伺服-彈性多體多場耦合機制下的復(fù)雜氣動性能，進(jìn)行了浮體平臺運動下浮式風(fēng)電模型機組的氣動特性風(fēng)洞實驗研究。通過六自由度平臺控制模型機組，揭示了平臺縱搖運動對機組氣動特性的影響規(guī)律。在靜態(tài)傾斜測試中，功率系數(shù)隨著縱搖角度的增大而減小，俯仰力矩、偏航力矩系數(shù)隨著縱搖角度的增大而增大。動態(tài)測試的結(jié)果表明，縱搖狀態(tài)下的力矩系數(shù)存在遲滯效應(yīng)，且隨著振幅的增大，遲滯效應(yīng)明顯增強。

陣風(fēng)工況下多臺風(fēng)力機尾流效應(yīng)的非定常特性(247-255，Doi：10.7638/kqdlxxb-2021.0309)

曹九發(fā)，宋佺珉，王超群，朱衛(wèi)軍，柯世堂

風(fēng)力機實際運行的入流工況復(fù)雜，使得風(fēng)電場中風(fēng)力機間的尾流效應(yīng)出現(xiàn)高度的非定常特性。本文基于LES/AL方法，開展了多臺風(fēng)力機在陣風(fēng)工況下的數(shù)值模擬研究，揭示了尾流中陣風(fēng)渦系的發(fā)展演變規(guī)律，獲得了非定常尾流效應(yīng)和干擾特性，同時進(jìn)行陣風(fēng)工況下的風(fēng)力機氣動載荷特性分析，研究結(jié)果對風(fēng)電場布局和風(fēng)力機載荷強度設(shè)計具有指導(dǎo)意義。