風(fēng)力機尾流計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及風(fēng)力機尾流計算方法，具體涉及兩種改進k-?SST模型的風(fēng)力機尾流 計算方法，本發(fā)明屬于風(fēng)力發(fā)電領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 風(fēng)力機尾流效應(yīng)的研宄對于風(fēng)電場機組布局有著重要的指導(dǎo)意義，近年來引起專 家學(xué)者們的密切關(guān)注。對于風(fēng)力機尾流的數(shù)值研宄，一般來說，計算精度主要依賴于兩部 分：一是對風(fēng)輪本身的模擬，也就是說采用合適的模型模擬風(fēng)力機的存在及其對周圍大氣 產(chǎn)生的影響；二是對大氣邊界層的模擬，它是指選取適當?shù)耐牧髂Ｐ皖A(yù)測風(fēng)場內(nèi)大氣湍流 的流動狀況。
[0003] 對于風(fēng)輪的模擬，目前的方法主要有兩大類：直接數(shù)值模擬方法和致動系列方法。 前者是指圍繞真實葉片外形生成計算網(wǎng)格，然后采用流動方程，以直接捕捉葉片繞流的方 式進行數(shù)值模擬。為了精細地體現(xiàn)葉片的幾何外形，該方法一般需要大量的計算網(wǎng)格。當 應(yīng)用于多臺風(fēng)力機的研宄時，所需的計算資源變得更加龐大。后者是指將風(fēng)輪等效為盤、線 或者面等簡單幾何體，風(fēng)輪對大氣的作用由簡化幾何體施加到流體中。在計算網(wǎng)格方面，由 于風(fēng)輪被簡化，大大降低了網(wǎng)格生成復(fù)雜度和網(wǎng)格數(shù)量；在流動方程方面，該方法將風(fēng)輪對 大氣的影響轉(zhuǎn)化為一項徹體力源項添加到流動方程的右側(cè)。
[0004] 關(guān)于大氣邊界層的模擬，主要是指對大氣湍流的模擬。雖然LES模型能夠很好地 預(yù)測湍流的非定常非線性等特征，但受制于計算資源，其工程應(yīng)用于性大打折扣。而對計算 條件要求不高的雷諾平均方程（RANS)加湍流模型的方法得到了工程界的普遍認可和廣泛 使用。盡管RANS方法有著諸多不可比擬的優(yōu)勢，但在解決某些復(fù)雜流動問題時存在一些不 足。于是，學(xué)者們根據(jù)各湍流模型的特點和所研宄的問題，對現(xiàn)有經(jīng)典湍流模型進行修正。 國內(nèi)方面，李新亮等通過對比分析幾種湍流模型在模擬平板邊界層流動時出現(xiàn)的問題，提 出了修正BL模型。劉景源針對高超聲速流動特點，對剪應(yīng)力輸運（SST)模型的封閉常系數(shù) 進行了調(diào)整。
[0005] 同樣地，當使用RANS模型研宄風(fēng)力機尾流時也存在一些問題，如低估尾流速度的 虧損，延遲尾流的恢復(fù)以及縮小尾流半徑等。對此，學(xué)者們提出了各種修正模型用于提高風(fēng) 力機尾流的模擬精度。國際上，Kasmin和Masson建議在k-e模型的e方程中添加一個 表示從大尺度渦到小尺度渦能量傳遞關(guān)系的源項。2011年有學(xué)者對比驗證了三種修正湍流 模型，包括簡單的基于湍流各項同性假設(shè)的模型和較復(fù)雜的基于各項異性假設(shè)的雷諾剪應(yīng) 力（RSM)模型。同年，Prospathopoulos等學(xué)者以多臺風(fēng)力機的尾流流場為算例，對提出的 三種修正模型進行了評估校核。2013年，Laan等提出的修正方法是，在湍流粘性系數(shù)的表 達式中增加一個非線性項，用來體現(xiàn)湍流的各項異性特征。在國內(nèi)，就風(fēng)力機尾流而言，有 關(guān)湍流模型的修正研宄尚處于起步階段，直接相關(guān)的文獻不是很多。為了準確地捕捉風(fēng)力 機翼型尾部的流動分離特性，陸利蓬等學(xué)者對SA模型提出了修正，該修正方法可擴展應(yīng)用 于風(fēng)力機氣動性能和近尾跡區(qū)的數(shù)值研宄中。通過相關(guān)算例的驗證，結(jié)果表明這些修正模 型都取得了一定的改進效果。Spalart等人指出，雙方程模型（如k-?，k_e模型）在模擬 自由流場時會引起湍動能衰減現(xiàn)象。為了消除此非物理性衰減，保證整個自由流場的湍流 參數(shù)值與入口邊界設(shè)定的初值一致，Spalart等人提出了改進SST-sust模型。當將此模型 引入到風(fēng)力機尾流的研宄時發(fā)現(xiàn)，預(yù)測到的尾流流場與實驗結(jié)果仍有一定差距。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 為解決現(xiàn)有技術(shù)的不足，本發(fā)明的目的在于提供一種風(fēng)力機尾流計算方法，以解 決現(xiàn)有技術(shù)中預(yù)測尾流風(fēng)速準確度不高的技術(shù)問題。
