典型風(fēng)力機(jī)翼型的增升技術(shù)研究

王 鵬，王 龍，李 亮，孫倫業(yè)，來(lái)永斌

（1,安徽理工大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院，淮南 232001；2.安徽理工大學(xué) 力學(xué)與光電物理學(xué)院，淮南 232001）

0 引言

我國(guó)風(fēng)力資源豐富，據(jù)測(cè)算，全國(guó)陸上每年可供開發(fā)利用的風(fēng)能為2.53億千瓦時(shí)，海上可供開發(fā)利用的風(fēng)能約為7.5億千瓦時(shí)，共計(jì)約10億千瓦時(shí)。風(fēng)力發(fā)電技術(shù)具有良好的發(fā)展前景，而水平軸風(fēng)力發(fā)電機(jī)具有風(fēng)能利用系數(shù)高、生產(chǎn)工藝成熟等優(yōu)勢(shì)，在全世界范圍內(nèi)得到更廣泛應(yīng)用。來(lái)流大攻角下，空氣流過(guò)葉片損耗大，風(fēng)力機(jī)組風(fēng)能利用效率降低，采用流動(dòng)控制手段，對(duì)典型風(fēng)力機(jī)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，來(lái)獲得更高的風(fēng)能利用系數(shù)，進(jìn)一步提高風(fēng)力機(jī)性能。

干雨新[1]等采用4種湍流模型對(duì)S809二維翼型進(jìn)行全湍流模擬，發(fā)現(xiàn)小攻角下升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值保持一致，大攻角下升力系數(shù)大于實(shí)驗(yàn)值；阻力系數(shù)隨攻角增大而變大，且大于實(shí)驗(yàn)值。基于誘導(dǎo)渦控制，宗昕[2]對(duì)機(jī)翼增升減阻的氣動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)進(jìn)行研究，將Counter AVG應(yīng)用于機(jī)翼分離流控制，提高了最大升力系數(shù)，壓差阻力大幅降低，對(duì)邊界層分離控制作用效果明顯。通過(guò)利用非定常氣動(dòng)力降階代理模型，上海交通大學(xué)的俞國(guó)華[3]提出了一種合成射流的主動(dòng)流動(dòng)控制思路，經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)：S809風(fēng)力機(jī)翼型升力略有減小，但阻力減小幅度大，使翼型獲得更大的升阻比，表明了在臨界失速狀態(tài)范圍內(nèi)，合成射流對(duì)翼型性能的提升效果顯著。風(fēng)力機(jī)翼型在動(dòng)態(tài)失速條件下附壁氣流會(huì)發(fā)生分離，使升力突然下降。奧爾堡大學(xué)的J.W. Larsen[4]等提出一種新的動(dòng)態(tài)失速模型，通過(guò)對(duì)該模型的校準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)分析，該模型能很好契合失速情形，為風(fēng)力機(jī)翼型升力研究提供參考。

本文計(jì)算分析S809原始翼型靜態(tài)失速下的氣動(dòng)性能。在此基礎(chǔ)上，選取翼型吸力面（x=0.5C）處進(jìn)行開縫處理，縫寬為0.5%C、1%C、1.5%C、2%C、3%C和4%C，射流角度為2°，在來(lái)流攻角12°～20°下，采用課題組自行開發(fā)的三維黏性NS方程求解器[5～9]，計(jì)算翼型的氣動(dòng)性能，并與原始翼型進(jìn)行比較分析。

1 控制方程及湍流模型

1.1 控制方程

本文中只考慮翼型在靜態(tài)時(shí)候的繞流情形，模型計(jì)算基于理想氣體的NS方程，具體表達(dá)式如下（笛卡爾坐標(biāo)系）：

連續(xù)性方程：

N-S方程：

式中，ρ為密度，kg/m3；u為脈動(dòng)平均速度，m/s；ui、uj（i，j=x，y，z）為時(shí)均速度分量，m/s；P為流體靜壓，kg.m/s；μ為流體動(dòng)力黏性系數(shù)，kg/(m.s)；為雷諾應(yīng)力項(xiàng)，kg/(m.s2)；fi為體積力，kg/(m.s)2；Fi為附加源項(xiàng)。

