S型翼縫與尾緣襟翼聯(lián)合控制風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的研究

秦志鵬，魏高升，崔柳，杜小澤

（電站能量傳遞轉(zhuǎn)化與系統(tǒng)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(華北電力大學(xué))，北京市 昌平區(qū) 102206）

0 引言

風(fēng)能作為一種取之不盡、用之不竭的清潔能源，在氣候和環(huán)境問(wèn)題日益嚴(yán)重的今天得到了越來(lái)越多的重視[1]。隨著風(fēng)力機(jī)尤其是海上風(fēng)力機(jī)的大型化，葉片越來(lái)越長(zhǎng)，而通常葉片來(lái)風(fēng)在時(shí)間或空間上分布又很不均勻，導(dǎo)致葉片每旋轉(zhuǎn)一周都會(huì)產(chǎn)生非穩(wěn)態(tài)的氣動(dòng)載荷，容易造成葉片的揮舞擺振，加劇葉片的疲勞損傷[2-6]。因此，葉片疲勞載荷的抑制對(duì)于延長(zhǎng)風(fēng)力機(jī)壽命極為重要[7-10]。現(xiàn)有研究[11-14]表明，尾緣襟翼可在一定程度上改變?nèi)~片的氣動(dòng)特性，控制葉片的局部氣動(dòng)載荷，從而達(dá)到降低疲勞載荷的目的。此外，由于慣性，獨(dú)立變槳控制很難對(duì)大型風(fēng)力機(jī)葉片的高頻載荷波動(dòng)進(jìn)行有效抑制，而尾緣襟翼可實(shí)現(xiàn)高頻響應(yīng)，減小載荷波動(dòng)。目前，開(kāi)發(fā)的尾緣襟翼包括格林襟翼[11]、分離式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等。其中：格林襟翼僅能小幅度改善翼型的氣動(dòng)特性；后退式襟翼和柔性襟翼結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，可靠性低；分離式襟翼結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，對(duì)氣動(dòng)特性控制效果較好。

鑒于尾緣襟翼的有效性，其近年來(lái)受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注。文獻(xiàn)[15]采用三維計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computational fluid dynamics，CFD)方法對(duì)具有動(dòng)態(tài)尾緣襟翼的風(fēng)力機(jī)進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)模擬，結(jié)果發(fā)現(xiàn)葉根彎矩可降低38%。文獻(xiàn)[16]采用扭力彈簧連接葉片與尾緣襟翼，通過(guò)尾緣襟翼的動(dòng)態(tài)調(diào)節(jié)，可減少25%的載荷波動(dòng)。文獻(xiàn)[17]將二維勢(shì)流模型與線性彈簧/阻尼器模型耦合，并結(jié)合尾緣襟翼控制算法分析了風(fēng)力機(jī)載荷抑制特性。文獻(xiàn)[18]采用自由渦尾跡(free vortex wake，F(xiàn)VW)方法研究了尾緣襟翼對(duì)氣動(dòng)載荷和尾跡流場(chǎng)的影響，基于葉片方位角的尾緣襟翼控制策略實(shí)現(xiàn)了功率穩(wěn)定和載荷降低。文獻(xiàn)[19]在一個(gè)全尺寸Vestas V27風(fēng)力機(jī)上進(jìn)行主動(dòng)尾緣襟翼降載實(shí)驗(yàn)，并采用Flex5氣彈載荷仿真軟件對(duì)尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)進(jìn)行模型預(yù)測(cè)控制研究，結(jié)果表明，1P頻率下葉根等效疲勞損傷可降低30%~50%。文獻(xiàn)[20]將氣動(dòng)響應(yīng)、結(jié)構(gòu)響應(yīng)和襟翼控制模型相耦合，構(gòu)建氣動(dòng)伺服彈性系統(tǒng)，采用PI控制器控制襟翼偏轉(zhuǎn)，分析不同襟翼安裝位置、襟翼展向長(zhǎng)度和襟翼是否分段對(duì)葉根力矩的影響。文獻(xiàn)[21]將氣動(dòng)載荷進(jìn)行分頻，獨(dú)立變槳用來(lái)緩解低頻載荷，尾緣襟翼用來(lái)緩解高頻載荷，比單獨(dú)使用獨(dú)立變槳獲得了更好的效果。

