葉 坤， 葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動力學(xué)國防科技重點實驗室，陜西 西安 710072）

0 引 言

隨著世界性的能源危機不斷顯現(xiàn)，風(fēng)能的利用已經(jīng)越來越受到世界各國的重視。據(jù)有關(guān)文獻資料統(tǒng)計，地球上風(fēng)能資源非常豐富，全球的風(fēng)能儲量約為2.74×109MW，其中可經(jīng)濟開發(fā)利用的風(fēng)能仍然能夠達到2×107MW，比可開發(fā)利用的水電總量還要大10倍［1］。

在近年來的風(fēng)力發(fā)電機的發(fā)展歷程中，圖1給出了在過去的25年中風(fēng)機最大尺寸的變化趨勢。顯然，隨著風(fēng)機葉片尺寸越來越大，風(fēng)能利用的效率越高，但為了保障葉片具有足夠的結(jié)構(gòu)強度，葉片中翼型的相對厚度必須相應(yīng)提高，目前風(fēng)機翼型的相對厚度可超過40%。但是，從空氣動力學(xué)設(shè)計角度講，翼型相對厚度越大，翼型的升力特性會受到嚴重制約，文獻［2］中給出了美國著名NACA四位數(shù)不同厚度對稱翼型的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。從該文獻計算結(jié)果中可以看出，隨著翼型厚度的增加，升力曲線的斜率減小，最大升力系數(shù)也會減小。如何在大厚度翼型設(shè)計中同時實現(xiàn)提高翼型的升力系數(shù)和失速迎角是一項具有挑戰(zhàn)性的基礎(chǔ)問題。

隨著風(fēng)力機的不斷發(fā)展，近年來國內(nèi)外圍繞風(fēng)機翼型問題開展了大量的研究工作［3－9］，甚至還有人設(shè)計了自適應(yīng)后緣的翼型［10］，但這種方法對結(jié)構(gòu)設(shè)計帶來極大困難，工程實際可用性較差。關(guān)于翼型的設(shè)計問題，在航空領(lǐng)域是一個傳統(tǒng)的設(shè)計問題，即使發(fā)展了一百多年，翼型設(shè)計作為空氣動力學(xué)學(xué)科的一個基礎(chǔ)問題仍然在持續(xù)研究［11－13］。然而，在以前的翼型設(shè)計工作中，翼型上下表面都是光滑的，其嚴格的流線形特征主要是順應(yīng)升阻比的要求。值得注意的是，與航空飛行器中翼型的設(shè)計理念不同，對于風(fēng)力機葉片而言，由于它是一種安裝在地面上的裝置，風(fēng)機翼型的阻力可以作為一個次要因素（阻力可以由地面支架系統(tǒng)承受），風(fēng)機翼型的主要設(shè)計目標是盡可能提高升力，從而獲得最大的風(fēng)能利用效率，所以，如何提高風(fēng)機翼型的升力會是風(fēng)力機翼型設(shè)計的主要技術(shù)指標。

圖1 世界風(fēng)機尺寸的發(fā)展動態(tài)Fig.1 Development about the Scale of Wind Turbine

在獲得更高翼型升力方面，有一項技術(shù)就是使用Gurney襟翼［14］，從翼型設(shè)計理論的角度講，Gurney襟翼實質(zhì)上是增加翼型的彎度，所以，Gurney襟翼雖然在相同的迎角下可以提高升力，但是翼型的最大升力系數(shù)對應(yīng)的迎角會提前出現(xiàn)，設(shè)置Gurney襟翼的翼型并不會擴大翼型的迎角工作范圍［14－15］。而從實際工程應(yīng)用的角度講，由于地面風(fēng)環(huán)境的變化，風(fēng)力機翼型的工作迎角范圍可能會很寬，因此單獨采用Gurney襟翼的翼型設(shè)計思路不能改善實際應(yīng)用效果。為了獲得一種既有高升力特點、同時又具有很寬迎角工作范圍的翼型，本文提出了一種新的風(fēng)機翼型設(shè)計思想，利用駐渦穩(wěn)定翼型大迎角下的流場，獲得兩種性能兼顧的新型風(fēng)機翼型設(shè)計方法。

