小型水平軸風力機葉片仿生設計

田為軍，王驥月，李 明，陳思遠，劉方圓，叢 茜

（1.吉林大學 工程仿生教育部重點實驗室，長春130022；2.吉林大學 機械科學與工程學院，長春130022）

0 引 言

葉片作為風力機的關鍵部件，由不同的翼型截面構成，翼型氣動特性的好壞直接影響葉片的性能，是葉片設計的關鍵［1］。傳統(tǒng)風力機葉片設計直接采用航空翼型，20 世紀90 年代，美國、丹麥、荷蘭等國家先后研究出風力機專用翼型組NACA、Ris、FFA 等系列風力機專用翼型，專用翼型的提出與設計改善了風力機的運行工況，提高了低風速下的功率，改善了高風速下的失速性能［2－4］。鳥類飛行時具有低阻力、高升力的特性，將海鷗、長耳鸮等典型鳥類的低阻力、高升力特性應用到葉片設計上，對風力機葉片進行仿生設計是提高風力機效率的有效方法［5－9］。

小型風力機研究對于解決邊遠地區(qū)人們的生活用電有著重要的作用，在我國新能源和可再生能源產業(yè)發(fā)展規(guī)劃中，小型風力機到2015年要形成5 萬臺的年生產能力，市場擁有量累計裝機10.5萬千瓦［10］，因此小型風力機研究具有極大的潛在市場和重要的現實意義。本文基于家燕翼型，對100 W 小型風力機葉片進行仿生設計，以獲得一種新的性能優(yōu)良的仿生風力機葉片。

1 翼型選取及氣動性能計算

1.1 翼型提取

采用三維激光掃描儀（加拿大Creaform 公司）掃描家燕翅膀，提取家燕翅膀距翅根25%處的翼型作為“仿生翼型”。將標準100 W 水平軸風力機葉片（深圳市綠電康科技有限公司）等間距截斷，并利用掃描儀進行截斷面掃描，獲取截面翼型掃描圖，提取標準風力機葉片翼型作為“標準翼型”。

1.2 計算方法

采用ICEM－CFD 軟件進行網格劃分，用計算流體力學軟件Fluent進行數值模擬。計算域采用大尺度流場，計算模型選擇Spalart－Allmaras模型。空氣視為不可壓縮流，計算域采用速度入口和壓力出口。模擬所用翼型取弦長c＝1m，計算域由半徑為12.5c的半圓區(qū)域和長20c、寬25c的矩形區(qū)域構成。網格劃分采用C 型網格，翼型前緣、尾緣和壁面處進行網格加密處理，以提高計算精度。模擬計算的雷諾數Re取105。圖1 為二維模擬計算域及網格圖。

1.3 結果與分析

圖1 計算域及網格Fig.1 Calculated domain and grid of airfoil

圖2 翼型升力系數與升阻比曲線Fig.2 Curves of lift coefficients and lift－drag ratio of airfoils

標準翼型和仿生翼型的氣動特性模擬計算結果如圖2所示，圖2（a）為標準翼型和仿生翼型升力系數隨攻角變化的曲線，由圖2（a）可知，標準翼型與仿生翼型升力系數變化趨勢一致，均隨攻角的增大呈現先增大后減小的趨勢，在攻角為8°左右出現最大值。在0°～20°攻角變化范圍內，仿生翼型升力系數均高于標準翼型。標準翼型最大升力系數CLmax為0.7845，仿生翼型最大升力系數為1.6671，仿生翼型最大升力系數是標準翼型的2.13倍。圖2（b）為標準翼型和仿生翼型升阻比隨攻角變化的曲線，由圖2（b）可知，標準翼型與仿生翼型升阻比均隨攻角增大呈現先增大后減小的趨勢，在0°～20°攻角變化范圍內，仿生翼型升阻比均高于標準翼型。標準翼型在攻角約為5°時，升阻比達到最大值，最大升阻比CL／CDmax為18.1776；仿生翼型在攻角約為3°時，升阻比達到最大值，最大升阻比為26.2426，仿生翼型最大升阻比是標準翼型的1.44倍。

圖3為翼型表面靜壓力圖，由圖可知，翼型上表面為負壓區(qū)，下表面為正壓區(qū)，有助于翼型獲得升力。

圖3 攻角為3°時翼型靜壓力云圖Fig.3 Static pressure nephogram of airfoils at angle of attack of 3°

圖4 為不同攻角下翼型表面靜壓力曲線，由圖可知，在不同攻角下，仿生翼型靜壓力曲線包圍面積均比標準翼型大，即上下表面壓力差均高于標準翼型，使仿生翼型在攻角范圍內升力系數始終比標準翼型高。