1.2 S-A紊流模型

目前在工程湍流問(wèn)題中得到廣泛應(yīng)用的湍流模式是渦粘模式，即雷諾應(yīng)力為：

式中，表示湍動(dòng)能；VT表示渦粘性系數(shù)。

考慮到在滿足精度條件下的計(jì)算工作量，本文選取了Spalart．Allmaras(S-A)湍流模型[10]。其表達(dá)式如下：

式中，為湍流運(yùn)動(dòng)黏度；GV為湍流黏度增加項(xiàng)；Yv為湍流黏度減少項(xiàng)；V為分子運(yùn)動(dòng)黏度；為用戶自定義源項(xiàng)。

2 參數(shù)設(shè)置

2.1 葉片幾何結(jié)構(gòu)

S809翼型是一種相對(duì)厚度為21%，用于水平軸風(fēng)力機(jī)葉片的低速層流翼型，研制目標(biāo)是對(duì)前緣粗糙度不敏感及具有低阻力的特性[11]。S809翼型曾在科羅拉多州大學(xué)(CSU)、俄亥俄州立大學(xué)(OSU)和代爾夫特理工大學(xué)(DUT)等學(xué)校進(jìn)行過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)較為豐富[12]。本文選取的S809翼型弦長(zhǎng)C=0.556m，圖1給出了縫寬為1%C、射流角2°的翼型及開縫輪廓。

圖1 S809翼型及開縫輪廓

2.2 葉片網(wǎng)格劃分

本文數(shù)值計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，均在Gambit下生成，整個(gè)計(jì)算域的長(zhǎng)度為45倍葉型弦長(zhǎng)，寬度為30倍葉型弦長(zhǎng)，采用C型網(wǎng)格。圖2是翼型附近網(wǎng)格，對(duì)該處網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，總網(wǎng)格數(shù)約有64000個(gè)單元。

圖2 S809翼型網(wǎng)格

2.3 計(jì)算條件

研究大攻角條件下的翼型特性，氣流攻角選為12°～20°，計(jì)算間隔為2°；射流角為2°，設(shè)定進(jìn)口邊界來(lái)流風(fēng)速36m/s；遠(yuǎn)場(chǎng)邊界靜壓為101325Pa，所開縫的進(jìn)口靜壓為101825Pa。

進(jìn)口邊界設(shè)為圓弧形狀，半圓區(qū)域半徑為8.34m；出口邊界設(shè)為矩形面，與翼型前緣距離16.68m；S809翼型弦長(zhǎng)C為0.556m；計(jì)算流量收斂誤差設(shè)定為1×10-3，其余物理量殘差設(shè)為1×10-5。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 S809翼型實(shí)驗(yàn)對(duì)比

圖3顯示了S809翼型0°～18°攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)計(jì)算值和兩種實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比。可以看出，在6°攻角前，計(jì)算值和實(shí)驗(yàn)值接近，實(shí)驗(yàn)值在8°攻角后逐漸轉(zhuǎn)平，說(shuō)明此時(shí)已發(fā)生分離，15°攻角時(shí)升力系數(shù)達(dá)到頂峰。計(jì)算值則一直上升，在1°后轉(zhuǎn)平，16°攻角下有最大值，表明模擬結(jié)果的分離位置發(fā)生延遲。可以看出，8°攻角后計(jì)算值比實(shí)驗(yàn)值偏大，三種數(shù)值的最大升力系數(shù)分別為1.229、1.062和1.03。

圖3 原始翼型計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比

3.2 開縫S809翼型升力系數(shù)

圖4顯示了來(lái)流攻角12°～20°，2°射流角下翼型升力系數(shù)。由圖可知，來(lái)流攻角在14°～18°范圍內(nèi)，縫寬為1%C時(shí)翼型達(dá)到最佳升力系數(shù)狀態(tài)，峰值為1.4127，較原始翼型升力系數(shù)提高14.83%，鄰近的縫寬2%C、3%C提升效果稍差。

14°攻角前，開縫處理的翼型升力系數(shù)在原始翼型之下，此時(shí)流場(chǎng)未出現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象，加入射流后，不能提高翼型升力。14°攻角后，開縫翼型升力系數(shù)有所增加，且升力系數(shù)均大于原始翼型，表明在大攻角的條件下，流場(chǎng)存在分離狀態(tài)，對(duì)翼型進(jìn)行開縫處理，才具有提高升力效果。原始翼型在16°攻角時(shí)具有最大升力系數(shù)，開縫后18°攻角下達(dá)到最大值，開縫處理使翼型靜態(tài)失速角后移。