[0007] 為了實現(xiàn)上述目標，本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案：
[0008] 風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，包括如下步驟：
[0009] 步驟一：對入口邊界的端流原始變量進行初始賦值；
[0010] 步驟二：選用制動盤模型模擬風(fēng)輪對周圍大氣流動產(chǎn)生的影響，得到不可壓N-S 方程；
[0011] 步驟三：得到SST-sust模型，對SST-sust模型進行修正，得到風(fēng)力機尾流；
[0012] 步驟四：結(jié)合步驟一、步驟三，求解不可壓N-S方程。
[0013] 前述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，所述湍流原始變量包括湍流強度k和 比耗散率《。
【主權(quán)項】
1. 風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，包括如下步驟： 步驟一：對入口邊界的端流原始變量進行初始賦值； 步驟二：選用制動盤模型模擬風(fēng)輪對周圍大氣流動產(chǎn)生的影響，得到不可壓N-S方程； 步驟S ;得到SST-sust模型，對SST-sust模型進行修正； 步驟四：結(jié)合步驟一、步驟S，求解不可壓N-S方程，得到風(fēng)力機尾流。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，所述端流原始變量包括 端流強度k和比耗散率
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，= w= I，其中U。為來流平均速度，I。為大氣端流強度，y為分子動力粘性系數(shù)，yt/y 為禍粘性比。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，yt/y= 300。
5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，所述不可壓N-S方程為：
其中，C為截面弦長，C,為翼型的氣動升力系數(shù)，Cd為翼 型的氣動阻力系數(shù)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，所述SST-sust模型如 下： 其中，Xj為坐標方向，UJ坐標方向 J i
上的速度，P端流生成項，Dk為端流擴散項，k"b為研究對象周圍的的端動能，《 "b為研究對 象周圍的比耗散率，為封閉常數(shù)。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，對SST-sust模型進行修 正如下：在SST-sust模型中修正封閉參數(shù)0*= 0.033 1= 0. 025 ;丫1= 0. 3706,其中， 01、丫 1為封閉常數(shù)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，對SST-sust模型進行修 正如下：

【專利摘要】本發(fā)明公開了一種風(fēng)力機尾流計算方法，其特征在于，包括如下步驟：步驟一：對入口邊界的湍流原始變量進行初始賦值；步驟二：選用制動盤模型模擬風(fēng)輪對周圍大氣流動產(chǎn)生的影響，得到不可壓N-S方程步驟三：得到SST-sust模型，對SST-sust模型進行修正；本發(fā)明的SST-Csust模型能夠較好的預(yù)測尾流風(fēng)速準確度，計算得到的湍流強度與實驗數(shù)據(jù)最為接近。SST-Dsust模型，對于風(fēng)速的預(yù)估，在近尾流區(qū)與SST-Csust模型相當，在遠尾跡區(qū)效果更好，與試驗結(jié)果更加吻合。
【IPC分類】G06F17-50
【公開號】CN104794293
【申請?zhí)枴緾N201510203364
【發(fā)明人】楊祥生, 趙寧, 田琳琳
【申請人】南京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年7月22日
【申請日】2015年4月24日