1 人工駐渦翼型的設(shè)計原理

翼型的氣動性能決定了風(fēng)機葉片的氣動效率，從提高風(fēng)能效率的角度講，翼型應(yīng)該在較大的迎角下工作才是合理的選擇。但是，一般的翼型在大迎角下有兩方面的缺陷，一是受到失速迎角的限制；另一個是在大迎角下，翼型的分離渦會不斷地從后緣脫落，這種非定常流動現(xiàn)象會在翼型上產(chǎn)生一個動態(tài)載荷［16］，此非定常載荷會給葉片帶來結(jié)構(gòu)疲勞破壞的隱患。

從翼型外形的基本特征看，由于翼型上表面需要收縮到翼型后緣，在較大迎角下，氣流受到較強的逆壓梯度作用，分離是無法避免的。從空氣動力學(xué)原理上講，翼型上表面與來流的夾角越小，逆壓梯度就會越弱。為了探索一種新型風(fēng)機翼型，本文提出在翼型上表面設(shè)置一個駐渦用于控制翼型上表面的分離氣流。具體做法以圖2中典型NACA0032翼型為例進行描述：圖中虛線為原始NACA0032翼型的外形，在翼型上表面的最大厚度處（A點）開始，修正翼型上表面的形狀，減緩上表面厚度較小的幅度，這樣就可以在一定程度上減小逆壓梯度，到離后緣一定距離（B點）時，讓上表面突然下陷，形成一個凹坑，然后再逐漸過渡到翼型后緣。這樣設(shè)計的思路是：在氣流作用下，該凹坑就可以形成一個位置固定的旋渦，在該旋渦的作用下，當(dāng)翼型相對來流具有較大迎角（此時一般提供了最大的、可用于發(fā)電的能量來源）時，翼型上表面的分離得到有效控制，一方面不讓上表面的分離渦作非定常脫落，另一方面，在駐渦作用下，在翼型上表面形成一種渦升力，減緩翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。

上述駐渦的形成，雖然可以在翼型大迎角時有效控制上表面的分離渦流場，但在小迎角時，該駐渦對升力有不利作用，為了彌補小迎角時升力的損失，在翼型后緣出增設(shè)一個Gurney襟翼（如圖2的C點至D點），這樣，就可以在整個迎角范圍內(nèi)，保證翼型既具有較高的升力系數(shù)，同時翼型保持很寬的工作迎角范圍，達到提高翼型氣動效率的目標。

在上述凹坑外形的形成過程中，B點如何確定、凹坑內(nèi)部形狀的確定和Gurney襟翼高度的確定問題，需要針對基礎(chǔ)翼型進行優(yōu)化設(shè)計，不同的基礎(chǔ)翼型對應(yīng)著不同的設(shè)計結(jié)果。但是，構(gòu)成該外形的設(shè)計原則是：翼型上表面的凹坑能夠在翼型大迎角時有較大的渦強度，從而有效控制上表面的流場，保證翼型上表面除凹坑處的駐渦外，翼型B點前面的翼型表面不出現(xiàn)較明顯的分離。同時，對B點以后的曲線外形需要保證后緣翼型的分離渦不出現(xiàn)非定常脫落。

圖2 翼型上表面外形的形成方法和后緣Gurney襟翼構(gòu)成Fig.2 The method to form the upper airfoil surface with trialing－edge Gurney flap

