不同迎角的翼型氣彈特性風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究

劉暢暢， 劉子強(qiáng)， 季 辰

（中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京100074）

0 引 言

風(fēng)能作為一種相對(duì)廉價(jià)的清潔能源普遍受到各國(guó)重視。我國(guó)雖然發(fā)展相對(duì)較晚，但風(fēng)力資源豐富，存在巨大的風(fēng)力發(fā)電潛力，目前已在多地建立大型風(fēng)電場(chǎng)。而作為重要發(fā)展方向的大功率風(fēng)力機(jī)，其最長(zhǎng)葉片尺寸已達(dá)到60多米［1］。伴隨著風(fēng)力機(jī)葉片的大型化、柔性化，氣動(dòng)彈性效應(yīng)影響日趨顯著。因此氣動(dòng)彈性問題的研究，在大型風(fēng)力機(jī)的研制過程中至關(guān)重要。

做大范圍空間旋轉(zhuǎn)的柔性葉片在氣動(dòng)力和彈性變形的耦合作用下，可能面對(duì)多種氣動(dòng)彈性問題，包括危害性極強(qiáng)的顫振。按照發(fā)生機(jī)理的不同劃分為兩類：第一類稱為“經(jīng)典顫振”，一般發(fā)生在小迎角范圍內(nèi)，并無氣流分離現(xiàn)象出現(xiàn)；第二類稱為“失速顫振”，與氣流分離和漩渦形成有關(guān)。該類振動(dòng)往往只與單自由度有關(guān)［2］，相對(duì)振動(dòng)快速發(fā)散的經(jīng)典顫振，氣動(dòng)力特性會(huì)有所改變，可能出現(xiàn)“極限環(huán)振蕩”。

傳統(tǒng)的氣動(dòng)彈性實(shí)驗(yàn)一般采用零迎角，而風(fēng)力機(jī)葉片經(jīng)常要在大迎角甚至深度失速狀態(tài)下運(yùn)行，因此具備不同于普通飛機(jī)翼型的特殊動(dòng)力學(xué)失效行為。本文設(shè)計(jì)可在多種給定迎角下作沉浮／俯仰運(yùn)動(dòng)的翼段振動(dòng)裝置，在低速風(fēng)洞中分別針對(duì)普通薄翼型NACA0012和風(fēng)力機(jī)翼型NREL S809，進(jìn)行氣動(dòng)彈性測(cè)試，用以研究不同迎角、不同風(fēng)速、不同翼型對(duì)氣動(dòng)彈性響應(yīng)的影響。

1 氣動(dòng)彈性實(shí)驗(yàn)

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)裝置如圖1所示。其中，翼段伸入風(fēng)洞流場(chǎng)中，提供系統(tǒng)氣動(dòng)力，截面運(yùn)動(dòng)自由度如圖2所示；配重盤上安裝角度卡可改變翼面迎角；兩端固支的彈性元件提供系統(tǒng)沉浮和俯仰兩自由度的支撐剛度，支板上貼有應(yīng)變片以測(cè)量沉浮／俯仰位移；支撐底座用來固定整個(gè)實(shí)驗(yàn)裝置。設(shè)計(jì)要求實(shí)驗(yàn)裝置的一階模態(tài)為配重盤和翼段的沉浮運(yùn)動(dòng)，二階模態(tài)為配置盤和翼段繞翼展方向的俯仰運(yùn)動(dòng)，并滿足風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)條件。

NACA0012翼段的尺寸為0．4m×0．2m，NREL S809翼段的尺寸為0．3m×0．2m。地面振動(dòng)實(shí)驗(yàn)獲取結(jié)構(gòu)固有頻率，一階沉浮運(yùn)動(dòng)為5．66Hz，二階俯仰運(yùn)動(dòng)為7．10Hz。

圖1 實(shí)驗(yàn)裝置示意圖Fig．1 The experiment system

圖2 模型截面示意圖Fig．2 The section of the wing

實(shí)驗(yàn)是在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院直流式低速風(fēng)洞FD－10中進(jìn)行的。實(shí)驗(yàn)段截面尺寸為0．6m×0．6m，實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)度為2．4m，風(fēng)速范圍為5m／s至60m／s。利用基于NI數(shù)采硬件設(shè)備的Labview信號(hào)采集系統(tǒng)［3］可實(shí)現(xiàn)沉浮／俯仰應(yīng)變信號(hào)的多通道實(shí)時(shí)顯示和采集。風(fēng)洞中的實(shí)驗(yàn)裝置照片中見圖3。

