表面淺凹槽對NACA翼型葉片氣動特性影響的研究

摘要：在小型風力機葉片表面設置淺凹槽可以實現對葉片周圍流場的被動控制，以改善葉片的氣動性能。文章對表面不同位置設置淺凹槽的NACA葉片在均勻流場中的表現進行了數值模擬，考察了前凹槽位置對葉片升阻比的影響。研究表明：隨著攻角增大，在葉片上表面靠近尾部位置的流體發生分離；在葉片前緣下表面設置凹槽可以減小尾部流體分離的區域，使得后緣的分離泡明顯消失，然而，葉片前緣附近的速度梯度增大；當攻角α=2°時帶凹槽葉片的最大升阻比達到最大值，為109.5，比未設置凹槽葉片提升了13.8%；研究結果可為小型風力機NACA葉片設計提供有價值的參考。

關鍵詞：風力機；葉片；氣動載荷；NACA翼型；帶凹槽葉片

中圖分類號：TU473文獻標志碼：A

0引言

傳統化石能源的使用會產生大量的有害氣體，對人類的生存環境構成威脅，因此，大力開發利用清潔能源是世界可持續發展的必然途徑。風能是世界上最具潛力和最具商業潛力的可再生能源之一。有效率利用風力發電，能夠防止傳統能源大量使用所帶來的環境危機，減少碳排放量，實現國家能源戰略目標［1］。

風力機將風動能轉化為機械能，并提供給發電機產生電能。提高風力機的風能轉化效率直接影響風電廠的成本和效益，是推動風電行業發展的關鍵［2］。

風力機的轉化效率與風機葉片的配置參數有很大關系，因為葉片的配置會影響周圍流場的基本動力學特征，例如，動態失速度、脫體渦流強度和葉片-尾流相互作用等，所有這些空氣動力學特征都會顯著影響風機的氣動性能［3］。針對如何改善風機葉片配置參數提高風機效率，國內外學者已經取得了很多研究成果［4］。

基于CFD的計算表明，風力機的功率系數隨著葉片實度的增加先增加后減小，當采用3個葉片時功率系數最高，葉片的翼型變化直接影響風力機的氣動性能［5］；在一定范圍內，風力機的功率系數隨著雷諾數增大而先增大后減小［6-7］。一些研究人員對葉片的幾何形狀進行局部改變，以提高風力機的效率，例如在葉片上設置凹坑。研究表明，帶有凹坑的翼型升阻力高于常規翼型，改進后的風力機比普通風力機的升力系數和切向力有所提高［8-9］。通過對NACA翼型直葉片前緣開孔或局部微通道的數值研究表明，前緣開孔能減少渦流干擾，對升力系數產生一定的影響，深度2.5%的直孔可以有效地減小機翼的升力系數損耗［10］。盡管這些研究證明了在風力機葉片上設置局部孔道或凹槽可以有效提高風力的性能，但這些研究都沒有考察翼型下翼面設置凹槽對風力機周圍流場的影響。

本文基于COMSOL平臺，對表面不同位置設置凹槽的NACA翼型葉片的氣動性能進行了數值模擬。

1數值計算模型

1.1幾何模型

通過參數化曲線在COMSOL軟件中構建葉片的二維幾何模型。圖1（a）給出計算域：左邊為半徑180m的半圓，右端為長360m、寬180m的矩形。圖1（b）是葉片附近部分計算域的放大顯示。

在葉片弦長0.25c和0.75c處的上下表面，構建一個半徑為0.04c的半圓凹槽，其中，c為弦長。帶凹槽葉片幾何形狀如圖2（b）所示。

1.2湍流模型

進行流體動力學分析時，湍流模型選為時均SST模型，其中，湍流強度I、湍動能k、湍流特征長度l和湍動能耗散率ε用公式（1）—（4）計算。

I=0.16Re-1/8（1）

l=0.07c（2）

k=32（UI）2（3）

ε=C34μk32l（4）

式（1）—（4）中：Re為雷諾數；c為弦長；U為初始風速；Cμ為常數。

1.3升力和阻力系數

分別按照公式（5）—（7）計算升力系數CL（α）、阻力系數CD（α）和壓力系數cp（s）。

CL（α）=∫ccp（s）c（nycosα-nxsinα）ds（5）

CD（α）=∫ccp（s）c（nysinα+nxcosα）ds（6）

cp（s）=p（s）-p∞12ρU2（7）

式（5）—（7）中：p∞為入口處壓力；p為翼面壓力；s為積分變量；α為攻角，ρ為空氣密度。

2計算結果分析

2.1速度分布云圖

基于COMSOL軟件平臺，分別計算了攻角α=0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的葉片周圍的流體流動情況。

