喬志德， 宋文萍， 高永衛(wèi)

（西北工業(yè)大學，翼型、葉柵空氣動力學國家重點實驗室，陜西 西安710072）

0 引 言

風力機葉片設計是風力發(fā)電機組設計的一項核心技術，構成葉片的翼型是葉片設計的基礎，20世紀90年代以前，風力機葉片設計通常使用已有的傳統(tǒng)翼型，如4位數(shù)字NACA44系列和NACA63或64系列翼型［1－2］，自從1980年代后期以來，西歐和美國進行了專門用于風力機的先進翼型設計研究，瑞典宇航研究院20世紀90年代設計了FFA－W3－211、FFA－W3－241和FFA－W3－301三個較厚的翼型，荷蘭Delft大學在1992年和1993年設計了相對厚度分別為25%、21%的 DU91－W2－250和 DU93－W2－210翼型，此后設計了相對厚度分別為18%的DU95－W－180、DU96－W－180 翼 型 和 30% 的 DU97－W－300 翼型，形成了相對厚度18%到40%的DU翼型系列［3］，丹麥RIS?國家實驗室在90年代后期發(fā)展了由RIS?－A1－18，RIS?－A1－21和 RIS?－A1－24三個翼型組成的RIS?風力機翼型系列，在2000年之后針對大型風力機設計了具有更高設計升力的RIS?－B1族翼型［4］。但上述翼型缺乏較高雷諾數(shù)下的實驗驗證，目前還主要用于中、小風力機葉片設計。

1984年美國可再生源國家實驗室（NREL）開展了風力機翼型族的設計研究，到90年代，為各類風力機發(fā)展了不同性能的，從根部到葉尖的，能適應結構要求的9個翼型族［2，5］，這些新翼型的采用，使風電機組年發(fā)電量增加了10%～35%。由于是針對當時的中、小型風力機設計的，其設計升力和最大升力系數(shù)都不很高。

美國Sandia國家實驗室在2004年發(fā)表了大型風力機創(chuàng)新葉片的設計技術報告［6］，提出了把新翼型作為4項關鍵技術之一的大型風力機葉片創(chuàng)新設計新概念，所有4項關鍵技術都指向一個主要目標：在獲得高空氣動力學性能的條件下，減少葉片重量。所提出的一個2.4MW，直徑104m的風力機設計方案中，葉片大部分剖面雷諾數(shù)都超過5.0×106。

風力機葉片的重量和費用正比于半徑的2.4次方，而發(fā)電量正比于風力機半徑的平方，所以隨風力機功率增加，風力機尺寸將會有更快的增加，更大的尺寸意味著更高的運行雷諾數(shù)、更大的重量、更大的陣風風載及伴隨的振動和疲勞限制。因此大型風力機葉片的主要技術要求是：減少葉片重量，以減少包括制造費用和運輸成本在內的發(fā)電成本，減少慣性載荷、陣風載荷以及相應的系統(tǒng)載荷；并提高葉片的風能捕獲能力。由于大型風力機運行工況下葉片主要剖面具有很高的雷諾數(shù)，因此要求翼型在高雷諾數(shù)時具有高的氣動性能，此外，大型風力機還要求翼型具有更高的設計升力，這是因為高設計升力可以減少實度（減少葉片弦長）以減少葉片面積，從而可以減少葉片重量、節(jié)約制造和運輸成本，并減輕陣風載荷和慣性載荷；還有，高設計升力有利于在低于平均風速的使用周期內提高風能捕獲能力，以增加風力機的年發(fā)電量。由上述可見，大型風力機翼型應該在在更高的雷諾數(shù)和更高的設計升力下具有更好的空氣動力特性。目前國內外風力機翼型的設計升力系數(shù)大都小于1.0，除個別翼型外，風力機翼型族的實驗雷諾數(shù)都沒有超過3.0×106，所以研究發(fā)展經過實驗驗證的高雷諾數(shù)、高設計升力風力機翼型族，可以導致設計出具有創(chuàng)新性的高性能大型風力機葉片。

