風電機組葉片鈍尾緣翼型改型方式的研究

文 | 李磊，王旭玲

風電機組葉片鈍尾緣翼型改型方式的研究

文 | 李磊，王旭玲

柔性葉片應用于風電越來越廣泛，葉片最大弦長處的變形與載荷隨葉片長度的增加也逐級增加，為了改善最大弦長處葉片外形變化的特殊性，減小結構設計的難度，在該位置應用厚尾緣翼型，成了一個性價比較高的選擇。它不僅能夠增加葉片的截面面積和慣性矩，而且在氣動方面也凸顯了更多優勢。一個設計優秀的厚尾緣翼型，不僅能夠提高最大升力系數和升阻比，其良好的失速性能也讓長時間處于失速區的最大弦長位置得到良好的運行，它可以降低氣流通過截面最厚點的逆壓力梯度，從而推遲或者避免氣流的分離，并能夠在后緣的后端形成一個由邊界層形成的自適應尖后緣，使氣流一直附著在翼型表面，改善氣動性能，從而后緣加厚的改型方式成為風力發電機組翼型的發展趨勢。

該文針對荷蘭DELFT大學開發的DU40翼型進行一些改型的探索，后緣厚度增大為原始翼型的兩倍，以求獲得較好的氣動性能和良好的結構抗載能力。該文針對DU40翼型進行了4種不同的改型，包括改變厚度分布曲線、剛性旋轉翼型的上下弧線、在翼型中弧線兩側對稱增加厚度和直接進行尾緣的切割方式。在四種不同的改型過程中，計算了上百個不同的新翼型，并使用Xfoil軟件對該系列翼型的氣動性能進行計算，從中得到性能優良并對結構特性有較大幫助的翼型。該文針對不同改型方式進行了對比，得出一個好的鈍尾緣翼型的改型方法，使用指數函數改型過程中對指數冪分別等于1、2、3、4、5的翼型性能進行了計算，從而得到一個較好的冪的取值，減少在未來改型過程中的工作量。

使用Xfoil軟件的理論驗證

Xfoil是一個為設計和分析亞音速飛機獨立翼型編寫的互動式程序。它對一種已經存在的翼型進行粘流或者無粘流分析，允許強制或者自由轉換、轉戾的氣泡分析、卡門壓縮性修正。它除了計算最大升力系數，還可對升力和阻力進行預測。Xfoil對于鈍后緣的處理方法，可參考Drela發表的《對鈍后緣的完整邊界層公式》。

葉片最大弦長處雷諾數約在2E6—6E6之間，對于大部分的運行時間所處的雷諾數為4E6，所以該文選取雷諾數為4E6，通過對DU40翼型計算的升阻力系數與實際測試的升阻力系數進行對比，其失速攻角預測較為準確，失速之前，升阻系數最大誤差為±10%，其中，Xfoil對于升力系數的預估較高，對于阻力系數的預估較低。升阻比對葉片整體的氣動效率有較大作用，所以將升阻比作為該文主要參考目標，另外，其升力系數和阻力系數的大小對于氣動載荷也有一定的影響。

改變厚度分布曲線

一、改變厚度曲線方式

改變厚度曲線方式是通過指數函數進行吸力面和壓力面的翼型改良，這種改良方式能夠在較窄的翼型范圍內光順地將原始翼型修改到所需翼型，并且可以對指數冪進行人工選擇，從而得到多種新翼型。改變厚度分布曲線可用方程

其中：n＝1、2、3、4、5，b表示尾緣增加的厚度，C表示弦長，xt表示厚度改變的起始位置，λ表示上翼面占改變厚度的百分比。針對改變厚度的分布曲線，xt分別為最大厚度（弦線30%位置）、弦線60%、弦線80%三個位置進行改變后緣厚度為原來的兩倍，λ為10、8、2、0。我們采用上述方程進行DU40翼型的改型，再計算其氣動性能進而從中選擇優秀的新翼型。

二、計算結果的對比

經過計算，得到如下結果，（1）當λ＝0、2、8、10，xt＝0.3時，升阻比對于原翼型均有所增加，且當n＝5時，升阻比較好，隨著n值的下降，升阻比曲線也開始變緩，最大升阻比依次下降。（2）當λ＝0、2，xt＝0.6、0.8，且n＝5時，升阻比較好，此時有最大升阻比，隨著n值的下降，升阻比曲線也開始變緩，最大升阻比依次下降。（3）當λ＝8、10時，xt＝0.6、0.8時，且當n＝1時，升阻比較好，最大升阻比相差較小，在大攻角區域升阻比較高。