尾緣襟翼具有一定的降載荷作用，尤其是在小攻角工況下，翼型表面氣流處于線性附著區(qū)，尾緣襟翼效果更明顯，但在大迎角下，翼型表面氣流會(huì)發(fā)生邊界層分離，造成失速，進(jìn)而導(dǎo)致壓差阻力增大、升阻力比下降，尾緣襟翼也會(huì)因?yàn)橐硇捅砻媸俣鴨适Э刂菩Ч鸞22]。為了改善翼型在大攻角下的氣動(dòng)特性，學(xué)者們提出了很多邊界層控制的方法，包括主動(dòng)控制和被動(dòng)控制，其中：主動(dòng)控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被動(dòng)控制方法包括新型表面結(jié)構(gòu)、渦流發(fā)生器、增添翼縫等[28-32]。文獻(xiàn)[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前緣翼縫并進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明，UH-60A直升機(jī)的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相較于基線翼型明顯增加。文獻(xiàn)[34]對(duì)有無(wú)翼縫的翼型進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和模擬研究，結(jié)果表明：當(dāng)雷諾數(shù)為105時(shí)，在0°和10°攻角下，翼縫對(duì)升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響不大；在15°和20°攻角下，翼縫使升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小。文獻(xiàn)[35]采用數(shù)值模擬方法研究了翼縫的位置、斜度和開(kāi)口大小對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，結(jié)果表明，翼縫在大攻角范圍內(nèi)(10°~20°)可明顯改善風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能。

基于以上研究，本文提出在翼型中部添加S型翼縫來(lái)緩解翼型在大攻角下的失速，并研究其對(duì)尾緣襟翼氣動(dòng)調(diào)控能力的影響。結(jié)合主動(dòng)控制的尾緣襟翼與被動(dòng)控制的S型翼縫，對(duì)不同攻角下翼型的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，研究S型翼縫和尾緣襟翼的聯(lián)合調(diào)控效果，并分析其聯(lián)合作用機(jī)理。

1 物理及數(shù)學(xué)模型

1.1 物理模型

圖1為本文構(gòu)建的包含尾緣襟翼及S型翼縫的風(fēng)力機(jī)葉片模型，其中：α為攻角；c為弦長(zhǎng)。由于翼型采用的是得到廣泛應(yīng)用的S809風(fēng)力機(jī)翼型[36]，因此可與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。尾緣襟翼類(lèi)型為分離式襟翼，與翼型間的縫隙小于1‰弦長(zhǎng)。文獻(xiàn)[37]的研究結(jié)果表明，小于1‰弦長(zhǎng)的尾緣縫隙對(duì)流場(chǎng)的影響很小，可忽略不計(jì)。參考文獻(xiàn)[38]的研究結(jié)果，確定尾緣襟翼為10%弦長(zhǎng)。本文規(guī)定尾緣襟翼向下朝壓力面偏轉(zhuǎn)時(shí)偏轉(zhuǎn)角為正，向上朝吸力面偏轉(zhuǎn)時(shí)偏轉(zhuǎn)角為負(fù)，偏轉(zhuǎn)角β為-15°~15°。S型翼縫位于弦長(zhǎng)50%處，翼縫弧度由2個(gè)與翼型上下表面相切的圓組成，翼縫寬度為1%弦長(zhǎng)，過(guò)渡較為圓滑，盡可能減小翼縫對(duì)流動(dòng)的不利影響(本文暫不研究S型翼縫的位置和尾緣襟翼長(zhǎng)度等其他因素對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響)。

圖1 具有尾緣襟翼及S型翼縫的風(fēng)力機(jī)葉片模型Fig.1 Wind turbine blade model with trailing edge flaps and S-slot

1.2 湍流數(shù)學(xué)模型

目前有多種湍流模型可用于翼型流場(chǎng)模擬，如直接模擬(direct numerical simulation，DNS)、大渦模擬(large eddy simulation，LES)、Transition剪切應(yīng)力輸運(yùn)(shear stress transport，SST)模型、SSTk-ω模型、Spalart-Allmaras (SA)模型等。為平衡計(jì)算資源和模擬精度，本文選取SSTk-ω湍流模型。文獻(xiàn)[39]通過(guò)在湍流黏度中引入湍流剪切應(yīng)力，改善了Wilcox的標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型[40]，即SSTk-ω湍流模型，該模型改善了Wilcox模型對(duì)自由流初始條件的強(qiáng)烈敏感性，兼顧了遠(yuǎn)場(chǎng)自由流的獨(dú)立性和近壁流場(chǎng)的精確性、魯棒性，能更好地預(yù)測(cè)壁面的流動(dòng)分離，其表達(dá)式如下：

