尾緣襟翼對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性影響研究

張 楠，李 春，王東華，葉 舟，郝文星

（上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院/上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093）

近年來(lái)，為了更大程度地獲取風(fēng)能，降低單位風(fēng)電成本，風(fēng)力機(jī)單機(jī)容量及葉片尺寸不斷增長(zhǎng)［1］。葉片尺寸的增長(zhǎng)使得葉片極限載荷和疲勞載荷增加，且使沿葉片展向載荷分布不均勻性增大［2］。尾緣襟翼能夠改變翼型的氣動(dòng)特性，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)對(duì)葉片的載荷控制，且能夠克服現(xiàn)有變槳技術(shù)慣性大，不能有效控制局部載荷波動(dòng)的不足，被認(rèn)為是降低葉片疲勞載荷最具可行性的氣動(dòng)控制部件［3］。但由于尾緣襟翼需要復(fù)雜的機(jī)械及控制系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)，且因其對(duì)疲勞載荷的控制需要較快的偏轉(zhuǎn)速度，其可靠性較難保證，在風(fēng)力機(jī)工程上應(yīng)用較少［4］。隨著風(fēng)力機(jī)大型化以及變槳裝置局限性的凸顯，尾緣襟翼的研究一直被廣泛關(guān)注。

美國(guó)Sandia國(guó)家實(shí)驗(yàn)室、荷蘭Delft理工大學(xué)和丹麥RisDTU對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片尾緣襟翼進(jìn)行了較多研究，顯示了尾緣襟翼具有較好的降載效果［5］。Troldborg［6］以具有可變參數(shù)的尾緣襟翼Ris-B1-18翼型為研究對(duì)象，采用CFD軟件優(yōu)化尾翼形狀、尺寸等，得出占弦比為5%～10%的尾緣襟翼為較優(yōu)設(shè)計(jì)方案。Lackner等［7］對(duì)比分析了NREL 5 MW風(fēng)力機(jī)模型分別采用獨(dú)立變槳和尾緣襟翼后對(duì)疲勞載荷的影響，指出尾緣襟翼能夠有效降低葉片疲勞載荷。Andersen［8］采用HAWC2軟件模擬了動(dòng)態(tài)失速模型和近尾流模型，驗(yàn)證了尾緣襟翼減少疲勞載荷的能力。葉舟等［9］以尾緣擺角為控制變量，研究了尾緣襟翼對(duì)翼型升阻特性的控制效果以及其對(duì)翼型周?chē)鲌?chǎng)特性的影響。以上研究主要關(guān)注的是尾緣襟翼氣彈特性、控制策略和實(shí)現(xiàn)方式等方面，對(duì)襟翼附近的流動(dòng)狀態(tài)以及機(jī)理性研究不多，且對(duì)襟翼的減載效果也沒(méi)有較直觀的驗(yàn)證。

本文以NREL S809為基礎(chǔ)翼型，采用翼型設(shè)計(jì)分析軟件Xfoil中翼型設(shè)計(jì)模塊實(shí)現(xiàn)翼型尾緣變形，研究變形襟翼對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性的影響，以及翼型氣動(dòng)特性隨襟翼擺角的變化規(guī)律。采用Fluent軟件模擬襟翼對(duì)翼型流場(chǎng)特性的影響，并分析其影響機(jī)理。以NREL PhaseⅥ風(fēng)力機(jī)［10］為參考，對(duì)變化來(lái)流下襟翼對(duì)葉片的減載效果進(jìn)行驗(yàn)證。

1 模型建立

1.1 尾緣襟翼模型

S809翼型尾緣變形情況如圖1所示，圖中：c為弦長(zhǎng)。尾緣襟翼占弦比為10%，變形范圍為± 20°（變形角順時(shí)針為正）。

圖1 尾緣襟翼變形及擺角示意圖Fig.1 Schematic diagram of TEF deformation and tilt angle

1.2 計(jì)算模型

采用Xfoil軟件進(jìn)行翼型氣動(dòng)特性的計(jì)算。該方法將勢(shì)流方程和邊界層方程進(jìn)行耦合，將翼型流動(dòng)表示為表面上數(shù)量足夠的點(diǎn)源和一個(gè)繞流環(huán)量，勢(shì)流與邊界層通過(guò)迭代耦合逐步進(jìn)行修正，可實(shí)現(xiàn)邊界層自由轉(zhuǎn)捩［11］。該方法在進(jìn)行風(fēng)力機(jī)翼型計(jì)算時(shí)具有較高的準(zhǔn)確度。Xfoil軟件計(jì)算轉(zhuǎn)捩模式為基于法的自由轉(zhuǎn)捩，本文取臨界系數(shù)。