圖5為攻角為5°、10°和15°時標準翼型和仿生翼型流線圖。隨著攻角的增大，標準翼型和仿生翼型上表面氣流發(fā)生分離，翼型尾緣發(fā)生分離現象，出現分離渦，并且分離渦逐漸向前移動。在攻角達到15°時，標準翼型上表面氣流自翼型前緣部分幾乎與翼型發(fā)生分離，分離渦范圍較大，而仿生翼型上表面有40%以上未與氣流發(fā)生分離，只在翼型中后部發(fā)生分離，說明仿生翼型失速特性優(yōu)于標準翼型，能更大程度地適應小型風力機復雜的運行工況，有效延遲風力機葉片失速。

圖4 翼型表面靜壓力曲線Fig.4 Static pressure curves of airfoils

圖5 翼型流線圖Fig.5 Streamlines of airfoils

2 葉片仿生設計及氣動性能分析

2.1 葉片仿生設計

仿生葉片設計根據Glauert設計理論，直接采用仿生翼型對100 W 標準風力機葉片翼型進行替換，所替換的仿生翼型弦長與標準翼型弦長保持一致。標準100 W 風力機葉片長為550 mm，葉根部分為0～50mm，葉展部分為50～550 mm，將標準葉片葉展10 等分，測出每個截面翼型弦長c。為使翼型更加適應風力機葉片設計工況，避免大風速下風力機葉片失速，選擇升力系數設計值為其最大升力系數的70%～80%。根據圖2中最大升力系數CLmax＝1.6671，升力系數設計值CL＝1.3337，最大升阻比時攻角為3°，由Glauert理論計算安裝角，完成葉片設計。

圖6為基于標準葉片，利用仿生翼型進行仿生設計的風力機葉片三維重構圖。

圖6 風力機仿生葉片重構模型Fig.6 Reconstruction model of bionic blade

2.2 數值模擬方法

葉片數值模擬計算采用計算流體力學軟件Fluent，選取SST k－ω 模型，忽略發(fā)電機艙、塔架等對風力機葉輪的影響，只對葉輪進行三維流場數值模擬。計算域選用半徑為2R 的圓柱區(qū)域，如圖7所示，其中R 為葉輪半徑，速度進口區(qū)域距離葉輪為R，壓力出口區(qū)域為4R。計算域流場采用速度入口、壓力出口，入口速度選擇額定風速12m／s，出口壓力設置為正常外界大氣壓。圖8為計算網格圖。

圖7 計算區(qū)域及邊界條件Fig.7 Calculated domain and boundary conditions

圖8 計算網格圖Fig.8 Calculated grid

2.3 葉片氣動性能分析

圖9 風力機葉片表面靜壓力分布圖Fig.9 Static pressure nephogram of wind turbine blades

圖9 為風速在12m／s時標準風力機葉片和仿生風力機葉片表面靜壓力分布圖。由圖可知：風力機葉片迎風面主要為正壓力，風力機葉片背風面主要為負壓力，兩者產生壓力差，從而推動風力機葉片旋轉。風力機葉片旋轉時，壓力主要分布在葉片中上部，靠近翼型前緣為主要壓力區(qū)域。葉片中部至尖部是主要輸出功率部位，葉片根部主要是提供足夠的強度。標準風力機葉片表面壓力主要分布在葉片中上部，靠近葉片翼型前緣部分，自葉片翼型前緣至尾緣，呈帶狀分布，壓力值逐漸減小，主要壓力區(qū)域壓力值為330Pa。風輪中心壓力值較葉片尖部壓力值小，全部葉輪中心區(qū)域壓力值為137Pa。仿生葉片表面壓力主要分布在葉片中上部且靠近葉片翼型前緣，呈帶狀向翼型尾緣方向減小，主要壓力區(qū)域壓力值為330Pa，同時葉片壓力自葉片尖部至葉根部逐漸減小，與標準葉片相同。

圖10為風速在12m／s時仿生葉片和標準葉片距葉根分別為0.4m、0.5m 處的翼型壓力圖。由圖可知，仿生葉片翼型上下表面壓力差均大于標準葉片，使得葉片的效率明顯提高。

