劉雄飛 ，汪建文 ，代元軍，苗 磊

(1.中國礦業(yè)大學銀川學院，寧夏銀川 750011；2.內(nèi)蒙古工業(yè)大學能源動力學院，內(nèi)蒙古呼和浩特 010051；3.內(nèi)蒙古可再生能源實驗室，內(nèi)蒙古呼和浩特 010051；4.新疆工業(yè)高等專科學校，新疆烏魯木齊 830091)

0 前言

風力機葉片氣動性能的優(yōu)劣，影響風能轉(zhuǎn)換效率。葉片的氣動性能是由其截面翼型的氣動性能決定的。目前，風力機專用翼型具有最大相對厚度較小，后緣部分較薄的特點。課題組以最大相對厚度為8.56% 的某新翼型為研究對象，將該翼型的風力機與最大相對厚度為15% 的某傳統(tǒng)翼型風力機進行了功率特性和結(jié)構(gòu)動態(tài)特性的對比，發(fā)現(xiàn)最大相對厚度較小的新翼型風力機氣動特性明顯優(yōu)于最大相對厚度較大的傳統(tǒng)翼型風力機，但其結(jié)構(gòu)動態(tài)特性卻稍遜色于傳統(tǒng)翼型風力機。因此，本文將在保證該新翼型氣動性能的基礎(chǔ)上，基于數(shù)值計算的方法，對其后緣部分進行適當?shù)募雍裉幚?，以進一步改善該翼型風輪的結(jié)構(gòu)動態(tài)特性，為翼型的進一步優(yōu)化設(shè)計和葉片的實際加工提供參考。

1 新翼型的數(shù)值計算

1.1 模型的建立與網(wǎng)格的劃分

采用FLUENT 軟件的前處理軟件GAMBIT 對某新翼型進行幾何建模，幾何計算區(qū)域整體為C 形網(wǎng)格。計算過程中，采用了區(qū)域加密的方法對翼型周圍流場網(wǎng)格進一步加密，如圖1為某新翼型計算網(wǎng)格圖。計算域的邊界包括翼型固壁、速度入口、自由出流出口、Interior 以及固壁邊界。所采用的邊界條件為：固壁表面為無滑移條件、進口、出口和Interior 面由特征相容條件確定、計算邊界由插值確定。采用二維穩(wěn)態(tài)分離解法的隱式解法,空間離散格式采用二階迎風格式,壓力-速度耦合采用SIMPLE 解法。

圖1 某新翼型計算網(wǎng)絡(luò)局部圖Fig.1 Grid detail near the dedicated airfoil

1.2 翼型上下表面切應(yīng)力的計算

1.2.1 數(shù)學模型

實際流體存在粘性，當流體繞過翼型表面時，會對翼型表面產(chǎn)生切應(yīng)力的作用。粘性切應(yīng)力存在于邊界層內(nèi)，假設(shè)在整個繞流翼面上沒有發(fā)生邊界層分離，繞流體外的粘性流場幾乎與勢流場一樣，不同之處是前者的物面上有一層切應(yīng)力場，而后者沒有。假設(shè)物面上的粘性切應(yīng)力為，在x 方向的投影分量沿物面積分得到的阻力稱為摩擦阻力FDf，由該值或x 方向的切應(yīng)力來判別邊界層的分離與否。

式中i 為x 軸向單位矢量。

1.2.2 計算結(jié)果分析

邊界層分離的根本原因是流體粘性。流體流過翼型，前后壓強的不對稱分布形成壓差阻力。在一確定的繞流場中，引起繞流體后部邊界層分離的直接原因是存在逆壓梯度，而決定逆壓梯度大小的唯一因素是物體的形狀，所以為了避免或者延遲邊界層的分離，必須對翼型形狀進行改進。

2 改進前后翼型數(shù)值計算的對比

2.1 升阻力系數(shù)的對比

圖3 為翼型改進前后升阻比曲線的對比圖，當攻角小于6°時，改進前后升阻比基本重合，當攻角在6°～10°范圍內(nèi)，修改后翼型的升阻比略低于原翼型，當攻角大于10°時，改進前后曲線又重合。說明，在整個攻角范圍內(nèi)，翼型改進前后，升阻比變化不大，為滿足工藝需求，在翼型后緣附近，對翼型適當加厚是可行的。

圖3 修改前后翼型氣動計算結(jié)果對比Fig.3 Aerodynamic results of modified and premodified airfoils

2.2 改進后翼型面x 方向切應(yīng)力變化

前面對原翼型x 方向切應(yīng)力變化進行了研究，發(fā)現(xiàn)了邊界層分離的位置，該位置在以翼型前緣點為基點的弦線方向28.4 單位處。在保證計算條件不變的基礎(chǔ)上，對翼型進行改進，改進前后翼型的壓力面上x 方向切應(yīng)力在整個弦線方向上均大于0，所以在壓力面上未發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，改進后翼型的吸力面在后緣點x 方向切應(yīng)力約等于0，也就是說在翼型后緣點附近才開始發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，修改后的翼型較修改前邊界層分離點延后了，從原來的28.4 單位位置處延后到了43.8 單位處（也就是后緣點的位置），達到了翼型改進的目的。

3 結(jié)語

基于邊界層理論，采用FLUENT 軟件計算了該翼型吸力面和壓力面上沿來流x 方向的切應(yīng)力，據(jù)此找到了吸力面邊界層分離點，以此點開始對翼型吸力面沿后緣點進行適當加厚，并對修改前后的翼型進行了氣動特性對比分析，得出：翼型修改前后壓力面均不發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，修改后的翼型較修改前邊界層分離點延后了，從原來的28.4 單位位置處延后到了43.8 單位處（也就是后緣點的位置）；從邊界層分離點到翼型后緣點適當加厚翼型，升阻比變化不大。課題組對改進前后翼型的風輪進行了氣動性能測試和結(jié)構(gòu)動態(tài)的實驗，發(fā)現(xiàn)改進后的風輪氣動性能變化不大，結(jié)構(gòu)動態(tài)特性有了明顯改善。可見，為滿足工藝需求，在葉片實際加工中，對后緣部分進行適當加厚處理是可行的。

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