氣動彈片對翼型氣動及噪聲特性的影響

岳敏楠 李 春,2 郝文星 張俊偉

1.上海理工大學能源與動力工程學院，上海，200093 2.上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海，200093

0 引言

風能因其安全、無污染及可再生等優點逐漸成為諸多國家和地區關注的焦點[1-2]。隨著風力發電機組的大型化與風電場的大規模開發建設[3]，遠離居民區的空曠風場越來越稀缺，風電場與居民區越來越近，因此風電機組的噪聲問題變得突出[4]。在歐美的發達國家，風電場曾因噪聲問題屢遭當地居民投訴[5]。風力機運行產生的環境噪聲已成為限制風電發展的重要因素之一[6]。控制風力發電機組運行過程中的噪聲已成為風力發電機組設計必須考慮的問題。國際上，噪聲已成為風力發電機組設計的一個重要考量指標[7]。

風力機組的噪聲主要是機械噪聲和氣動噪聲[8]。機械噪聲主要是由機械設備運轉時，不同部件(特別是齒輪箱)之間的摩擦力或非平衡力導致的無規律振動產生的；氣動噪聲是氣流流經葉片界面、產生分離時，附面層及漩渦分裂脫離而引起的非穩定流動噪聲。相關研究表明，葉片產生的氣動噪聲近似與葉尖速度的5次方成正比，因此，風力機制造時通常把葉尖速度限制在65 m/s左右[9]。機械噪聲在過去的幾十年里顯著降低，因而進一步降低風力機噪聲的核心是如何降低氣動噪聲[10]。高氣動性能、低噪聲水平的風力機翼型/葉片成為風力機空氣動力學領域研究的挑戰和熱點[11]。

風力機氣動噪聲抑制方法主要分為3種[12]。第一種基于噪聲形成理論，通過增加激勵或改變葉片外形等方式改善非定常流場，從噪聲源處減小噪聲、抑制其傳播。許影博等[13]采用具有全消聲環境的低速開口風洞，研究了鋸齒型尾緣翼型對翼型氣動噪聲的影響。實驗結果表明，鋸齒尾緣對中低頻段的遠場氣動噪聲有較明顯的降低效果，且降噪效果與鋸齒的齒數和齒間倒角有關。第二種方式是應用吸聲材料。GEYER等[14]對多孔材料進行了研究，發現該材料能夠有效抑制尾緣氣動噪聲。第三種是仿生學降噪，主要是根據鳥類飛行時翅膀的消聲特性提出降噪方案。李典等[15]研究4種鳥類翅膀并截取其展向40%處截面上的翼型，結合大渦模擬與福茨威廉姆-霍金斯(Fowcs Willianms-Hawkings，FW-H)方程的聲類比方法，對不同仿生翼型進行了流場及聲場的模擬。

鳥類在應對陣風與著陸時，羽毛向上抬起，阻止流動分離向前緣方向的發展，在一定程度上減緩了流動分離，提高了升力。受此啟發，國外學者率先研究了風力機葉片吸力面附加氣動彈片的控制策略，以提高其氣動性能。BRAMESFELD等[16]基于S824翼型，通過風洞試驗研究了原始翼型、在弦長86%處(距前緣)附加1個氣動彈片、在弦長70%和86%處附加2個氣動彈片翼型的氣動性能。試驗結果表明：大攻角時，單氣動彈片翼型和雙氣動彈片翼型的最大升力系數比原始翼型提高了18%～20%，相比之下，流動分離點也從原來的42%弦長處后移至48%弦長處和45%弦長處。MEYER等[17]結合數值模擬和試驗的方法，探究了氣動彈片對風力機葉片流動機理的影響。結果表明：氣動彈片至少能提高風力機葉片10%的升力，為進一步提高其氣動性能，可將彈片與鋸齒型尾緣和襟翼等控制策略相結合。SCHLUTER[18]研究了自適應襟翼在翼型SD8020與NACA4412的作用效果，布置自適應襟翼后，最大升力均有一定提升。ARIVOLI等[19]研究了自適應襟翼在低展弦比葉片上的作用效果，與高展弦比葉片相比，襟翼對葉片氣動性能的改善效果略有降低。

以上研究僅考慮氣動彈片對流場的改善、氣動性能的提高。除此之外，彈片可把流動分離產生的較大分離渦分割成較小渦，從而減小翼型噪聲，但學者對此卻鮮有研究。本文基于NACA0018翼型，采用大渦模擬和FW-H相結合的方法，研究原始翼型和氣動彈片翼型的氣動性能及噪聲特性。

1 翼型氣動性能數值計算

以NACA0018翼型為基礎翼型，在距翼型前緣點0.7C(C為弦長，C=0.25 m)處的吸力面布置長為0.2C的固定氣動彈片，如圖1所示，彈片抬起角度β=20°。

