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风电机组的不断大型化发展对其叶片设计技术带来很大的挑战。叶片是风电机组实现风能转化为机械能的核心部件，其性能优劣将直接影响风能的利用效率。而基于动量叶素(BEM)理论的叶片设计方法，将二维翼型作为组成叶片的基本展向元素，翼型的气动参数是进行叶片气动性能计算、载荷分析及校核等的基础。因此，准确获得风电机组翼型的气动特性对研究及设计风电机组叶片的气动性能非常重要。风洞试验是研究翼型气动特性的可靠手段，但试验时翼型模型安装在风洞中，其流动受到洞壁边界的限制，使风洞试验中翼型的流场与实际风电机组叶片的可自由发展流场存在一定的区别。这种由于风洞壁的存在，对翼型表面的流动发展和气动特性产生的干扰，即为洞壁干扰，减弱或消除洞壁干扰是保障翼型试验数据准确性的重要措施。在翼型洞壁干扰方面，已有的研究工作多是针对航空翼型开展，而风电机组翼型与传统的航空翼型无论在几何特点还是流动特点上都存在显著不同，因此有必要对风电机组翼型在风洞试验中的洞壁干扰问题进行深入研究。
为此，本文采用风洞试验、数值模拟和理论分析相结合的研究手段，分析了风洞洞壁对翼型中间截面压力分布、升阻力系数和翼型表面流动结构的影响，深入研究了该影响随翼型尾缘厚度、攻角、雷诺数、展弦比及相对厚度等条件的变化。进而揭示了风洞侧壁干扰下翼型表面流动结构的发展演化规律和风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。研究了壁压信息法洞壁干扰修正结果的可靠性，提出了翼型表面流动发生失速后，风洞上下壁干扰的修正策略;
首先，通过风洞试验研究，采用油流显示试验方法获得风洞试验中二维翼型段的表面流动结构，采用翼型表面测压法获得中间截面的压力分布。经研究发现，在风电机组翼型二维风洞试验中，翼型表面流动受洞壁影响发生严重的三维扭曲。油流显示试验方法清晰地捕捉到风洞试验中翼型表面的角区分离涡及三维失速胞的发展过程。表面测压试验结果显示试验测量的翼型升阻力系数与设计预测的结果存在较大偏差。说明风洞壁对翼型的气动特性和绕流结构都存在一定的影响。同时试验测量结果为后续开展数值模拟计算研究提供了有效验证基础。
其次，为获得风洞试验中翼型表面详细的流场信息，深入研究风洞洞壁对翼型气动特性及表面流动结构的影响，本文采用CFD方法（雷诺平均N-S方程及Transition SST四方程湍流模型）进行数值风洞模拟。并从壁面Y+值、试验测量的翼型表面流动结构、压力分布等多方面验证了数值计算方法的可靠性。通过全洞壁、无侧壁、无洞壁三个条件下的数值计算分析，获得了不同尾缘厚度、不同攻角、不同雷诺数、不同展弦比以及不同相对厚度条件下，风洞洞壁对翼型中间截面压力分布、升阻力系数和翼型表面流动结构的影响。并通过分析揭示了风洞试验中在侧壁干扰下翼型表面流动结构的发展演化规律。小攻角时，当翼型表面流动为附着流时，翼型模型与侧壁连接处形成较小的角区分离涡。随着攻角的增加，角区分离涡增大。当翼型表面流动发生失速分离时，根据三维失速胞和角区分离涡的影响程度不同，失速后翼型表面流动结构或由三维失速胞和角区分离涡共同作用，或由三维失速胞主导，或由角区分离涡主导。对于具有一定尾缘厚度的翼型，失速后，流动结构由三维失速胞占主导作用。对于大厚度翼型，流动结构由角区分离为主导。
再次，通过对翼型与风洞侧壁连接处形成的马蹄涡系进行分析，并结合涡动力学特性及尾涡诱导作用分析，研究了风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。得出，风洞侧壁边界层使得在翼型与风洞侧壁连接处形成马蹄涡，增大了翼型表面的逆压力梯度，引起壁面的展向涡量流增大并不断向展向扩散;壁面涡量的展向扩散引起翼型表面展向压力梯度变化，使翼型表面流动自风洞侧壁以一定角度向翼型中间部分流动，形成三维分离线;而弦向的分离流动无法穿越三维分离线形成角区分离涡，对翼型表面流动产生二维阻塞效应，同时角区分离涡拖向下游形成尾涡，对翼型中间截面绕流产生下洗作用。可见无论是尾涡模型，边界层位移效应模型还是马蹄涡模型，都不能孤立看待。当翼型表面流动为附着流动时，翼型表面流动基本保持二维特性，此时边界层位移模型能较好地解释风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。当翼型表面流动发生分离时，马蹄涡模型及尾涡模型更能合理地解释风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。
最后，对数值模拟结果中全洞壁及无侧壁条件下翼型中间截面的压力分布，采用壁压信息法进行洞壁壁干扰修正。并将其与自由流场中翼型的压力分布进行对比，验证壁压信息洞壁干扰修正方法的可靠性。经过研究得出，翼型发生流动失速之前，壁压信息法对风洞上下壁的干扰修正效果较好，当流动发生失速后，由于翼型表面流动的二维特性受到三维失速胞的影响，修正有效性较差。翼型表面流动产生三维失速胞时，其气动参数沿展向变化曲线呈现正弦函数波形，可取完整周期内的平均值作为翼型的二维气动数据，且取平均后壁压信息法修正效果较好。