圖3 安裝在風(fēng)洞中的實(shí)驗(yàn)裝置圖Fig．3 Experiment model in the wind tunnel

2 NACA0012翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的過程是逐漸提高風(fēng)速直至顫振發(fā)生為止。風(fēng)速控制由人工調(diào)節(jié)壓縮機(jī)轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)，實(shí)驗(yàn)段前端放置的皮托管連接壓力變送器將壓力信號(hào)轉(zhuǎn)換為電信號(hào)，再經(jīng)過放大器進(jìn)行電壓信號(hào)放大，最后傳遞給計(jì)算機(jī)采集板卡。

實(shí)驗(yàn)過程中更換模型的角度卡可改變迎角α，本文給出了迎角2．5°、7．5°和12．5°三種狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果。各狀態(tài)的實(shí)驗(yàn)顫振臨界速度如表1，根據(jù)觀察沉浮／俯仰應(yīng)變信號(hào)的變化趨勢(shì)來判定。易知，迎角為2．5°和7．5°，實(shí)驗(yàn)所得顫振臨界速度相差并不明顯，隨迎角增加略有提升，約為8%。但迎角增至12．5°時(shí)，顫振臨界速度下降劇烈，大約只有前兩者臨界速度的50%。

表1 顫振臨界速度Table 1 The critical velocity of flutter

選擇最小迎角2．5°和最大迎角12．5°作為重點(diǎn)分析狀態(tài)。圖4～圖8分別給出兩種角度在不同來流速度下的沉浮／俯仰響應(yīng)信號(hào)。風(fēng)速在顫振臨界速度以下時(shí)，人為對(duì)系統(tǒng)施加較大的擾動(dòng)，系統(tǒng)產(chǎn)生的運(yùn)動(dòng)都是衰減的，隨著風(fēng)速的提升，運(yùn)動(dòng)衰減的速度愈加緩慢。當(dāng)來流速度接近顫振臨界速度后，很小的擾動(dòng)都會(huì)使系統(tǒng)產(chǎn)生振幅遞增的振動(dòng)，若進(jìn)一步增加來流速度，模型的發(fā)散現(xiàn)象則更加明顯。

文獻(xiàn)［4］中給出針對(duì)NACA0012翼型在中等及大迎角下的氣動(dòng)彈性計(jì)算結(jié)果，圖9是采用N－S方程計(jì)算的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律，圖10是計(jì)算所得顫振臨界速度隨迎角的變化規(guī)律，其變化特征與前文中所示實(shí)驗(yàn)結(jié)果有相似之處。在給定計(jì)算條件下，迎角小于10°時(shí)，升力系數(shù)隨迎角線性增加，對(duì)應(yīng)顫振臨界速度隨迎角基本保持穩(wěn)定，甚至略有提升。而在迎角10°以后，顫振臨界速度開始明顯下降，文獻(xiàn)［4］中到迎角14°時(shí)，顫振臨界速度與零迎角相比下降30%。

圖9 升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律［4］Fig．9 The lift coefficient change with angle of attack

由此可見，顫振臨界速度隨迎角變化的轉(zhuǎn)折點(diǎn)與最大升力系數(shù)位置相關(guān)，當(dāng)升力系數(shù)接近最大升力系數(shù)附近時(shí)，顫振臨界速度會(huì)明顯下降。

圖10 顫振臨界速度隨迎角的變化規(guī)律［4］Fig．10 The critical velocity change with angle of attack

3 NREL S809翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果

同樣更換不同角度卡，基于NREL S809翼型完成不同迎角下的顫振實(shí)驗(yàn)。圖11～圖15給出迎角－5°和－25°的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果。隨著迎角的顯著增大，該翼段的顫振臨界速度下降明顯，－5°迎角在來流30m／s時(shí)尚未發(fā)生快速的發(fā)散振動(dòng)，而－25°迎角僅在來流10m／s時(shí)就出現(xiàn)了俯仰分支的發(fā)散振動(dòng)。