圖1 彈片翼型幾何示意圖Fig.1 Geometric sketch of flap

采用ANSYS Fluent 17.0對原始翼型和彈片翼型進行流場數值計算。速度壓力耦合算法采用Transition SST 4方程模型和Large Eddy Simulation模型(亞格子模型為Smagorinsky-Lilly)，對NACA0018原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角的氣動性能進行求解。非定常計算時，時間與空間的離散精度均采用二階迎風格式。

圖2所示為計算域及邊界條件。計算域包括內部近場區和外部遠場區。近場區是半徑R1=C的圓形域；遠場區是半徑R2=30C的圓形域。計算域入口條件為速度入口，來流速度為29.4 m/s，介質為空氣，以弦長為特征長度的雷諾數約為5×105；出口邊界條件為壓力出口，相對壓力為0，其余邊界條件為壁面。

圖2 計算域及邊界條件Fig.2 Computational domain and boundary conditions

圖3所示為計算域網格，遠場區為結構網格，近場區為非結構網格。經過網格無關性檢測后，

圖3 計算域網格Fig.3 Mesh in computational domain

在后翼型表面布置400個節點，全域網格數約為84 000。為便于捕捉分離渦流動、提高計算精度，翼型表面第一層網格高度為0.1 mm，對應的壁面距離量綱一參數Y+約為1。

2 翼型噪聲特性數值計算

2.1 計算方法

風力機氣動噪聲的數值計算主要分為直接法和混合法[20]。直接法采用計算氣動聲學(computational aerodynamics acoustics，CAA)方法直接求解N-S方程，在求解流場的同時獲得聲場信息。混合方法將流場和聲場分開求解，首先采用CFD方法求解流場氣動參數，獲得計算氣動噪聲最主要的壓力脈動信息，然后結合選取的噪聲源參數，得到氣動噪聲的傳播規律。不同于純理論方法或半經驗方法，混合法省去了過多的模型假設，更符合實際情況，常被用于獲得遠場噪聲特性[21]。本文采用CFD和FW-H方程相結合的聲類比方法，得到翼型的噪聲特性。

2.2 FW-H聲類比法

FW-H方程是Lighthill聲類比方法最一般的形式[22]，其表達式為

(1)

式(1)等號右側的三個多項式分別表征單極子、偶極子和四級子聲源特性。

2.3 計算模型及接收點布置

ANSYS Fluent 17.0采用時域積分方法(聲壓、噪聲信號與時間相關)，通過面積分計算指定位置的噪聲，基于“可穿透面積分”的FW-H模型可實現對高速、亞速氣動噪聲問題的求解。

氣動噪聲的計算需要對非定常流場中細小的壓力波動進行較為精準的捕捉，本文在瞬態模擬時采用大渦模型；源修正長度為5C；計算時，每2個時間步讀出一次噪聲信號，每隔200個時間步提取一次數據，時間步長Δt=5×10-5s，源數據粗糙因子N=2，由f=1/(2NΔt)得截止頻率f=5 000 Hz。

本文主要研究彈片對翼型的影響，故在彈片末端下游C和2C處布置接收點A、B，在彈片末端法向C和2C處布置接收點D、E，如圖4所示。噪聲在不同方向上的傳播強度有所差異，因此翼型氣動噪聲具有指向性。以翼型弦長中點為圓心，5C為半徑，周向每隔10°布置1個噪聲接收點。

圖4 接收點分布Fig.4 Receiver point distribution

3 結果分析

3.1 氣動性能

3.1.1升阻力系數及升阻比

NACA0018原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角的升阻力系數計算結果如圖5所示，升阻比如圖6所示。

圖5 升力系數和阻力系數Fig.5 Lift coefficient and drag coefficient

圖6 升阻比Fig.6 Lift-drag ratio

攻角較小時，原始翼型和彈片翼型的升力系數均隨著攻角增大而增大，阻力系數增幅不明顯，升阻比不斷增大；原始翼型在14°，彈片翼型在16°附近開始出現失速，此時升力系數明顯下降，阻力系數大幅度突增，升阻比急劇下降，導致翼型氣動性能降低。

攻角較小時，翼型表面流動分離點出現在彈片之前，彈片破壞了氣流在翼型表面的附著流動，導致彈片翼型的升力系數明顯小于原始翼型，阻力系數大于原始翼型，升阻比較原始翼型較大幅度下降。隨著攻角的增大，流動分離點逐漸向前緣方向發展；當分離點前移到彈片前方時，彈片效果開始顯現。在失速區，彈片翼型的升力系數比原始翼型下降速度慢，阻力系數上升速度也較慢，相應地，升阻比下降較緩和。

