郝文星，　葉　舟,2，　丁勤衛(wèi)，　李　春,2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，上海 200093；2. 上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海 200093)

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柔性襟翼對風力機翼型氣動性能的影響

郝文星1，葉舟1,2，丁勤衛(wèi)1，李春1,2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，上海 200093；2. 上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海 200093)

摘要：通過對柔性尾緣襟翼(DTEF)參數(shù)化建模，實現(xiàn)了對尾緣襟翼柔性變形與控制.采用數(shù)值模擬方法研究DTEF對翼型整體靜態(tài)與動態(tài)氣動性能的影響及流動機理.結(jié)果表明：DTEF位于不同擺角時，翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)均有不同程度的明顯改變，隨著攻角的增大，襟翼改變翼型氣動性能的能力降低，對襟翼附近的流動影響亦減弱；DTEF動態(tài)運動過程中，翼型升力系數(shù)滯后于擺角的變化，DTEF改變升力系數(shù)的能力降低，翼型阻力系數(shù)超前于擺角的變化，DTEF改變阻力系數(shù)的能力增加，此動態(tài)效應(yīng)隨擺動周期減小而增強，并在翼型表面壓力系數(shù)與尾跡渦量上有一定體現(xiàn).

關(guān)鍵詞：風力機翼型； 氣動性能； 柔性襟翼； 計算流體力學(xué)

為了更大程度地獲取風能，降低單位風電成本，風力機單機容量及葉片尺寸不斷增長，截止至2014年，已研制出的風力機最大單機容量為10 MW，風輪直徑達190 m，最大葉片尺寸達到85 m[1].葉片尺寸的增大使得葉片極限載荷和疲勞載荷增大，且使沿葉片展向載荷分布不均勻性增強[2].尾緣襟翼能夠改變翼型的氣動性能，在風力機運行過程中，通過控制其運動與幾何特性實現(xiàn)對葉片的載荷控制，且能夠克服現(xiàn)有變槳技術(shù)的大慣性以及不能有效控制局部載荷波動上的不足[3].

美國Sandia國家實驗室、荷蘭Delft理工大學(xué)和丹麥Ris? DTU等幾個國外著名實驗室較早地開展了風力機葉片尾緣襟翼的研究，初步結(jié)果表明尾緣襟翼具有較好的降載效果[4-5].Troldborg[6]以具有可變參數(shù)的尾緣襟翼Ris?-B1-18翼型為研究對象，基于數(shù)值模擬重點對尾翼形狀和尺寸進行了優(yōu)化，得出長度0.05c～0.1c(c為翼型弦長)的尾緣襟翼為較優(yōu)設(shè)計方案.Lackner等[7]采用GH_BLADED對比分析了美國可再生能源實驗室(NREL)5 MW風力機葉片分別采用獨立變槳和尾緣襟翼后對疲勞載荷的影響，指出尾緣襟翼可有效降低葉片疲勞載荷.Andersen[8]采用HAWC2模擬動態(tài)失速模型和近尾流模型，驗證了尾緣襟翼減少疲勞載荷的能力.Lackner等[9]對尾緣襟翼非定常特性進行了研究，并選取折合頻率作為評價參數(shù)，如式(1)所示.

(1)

式中：l為特征長度；f為擾動頻率；U為特征速度.以翼型弦長c為特征長度，流體流速為特征速度，主要擾動為襟翼運動，可較好地表征襟翼擺動頻率.余畏等[10]自主開發(fā)了基于尾緣襟翼整機氣動伺服彈性仿真平臺，驗證了湍流風況下襟翼減小葉片疲勞載荷的有效性.葉舟等[11]以襟翼擺角為控制變量，研究了尾緣襟翼對翼型升阻特性的控制效果以及其對翼型周圍流場特性的影響.李傳峰等[12]采用計算流體力學(xué)方法研究了尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角頻率對翼型氣動參數(shù)及動態(tài)特性的影響，指出襟翼偏轉(zhuǎn)達到一定角頻率時流場具有明顯的動態(tài)特性.

以上研究主要關(guān)注的是尾緣襟翼氣動特性、控制策略和實現(xiàn)方式等方面，更多地考慮流動的宏觀參數(shù)，較少考慮襟翼在靜態(tài)和動態(tài)過程中對氣動性能的不同影響及其影響機理.

筆者以NREL S809翼型[13]為基礎(chǔ)翼型，通過控制襟翼參數(shù)實現(xiàn)襟翼幾何變形與運動，利用計算流體力學(xué)(CFD)方法研究襟翼變形對翼型氣動性能的影響，進而分析其影響機理，并對襟翼運動時的氣動及流場動態(tài)特性進行分析.