我國過去缺乏以厚翼型為特點的風力機翼型設計與計算方法研究；缺乏可減輕風力機葉片陣風過載的翼型設計與計算方法研究，也沒有開展風力機翼型族的設計研究，沒有具有知識產權的風力機翼型族，特別是沒有可供兆瓦級和多兆瓦級大型風力機葉片設計使用的翼型族，嚴重影響了我國風電工業(yè)的發(fā)展。

NPU－WA風力機翼型族是針對變距或變轉速大型風力機葉片，使用計算流體力學方法設計的，并在NF－3低速翼型風洞中進行了從1.0×106到5.0×106的5個不同雷諾數(shù)的風洞實驗，與已有國外風力機翼型較低雷諾數(shù)實驗數(shù)據相比，給出具有更高雷諾數(shù)的、更完整的氣動性能實驗數(shù)據。

1 NPU－WA翼型設計方法

在風力機翼型設計中綜合使用了課題組多年來研究發(fā)展的翼型設計與計算方法，這些方法的詳細描述見所給出的相應參考文獻，這里簡介如下：

（1）反設計方法

按給定目標壓力分布的翼型反設計方法［13］，用于給定較小迎角（或較低設計升力系數(shù)）時的目標壓力分布設計翼型；基于亞聲速速勢方程的混合邊界條件翼型設計方法［7］，用于根據部分表面給定目標壓力分布，部分表面給定幾何外形的設計要求設計翼型；N－S方程翼型設計方法［13］，用于大迎角（或高升力）條件下，給定目標壓力分布設計翼型，適用于各種迎角和雷諾數(shù)。

（2）翼型優(yōu)化設計方法

通過采用多目標優(yōu)化方法基于雷諾平均N－S方程［9－10］、低速線化速勢方程或跨聲速全速勢方程－附面層迭代方法進行優(yōu)化設計［8］。優(yōu)化目標是提高翼型在高升力和高雷諾數(shù)下的升阻比，并將中等升力系數(shù)、較低雷諾數(shù)等非設計條件以及翼型力矩系數(shù)及翼型相對厚度作為需要滿足的約束條件。

（3）人－機對話修改設計［13］

通過計算機屏幕直接修改翼型幾何外形，通過對修形后翼型的氣動特性計算檢驗修改效果，由于優(yōu)化方法難以使翼型外形有大的改變，所以允許較大修改量的人－機對話修形是優(yōu)化方法的必要補充，同時也是進行適當修形以滿足非設計條件的補充手段。

（4）校核計算方法［13－15］

對使用上述方法設計的翼型進行設計條件和非設計條件下的校核計算，在小迎角（或低升力）時，主要使用XFOIL計算軟件，在大迎角（或高升力）使用課題組研究發(fā)展的雷諾平均N－S方程計算方法。

圖1給出所設計的NPU－WA－210翼型在設計工況下壓力分布與國外同類風力機翼型的比較。

圖1 設計升力和設計雷諾數(shù)下NPU－WA－210翼型與其他風力機翼型壓力分布計算比較Fig.1 Comparison of the design pressure distribution of NPU－WA－210with the other airfoils

2 NPU－WA翼型族翼型的名稱和幾何外形

圖2給出了NPU－WA風力機翼型族的幾何外形，根據設計技術要求，該風力機翼型族的相對厚度分別為0.15、0.18、0.21、0.25、0.30、0.35和0.40弦長，共7個翼型，分別被命名為：NPU－WA－150、NPUWA－180、NPU－WA－210、NPU－WA－250、NPU－WA－300、NPU－WA－350和 NPU－WA－400。NPU－WA 翼型編號最后三位數(shù)字中的前兩位表示相對厚度，最后一位“零”表示該翼型為初次設計，若為第一次修改設計則為1，以此類推。編號中的“NPU”表示該翼型族是由西北工業(yè)大學研究發(fā)展的，“WA”表示該翼型族是為風力機設計的專用翼型。弦長C為100時，不同相對厚度翼型的后緣厚度見表1。