采用基于有限體積法的CFD軟件Fluent對(duì)翼型周?chē)鲌?chǎng)特性進(jìn)行模擬，CFD計(jì)算模型采用C型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，計(jì)算域邊界距前緣9倍弦長(zhǎng)，距后緣20倍弦長(zhǎng)。網(wǎng)格總數(shù)為21 000，其中翼型表面節(jié)點(diǎn)數(shù)經(jīng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證后布置300個(gè)節(jié)點(diǎn)，第一層網(wǎng)格厚度根據(jù)湍流模型設(shè)置為2 ×10-3倍弦長(zhǎng)（y+約為 30～100）。采用 SIMPLE算法對(duì)湍流模型RNG k-ε進(jìn)行數(shù)值求解。RNG k-ε模型將壁面流動(dòng)假設(shè)為充分發(fā)展湍流，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)近似黏性底層與過(guò)渡層［12］。出口條件設(shè)為壓力出口，翼型設(shè)為固壁無(wú)滑移條件。翼型計(jì)算區(qū)域及其周?chē)W(wǎng)格分布如圖2所示。

圖2 翼型計(jì)算區(qū)域及其網(wǎng)格分布Fig.2 Computational domain and mesh of the airfoil

2 適用性驗(yàn)證

翼型主要?dú)鈩?dòng)特性包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)CD和升阻比K可分別表示為

為了驗(yàn)證上述模型對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性分析的適用性，選用S809翼型進(jìn)行二維氣動(dòng)特性計(jì)算，并將計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比分析，實(shí)驗(yàn)值來(lái)自 TU-Delft的實(shí)驗(yàn)［13］。計(jì)算時(shí)雷諾數(shù)，與實(shí)驗(yàn)時(shí)一致，攻角的范圍為。CFD軟件計(jì)算得到的來(lái)流速度為18 m·s-1，環(huán)境壓強(qiáng)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

模擬計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值比較如圖3所示，圖中α為攻角。由圖中可看出：α為-5°～11°時(shí)，CL的Xfoil軟件計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，無(wú)論在附著流區(qū)還是在失速區(qū)［13］，其最大偏差均不超過(guò)6%；在附著流區(qū)，CL的CFD軟件計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值也非常吻合，在失速區(qū)由于流動(dòng)較復(fù)雜且存在非定常現(xiàn)象，兩者存在一定誤差。因Xfoil軟件計(jì)算時(shí)采用的是自由轉(zhuǎn)捩模型，在附著流區(qū)CD計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值非常吻合，在失速區(qū)受流體分離影響，計(jì)算值稍小于實(shí)驗(yàn)值；在附著流區(qū)CD的CFD軟件計(jì)算值略高于實(shí)驗(yàn)值，在失速區(qū)略小于實(shí)驗(yàn)值，整體變化趨勢(shì)較為吻合。可見(jiàn)，采用全湍流模型模擬翼型氣動(dòng)特性誤差主要體現(xiàn)在CD。因CD較小，且與模擬趨勢(shì)較為吻合，故采用全湍流模型模擬翼型氣動(dòng)特性時(shí)的誤差是可以接受的。通過(guò)對(duì)比分析可知，利用Xfoil軟件分析風(fēng)力機(jī)翼型二維流動(dòng)具有較高的精度，且計(jì)算速度較快。CFD軟件用于風(fēng)力機(jī)二維流動(dòng)分析時(shí)，氣動(dòng)特性計(jì)算值一定范圍內(nèi)需要修正，但可體現(xiàn)出翼型流場(chǎng)流動(dòng)特點(diǎn)，在對(duì)流場(chǎng)特性的分析中具有優(yōu)勢(shì)。

圖3 模擬計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值比較Fig.3 Comparison between the simulation results and experimental ones