1計算模型

1.1尾緣襟翼模型

圖1給出了以S809為基礎(chǔ)翼型的尾緣襟翼變形示意圖.其中，H為變形鉸點，坐標為(x0,y0)；θ為襟翼頂端相對基礎(chǔ)位置擺動角度(定義逆時針為正).柔性尾緣襟翼型線變化規(guī)律如式(2)所示，通過對襟翼表面節(jié)點控制實現(xiàn)襟翼變形，θ′為型線各節(jié)點繞鉸點H的偏轉(zhuǎn)角度.函數(shù)f(x,q,x0)通過控制節(jié)點偏轉(zhuǎn)角度隨節(jié)點橫坐標x的變化來控制襟翼擺動時的形狀，為保證襟翼變形的連續(xù)性，f(x,q,x0)滿足式(3).采取函數(shù)形式f(x,q,x0)=(x-x0)q，參數(shù)q用以調(diào)節(jié)襟翼型線的曲率變化.函數(shù)R(t)為襟翼擺動的時間函數(shù)，用于描述襟翼的位置隨時間的變化.

影響尾緣襟翼型線的參數(shù)主要包括鉸點位置(襟翼長度)、偏轉(zhuǎn)角度和形狀函數(shù)，襟翼擺動規(guī)律主要受時間函數(shù)影響，襟翼變形與控制模擬通過CFD軟件二次開發(fā)端口實現(xiàn).筆者主要討論襟翼擺動對翼型氣動性能的影響，參考Troldborg[6]的研究結(jié)果，定義襟翼長度為0.1c，最大偏轉(zhuǎn)角θ為10°，形狀參數(shù)q為1，此時襟翼外形過渡性較好，襟翼以正弦規(guī)律擺動，如式(4)所示.

圖1　尾緣襟翼變形示意圖

(2)

(3)

(4)

1.2計算域劃分及網(wǎng)格

翼型計算域拓撲結(jié)構(gòu)及襟翼周圍網(wǎng)格分布如圖2所示.計算域由上游來流區(qū)、動態(tài)網(wǎng)格區(qū)和下游尾跡區(qū)3部分組成，其中上游來流區(qū)Z1為半徑10c的半圓形區(qū)域，下游尾流區(qū)Z3為邊長20c×20c的正方形區(qū)域，動態(tài)網(wǎng)格區(qū)Z2為半徑c的圓形區(qū)域.采用動網(wǎng)格技術(shù)[14]控制變形襟翼周圍網(wǎng)格重構(gòu).常用的動網(wǎng)格技術(shù)包括以下3種：滑移網(wǎng)格技術(shù)、重構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)和變形動網(wǎng)格技術(shù).根據(jù)襟翼的擺動特點，采用重構(gòu)動網(wǎng)格技術(shù)來實現(xiàn)網(wǎng)格變化.

上游來流區(qū)與下游尾流區(qū)采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，動態(tài)網(wǎng)格區(qū)采用三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格.因網(wǎng)格重構(gòu)過程中翼型周圍新生成的網(wǎng)格質(zhì)量會發(fā)生改變，為防止其影響計算精度，在翼型周圍覆蓋邊界層網(wǎng)格.邊界層網(wǎng)格不參與網(wǎng)格重構(gòu)，采用與襟翼擺動相同的運動規(guī)律控制其隨襟翼一起運動.網(wǎng)格總數(shù)約為30 000，翼型表面布置264個節(jié)點，對翼型前緣進行了加密處理，第一層網(wǎng)格中心距離壁面約為0.002c(30

(a)計算域(b)整體網(wǎng)格分布(c)翼型前緣網(wǎng)格分布(d)翼型尾緣網(wǎng)格分布

圖2翼型計算區(qū)域及其網(wǎng)格分布圖

Fig.2Calculation region and grid distribution of the airfoil

1.3湍流模型

采用湍流模型RNGk-ε模型進行數(shù)值求解，RNGk-ε模型將壁面流動假設(shè)為充分發(fā)展湍流，主要用于求解處于湍流核心區(qū)的流動，故將翼型表面網(wǎng)格放置于湍流核心區(qū)，采用標準壁面函數(shù)近似黏性底層與過渡層[16].流域入口邊界類型為速度入口，來流雷諾數(shù)Re=2×106，出口條件設(shè)為壓力出口，壓強為環(huán)境壓強，翼型表面設(shè)為固壁無滑移條件.因來流風速較小且不涉及傳熱等情況，將來流視為不可壓，對連續(xù)性方程和動量方程進行求解，采用基于壓力求解器，壓力-速度耦合采用Simple算法.動態(tài)模擬無量綱時間步Δt*經(jīng)無關(guān)性驗證后設(shè)置為2.5×10-4，無量綱時間步的計算如式(5)所示.