大迎角導(dǎo)致的氣流分離可能會(huì)引起失速顫振和大迎角抖振，兩者容易產(chǎn)生混淆，因此需加以區(qū)分。抖振與顫振不同，它不是自激振動(dòng)，是當(dāng)翼面受到某種非定常脈動(dòng)繞流的激勵(lì)而產(chǎn)生的隨機(jī)強(qiáng)迫振動(dòng)，主要考慮剛體翼面情況，涉及結(jié)構(gòu)、氣流的耦合效應(yīng)。機(jī)翼發(fā)生抖振的激振力由氣流分離引起，機(jī)翼本身或處于機(jī)翼尾流中的尾翼會(huì)在分離流的紊流激勵(lì)下產(chǎn)生劇烈的振動(dòng)響應(yīng)，稱為大攻角抖振。

低速時(shí)失速顫振和抖振發(fā)生在不同迎角狀態(tài)，見圖16。圖17為某典型失速顫振和抖振的時(shí)域圖［6］，失速顫振是失速后發(fā)生的一種非經(jīng)典型顫振，涉及非線性的非定常氣動(dòng)力與翼面彎扭變形耦合。而抖振情況往往是帶有隨機(jī)性質(zhì)，如圖機(jī)翼彎曲模態(tài)響應(yīng)明顯，而扭轉(zhuǎn)模態(tài)響應(yīng)微弱。下方時(shí)域圖則是增大迎角后得到近乎同類型的彎曲運(yùn)動(dòng)軌跡，但此時(shí)扭轉(zhuǎn)信號(hào)則呈現(xiàn)明顯簡(jiǎn)諧振動(dòng)波形，且頻率與模型一階扭轉(zhuǎn)頻率相近。

由此判定上述NREL S809翼型在大迎角狀態(tài)下發(fā)生的俯仰分支發(fā)散振動(dòng)是屬于失速顫振現(xiàn)象。

4 結(jié) 論

文中考慮從離散的角度考察風(fēng)力機(jī)葉片的穩(wěn)定性，嘗試在固定的位置、固定的迎角等條件下確定危險(xiǎn)狀態(tài)。一方面有助于觀察氣動(dòng)彈性現(xiàn)象，揭示發(fā)展規(guī)律，另一方面可以避免有害氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定性的出現(xiàn)。

通過實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，觀察到以下現(xiàn)象：（1）NACA0012翼型在小范圍內(nèi)增加迎角時(shí)，顫振臨界速度基本保持不變，甚至略有提高。而在迎角增加到10°以上，顫振臨界速度開始明顯下降。（2）小迎角狀態(tài)下的NREL S809翼段隨著風(fēng)速的增加，俯仰分支可觀察到由振蕩收斂轉(zhuǎn)為振蕩發(fā)散。（3）大迎角狀態(tài)下的NREL S809翼段在較小來流風(fēng)速時(shí)就出現(xiàn)等幅振蕩現(xiàn)象，來流進(jìn)一步增大時(shí)俯仰分支轉(zhuǎn)為振蕩發(fā)散。通過實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象說明：當(dāng)升力系數(shù)接近最大升力系數(shù)附近時(shí)，顫振臨界速度會(huì)明顯下降；NREL S809翼型與NACA0012翼型實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比存在較大差異，該風(fēng)力機(jī)翼型更易于出現(xiàn)以單自由度顫振為特征的失速顫振。

［1］ 馬曉爽，高日，陳慧．風(fēng)力發(fā)電發(fā)展簡(jiǎn)史及各類型風(fēng)力機(jī)比較概述［J］．應(yīng)用能源技術(shù)，2007，（9）：24－27．

［2］ 喬印虎，張春燕．風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片振動(dòng)失效機(jī)理分析［J］．機(jī)械工程師，2007，（4）：55－57．

［3］ 冉景洪，趙玲，季辰．基于Labview的顫振激勵(lì)信號(hào)生成與測(cè)試系統(tǒng)研究［A］．第十一屆全國(guó)空氣彈性學(xué)術(shù)交流會(huì)會(huì)議論文集［C］，2009．

［4］ 葉正寅，謝飛．中等及大迎角下的翼型氣動(dòng)彈性性質(zhì)研究［J］．風(fēng)機(jī)技術(shù)，2009，（2）：9－13．

［5］ 袁新，江學(xué)忠．翼型大攻角低速分離流動(dòng)的數(shù)值模擬［J］．工程熱物理學(xué)報(bào)，1999，20（2）：161－165．

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