3 結(jié)果與分析

3.1 固定擺角尾緣襟翼攻角特性

圖4為采用Xfoil軟件計(jì)算得到的S809原始翼型（即尾緣襟翼擺角θ = 0°）及其襟翼擺角分別為10°、-10°的翼型氣動(dòng)特性隨攻角α的變化。

由圖 4（a）中可知，α 為-5°～20°時(shí)，三種不同襟翼擺角翼型的CL均隨α增大呈增大趨勢(shì)：當(dāng)α為-5°～6°時(shí)呈線性增長(zhǎng)，為流動(dòng)附著區(qū)；當(dāng) α為 6°～20°時(shí)增長(zhǎng)減緩且個(gè)別翼型在α為15°之后有所降低，此階段為非線性階段，為流動(dòng)分離區(qū)，翼型處于失速狀態(tài)。襟翼擺角為10°的翼型CL總體上大于原始翼型的CL，且在α為-5°～6°（流動(dòng)附著區(qū)）時(shí)增幅較大，約為0.35。原始翼型 CL由 0增加到最大值 1.0時(shí)α為0°～15°，而在此升力系數(shù)范圍內(nèi)襟翼擺角為 10°的翼型的 α 為-5°～5°。襟翼擺角為-10°的翼型CL總體上小于原始翼型CL，且在流動(dòng)附著區(qū)減幅較大，約為0.35。三種翼型中襟翼擺角為10°的翼型隨α增大率先進(jìn)入非線性階段，此時(shí)CL已達(dá)1.0，擺角為-10°的翼型進(jìn)入非線性階段稍滯后于原始翼型，此時(shí)CL約為0.5。

圖 4（b）為三種翼型 CD隨 α的變化。當(dāng)α為-5°～5°時(shí)，三種翼型CD相差不大，且均隨α增加變化不大；當(dāng)α為5°～20°時(shí)，三種翼型CD均隨α增大而增大，且襟翼擺角10°翼型CD總體上大于原始翼型，擺角為-10°的翼型CD總體上小于原始翼型。圖4（c）顯示出襟翼位于正擺角時(shí)翼型最大升阻比其他兩種翼型的大。由于提前進(jìn)入了非線性階段，最大升阻比所對(duì)應(yīng)攻角也較小，位于負(fù)角度時(shí)最大升阻比其他兩種擺角時(shí)小，最大升阻比對(duì)應(yīng)攻角較大。

由以上分析可知，相對(duì)于原始翼型，正擺角襟翼翼型能夠在滿足相同CL要求時(shí)降低CD，同時(shí)能夠提供較大的升阻比，進(jìn)而降低葉片載荷。而對(duì)于負(fù)擺角襟翼翼型，整個(gè)攻角范圍內(nèi)CL低于原始翼型，CD總體上低于原始翼型。這為降低葉片整體載荷和局部載荷提供了一種解決方案。

圖4 不同擺角襟翼翼型氣動(dòng)特性隨攻角的變化Fig.4 Variation of flap airfoil aerodynamic performance at different tilt angles with angle of attack

3.2 尾緣襟翼擺角特性

通過(guò)擺角確定襟翼的位置是控制襟翼的直接方法。由圖4（c）中可看出，S809翼型失速角位于6°附近，此時(shí)CL較大，CD較小，升阻比最大。當(dāng)選取6°為襟翼擺動(dòng)過(guò)程中的攻角時(shí)可以很好地反映出當(dāng)翼型處于最大升阻比時(shí)，襟翼擺角對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響。Xfoil軟件計(jì)算的攻角為6°時(shí)翼型氣動(dòng)特性隨襟翼擺角的變化如圖5所示。襟翼正角度變化時(shí)，隨著擺動(dòng)幅度增大，翼型CL增大，CD僅在擺角大于6°時(shí)有所增加；襟翼負(fù)角度變化時(shí)，隨著擺動(dòng)幅度增大，CL降低，CD略有升高；θ為-10°～6°時(shí)，CL隨擺角線性變化，超過(guò)此范圍時(shí)，CL變化趨勢(shì)有一定的減緩。總體來(lái)看，隨著θ的增大，CL增加，CD變化不大。這表明，襟翼能夠有效調(diào)節(jié)翼型的氣動(dòng)特性，進(jìn)而控制葉片疲勞載荷和局部載荷。