(5)

式中：Δt為實際時間步；cf為襟翼長度；T為襟翼擺動周期.

2可行性驗證

翼型主要氣動性能參數(shù)包括翼型升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD以及升阻比K等，如式(6)所示.

(6)

式中：FL為與來流方向垂直的力，即翼型的升力；FD為與來流方向平行的力，即翼型的阻力；ρ為空氣密度;W為相對翼型來流風速.

為了驗證上述模型對風力機翼型氣動性能分析的可行性，選用S809翼型進行二維氣動性能計算，并將計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進行對比分析，實驗數(shù)據(jù)來自TU-Delft的實驗[12].攻角α的范圍為-3°≤α≤18°.對比結(jié)果如圖3所示.

從社會和國家層面來看，工匠精神是一種高層次的文化形態(tài)，是中國精神的重要內(nèi)容之一，是社會主義核心價值觀的生動體現(xiàn)，是國家和社會構(gòu)建的價值觀念和發(fā)展理念，是中華傳統(tǒng)文化在國家戰(zhàn)略上的支撐和靈魂。作為一種優(yōu)秀的職業(yè)道德文化，它的傳承和發(fā)展契合了時代發(fā)展的需要，具有重要的時代價值和社會意義。通過工匠精神的傳承和發(fā)揚，新時代中國改革建設(shè)發(fā)展取得輝煌成就，使中國走向了世界舞臺中央，為世界提供了中國智慧和中國方案。培育工匠精神既是實現(xiàn)中華民族偉大復(fù)興中國夢的現(xiàn)實需要，也是高校附屬醫(yī)院黨建思想政治教育及其理論研究的一項重要內(nèi)容。

(a)氣動性能參數(shù)

(b)α=5.13°時表面壓力系數(shù)

由圖3(a)可以看出：攻角為-3°～9°時，翼型主要位于附著流區(qū)[13]，升力系數(shù)的計算值與實驗值吻合較好，其最大偏差均不超過5%；攻角大于9°時，翼型靠近尾緣繞流開始發(fā)生較大分離，因流動情況較為復(fù)雜且存在動態(tài)現(xiàn)象，計算值與實驗值存在一定誤差.阻力系數(shù)計算值在附著流區(qū)大于實驗值，在失速區(qū)與實驗值較為吻合.流體在翼型表面的流動過程為由層流到湍流的轉(zhuǎn)捩過程[17]，上述模型將流動假設(shè)為全湍流，因此產(chǎn)生的模擬誤差主要體現(xiàn)在附著流區(qū)阻力系數(shù)上.但因附著流區(qū)阻力系數(shù)值比較小，且整體模擬趨勢較為吻合，故可以采用全湍流模型模擬翼型氣動性能.

圖3(b)給出了攻角為5.13°時翼型表面壓力系數(shù)模擬值與實驗值的對比.由圖3(b)可以看出，此計算模型可較好地模擬翼型表面壓力，各位置處表面壓力系數(shù)計算值以及變化走勢均與實驗值較為吻合，對0.5c附近因上表面流體由層流向湍流轉(zhuǎn)捩而導(dǎo)致此處壓力升高這一現(xiàn)象也有較好的體現(xiàn).通過對比分析可知，此CFD計算模型對于風力機翼型二維流動具有較高的模擬精度，可較好地模擬翼型氣動性能以及翼型流場流動特點.

3結(jié)果分析

3.1靜態(tài)氣動性能

圖4給出了攻角為0°、5°和10°時S809翼型氣動性能參數(shù)隨襟翼擺角位置的變化.由圖4(a)可以看出，在3種攻角下，襟翼位于負角度位置時，升力系數(shù)相對原始翼型(擺角為0°時)均有增大，并隨著襟翼擺角的增大而增大，最大增幅達到0.265；襟翼位于正角度位置時，情況反之，最大減幅約為0.287.攻角為0°和5°時，升力系數(shù)隨襟翼擺角的變化關(guān)系比較相似，整體成線性發(fā)展，攻角為10°時，由于此時翼型尾緣已經(jīng)發(fā)生繞流分離，襟翼位于負角度位置時，升力系數(shù)的增幅較為平緩.