三、性能良好翼型的比較

經過計算，選擇性能良好的三個新翼型和原始翼型的升阻比進行比較，當λ＝10時，翼型在高的攻角會產生較大升阻比，提高翼型性能，翼型修改在吸力面后緣方向可以使翼型失速性能也有較大的提高。從中選取三種修型且升阻比曲線優秀的進行比較，分別為xt＝0.3，n＝5；xt＝0.6，n=1；xt＝0.8，n＝1。從圖1看，當葉片在弦線0.6*C的位置，進行吸力面后緣直線增厚可以獲得最優升阻比。最大升阻比有較大提高，在失速區域也可以產生較好的升阻特性。對于葉片功率的提高有積極的影響。

剛性旋轉上下翼型的兩條弧線

剛性旋轉翼型的兩條弧線，翼型的吸力面和壓力面的曲線分布都經過改變，包括翼型最大厚度。從圖3看，翼型升阻比有較大的提高，在大攻角下也有較好的性能。翼型產生最大升阻比的攻角沒有改變。

圖1 當λ=10，不同xt取值，幾個翼型的升阻比對比

圖2 當λ=10，不同xt取值，幾個翼型的外形對比

圖3 旋轉前后翼型升阻比對比

圖4 旋轉前后翼型翼型變化情況

翼型中弧線兩側對稱增加厚度

其中：n＝1、2、3、4、5，b表示尾緣增加的厚度，C表示弦長，xt表示厚度改變的起始位置。針對改變厚度的分布曲線，xt分別為最大厚度（弦線30%位置），弦線60%，弦線80%三個位置進行改變后緣厚度為原來的2倍。我們采用上述方法進行DU40翼型的改型，再計算其氣動性能。

經計算，當xt＝0.3時，取n＝5；當xt＝0.6時，取n＝1；當xt＝0.8時，取n＝1，選取三個優良翼型，從圖5看，當xt＝0.6會得到較好的升阻比曲線。

直接進行切割

在翼型的0.95*弦長處進行切割，此時后緣厚度為原來的兩倍，為了得到標準翼型，再對切割后的翼型按照比例進行弦向方向的放大，這種修型較大的改變了最大厚度的位置，翼型的厚度分布和彎度分布，切割后翼型靠近后緣位置變化較大，葉片彎度變小，使該切面結構力的分布更均勻。從圖7看，切割后的翼型升阻比較原始翼型下降較多，但曲線緩和，對于最大弦長位置氣動性能要求不高的葉片來說也是可取的，切割后的翼型在大攻角區域相對原始翼型的升阻比曲線好。

圖5 不同xt，三種較好修型的升阻比對比

圖6 不同xt，三種較好修型的翼型對比

圖7 切割前后翼型升阻比的對比

圖8 切割前后翼型外形的對比

圖9 四種改型的升阻比比較

改型翼型的比較

通過計算，對中弧線對稱增加和改變厚度分布曲線兩種改型方式均選擇一種氣動性能優秀的翼型，然后對四種改型方式后的翼型進行比較。可以發現對于翼型的改型方式，改變厚度分布曲線能夠得到較好的翼型分布，其中改變厚度分布曲線的時候，對于吸力面進行后緣加厚，不改變壓力面的形狀可以得到較好的性能，當n＝1時能夠取得較好的分布形態。

結論

（1）對于改變厚度分布曲線的修型，對翼型的吸力面進行后緣增厚，不改變壓力面弧線的形狀，這樣能夠得到較好性能的翼型。當xt＝0.6時，修型翼型氣動性能最好。當選取指數函數進行修型時，n的取值是隨修型的起始位置改變的，一般的當n＝5或者n＝1時，其修型翼型性能較好。

（2）對于剛性旋轉翼型的修型，能夠提高翼型的氣動性能。

（3）對于中弧線兩側對稱增加厚度的修型，一般也能夠增加翼型的氣動性能。當xt＝0.6時，修型翼型氣動性能最好。

（4）對于直接進行切割的修型方法會減小修型后翼型的氣動性能。這種修型對于翼型最大厚度位置、彎度分布、厚度分布都較大，這樣對于一個已經成為優秀的翼型的修型都處于不利的地位。

(作者單位 :中航惠騰風電設備股份有限公司)