式中：μt為湍流黏度；ρ為流體密度；k為湍流動(dòng)能；μ為層流黏度；ω為湍流耗散率；α*為低雷諾數(shù)下的修正系數(shù)；S為平均應(yīng)變率張量的模量；ui為流體速度；xi、xj分別為水平、垂直方向的坐標(biāo)；a1為常數(shù)0.31；y為網(wǎng)格到下一個(gè)面的距離；Gk、Gω分別為k和ω的生成項(xiàng)；Γk、Γω分別為k和ω的有效擴(kuò)散率；Yk、Yω分別為k和ω的耗散項(xiàng)；Dω為交叉擴(kuò)散項(xiàng)；Sk、Sω分別為k和ω的源項(xiàng)；Gkb、Gωb分別為k和ω的浮力項(xiàng)。

1.3 初始值及邊界條件

計(jì)算域及模型表面網(wǎng)格劃分如圖2所示，風(fēng)入口為半徑15倍弦長(zhǎng)的半圓，尾流區(qū)長(zhǎng)度為25倍弦長(zhǎng)，計(jì)算域足夠大，以避免自由流邊界條件對(duì)翼型附近流場(chǎng)的干擾。翼型弦長(zhǎng)為0.457 m，深度為1 m，監(jiān)控單位展向長(zhǎng)度的升阻力及升阻力系數(shù)。入口為速度入口，流速為31.96 m/s，雷諾數(shù)為106；出口為壓力出口，為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

圖2 計(jì)算域及模型表面網(wǎng)格劃分Fig.2 Computational domain and model surface meshing

2 計(jì)算方法及結(jié)果驗(yàn)證

控制方程通過(guò)有限體積法(finite volume method，F(xiàn)VM)進(jìn)行差分，壓力速度耦合使用Coupled算法，壓力、動(dòng)量、湍流動(dòng)能的空間離散均為二階迎風(fēng)格式，計(jì)算殘差設(shè)置為10-6。在穩(wěn)態(tài)下進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證，一共劃分了4套網(wǎng)格，分別為64 000、156 000、257 000和347 000個(gè)網(wǎng)格。在4°攻角下，當(dāng)雷諾數(shù)為106時(shí)，升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化如圖3所示，可以看出，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為257 000時(shí)已滿足精度要求。在此基礎(chǔ)上，將翼型穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)特性仿真結(jié)果與OSU航空航天研究實(shí)驗(yàn)室的風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果[41]進(jìn)行對(duì)比，如圖4所示。可以看出，當(dāng)翼型攻角小于8°時(shí)，仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好；但當(dāng)攻角大于8°后，仿真結(jié)果明顯大于實(shí)驗(yàn)結(jié)果，表明在較大攻角下，數(shù)值仿真低估了翼型表面氣流的分離程度，但是仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的趨勢(shì)基本一致，誤差仍可以接受。因此，該計(jì)算模型可以定性研究翼型的靜態(tài)氣動(dòng)特性。

圖3 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證Fig.3 Grid independence verification

圖4 數(shù)值仿真結(jié)果與文獻(xiàn)[41]實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.4 Comparison of numerical simulation results and experimental results of reference [41]

3 結(jié)果分析

3.1 翼縫對(duì)流場(chǎng)的影響

圖5為無(wú)翼縫和有翼縫2種模型在不同攻角下的壓力云圖及流線圖。可以看出，在4°攻角下，翼縫減小了翼型上表面的負(fù)壓區(qū)域，增加了翼型下表面的負(fù)壓區(qū)域，因此降低了翼型上下表面的壓力差，但整個(gè)流場(chǎng)狀態(tài)并未產(chǎn)生明顯改變。在9°攻角下，有翼縫、無(wú)翼縫模型的壓力云圖和流場(chǎng)的流線圖都較為一致。在14°攻角下，無(wú)翼縫模型發(fā)生了失速現(xiàn)象，在翼型上表面后半部出現(xiàn)較大的失速渦，翼型上表面的氣體分離點(diǎn)約在翼型弦長(zhǎng)1/2處，翼縫顯著增加了翼型上表面的負(fù)壓區(qū)域，并且消除了無(wú)翼縫模型因攻角過(guò)大而在翼型尾部產(chǎn)生的分離渦。隨著攻角的增加，翼縫對(duì)翼型流場(chǎng)的影響由不利轉(zhuǎn)為有利，這是由于增加S型翼縫后，翼型上下表面聯(lián)通，氣流可以從翼縫間流過(guò)。在小攻角下，翼縫本身對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生了不利的干擾；而在大攻角下，翼縫出口氣流動(dòng)量加強(qiáng)了對(duì)下游邊界層的擾動(dòng)作用，促使了原本分離氣流的再附著。

