襟翼改型對風力機專用翼型氣動特性的影響研究

黃智峰，蔣笑，王海鵬

（江西理工大學 能源與機械工程學院 江西 南昌 330013）

0 引 言

葉片是風力發電技術的關鍵部件，風力機翼型的氣動特性直接影響著風力發電機組的工作效率。傳統格尼襟翼通常指沿弦線方向垂直安裝在翼型壓力面尾緣處或尾緣附近的小平板，具有一定的增升效果，對翼型添加襟翼進行改型設計一直是國內外的研究熱點。Liebeck[1]最早將格尼襟翼應用于翼型，進行風洞實驗后發現翼型升力系數得到明顯提高，但當襟翼高度大于弦長的2 %后，阻力損失較大。后續學者針對格尼襟翼的幾何參數和襟翼形狀進行深入研究。Jang等人[2]將不同高度的格尼襟翼加裝于NACA4412翼型，發現當襟翼高度為弦長的1.25 %時，對阻力系數的影響較小，升阻比達到最大。葉舟等人[3]通過對在尾緣處加裝不同高度格尼襟翼的NACA4412翼型進行大渦模擬，發現一定的襟翼高度可延緩失速現象的發生。趙萬里等人[4]針對襟翼安裝位置進行研究，研究發現最佳安裝位置為距尾緣2 %弦長處。Bloy等人[5]針對襟翼形狀對傳統格尼襟翼進行改型設計，發現安裝45°三角形襟翼后翼型升阻比最大，氣動特性最佳。沈遐齡等人[6]對格尼襟翼進行鋸齒化處理，進行風洞實驗，發現30°齒角的襟翼可提供最佳增升效果。鄭楠等人[7]將鋸齒型襟翼加裝在NACA0018翼型尾緣處，通過數值模擬分析其降噪性能，發現鋸齒型襟翼在大攻角下能將不斷脫落的分離渦破碎，在各個攻角下均有較好的降噪效果。因此，加裝合理的改型襟翼可具有增升減阻、降噪、控制流動分離等作用。

上述研究主要以NACA航空翼型作為基準翼型，但在目前風力機葉片大型化成為趨勢后，需采用相對厚度較大的翼型作為風力機專用翼型。故本文基于前人關于襟翼增升技術的研究結果，選擇合適的襟翼高度及安裝位置，對S809翼型通過加裝不同偏轉角度的襟翼建立幾何模型，通過數值計算將各個模型對比分析，確定具有較好增升效果的襟翼安裝角度。

1 數值計算模型

1.1 幾何模型

采用由美國可再生能源研究所設計的S系列風力機S809翼型為初始幾何模型，為適應風力機的特殊工作環境，該翼型具有高升阻比、運行穩定性較好、失速攻角較大等優點，因此被廣泛應用于大型風力機葉片的設計[8-9]。

本文中S809翼型弦長c為600 mm，襟翼安裝位置沿弦線與尾緣距離d為5 %c，襟翼高度h為1.5 %c，固定寬度為1 mm。以襟翼與水平方向的弦線之間的夾角為襟翼安裝角度，改變安裝角度創建幾何模型，如圖所示，記安裝角度為90°時為case-1，記安裝角度為60°時為case-2，記安裝角度為30°時為case-3。

圖1 安裝襟翼的幾何模型

1.2 計算網格及邊界條件

由于本文所研究的二維翼型幾何復雜度較低且對網格質量要求較高，故采用結構化網格進行全局網格劃分。為有效分析翼型前后流場，創建的計算域分為翼型前的半圓區域和翼型后方的矩形區域。以翼型弦長c為基準，前方半圓來流區半徑為20c，后方矩形尾流區長度為40c。同時將前方半圓邊界和后方矩形下邊界設定為速度進口，確定雷諾數為1.0×106，進口速度為24.35 m/s。后方矩形上邊界及右邊界為壓力出口，翼面及襟翼表面均設置為無滑移壁面，計算域結構如圖2所示。