圖10 葉片翼型壓力分布圖Fig.10 Pressure distributions of wind turbine blades

3 風力機葉片效率實驗

3.1 實驗方法

采用木工雕刻機，對木質材料進行三維曲面雕刻，加工標準風力發(fā)電機葉片和仿生風力發(fā)電機葉片。圖11為所加工葉片。

圖11 加工的小型風力機葉片Fig.11 Small wind turbine blades

針對100 W 小型水平軸風力機葉片效率測試實驗要求以及參數特性，搭建室內小型水平軸風力機測試平臺。測試系統(tǒng)主要由軸流風機、風速計、轉速計、變頻器、電子負載、整流堆等組成，軸流風機提供風源。實驗在外界風場大小方向均穩(wěn)定的情況下，測試不同風速下標準風力機和仿生風力機的轉速和功率。

3.2 結果與分析

圖12、圖13 分別為標準葉片和仿生葉片功率和轉速隨風速變化的曲線。標準葉片和仿生葉片在風速為2m／s左右時，開始有輸出功率，并且隨著風速的增加，功率增大，且在整個測試風速范圍內，同風速下的仿生葉片輸出功率均高于標準葉片，平均提高25%。在啟動階段，仿生葉片轉速較標準葉片小。隨著風速的增加，仿生葉片轉速曲線斜率增加，轉速逐漸與標準葉片轉速一致。仿生葉片能夠以較低的轉速輸出較高的功率，并且隨著風速的增加，仿生葉片功率輸出提升更為明顯，具有較好的氣動性能。

圖12 功率隨風速變化曲線Fig.12 Curves of power output

圖13 轉速隨風速變化曲線Fig.13 Curves of rotation rate

4 結 論

（1）基于家燕翅膀的仿生翼型可以提高風力機葉片翼型的升力系數和升阻比，翼型氣動性能有明顯改善。

（2）隨著攻角的增加，標準翼型和仿生翼型均會發(fā)生表面氣流分離，出現分離渦，但仿生翼型分離渦范圍小于標準翼型，具有較好的失速特性。

（3）風力機葉片數值模擬和效率實驗表明，仿生翼型所具有的優(yōu)良氣動特性對于葉片性能提升具有重要的作用。基于仿生翼型設計的仿生葉片中上部翼型上下表面壓力差明顯高于標準葉片，大的壓力差可以提供大的升力，從而使得葉片效率顯著提高，該結果與風力機效率試驗結果較為吻合。

［1］Snel H.Review of aerodynamics for wind turbines［J］.Wind Energy，2003，6（3）：203－211.

［2］Tangler J L，Somers D M.NREL airfoil families for HAWTs［R］.Springfield：US Department of Commerce National Technical Information Service，1995.

［3］Fuglsang P，Bak C.Development of the Ris？wind turbine airfoils［J］.Wind Energy，2004，7（2）：145－162.

［4］Timmer W A，van Rooij R.Summary of the Delft University wind turbine dedicated airfoils［J］.Journal of Solar Energy Engineering，2003，125（4）：488－496.

［5］金敬福，馬毅，劉玉榮，等.長耳鸮翼型組的氣動特性分析［J］.吉林大學學報：工學版，2010，40（增刊1）：278－281.Jin Jing－fu，Ma Yi，Liu Yu－rong，et al.Aerodynamic analysis of the family of airfoil of owl［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2010，40（Sup.1）：278－281.

［6］叢茜，劉玉榮，馬毅，等.家燕翅展翼型的氣動特性［J］.吉林大學學報：工學版，2011，41（增刊2）：231－235.Cong Qian，Liu Yu－rong，Ma Yi，et al.Aerodynamics analysis of the airfoil when wings of swallow is gliding［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2011，41（Sup.2）：231－235.

［7］徐成宇，錢志輝，劉慶萍，等.基于長耳鸮翼前緣的仿生耦合翼型氣動性能［J］.吉林大學學報：工學版，2010，40（1）：108－112.Xu Cheng－yu，Qian Zhi－h(huán)ui，Liu Qing－ping，et al.Aerodynamic performance of bionic coupled foils based on leading edge of long－eared owl wing［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2010，40（1）：108－112.

［8］Hua Xin，Gu Rui，Jin Jing－fu，et al.Numerical simulation and aerodynamic performance comparison between seagull aerofoil and NACA 4412aerofoil under low－Reynolds［J］.Advances in Natural Science，2010，3（2）：244－250.

［9］Tian W J，Liu F Y，Cong Q，et al.Study on aerodynamic performance of the bionic airfoil based on the swallow＇s wing［J］.Journal of Mechanics in Medicine and Biology，2013，13（6）：1340022.

［10］顧樹華.2000－2015年新能源和可再生能源產業(yè)發(fā)展規(guī)劃［M］.北京：中國經濟出版社，2001.