根據(jù)翼型表面靜壓分布和流線分布可以看出尾緣襟翼對(duì)翼型流場(chǎng)特性的影響。流場(chǎng)特性采用CFD軟件模擬。限于篇幅，本文僅給出θ分別為10°、-10°的翼型和原始翼型在攻角為6°時(shí)的靜壓分布和流線分布，如圖6所示。由圖6（a）中可看出，隨θ的增加，翼型吸力面負(fù)壓區(qū)域擴(kuò)大并向后擴(kuò)展，負(fù)壓強(qiáng)度也隨θ增加而增加；壓力面負(fù)壓區(qū)域隨θ增加而減小，負(fù)壓強(qiáng)度也逐漸減小。尾緣θ為10°時(shí)，可以看出壓力面的負(fù)壓區(qū)幾乎消失。這反映出隨θ增加，上、下翼面壓差增加，進(jìn)而導(dǎo)致翼型升力系數(shù)增加。由6（b）中可以看出，襟翼的擺動(dòng)導(dǎo)致翼型尾緣的流線方向發(fā)生改變。當(dāng)襟翼擺角為10°時(shí)，尾緣出現(xiàn)小范圍漩渦，流體流動(dòng)出現(xiàn)分離。這也驗(yàn)證了本文3.1節(jié)中的結(jié)論：較大襟翼擺角的翼型隨著攻角增大率先進(jìn)入非線性階段。

圖6 攻角為 6°時(shí)翼型周?chē)鲌?chǎng)特性Fig.6 Flow field characteristics of airfoil at angle of attack of6°

4 實(shí)用性驗(yàn)證

尾緣襟翼主要用于降低葉片疲勞載荷與局部載荷，對(duì)翼型升阻力的影響并不能直觀地反映其對(duì)葉片的減載效果。本文從葉素角度以NREL PhaseⅥ風(fēng)力機(jī)［12］為參考，驗(yàn)證陣風(fēng)下尾緣襟翼對(duì)葉素在揮舞（x軸方向）、擺振（y軸方向）方向的減載效果。

NREL Phase Ⅵ風(fēng)力機(jī)額定功率為19.8 kW，葉片展長(zhǎng)為5.03 m，參照實(shí)際建立了該葉片某位置處葉素受力模型，葉素展長(zhǎng)為1 m。風(fēng)力機(jī)葉素受力模型如圖7所示，圖中：v為來(lái)流風(fēng)相對(duì)速度；u為葉素在風(fēng)輪回轉(zhuǎn)平面內(nèi)運(yùn)動(dòng)速度；w為來(lái)流風(fēng)相對(duì)葉素速度；β為槳距角；為FL和FD在x軸上的分力之和，與來(lái)流風(fēng)向垂直，稱(chēng)為驅(qū)動(dòng)力，使槳葉旋轉(zhuǎn)做功；為FL和FD在y軸上的分力之和，與來(lái)流風(fēng)向平行，稱(chēng)為軸向推力，通過(guò)塔架作用在地面上。

文獻(xiàn)［10］中風(fēng)力機(jī)模型的葉片產(chǎn)生的最大功率區(qū)域在 0.75倍展長(zhǎng)附近，該區(qū)域 β = 0，c = 0.5 m，v = 11 m·s-1，額定工況下 α = 6°。陣風(fēng)模型與攻角變化如圖8（a）所示，v以額定風(fēng)速經(jīng)過(guò)0.4 s上升為16 m·s-1。由于存在較大的慣性，風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)不及發(fā)生變化，即u不變。由圖7中可看出，v增加將導(dǎo)致w大小和方向發(fā)生改變，進(jìn)而使葉素攻角發(fā)生改變。圖8（b）為葉素在陣風(fēng)下的受力情況，揮舞方向受力由額定工況下0.27 kN增大到0.45 kN，增幅為0.18 kN，約為額定工況下的67%；擺振方向受力由額定工況下2.86 kN增大到3.34 kN，增幅為0.48 kN，約為額定工況下的17%。由此可知，風(fēng)速短時(shí)間快速增加會(huì)使葉素在揮舞和擺振方向受力不同程度地增加，其中在揮舞方向增加較為顯著。