2 設(shè)計原理的應(yīng)用算例

為了驗證新型翼型設(shè)計思想的效果，本文選擇著名的FFA－W3－301風(fēng)機翼型［17］，并在它的基礎(chǔ)上設(shè)計新翼型，按照上述設(shè)計思想對FFA－W3－301風(fēng)機翼型進行修改，新翼型如圖3所示，圖中的實線是原始的FFA－W3－301風(fēng)機翼型，虛線為新翼型，新翼型后緣下表面Gurney襟翼的高度取3.0%翼型弦長。

流場數(shù)值計算方法選用文獻［18］的混合網(wǎng)格算法。在流場計算中，根據(jù)文獻［17］中原FFA－W3－301風(fēng)機翼型的實驗數(shù)據(jù)選取馬赫數(shù)為0.1，對應(yīng)的雷諾數(shù)為1.5×106。

圖4至圖6是對原FFA－W3－301風(fēng)機翼型的流場計算結(jié)果。從圖中結(jié)果看，當(dāng)迎角為9°時，流動幾乎沒有明顯的分離，此時計算的壓力分布與實驗結(jié)果［17］吻合很好。當(dāng)迎角達到12°時，翼型后緣的分離渦已經(jīng)比較大了，但從計算的壓力分布與實驗結(jié)果的對比情況看，計算的分離程度仍然沒有實驗的那么嚴重。當(dāng)迎角為16°迎角時，翼型上表面的分離區(qū)域幾乎達到翼型最大厚度處，但計算的分離區(qū)仍然小于實驗的分離區(qū)。不過，從總的情況來講，數(shù)值計算的分離程度雖然比實驗輕，但吻合程度還是較好的。

圖7至圖10是采用了本文方法設(shè)計的新翼型對應(yīng)不同迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果，從計算結(jié)果看，當(dāng)迎角較小時，雖然原來的翼型沒有分離，但是新翼型在后緣凹坑處仍然會出現(xiàn)一個明顯的分離渦，這種分離渦會帶來翼型阻力的增加，正如引言中所論述的那樣，對應(yīng)風(fēng)機翼型而言，盡可能提高升力特性是風(fēng)機翼型追求的主要技術(shù)指標。當(dāng)迎角較大時，原始FFA－W3－301風(fēng)機翼型會存在很長的分離區(qū)，但新翼型仍然會將分離渦的范圍控制在凹坑以后，此控制效果甚至可以持續(xù)到迎角18°。正因為新翼型后緣附近凹坑中駐渦對分離渦的控制作用，使得新翼型可以將失速迎角從原來的12°推遲到18°。圖11給出了原始FFA－W3－301風(fēng)機翼型和新翼型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，顯然，新翼型不僅在所有迎角下提高了升力系數(shù)，而且大幅度擴展了翼型的迎角工作范圍，使得翼型可以適應(yīng)很寬的迎角工作環(huán)境。

3 結(jié) 論

圖11 翼型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.11 Lift coefficients variation with angles of attack

針對風(fēng)機翼型的工作特點，本文提出了一種利用駐渦控制翼型大迎角分離渦的風(fēng)機翼型設(shè)計思路。通過在翼型上表面接近后緣的位置設(shè)計一個凹坑，使得翼型上方的氣流形成了一個穩(wěn)定的駐渦。由于使得凹坑上游的抬起減緩了凹坑上游翼型表面的收縮率，減小了大迎角下上表面氣流從最大厚度到凹坑處的逆壓梯度，同時由于凹坑駐渦的環(huán)量誘導(dǎo)作用，可以有效控制翼型上表面的分離區(qū)域，從數(shù)值模擬的結(jié)果看，一直到18°迎角之前，新翼型凹坑駐渦可以將分離渦的范圍限制在凹坑之后，結(jié)合Gurney襟翼的使用，新翼型不僅在所有迎角下能夠提高翼型的升力系數(shù)，而且大幅度提高了翼型的失速迎角，在本文的參數(shù)條件下，翼型失速迎角提高了1.5倍。是一種值得深入研究的新型風(fēng)機翼型設(shè)計思想。

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