大型風力機葉片翼型的氣動特性分析

王 穎

上海電氣集團股份有限公司 中央研究院 上海 200070

1 研究背景

風能是一種清潔的可再生能源,采用風能進行發電有利于減少對常規能源的過度依賴,促進環境保護和社會經濟可持續發展[1-2]。風力發電機組通過風力機葉片將空氣的動能轉換為機械能,再由發電機將機械能轉換為電能。其中,風力機葉片作為關鍵部件,在能量轉換中起重要作用[3],其捕獲風能的效率直接影響風力機的風能利用效率。可見,研究風力機葉片的空氣動力學特性,建立并完善其計算模型,顯得尤為重要。翼型作為風力機葉片的氣動外形,是風力機葉片的核心,翼型的氣動特性極大影響風力機葉片的運行效率。作為風力機葉片氣動特性計算模型的輸入部分,對葉片展向各個離散翼型的空氣動力學特性進行研究也很重要。

目前,比較成熟的風力機葉片空氣動力學模型理論主要有葉素動量理論及Pitt-Peters理論,模型輸入除風輪的整體參數外,還有風力機葉片不同翼型的升阻力因數序列。翼型較高的風力機葉片,升阻比較大,可以提高風力機的捕風效率,進而提高風力發電機組的輸出功率。升阻比越高,風力機葉片翼型的氣動性能就越強,綜合效率也就越好[4]。當前,國際上應用較廣泛的低速翼型設計軟件有XFoil、Profil、Panda、JavaFoil等[5]。國內對風力機葉片翼型的研究目前相對較少,隨著計算機硬件、計算流體動力學軟件和相關方法的發展,計算流體動力學將越來越多地應用于風力機氣動分析中[6-8]。

筆者應用計算流體動力學主流軟件FLUENT對翼型進行氣動特性分析,使用XFoil的計算結果作為輔助參考,將計算結果與試驗結果進行對比驗證,并進一步修正計算流體動力學模型,相關模型參數還可以應用于其它翼型的氣動特性分析中。

2 分析理論

風力機葉片翼型氣動特性可采用雷諾時均法求解,其連續性方程為:

(1)

動量方程為:

(2)

鑒于本次翼型氣動分析對未失速段結果精度要求較高,筆者所采用的湍流模型為航空分析中常用的Spalart-Allmaras湍流模型。

3 分析流程

風力機葉片翼型氣動特性分析流程如圖1所示。首先對翼型進行計算流體動力學建模,設置邊界條件及相關參數,通過計算獲得升力因數和阻力因數。然后將計算結果與試驗結果進行對比,修正計算流體動力學模型網格密度。最后計算并確認模型相關參數,同時可用于其它翼型的氣動分析。

圖1 風力機葉片翼型氣動特性分析流程

4 翼型建模

筆者主要分析AE系列翼型,該系列翼型為無量綱化后的標準翼型,呈現圓頭鈍尾的特點。

該翼型雷諾數為6×106,馬赫數為0.1,試驗工況下空氣不可壓縮,來流風速為34 m/s,翼型弦長LC為2.58 m。

翼型計算域采用C型網格劃分策略,如圖2所示。為了使流動充分發展,并減小外邊界對流場的影響,計算域前部外圈半徑為20LC,翼型尾流區域長度為30LC,翼型前緣點位于圓心處。

圖2 計算域C型網格劃分

網格劃分采用目前最為專業的結構化網格劃分工具ICEM,對計算域進行全四邊形結構化網格劃分。由于翼型前緣及尾部為氣體流動變化較為劇烈的地方,壓力梯度較大,因此對前后緣均進行網格加密。

對于邊界層網格厚度,由于筆者采用基于時均法的湍流模型,且雷諾數較大,因此要獲得較高的計算精度,對邊界層網格有較高的精度要求。求解湍流問題比求解層流問題更依賴網格,對于近壁網格而言,不同的近壁處理對網格要求并不相同。衡量近壁區網格質量的參數是Y+,對于所分析的翼型模型,要求Y+小于30。根據NACA網站提供的邊界層網格厚度計算器,初定第一層網格高度為0.001LC。最終劃分完成后網格數量為170 008,網格模型如圖3所示。

邊界條件設置時,外圈為速度入口,給定來流風速,翼型表面為無滑移固壁邊界條件。求解器采用基于壓力的穩態求解器,湍流模型采用航空分析時常用的Spalart-Allmaras模型。

該翼型雷諾數為6×106,馬赫數為0.1,風速為34 m/s,通過調整來流速度水平和豎直分量的大小,來實現對來流攻角的調整。對于湍流參數,選擇湍流強度和湍流尺度,分別為1%和0.001 m。壓力離散格式選擇PRESTO,動量方程采用二階迎風格式,殘差收斂值均設為1×10-5。

