典型風力機翼型的增升技術研究

王 鵬，王 龍，李 亮，孫倫業，來永斌

（1,安徽理工大學 機械工程學院，淮南 232001；2.安徽理工大學 力學與光電物理學院，淮南 232001）

0 引言

我國風力資源豐富，據測算，全國陸上每年可供開發利用的風能為2.53億千瓦時，海上可供開發利用的風能約為7.5億千瓦時，共計約10億千瓦時。風力發電技術具有良好的發展前景，而水平軸風力發電機具有風能利用系數高、生產工藝成熟等優勢，在全世界范圍內得到更廣泛應用。來流大攻角下，空氣流過葉片損耗大，風力機組風能利用效率降低，采用流動控制手段，對典型風力機進行優化設計，來獲得更高的風能利用系數，進一步提高風力機性能。

干雨新[1]等采用4種湍流模型對S809二維翼型進行全湍流模擬，發現小攻角下升力系數與實驗值保持一致，大攻角下升力系數大于實驗值；阻力系數隨攻角增大而變大，且大于實驗值。基于誘導渦控制，宗昕[2]對機翼增升減阻的氣動力優化設計進行研究，將Counter AVG應用于機翼分離流控制，提高了最大升力系數，壓差阻力大幅降低，對邊界層分離控制作用效果明顯。通過利用非定常氣動力降階代理模型，上海交通大學的俞國華[3]提出了一種合成射流的主動流動控制思路，經研究發現：S809風力機翼型升力略有減小，但阻力減小幅度大，使翼型獲得更大的升阻比，表明了在臨界失速狀態范圍內，合成射流對翼型性能的提升效果顯著。風力機翼型在動態失速條件下附壁氣流會發生分離，使升力突然下降。奧爾堡大學的J.W. Larsen[4]等提出一種新的動態失速模型，通過對該模型的校準實驗數據分析，該模型能很好契合失速情形，為風力機翼型升力研究提供參考。

本文計算分析S809原始翼型靜態失速下的氣動性能。在此基礎上，選取翼型吸力面（x=0.5C）處進行開縫處理，縫寬為0.5%C、1%C、1.5%C、2%C、3%C和4%C，射流角度為2°，在來流攻角12°～20°下，采用課題組自行開發的三維黏性NS方程求解器[5～9]，計算翼型的氣動性能，并與原始翼型進行比較分析。

1 控制方程及湍流模型

1.1 控制方程

本文中只考慮翼型在靜態時候的繞流情形，模型計算基于理想氣體的NS方程，具體表達式如下（笛卡爾坐標系）：

連續性方程：

N-S方程：

式中，ρ為密度，kg/m3；u為脈動平均速度，m/s；ui、uj（i，j=x，y，z）為時均速度分量，m/s；P為流體靜壓，kg.m/s；μ為流體動力黏性系數，kg/(m.s)；為雷諾應力項，kg/(m.s2)；fi為體積力，kg/(m.s)2；Fi為附加源項。

1.2 S-A紊流模型

目前在工程湍流問題中得到廣泛應用的湍流模式是渦粘模式，即雷諾應力為：

式中，表示湍動能；VT表示渦粘性系數。

考慮到在滿足精度條件下的計算工作量，本文選取了Spalart．Allmaras(S-A)湍流模型[10]。其表達式如下：

式中，為湍流運動黏度；GV為湍流黏度增加項；Yv為湍流黏度減少項；V為分子運動黏度；為用戶自定義源項。

2 參數設置

2.1 葉片幾何結構

S809翼型是一種相對厚度為21%，用于水平軸風力機葉片的低速層流翼型，研制目標是對前緣粗糙度不敏感及具有低阻力的特性[11]。S809翼型曾在科羅拉多州大學(CSU)、俄亥俄州立大學(OSU)和代爾夫特理工大學(DUT)等學校進行過風洞實驗，實驗數據較為豐富[12]。本文選取的S809翼型弦長C=0.556m，圖1給出了縫寬為1%C、射流角2°的翼型及開縫輪廓。

圖1 S809翼型及開縫輪廓

2.2 葉片網格劃分

本文數值計算網格采用結構網格，均在Gambit下生成，整個計算域的長度為45倍葉型弦長，寬度為30倍葉型弦長，采用C型網格。圖2是翼型附近網格，對該處網格進行加密處理，總網格數約有64000個單元。

圖2 S809翼型網格

2.3 計算條件

研究大攻角條件下的翼型特性，氣流攻角選為12°～20°，計算間隔為2°；射流角為2°，設定進口邊界來流風速36m/s；遠場邊界靜壓為101325Pa，所開縫的進口靜壓為101825Pa。

進口邊界設為圓弧形狀，半圓區域半徑為8.34m；出口邊界設為矩形面，與翼型前緣距離16.68m；S809翼型弦長C為0.556m；計算流量收斂誤差設定為1×10-3，其余物理量殘差設為1×10-5。

3 計算結果分析

3.1 S809翼型實驗對比

圖3顯示了S809翼型0°～18°攻角范圍內升力系數計算值和兩種實驗值的對比。可以看出，在6°攻角前，計算值和實驗值接近，實驗值在8°攻角后逐漸轉平，說明此時已發生分離，15°攻角時升力系數達到頂峰。計算值則一直上升，在1°后轉平，16°攻角下有最大值，表明模擬結果的分離位置發生延遲。可以看出，8°攻角后計算值比實驗值偏大，三種數值的最大升力系數分別為1.229、1.062和1.03。