3.1.2翼型表面壓力系數

原始翼型和彈片翼型在18°攻角時的表面壓力系數如圖7所示，原始翼型和彈片翼型表面壓力系數趨勢大致保持一致。氣動彈片減緩了流動分離點前移，使得彈片翼型吸力面壓力系數較原始翼型稍小，壓力面反之；彈片翼型吸力面的壓力系數有輕微的階躍變化。

圖7 表面壓力系數(α=18°)Fig.7 Surface pressure coefficient(α=18°)

3.1.3流場速度云圖

圖8、圖9為原始翼型和彈片翼型在攻角時的速度云圖和流線圖。攻角α=6°，12°時，流動分離點在氣動彈片之后，彈片破壞了翼型表面的附著流動，導致彈片下游產生少量的分離渦，增大了翼型阻力系數，減小了升力系數；攻角α=18°時，流體流經原始翼型前緣，在吸力面發生分離，形成較大分離渦。由動量守恒理論，系統相互作用開始時的總動量等于相互作用結束時的總動量，故分離后的氣流幾乎完全失去了下洗能力，導致升力系數減小。彈片翼型把較大分離渦分割成較小的兩部分，在一定程度上延遲了流動分離的前移，攻角α=18°時，分離點由原來的距離前緣0.34C處移動到0.4C處。分離渦被彈片分割后，整體尺度變小，提高了氣流下洗能力。

3.2 噪聲特性

3.2.1彈片附近噪聲

圖10所示為彈片附近4個接收點(A、B、D、E)在攻角α=12°的聲壓級(sound pressure level，SPL)。由圖10可知，原始翼型和彈片翼型在各個接收點處的聲壓級趨勢均保持一致，且都沒有明顯主頻，但隨著頻率的增大，各接收點聲壓級有較小幅度的下降，相對而言，彈片附近低頻特性較明顯。攻角α=12°時，彈片翼型的噪聲稍大于原始翼型。對比分析彈片末端接收點A和B(或法向接收點D和E)處的聲壓級可知，隨著與噪聲源距離的增大，聲壓級逐漸減小，這是由于噪聲在空氣中傳播過程中會發生能量耗散，導致聲壓級衰減。

圖10 彈片附近接收點聲壓級
Fig.10 The sound pressure level of receivers near flap

原始翼型和彈片翼型在4個接收點處總聲壓級如表1所示。表1中，原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角范圍內，各接收點處的總聲壓級均隨著攻角增大而升高。這是由于大攻角下，氣流流經翼型表面時，流動分離導致渦脫落產生氣動噪聲，且攻角越大，旋渦越大，渦脫落越劇烈，導致更大的氣動噪聲。對比不同攻角下的原始翼型和彈片翼型在接收點上的總聲壓級可知，攻角較小(12°以下)時，流動分離點在彈片位置之后，彈片未產生預期效果，反而增大了接收點處的總聲壓級，攻角α=6°時，接收點B處增幅最大，約為11.12%；隨著攻角增大，接收點處的彈片翼型較原始翼型的總聲壓級增幅逐漸減小；攻角α=14°時，原始翼型與彈片翼型在各接收點處總聲壓級相當。攻角進一步增大后，彈片逐漸產生預期效果，從16°攻角開始，彈片翼型總聲壓級均低于原始翼型，接收點A處減小幅度最大，約為4.23%。氣動彈片的噪聲特性與氣動性能效果相符，均是在攻角大于16°時達到預期效果，小于16°效果相反。

3.2.2指向性分布

不同方向上的噪聲傳播強度不同，導致翼型氣動噪聲具有指向性。圖11所示為原始翼型和彈片翼型在6°、12°、18°和24°攻角的指向性分布。

表1 各接收點總聲壓級

圖11 翼型噪聲聲壓級指向性分布
Fig.11 Directivity of airfoil noise sound pressure level

由圖10可知，翼型的聲壓級在周向隨攻角的增大而增大；各攻角下，原始翼型和彈片翼型上下表面總聲壓級基本相當，且均大于各自翼型的前緣和尾緣，從噪聲指向性上看，呈現較為明顯的偶極子特征；尾緣有脫落渦產生，因此尾緣處總聲壓級稍大于前緣。

4 結論

(1)氣動彈片在大攻角時開始產生效果，升力系數最大提高37.11%；在小攻角范圍內，氣動彈片的存在產生了與預期相反的效果，導致翼型阻力系數增大，升力系數減小。

(2)氣動彈片在大攻角時，可以把較大的分離渦分割成幾個較小的分離渦，減緩了流動分離向前緣方向發展，在一定程度上提高了氣流的下洗能力。

(3)小攻角時，氣動彈片導致翼型總聲壓級增大；攻角大于16°時，彈片可以減小翼型在接收點處的總聲壓級，最大減小約4.23%；翼型噪聲總聲壓級在指向性分布上呈現明顯的偶極子特性。