圖3為攻角α=10°時不同凹槽位置葉片周圍的流場分布。可見，在葉片前緣下表面設置凹槽，后緣的分離泡明顯消失，并且減小了尾部流體分離的區域，但在葉片前緣處產生了更大的速度梯度。在葉片前緣上表面設置凹槽，尾部流體分離的區域增加，開始出現流體分離點提前。在葉片后緣上表面設置凹槽，流體在凹槽前端發生分離，隨著攻角增大，可提高葉片氣動性能。2.2升力、阻力系數和升阻比

升力系數、阻力系數和升阻比是反映葉片空氣動力學性能的重要指標，對比設置和未設置凹槽葉片的這3個指標變化，以考察凹槽對葉片空氣動力學性能的提升。

圖4為在不同位置設置凹槽時葉片的升力系數、阻力系數和升阻比。圖4（a）表明帶凹槽葉片各攻角的升力系數都有所增加，但凹槽位置對升力系數的影響并不明顯。圖4（b）表明凹槽位置對阻力系數影響較大，主要表現在前緣上表面設置凹槽時，阻力系數增加較大。圖4（c）顯示帶凹槽葉片的最大升阻比為109.5（α=2°），與不帶凹槽葉片相比提升了13.8%；同時可以看出，在葉片前緣上表面設置凹槽的效果最明顯，是提升葉片空氣動力學性能的最佳位置。3結論

本文通過對NACA翼型的葉片表面設置凹槽綜合優化，實現對葉片周圍流場的被動控制，改善葉片的氣動性能。

（1）隨著攻角增大，在NACA翼型上表面尾部出現明顯的脫離現象，當α =16°時，邊界層流體再次附著在翼型表面形成分離泡。

（2）在葉片前緣下表面設置凹槽，后緣的分離泡明顯消失，并且減小了尾部流體分離的區域，但是在葉片前緣處產生了更大的速度梯度。

（3）當攻角為2°時，帶凹槽葉片的最大升阻比為109.5，與未設置凹槽翼面相比提升了13.8%。

參考文獻

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［3］魏良.基于NACA0012翼型動態失速的模擬仿真與數值計算［J］.機械工程師，2019（3）：127-129.

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（編輯編輯李春燕）

Research on the influence of surface shallow grooves on aerodynamic characteristics of NACA airfoil blades

Dong ?Weijia

（Technical Inspection Center of China Petroleum & Chemical Corporation Shengli Oilfield， Dongying 257000， China）

Abstract： ?Setting shallow grooves on the surface of small wind turbine blades can passively control the flow field around the blades to improve the aerodynamic performance of the blades. This paper conducts a numerical simulation on the performance of NACA blades with shallow grooves at different positions on the surface in a uniform flow field， and examines the effect of the front groove position on the lift-to-drag ratio of the blade. Research shows that as the angle of attack increases， the fluid on the upper surface of the blade near the tail is separated; setting a groove on the lower surface of the blade leading edge can reduce the area of fluid separation at the tail， making the separation bubble on the trailing edge disappear significantly. However， the velocity gradient near the blade leading edge increases; when the angle of attack α=2°， the maximum lift-drag ratio of the grooved blade reaches the maximum value as 109.5， which is 13.8% higher than that of the blade without grooves; the conclusion of this article can provide valuable reference for small wind turbine NACA blade design.

Key words： wind turbine; blade; aerodynamic load; NACA airfoil; grooved blade

作者簡介：董偉佳（1990—），男，工程師，碩士；研究方向：油氣田地面工程。