圖7 風(fēng)力機(jī)葉素受力模型Fig.7 Force model of the wind turbine blade element

圖8 陣風(fēng)下葉素受力情況Fig.8 Force of the blade element in a gust of wind

尾緣襟翼對(duì)翼型升阻力系數(shù)具有很好的調(diào)控能力，且由于其反應(yīng)快，具有很好地結(jié)構(gòu)和安全特性，可有效降低葉片疲勞載荷和局部載荷［3］。由圖 8（a）中可知，風(fēng)速增大后葉素 α變?yōu)?.74°，襟翼將在此狀態(tài)下動(dòng)作進(jìn)而控制載荷。圖9（a）為α = 8.74°時(shí)襟翼擺動(dòng)過(guò)程中的升阻力系數(shù)。由圖中可知，襟翼向負(fù)角度擺動(dòng)時(shí)，升阻力系數(shù)均有下降。擺角擺至-18°時(shí)，CL已由0.98下降至0.50，降幅約為51%；CD由0.016 5降至0.010 5，降幅約為36%。襟翼對(duì)翼型升阻力系數(shù)的控制最終體現(xiàn)為葉素受力的變化。圖9（b）為襟翼擺動(dòng)時(shí)葉素?fù)]舞、擺振方向上氣動(dòng)力的變化。由圖中可知，襟翼向負(fù)角度擺動(dòng)時(shí)，隨著擺動(dòng)幅度的增加，揮舞、擺振方向上的受力均減小，襟翼向正角度擺動(dòng)時(shí)反之。當(dāng)襟翼擺動(dòng)至-18°時(shí)，揮舞受力由最初的0.45 kN降為0.23 kN，擺振方向受力由3.34 kN降至1.71 kN；當(dāng)襟翼擺動(dòng)至-14°時(shí)，揮舞受力為2.76 kN，此時(shí)與葉素陣風(fēng)之前揮舞受力相差不大，擺振方向受力為2.07 kN，小于陣風(fēng)之前擺振受力2.86 kN。

圖9 升阻力系數(shù)、葉素受力隨襟翼擺角的變化Fig.9 Variation of lift and drag forces and the blade element force with flap tilt

由此可知，襟翼有效地調(diào)整了葉素在陣風(fēng)下的載荷，風(fēng)速增加后能夠及時(shí)使揮舞方向受力降至最初狀態(tài)，在控制葉素載荷的同時(shí)保證了風(fēng)力機(jī)功率的穩(wěn)定，擺振方向受力也得到了控制，甚至低于最初狀態(tài)，進(jìn)而能夠減小葉片擺振幅度，有效地改善了葉片的工作狀態(tài)。

5 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)尾緣襟翼進(jìn)行建模，分析了襟翼對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響及其機(jī)理，進(jìn)而對(duì)襟翼的減載效果進(jìn)行驗(yàn)證，得出以下結(jié)論：

（1）襟翼擺動(dòng)位置對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響較大。襟翼處于正擺角時(shí)，升阻力系數(shù)均較原始翼型增大，在提供相同升力系數(shù)的同時(shí)阻力系數(shù)可較原始翼型小；襟翼處于負(fù)角度時(shí)，升阻力系數(shù)均較原始翼型減小。這為風(fēng)速增大時(shí)降低葉片載荷提供了一種解決方案。

（2）翼型處于最大升阻比狀態(tài)時(shí)，襟翼正角度擺動(dòng)。隨著擺動(dòng)幅度的增加，翼型升力系數(shù)增加，負(fù)角度擺動(dòng)時(shí)則反之。阻力系數(shù)整個(gè)過(guò)程中略有增加，整體增幅不大。

（3）襟翼擺動(dòng)可影響翼型表面的靜壓分布，改變翼型上、下表面壓差，進(jìn)而影響翼型升阻力系數(shù)。在攻角增大時(shí)與原始翼型相比，正擺角襟翼翼型提前進(jìn)入失速狀態(tài)，負(fù)擺角襟翼翼型則反之。

（4）風(fēng)速突然增大會(huì)使葉素攻角發(fā)生改變，揮舞、擺振方向受力均不同程度地顯著增加。改變襟翼擺角可快速有效降低揮舞、擺振方向受力，進(jìn)而控制并減小葉片載荷，保持功率穩(wěn)定。