圖3 原始翼型計算值與實驗值對比

3.2 開縫S809翼型升力系數

圖4顯示了來流攻角12°～20°，2°射流角下翼型升力系數。由圖可知，來流攻角在14°～18°范圍內，縫寬為1%C時翼型達到最佳升力系數狀態，峰值為1.4127，較原始翼型升力系數提高14.83%，鄰近的縫寬2%C、3%C提升效果稍差。

14°攻角前，開縫處理的翼型升力系數在原始翼型之下，此時流場未出現流動分離現象，加入射流后，不能提高翼型升力。14°攻角后，開縫翼型升力系數有所增加，且升力系數均大于原始翼型，表明在大攻角的條件下，流場存在分離狀態，對翼型進行開縫處理，才具有提高升力效果。原始翼型在16°攻角時具有最大升力系數，開縫后18°攻角下達到最大值，開縫處理使翼型靜態失速角后移。

圖4 射流角α＝2°下翼型升力系數

3.3 翼型開縫前后流場

圖5給出來流攻角分別為14°和18°時，原始翼型和開縫寬度1%C時翼型的流場圖。圖中，“A14”、“A18”分別表示來流攻角為14°和18°，“_0”、“_1%C”表示原始翼型和縫寬為1%C翼型。原始模型攻角14°時，在翼型中部位置，翼型表面氣體發生分離和脫落，出現分離區。隨著來流攻角增大，翼型附近流場中心部分倒流越嚴重，漩渦區域進一步增大，向翼型后緣擴散，并伴有回流和尾渦。分離區內氣流不再減速增壓，導致翼型升力大幅減小，阻力增加，影響風力機效率。

隨著攻角增大，開縫翼型流場變化趨勢均與原始翼型一致：攻角越大，流場穩定性越差。由流場對比可知，相同條件下，開縫后的翼型氣體流動狀況得到改善，并延遲了翼型附近流體分離。翼型附面層出現的流體漩渦逐漸向后緣移動，而且逐漸減小。這是因為射流角噴射的流體，增加了翼型吸力面上氣體動壓，克服過大的逆壓，使氣體重新附著在壁面上。

圖5 翼型開縫前后流場

3.4 S809翼型葉片壓強系數曲線

翼型表面流體的壓力分布與流動特性息息相關，流動方向上的壓力變化直接影響到邊界層的特性。一般來說，翼型的升力系數就等于翼型壓強系數曲線所圍成的面積。

圖6(a)給出了在來流攻角20°、射流角2°的時候，原始翼型及六種不同開縫寬度翼型的壓強系數曲線，圖6(b)是開縫位置處壓強放大曲線圖。由圖6(b)可知：縫寬增大，翼型壓力面壓力幾乎不變；在開縫位置前，翼型升力面壓力略減，而在開縫位置處，升力面壓力有一個突減的過程；縫寬越大，升力面壓力突減越明顯。上下表面壓差越大，說明在翼型該位置處，射流角噴射的氣體越多，這與圖5翼型流場變化趨勢一致，符合氣體流動特性。

圖6 20°攻角翼型葉片壓強系數曲線

4 結論

本文采用S-A湍流模型對典型S809風力機翼型進行數值模擬，在六種不同開縫寬度下，分別獲取了翼型開縫前后的葉片流場和壓強系數曲線，得到以下結論：

1）翼型升力系數提升與縫寬有關。射流角為2°、縫寬為1%C時，葉片最大升力系數值為1.4127，較原型提升14.83%。

2）射流技術能提高翼型流場穩定性。在所研究的來流攻角范圍12°～20°內，攻角越大，翼型附近流體分離情況越嚴重，采用射流技術，翼型附近流場穩定性有一定提高，流體分離情況得到改善。

3）六種不同開縫寬度下，開縫寬度在0.01～0.03倍弦長之間，翼型增升效果最優。

[1]干雨新.大型風力機翼型的氣動載荷計算與分析[D].南京航空航天大學,2014.

[2]宗昕.大型飛機機翼增升減阻技術研究[D].南京航空航天大學,2012.

[3]俞國華.水平軸風力機葉片失速問題研究[D].上海交通大學,2013.

[4]J.W. Larsen. Dynamic stall model for wind turbine airfoils[J].Journal of Fluids & Structures,2007,23(7):959-982.

[5]Long Wang, Lun-ye Sun, Guang Wu, et al.Research on algorithm of blade vibration for general wind turbine"[A],Proc. SPIE9903,Seventh International Symposium on Precision Mechanical Measurements[C].990325.

[6]王龍,鐘易成,吳晴,楊應凱.雙錐Bump壓縮面設計及氣動特性[J].航空動力學報,2013,28(1):82-89.

[7]王龍,李雪斌,來永斌,周毅鈞,張瑾.基于預條件技術的風力機葉片計算方法研究[J].安徽理工大學學報(自然科學版),2016,(4):47-51.

[8]王龍.射流參數對風力機葉片氣動性能的影響[J].流體機械,2017,45(7):28-33.

[9]王龍.大攻角下開縫位置改變對風力機葉片影響研究[J].合肥工業大學學報:自然科學版,2017,40(8):1037-1041.

[10]Spalart P,Allmaras S. A one-equation turbulence model for aerodynamic flows[J].La Recherche Aérospatiale,1992,439(1):5-21.

[11]Tangler J L, Somers D M.Status of the special-purpose Airfoil Families[A].Wind Power[C].San Francisco,USA,1987, 229-335.

[12]Hand M M, Simms D A,Fingersh L J, et al.Unsteady Aerodynamics Experiment Phase VI:Wind Tunnel Test Configurations and Available Data Campaigns[J].2001.