5 計算結果

求解攻角范圍為0～20°的翼型氣動特性參數,翼型的壓力云圖、速度云圖及翼型表面壓力因數分布曲線依次如圖4、圖5、圖6所示。

圖3 翼型網格模型

圖4 翼型壓力云圖

從壓力云圖可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型下端的壓力不斷增大,上下壓差增大,升力增大。與此同時,隨著攻角增大,壓力云圖出現越來越不規則的分布。攻角增大到20°左右,翼型尾部有明顯的低壓渦流區。

從速度云圖可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型上端靠近尾部區域的低速區域越來越大,表面流動分離現象越來越明顯。

從表面壓力因數分布曲線可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型上下表面的壓力差越來越大,但當攻角增大至15°以上后,壓力差變化趨緩。

6 參數修正

通過試驗結果對比,發現現有參數計算對失速預測較晚,且阻力因數在失速段偏差較大,如圖7所示。

對所建立的計算流體動力學模型和參數進行系統檢查,確認對計算結果影響較大的參數。

(1) 邊界層厚度。對邊界層網格又進行了加密處理,并對網格質量進行了進一步修正與提高,對Y+重新計算,最終得出Y+小于5更為理想。

(2) 湍流參數,包括湍流強度和湍流尺度。由于未失速段流動較為穩定,湍流效應并不是非常強烈,因此適當減小湍流強度和湍流尺度。通過多次迭代分析,最終確定湍流強度為0.05%,湍流尺度為0.000 5 m。

圖5 翼型速度云圖

圖6 翼型表面壓力因數分布曲線

修正參數之后的結果對比如圖8所示。在-5～20°攻角范圍內,升力因數模型計算結果與試驗結果較為接近,誤差在10%以內。

在-3～18°攻角范圍內,阻力因數模型計算結果與試驗結果吻合性較高。但攻角小于-3°后,模型計算結果比試驗結果要大,這可能是由于大的負攻角翼型擾流不穩定而導致。

對風力機翼型氣動特性最關注的參數是升阻比,模型計算結果與試驗結果對比如圖9所示。在-10～20°攻角范圍內,模型計算結果與試驗結果整體較為接近。模型計算的最大升阻比為73.448,對應攻角為7°。試驗結果最大升阻比為70.59,對應攻角為6°,兩者基本吻合。

圖7 升、阻力因數結果對比

圖8 修正參數后升、阻力因數結果對比

圖9 升阻比結果對比

7 大攻角流動模擬

翼型在大攻角時往往存在失速現象,流動特性不穩定。尤其是大于20°大攻角及小于-15°負大攻角情況下,翼型流動較為復雜,且攻角越大,流動越呈現無規律的復雜特性。

選取20°、70°、-20°、-70°攻角翼型,分析其流場氣動性能,壓力云圖及流線如圖10所示。

攻角為20°時,翼型尾部上側存在低壓區,且流線圖表明此處存在兩個小的分離渦。當攻角增大到70°時,翼型上部出現兩個非常明顯的低壓渦流區域,此時翼型的擾流已經不再像小攻角時那樣沿翼型表面流動,而是類似平板擾流,翼型氣動性能非常差。

翼型為負大攻角時,流動分離現象同樣非常明顯,且負大攻角越大,翼型外流場越復雜。

在計算過程中對翼型升、阻力因數進行了監控,70°攻角時曲線如圖11所示。

升、阻力因數在隨流體流動過程中出現類似周期性波動的特點,無法收斂到某個具體數值。在大攻角下,氣體流動分離較為嚴重,翼型流動尾流處或翼型背風側出現周期性分離渦。隨著分離渦的不斷產生和脫離,翼型的氣動力不斷變化。可見,若要準確計算大攻角下翼型的氣動力參數,可以從兩方面著手:

(1) 了解翼型在氣動試驗中大攻角下氣體動力參數的計算方法和計算周期。

圖10 翼型壓力云圖及流線

圖11 70°攻角翼型升、阻力因數曲線

(2) 采用非穩態方法計算翼型氣動參數,并對升、阻力因數進行監控,獲取其隨時間變化的曲線,然后選擇某個周期內的氣動參數進行時間平均計算。

總而言之,在大攻角下對翼型氣動參數進行分析計算較為復雜,也較為耗時耗力。

8 結束語

隨著計算機模擬技術及計算流體動力學方法的發展,計算流體動力學仿真分析將越來越多地應用于風力機氣動分析中。筆者建立了風力機葉片翼型的計算流體動力學模型,對翼型流場進行分析,提取不同攻角范圍下的升力因數和阻力因數,將計算結果與試驗結果進行對比,驗證計算流體動力學模型的正確性和有效性,并進一步修正模型和相關參數,所使用的方法可應用于其它翼型的氣動特性分析中。筆者同時對翼型在大攻角情況下的氣動特性進行了分析,為其它翼型在同類情況下的氣動特性分析提供了參考。