圖2 翼型計算域結構

由于整個計算域呈C-H型分布，故進行C型剖分劃分網格。對于純凈翼型，在翼型上下表面均設置節點數為201，以翼型網格為基礎，切分襟翼區域部分進行二次劃分。為更有效的分析翼型邊界層內的流場結構，翼型及襟翼壁面附近劃分高質量的邊界層網格，第一層網格距離均為0.01 mm，變化比率均為1.1。襟翼安裝角度為90°時，網格模型如圖3所示。

圖3 翼型結構化網格模型

1.3 計算方法

在風力機實際運行工況下，氣流流動為低馬赫數且不可壓流動。故基于壓力求解器進行定常計算，選擇Transition SST模型為湍流模型，選擇SIMPLE算法為壓力和速度關聯算法，采用精度較高的二階格式對各項物理量進行離散[10-11]。

2 結果與分析

2.1 升阻力系數

本文計算得到各個模型在4.10°～20.16°攻角范圍內的升阻力系數變化曲線如圖4和圖5所示。分析圖4可知：在整個攻角范圍內，純凈翼型和安裝襟翼后的模型升力系數均呈現出先增大后減小的變化趨勢，因攻角過大后氣流在吸力面發生分離導致升力系數急速下降。當純凈翼型的失速攻角為16.22°，安裝三種角度襟翼后翼型失速攻角均提前，case-1和case-2的失速攻角提前至15.23°；襟翼安裝角度為30°時，翼型在12.23°開始失速。當攻角小于失速攻角時，case-1和case-2升力系數較S809翼型均有所增加。當攻角小于10.20°時，case-2的增升效果比case-1好。襟翼安裝角度為90°和60°時，純凈翼型的最大升力系數1.16分別提升至1.2352和1.2158。但是，當攻角大于失速攻角后，case-1和case-2的升力曲線以較大斜率快速下降；當攻角大于19.18°后，case-1和case-2的升力系數均小于S809翼型。對于case-3，當攻角大于8.20°時，翼型升力系數明顯下降且小于純凈翼型，表明在大攻角下安裝改型襟翼是不利的。

圖4 改型襟翼對升力系數的影響

圖5 阻力系數變化圖

分析圖5可知：當攻角大于8.20°時，安裝改型襟翼后翼型阻力系數均增大。在4.10°～8.20°小攻角范圍內，case-2的阻力系數小于純凈翼型和case-1。但是當翼型攻角大于失速攻角后，case-2與case-1的阻力變化區線以近乎相同斜率大幅上升。在攻角為20.16°時，各個算例阻力系數達到最大，純凈翼型、case-1、case-2和case-3的阻力系數分別為0.1582、0.2373、0.249和0.2355。基于純凈翼型，最大阻力系數增幅分別為50 %、57.40 %和48.86 %，阻力系數增幅遠大于升力系數，表明在大攻角下安裝三種襟翼后氣動性能明顯降低。

2.2 翼型表面壓力系數分布

翼型壓力系數分布曲線可通過反映翼面上的壓力變化對翼型升力和阻力變化進行分析，故計算得到12.23°、17.21°、20.16°三個攻角下的各個襟翼翼型表面壓力系數分布曲線，如圖6所示。分析圖6可知：對于純凈翼型，隨著來流攻角的增大，吸力面中部壓力逐漸下降，后緣壓力系數基本相等的分離區向前發展，說明隨著來流攻角的增大，在吸力面上的流動分離點逐漸前移，導致翼型上下表面壓力差減小，使翼型升力降低。襟翼安裝角度為30°時，會明顯加速此趨勢，因此case-3的升力系數在各個攻角下均小于純凈翼型。

圖6 改型襟翼對壓力系數的影響

當攻角為12.23°時，case-1和case-2在翼型前半部分處壓力系數分布與純凈翼型基本一致。但是在翼型后緣處吸力面吸力變大，壓力面壓力增加且在襟翼安裝位置處達到峰值，使得翼型后緣壓差顯著增大，導致升力提高。當攻角為17.21°時，純凈翼型吸力面在40 %c后開始出現分離區，case-1和case-2分離點略微提前；相比于攻角為12.23°時，case-1和case-2翼型尾緣表面壓差增幅減小。當攻角為20.16°時，case-1和case-2在翼型中部后壓力系數分布曲線幾乎與純凈翼型重合。但前緣分離點明顯提前，使得壓力系數分布曲線上下表面圍成面積減小，翼型升力下降。