圖5 不同模型壓力云圖及流線圖Fig.5 Pressure and flow diagrams for different models

3.2 翼縫和襟翼調(diào)控對(duì)翼型升力、阻力系數(shù)影響

3.2.1 翼縫對(duì)襟翼升力系數(shù)的影響

圖6為2種模型在不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)。可以看出，在4°攻角下，尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角小于-8°時(shí)，有翼縫模型升力系數(shù)高于無(wú)翼縫模型；偏轉(zhuǎn)角大于-8°時(shí)，有翼縫模型升力系數(shù)低于無(wú)翼縫模型。在9°攻角下，偏轉(zhuǎn)角小于2°時(shí)，有翼縫模型升力系數(shù)小于無(wú)翼縫模型；偏轉(zhuǎn)角大于2°時(shí)，有翼縫模型升力系數(shù)大于無(wú)翼縫模型。在14°攻角下，有翼縫模型的升力系數(shù)在全部襟翼偏轉(zhuǎn)下均大于無(wú)翼縫模型。

圖6 不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下的升力系數(shù)Fig.6 Lift coefficients for different angles of attack and trailing edge deflection angles

圖7為不同攻角下的升力系數(shù)改變量，可以看出，隨著攻角的增加，無(wú)翼縫翼型尾緣襟翼上下偏轉(zhuǎn)所帶來(lái)的升力系數(shù)變化值下降；而增加S型翼縫后對(duì)尾緣襟翼升力系數(shù)的調(diào)控能力有了較大改變，尾緣襟翼在9°攻角下對(duì)翼型升力系數(shù)的調(diào)控能力最高，攻角增大或減小后，對(duì)翼型升力系數(shù)的調(diào)控能力均降低；在大于6°攻角后，S型翼縫使得尾緣襟翼對(duì)翼型升力系數(shù)的調(diào)控能力相比無(wú)翼縫翼型大幅提高，僅僅在小攻角下，尾緣襟翼對(duì)翼型升力系數(shù)的調(diào)控能力有少許下降。因此，有翼縫模型的尾緣襟翼能夠在較大的攻角范圍內(nèi)有效地調(diào)節(jié)翼型的升力系數(shù)。

圖7 不同攻角下的升力系數(shù)改變量Fig.7 Change in lift coefficient at different angles of attack

3.2.2 翼縫對(duì)襟翼阻力系數(shù)的影響

圖8是2種模型在不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下的阻力系數(shù)。可以看出，在4°和9°攻角下，有翼縫模型的阻力系數(shù)在全部襟翼偏轉(zhuǎn)角下均大于無(wú)翼縫模型；在14°攻角下，有翼縫模型的阻力系數(shù)在全部襟翼偏轉(zhuǎn)角下均小于無(wú)襟翼模型，翼縫顯著降低了翼型的阻力系數(shù)，原因在于S型翼縫改善了原始翼型的失速特性，使得氣流分離延遲，這一結(jié)果與壓力云圖、流線圖相一致，與文獻(xiàn)[35,42]的結(jié)論也一致。

圖8 不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下的阻力系數(shù)Fig.8 Drag coefficient at different angles of attack and trailing edge deflection angles

圖9為不同攻角下的阻力系數(shù)改變量，可以明顯看出，尾緣襟翼對(duì)阻力系數(shù)的調(diào)控作用隨攻角的增加而增大，而S型翼縫在14°攻角下尾緣襟翼對(duì)阻力系數(shù)的調(diào)控作用顯著降低。這是由于翼縫在大攻角下，顯著改善了原始翼型的失速現(xiàn)象，尤其是無(wú)翼縫模型在失速情況下，尾緣襟翼的向下偏轉(zhuǎn)會(huì)產(chǎn)生更大的阻力。