(a)升力系數(shù)

(b)阻力系數(shù)

(c)升阻比

由圖4(b)可以發(fā)現(xiàn)，襟翼位于負角度位置時，阻力系數(shù)相對原始翼型增大，并隨襟翼擺角的增大而增大，增幅隨著攻角的增大而趨于明顯.襟翼位于正角度位置時，阻力系數(shù)在不同攻角下的變化情況略有不同：攻角為5°和10°時，阻力系數(shù)隨襟翼擺角增大而減小，且攻角為10°時較為明顯；攻角為0°時，阻力系數(shù)隨襟翼擺角增大而略有增大.升阻比變化情況如圖4(c)所示，攻角為0°時，襟翼擺角對翼型升阻比影響較大，隨著攻角增大，升阻比受襟翼擺角的影響減小.

為進一步分析尾緣襟翼對翼型氣動性能的影響機理，對上述3個攻角下襟翼擺角分別為-10°、0°和10° 3種情況下翼型表面壓力系數(shù)進行對比，結(jié)果如圖5所示.圖5(a)中，襟翼擺角為-10°時，受襟翼影響，翼型整體吸力面壓力系數(shù)較原始翼型減小，壓力面壓力系數(shù)較原始翼型增大，壓力系數(shù)曲線所圍面積增加是翼型升力系數(shù)增大的主要原因.襟翼擺角為10°時，情況與上述相反，由圖4(a)可知，此時翼型升力系數(shù)為負值，結(jié)合圖5(a)可以看出，此時翼型壓力面與吸力面相對原始翼型已發(fā)生整體的相互轉(zhuǎn)化.圖5(b)和圖5(c)的情況與圖5(a)類似，均出現(xiàn)了相同規(guī)律的壓力變化，且當襟翼位于負角度位置時在靠近尾緣位置出現(xiàn)了部分壓力面和吸力面的相互轉(zhuǎn)化，并隨著攻角的增大，轉(zhuǎn)化區(qū)域減小.由以上分析可知，襟翼的擺動位置對翼型各處表面壓力均有較大的影響，甚至導(dǎo)致壓力面和吸力面的相互轉(zhuǎn)化，最終導(dǎo)致翼型升、阻力有較大的變化.

為了較直觀地觀察不同攻角下尾緣襟翼附近流場狀態(tài)，分析尾緣襟翼對翼型流場特性的影響，圖6給出了翼型在攻角為5°和10°時襟翼附近流場流線圖，因攻角為0°時流線變化與攻角為5°時類似，在此不予給出.攻角為5°狀態(tài)下，襟翼處于原始位置，與正角度位置均未發(fā)現(xiàn)分離現(xiàn)象，襟翼的主要作用是改變尾緣附近的流動方向；襟翼位于負角度位置時，尾緣上表面附近有輕微流體分離現(xiàn)象，由圖4可知，此處流體分離對于襟翼對翼型氣動性能的調(diào)控能力影響不明顯.攻角為10°時，原始翼型尾緣上表面附近已經(jīng)能夠發(fā)現(xiàn)分離現(xiàn)象，并伴有較小漩渦；襟翼處于正角度位置時分離程度降低，但因襟翼向上彎曲導(dǎo)致尾緣上表面附近壓力增大，使來流逆壓梯度增大，進而導(dǎo)致尾緣上表面出現(xiàn)明顯漩渦；襟翼位于負角度位置時可觀察到尾緣上表面出現(xiàn)明顯分離現(xiàn)象，并伴有漩渦發(fā)生，從圖4可以看出，此處流體分離影響了襟翼對翼型氣動性能的調(diào)控，使得襟翼位于負角度位置時翼型氣動性能隨襟翼擺角的變化較為平緩.

(a)α=0°

(b)α=5°

(c)α=10°

(a)α=5°，θ=0°

(b)α=5°，θ=10°

(c)α=5°，θ=-10°

(d)α=10°，θ=0°

(e)α=10°，θ=10°

(f)α=10°，θ=-10°

3.2動態(tài)氣動性能

圖7(b)顯示的阻力系數(shù)的動態(tài)變化亦為一條封閉“O”形曲線，且隨著折合頻率的增大，“O”形曲線開頭增大，相同襟翼擺角下，襟翼由正角度位置向負角度位置擺動時阻力系數(shù)大于襟翼向相反方向擺動時的阻力系數(shù)，動態(tài)阻力系數(shù)對襟翼擺角的響應(yīng)為超前響應(yīng)，與升力系數(shù)變化情況相反.“O”形曲線整體外形隨著擺動頻率的增大，相對于靜態(tài)結(jié)果順時針旋轉(zhuǎn)，CD最大值增大，最小值減小，動態(tài)阻力系數(shù)CD整體變化幅度隨擺動頻率增大而增大.