表1 不同相對厚度翼型的后緣厚度Table 1 Trailing edge thickness of airfoils with different relative thickness

圖2 NPU－WA風力機翼型族Fig.2 NPU－WA wind turbine airfoil family

3 NPU－WA風力機翼型族的風洞實驗

NF－3風洞為直流閉口式全鋼結構風洞，有三個可更換實驗段，洞體長80m，二元實驗段寬1.6m、高3m、長8m。風速為15m／s～120m／s，湍流度0.045%。試驗用的翼型模型均為鋼質骨架木質結構模型，模型展長1.595m，弦長0.8m，模型在風洞中的安裝情況如圖3所示。在翼型模型上下表面開靜壓孔，測量表面的壓力，用于計算翼型的升力和俯仰力矩；在距模型后緣1.2倍弦長處安裝總壓排管，有186根文德利型總壓管和9根靜壓管，測量模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓，用以計算翼型的阻力。測量寬度范圍為2000mm，可根據試驗的具體情況進行移動。數(shù)據采集系統(tǒng)采用美國PSI公司的9816電子掃描閥，共有512個壓力測量通道，采集速度為100Hz／ch，采集精度為±0.05%。該系統(tǒng)用來采集翼型的表面壓力和尾耙的壓力。除了自由轉捩實驗外，還進行了固定轉捩實驗，固定轉捩采用zigzag粗糙帶。

圖3 翼型模型在NF－3風洞中的安裝Fig.3 The test model in NF－3wind tunnel

實驗雷諾數(shù)分別為1.0×106、1.5×106、3.0×106、4.0×106和5.0×106。對應實驗段風速約為20m／s～100m／s。對實驗數(shù)據進行了包括阻塞修正、流向曲率修正和側壁干擾修正等風洞干擾修正。

4 NPU－WA翼型的氣動特性

4.1 NPU－WA翼型的高升力特性

由圖4可見，主翼型與外側翼型具有高于1.2的設計升力，最大升阻比對應的升力很接近于最大升力是該翼型族的主要特點之一。

4.2 NPU－WA翼型的高雷諾數(shù)特性

圖5給出雷諾數(shù)對NPU－WA－210翼型最大升阻比和最大升力系數(shù)的影響，由圖可見，翼型的氣動性能隨雷諾數(shù)的變化較為和緩，在直到Re＝5.0×106時仍能保持高的升阻比。

4.3 最大升力系數(shù)對粗糙度的敏感性

最大升力系數(shù)CLmax對粗糙度敏感性可被定義為（CLmaxfr－CLmaxfix）／CLmaxfr，下標中的fr表示自由轉捩，fix表示固定轉捩，一般來說，高設計升力和大相對厚度都會增加翼型對粗糙度的敏感性，圖6指出，用于葉片外側剖面的 NPU－WA－150和 NPU－WA－180翼型在所有試驗雷諾數(shù)范圍內，最大升力系數(shù)對粗糙度的敏感性都低于10%，分別為0.049～0.076和0.052～0.095，表明其對粗糙度不敏感。主翼型NPU－WA－210在高雷諾數(shù)下，如Re＝5.0×106時敏感性參數(shù)為0.097，Re＝3.0×106時為0.123。

內側翼型最大升力系數(shù)對粗糙度敏感性通常是不很重要的，可以允許較高的敏感性。

4.4 厚翼型的氣動特性

圖7給出了用于葉片內側剖面的NPU－WA－300翼型空氣動力學特性隨雷諾數(shù)的變化。

5 結 論

風洞實驗表明，NPU－WA翼型族達到了在高雷諾數(shù)、高升力條件下實現(xiàn)高升阻比和外側翼型對粗糙度不敏感的主要設計要求。為我國自主研發(fā)大型風力機提供了可供實際使用的翼型幾何數(shù)據和雷諾數(shù)從1.0×106～5.0×106的風洞實驗數(shù)據。

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