圖9 不同攻角下的阻力系數(shù)改變量Fig.9 Change in drag coefficient at different angles of attack

3.3 翼縫及襟翼聯(lián)合調(diào)控機(jī)理

圖10為不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下翼縫及襟翼的流速。可以看出，尾緣襟翼的偏轉(zhuǎn)角顯著改變了S型翼縫間的氣流狀態(tài)，翼型上表面S型翼縫口的氣體流速是改變翼型氣動(dòng)特性的主要因素之一。有翼縫模型通過(guò)調(diào)節(jié)尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角，控制從S型翼縫流出氣體的速度。在4°攻角下，當(dāng)襟翼偏轉(zhuǎn)角為-15°時(shí)，氣流從模型上表面的翼縫進(jìn)入到下表面流出，模型中部的高壓氣流進(jìn)入翼型下表面中部的低壓區(qū)域，減小了模型中部的負(fù)升力，使襟翼對(duì)翼型升力的調(diào)控作用下降，并且由于氣流在翼縫中沿來(lái)流相反方向流動(dòng)，在翼縫間形成小渦流，增加了流動(dòng)阻力。在4°攻角下，翼縫使尾緣襟翼向上偏轉(zhuǎn)的升力系數(shù)改變量減小，因此，雖然翼縫出口的流速變化范圍最大，但整體升力系數(shù)改變量減小。在9°攻角下，翼縫出口的流速變化范圍比4°攻角下小。在所有襟翼偏轉(zhuǎn)角下，通過(guò)S型翼縫的氣流均從模型下表面流向模型上表面，襟翼對(duì)升力系數(shù)的改變量在9°攻角下達(dá)到最大值。在14°攻角下，在所有襟翼偏轉(zhuǎn)角下，通過(guò)翼縫的氣流都是從模型下表面流向上表面，但與9°攻角相比，尾緣襟翼上下偏轉(zhuǎn)對(duì)S型翼縫出口流速的調(diào)控范圍有所減小，使尾緣襟翼對(duì)升力系數(shù)調(diào)控作用相比9°攻角下有所降低。

圖10 不同攻角、尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角下翼縫及襟翼的流速Fig.10 Flow velocity of slot and flap at different angles of attack and angles of trailing edge deflection

綜上可知，尾緣襟翼對(duì)翼縫出口的流速調(diào)控范圍隨攻角的增加而減小，襟翼對(duì)模型氣動(dòng)特性的調(diào)控能力與翼縫出口的流速變化范圍、S型翼縫間氣體的流動(dòng)方向有關(guān)，翼縫間氣體逆向流動(dòng)對(duì)尾緣襟翼的升力系數(shù)調(diào)控能力有負(fù)面影響。

4 結(jié)論

通過(guò)在具有尾緣襟翼的翼型上添加S型翼縫，并采用數(shù)值模擬方法分析S型翼縫與尾緣襟翼聯(lián)合控制翼型氣動(dòng)特性的機(jī)理，得到如下結(jié)論：

1）與無(wú)翼縫模型相比，有S型翼縫模型在4°和9°攻角下對(duì)整體流場(chǎng)無(wú)明顯改變，而在14°攻角下，翼縫消除了尾部的分離渦，促使了流體的再附著，顯著改善了無(wú)翼縫模型的失速現(xiàn)象。

2）S型翼縫顯著改善了尾緣襟翼因隨攻角增加而對(duì)升力系數(shù)調(diào)控能力降低的現(xiàn)象，小幅降低了尾緣襟翼在低攻角下的升力系數(shù)調(diào)控能力，大幅提高了尾緣襟翼在大攻角下的升力系數(shù)調(diào)控能力。S型翼縫小幅增加了在4°和9°攻角下的阻力系數(shù)，但顯著降低了14°攻角下的阻力系數(shù)，相比無(wú)翼縫模型也降低了對(duì)阻力系數(shù)的調(diào)控能力。

3）S型翼縫與尾緣襟翼的聯(lián)合控制機(jī)理在于尾緣襟翼的偏轉(zhuǎn)顯著改變了翼縫間氣體流速，增加了對(duì)模型中部的壓力差控制，在大攻角下相比無(wú)翼縫模型能更有效地調(diào)控模型的升力系數(shù)。