2.3 流場特性及渦量分布

為進一步研究改型襟翼對翼型流場特性的影響以及襟翼的增升機理，圖7為在14.23°攻角下的流線分布、壓力云圖和后緣襟翼放大圖。

圖7 流線分布、壓力云圖和后緣襟翼放大圖

分析圖7可知，由于逆壓梯度和黏性阻力的影響，S809翼型吸力面下流處，發生流動分離，在尾緣處產生旋向相反的分離渦和二次尾渦，此時尾渦的尺度較小。對于case-2和case-3，翼型吸力面二次尾渦變大并向下移到襟翼后方，分離渦的影響區域明顯擴大，同時翼型尾緣后方出現較大的負壓區。隨著襟翼安裝角度的減小，二次尾渦的尺寸逐漸變大，吸力面后方的負壓區面積增大、顏色加深，使翼型升力得到提高。但是，尾渦變大的同時增大了分離區面積，使翼型阻力也有所增大。

安裝改型襟翼后，翼型尾緣處的流線分布和壓力分布出現顯著變化。由于襟翼的存在導致來流氣流受到阻礙，在襟翼前方與翼型壓力面的夾角區域處產生一個較小的旋渦。對于case-1，其高度約為襟翼高度的50 %。隨著襟翼安裝角度的減小，襟翼前旋渦逐漸變小。當襟翼安裝角度為30°時，該旋渦幾乎消失。同時，由于襟翼前旋渦的存在，襟翼前方翼型壓力面正壓區顏色加深，正壓區面積增大，導致壓力面壓力升高。另外，安裝襟翼后，在襟翼后方也出現一對反向渦，它們的高度約為安裝襟翼的垂直高度。由于該對反向渦的存在，襟翼后方壓力面區域變為負壓區，襟翼前后兩處壓強變化增加了后緣壓力差導致升力提高。

為進一步分析襟翼對翼型流場的影響，采用Q準則計算渦量，得到攻角為17.21°時各個算例的渦量分布，如圖8所示。圖8中的深紅色正渦區域表示此處出現動量較大的渦旋，可直觀看到翼型吸力面上方的分離泡和襟翼前后的渦分布，發現與上述流線圖所示旋渦分布相同。安裝襟翼后，襟翼后方的正渦區向吸力面發展，加速吸力面處較小的二次尾渦的向后脫落，同時使其尺度得到增大，導致分離區面積增大，阻力系數變大，使氣動性能降低。

圖8 改型襟翼對渦量分布圖的影響

3 結論

本文采用Transition SST模型求解N-S方程，對無襟翼的S809翼型和加裝不同偏轉角度的格尼襟翼的翼型進行數值計算，對得到的不同攻角下的升力系數和阻力系數、表面壓力系數等氣動參數進行可視化處理。對比分析不同安裝角度襟翼的增升效果，根據翼型附近的流線分布、壓力分布和渦量分布研究襟翼對流場特性的影響及增升機理，得出結論：

1) 安裝角度為90°和60°的襟翼，在中小攻角范圍內具有一定的增升效果，最大升力系數(1.169)分別提升至1.2352和1.2158，分別提高5.66%和3.95 %。但在大攻角下加裝襟翼后升力系數小于純凈翼型。

2) 安裝襟翼使翼型后緣處壓力系數差值變大，襟翼前后出現的旋渦產生的正壓區和負壓區為襟翼增升的主要原因。

3) 安裝襟翼后翼型的阻力系數均增大，失速攻角略微提前。安裝襟翼后翼型吸力面上方及襟翼前后流場結構發生明顯變化，發現分離區的變大是阻力增加的主要原因。