圖4 射流角α＝2°下翼型升力系數(shù)

3.3 翼型開縫前后流場(chǎng)

圖5給出來(lái)流攻角分別為14°和18°時(shí)，原始翼型和開縫寬度1%C時(shí)翼型的流場(chǎng)圖。圖中，“A14”、“A18”分別表示來(lái)流攻角為14°和18°，“_0”、“_1%C”表示原始翼型和縫寬為1%C翼型。原始模型攻角14°時(shí)，在翼型中部位置，翼型表面氣體發(fā)生分離和脫落，出現(xiàn)分離區(qū)。隨著來(lái)流攻角增大，翼型附近流場(chǎng)中心部分倒流越嚴(yán)重，漩渦區(qū)域進(jìn)一步增大，向翼型后緣擴(kuò)散，并伴有回流和尾渦。分離區(qū)內(nèi)氣流不再減速增壓，導(dǎo)致翼型升力大幅減小，阻力增加，影響風(fēng)力機(jī)效率。

隨著攻角增大，開縫翼型流場(chǎng)變化趨勢(shì)均與原始翼型一致：攻角越大，流場(chǎng)穩(wěn)定性越差。由流場(chǎng)對(duì)比可知，相同條件下，開縫后的翼型氣體流動(dòng)狀況得到改善，并延遲了翼型附近流體分離。翼型附面層出現(xiàn)的流體漩渦逐漸向后緣移動(dòng)，而且逐漸減小。這是因?yàn)樯淞鹘菄娚涞牧黧w，增加了翼型吸力面上氣體動(dòng)壓，克服過(guò)大的逆壓，使氣體重新附著在壁面上。

圖5 翼型開縫前后流場(chǎng)

3.4 S809翼型葉片壓強(qiáng)系數(shù)曲線

翼型表面流體的壓力分布與流動(dòng)特性息息相關(guān)，流動(dòng)方向上的壓力變化直接影響到邊界層的特性。一般來(lái)說(shuō)，翼型的升力系數(shù)就等于翼型壓強(qiáng)系數(shù)曲線所圍成的面積。

圖6(a)給出了在來(lái)流攻角20°、射流角2°的時(shí)候，原始翼型及六種不同開縫寬度翼型的壓強(qiáng)系數(shù)曲線，圖6(b)是開縫位置處壓強(qiáng)放大曲線圖。由圖6(b)可知：縫寬增大，翼型壓力面壓力幾乎不變；在開縫位置前，翼型升力面壓力略減，而在開縫位置處，升力面壓力有一個(gè)突減的過(guò)程；縫寬越大，升力面壓力突減越明顯。上下表面壓差越大，說(shuō)明在翼型該位置處，射流角噴射的氣體越多，這與圖5翼型流場(chǎng)變化趨勢(shì)一致，符合氣體流動(dòng)特性。

圖6 20°攻角翼型葉片壓強(qiáng)系數(shù)曲線

4 結(jié)論

本文采用S-A湍流模型對(duì)典型S809風(fēng)力機(jī)翼型進(jìn)行數(shù)值模擬，在六種不同開縫寬度下，分別獲取了翼型開縫前后的葉片流場(chǎng)和壓強(qiáng)系數(shù)曲線，得到以下結(jié)論：

1）翼型升力系數(shù)提升與縫寬有關(guān)。射流角為2°、縫寬為1%C時(shí)，葉片最大升力系數(shù)值為1.4127，較原型提升14.83%。

2）射流技術(shù)能提高翼型流場(chǎng)穩(wěn)定性。在所研究的來(lái)流攻角范圍12°～20°內(nèi)，攻角越大，翼型附近流體分離情況越嚴(yán)重，采用射流技術(shù)，翼型附近流場(chǎng)穩(wěn)定性有一定提高，流體分離情況得到改善。

3）六種不同開縫寬度下，開縫寬度在0.01～0.03倍弦長(zhǎng)之間，翼型增升效果最優(yōu)。

[1]干雨新.大型風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)載荷計(jì)算與分析[D].南京航空航天大學(xué),2014.

[2]宗昕.大型飛機(jī)機(jī)翼增升減阻技術(shù)研究[D].南京航空航天大學(xué),2012.

[3]俞國(guó)華.水平軸風(fēng)力機(jī)葉片失速問(wèn)題研究[D].上海交通大學(xué),2013.

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