综上所述，本文通过研究风洞洞壁对风电机组翼型气动性能及表面流动结构的影响，得出了风洞试验中，洞壁对翼型中间截面升阻力系数的影响特征，揭示了风洞侧壁干扰下翼型表面流动结构的演化规律，研究了风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理，提出了翼型表面流动失速后风洞上下壁干扰的修正策略，为优化风洞洞壁干扰控制策略，准确获得二维翼型气动特性提供有效支撑。
为此，本文采用风洞试验、数值模拟和理论分析相结合的研究手段，分析了风洞洞壁对翼型中间截面压力分布、升阻力系数和翼型表面流动结构的影响，深入研究了该影响随翼型尾缘厚度、攻角、雷诺数、展弦比及相对厚度等条件的变化。进而揭示了风洞侧壁干扰下翼型表面流动结构的发展演化规律和风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。研究了壁压信息法洞壁干扰修正结果的可靠性，提出了翼型表面流动发生失速后，风洞上下壁干扰的修正策略;
首先，通过风洞试验研究，采用油流显示试验方法获得风洞试验中二维翼型段的表面流动结构，采用翼型表面测压法获得中间截面的压力分布。经研究发现，在风电机组翼型二维风洞试验中，翼型表面流动受洞壁影响发生严重的三维扭曲。油流显示试验方法清晰地捕捉到风洞试验中翼型表面的角区分离涡及三维失速胞的发展过程。表面测压试验结果显示试验测量的翼型升阻力系数与设计预测的结果存在较大偏差。说明风洞壁对翼型的气动特性和绕流结构都存在一定的影响。同时试验测量结果为后续开展数值模拟计算研究提供了有效验证基础。
其次，为获得风洞试验中翼型表面详细的流场信息，深入研究风洞洞壁对翼型气动特性及表面流动结构的影响，本文采用CFD方法（雷诺平均N-S方程及Transition SST四方程湍流模型）进行数值风洞模拟。并从壁面Y+值、试验测量的翼型表面流动结构、压力分布等多方面验证了数值计算方法的可靠性。通过全洞壁、无侧壁、无洞壁三个条件下的数值计算分析，获得了不同尾缘厚度、不同攻角、不同雷诺数、不同展弦比以及不同相对厚度条件下，风洞洞壁对翼型中间截面压力分布、升阻力系数和翼型表面流动结构的影响。并通过分析揭示了风洞试验中在侧壁干扰下翼型表面流动结构的发展演化规律。小攻角时，当翼型表面流动为附着流时，翼型模型与侧壁连接处形成较小的角区分离涡。随着攻角的增加，角区分离涡增大。当翼型表面流动发生失速分离时，根据三维失速胞和角区分离涡的影响程度不同，失速后翼型表面流动结构或由三维失速胞和角区分离涡共同作用，或由三维失速胞主导，或由角区分离涡主导。对于具有一定尾缘厚度的翼型，失速后，流动结构由三维失速胞占主导作用。对于大厚度翼型，流动结构由角区分离为主导。
再次，通过对翼型与风洞侧壁连接处形成的马蹄涡系进行分析，并结合涡动力学特性及尾涡诱导作用分析，研究了风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。得出，风洞侧壁边界层使得在翼型与风洞侧壁连接处形成马蹄涡，增大了翼型表面的逆压力梯度，引起壁面的展向涡量流增大并不断向展向扩散;壁面涡量的展向扩散引起翼型表面展向压力梯度变化，使翼型表面流动自风洞侧壁以一定角度向翼型中间部分流动，形成三维分离线;而弦向的分离流动无法穿越三维分离线形成角区分离涡，对翼型表面流动产生二维阻塞效应，同时角区分离涡拖向下游形成尾涡，对翼型中间截面绕流产生下洗作用。可见无论是尾涡模型，边界层位移效应模型还是马蹄涡模型，都不能孤立看待。当翼型表面流动为附着流动时，翼型表面流动基本保持二维特性，此时边界层位移模型能较好地解释风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。当翼型表面流动发生分离时，马蹄涡模型及尾涡模型更能合理地解释风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理。
最后，对数值模拟结果中全洞壁及无侧壁条件下翼型中间截面的压力分布，采用壁压信息法进行洞壁壁干扰修正。并将其与自由流场中翼型的压力分布进行对比，验证壁压信息洞壁干扰修正方法的可靠性。经过研究得出，翼型发生流动失速之前，壁压信息法对风洞上下壁的干扰修正效果较好，当流动发生失速后，由于翼型表面流动的二维特性受到三维失速胞的影响，修正有效性较差。翼型表面流动产生三维失速胞时，其气动参数沿展向变化曲线呈现正弦函数波形，可取完整周期内的平均值作为翼型的二维气动数据，且取平均后壁压信息法修正效果较好。
综上所述，本文通过研究风洞洞壁对风电机组翼型气动性能及表面流动结构的影响，得出了风洞试验中，洞壁对翼型中间截面升阻力系数的影响特征，揭示了风洞侧壁干扰下翼型表面流动结构的演化规律，研究了风洞侧壁对翼型绕流特性的影响机理，提出了翼型表面流动失速后风洞上下壁干扰的修正策略，为优化风洞洞壁干扰控制策略，准确获得二维翼型气动特性提供有效支撑。