(a)升力系數(shù)隨襟翼擺角的變化

(b)阻力系數(shù)隨襟翼擺角的變化

Fig.7Dynamic changes of aerodynamic characteristics along with the angle of flap for different oscillation cycles

圖8給出了翼型在攻角為5°、襟翼擺角為0°時靜止狀態(tài)與襟翼折合頻率k=0.027時表面壓力系數(shù)的對比.由圖8可以看出，襟翼處于上擺狀態(tài)時，翼型上表面壓力小于靜止狀態(tài)下，下表面壓力大于靜止狀態(tài)下，差距主要體現(xiàn)在翼型前半段，后半段差距不明顯.襟翼處于下擺狀態(tài)時，情況與上述相反.綜合以上分析可知，襟翼擺動遲滯現(xiàn)象導(dǎo)致翼型表面壓力遲滯，這種遲滯主要體現(xiàn)在翼型前半段，表面壓力遲滯使升力系數(shù)發(fā)生遲滯.

圖9給出了翼型在攻角為5°、襟翼擺角為0°時靜止狀態(tài)與襟翼折合頻率k=0.027時尾跡渦量圖.由圖9可以看出，襟翼運動的動態(tài)特性在尾跡渦量變化中亦有一定體現(xiàn).襟翼處于靜止狀態(tài)時，翼型上表面的尾跡渦量略小于下表面.襟翼處于上擺狀態(tài)時，翼型上表面的尾跡渦量較靜止狀態(tài)增大，下表面的尾跡渦量減小，致使升力系數(shù)增大.襟翼處于下擺狀態(tài)時，情況與上擺狀態(tài)相反，升力系數(shù)減小.尾跡渦量的大小在一定程度上反映了翼型升力的大小，襟翼運動時壓力場與渦量場均存在一定的遲滯效應(yīng)，體現(xiàn)在宏觀參數(shù)上為升、阻力的遲滯回環(huán).在襟翼實際應(yīng)用中，尤其是襟翼快速動作時，動態(tài)效應(yīng)不應(yīng)忽視.

圖8　α=5°時靜止與擺動狀態(tài)下表面壓力系數(shù)的對比

(a)θ=0°， 靜止

(b)θ=0° ，上擺

(c)θ=0° ，下擺

圖9α=5°時靜止與擺動狀態(tài)下尾跡渦量圖

Fig.9Vorticity magnitude in static and oscillating state forα=5°

4結(jié)論

(1)采用湍流模型RNGk-ε模型并采用壁面貼體運動結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對襟翼靜止與擺動狀態(tài)下的氣動性能模擬均具有一定的精度，可較好地模擬翼型流場氣動特性.

(2)襟翼擺角位置對翼型升、阻力系數(shù)有較大影響，主要基于翼型表面壓力系數(shù)的變化，整體升阻比變化隨攻角增大受襟翼影響減小.

(3)襟翼運動狀態(tài)下，翼型升力系數(shù)滯后于襟翼擺角，阻力系數(shù)超前于襟翼擺角，氣動性能隨襟翼擺角變化的曲線近似為封閉“O”形曲線，并隨著擺動周期的減小，曲線開口增大；升力系數(shù)曲線整體隨擺動周期減小逆時針旋轉(zhuǎn)，升力系數(shù)變化幅度減小，阻力系數(shù)曲線整體隨擺動周期減小順時針旋轉(zhuǎn)，阻力系數(shù)變化幅度減小.

(4)尾緣襟翼的運動導(dǎo)致相同擺角位置翼型表面壓力系數(shù)與靜止狀態(tài)下存在差別，且主要體現(xiàn)在翼型的前半段，此動態(tài)特性在翼型尾跡渦量發(fā)展中也有一定體現(xiàn).

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Influence of Deformable Trailing Edge Flap on Aerodynamic Performance of the Wind Turbine Airfoil

HAOWenxing1,YEZhou1,2,DINGQinwei1,LIChun1,2

(1. School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093, China; 2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering, Shanghai 200093, China)

Abstract：Parametric programming was adopted on the modeling of deformable trailing edge flap (DTEF) to realize its flexible deformation and control, based on which numerical simulations were conducted to analyze the effects of DTEF on aerodynamic performance of the wind turbine airfoil and to study its flow mechanism respectively under static and dynamic conditions. Results show that under static conditions, the angle of flap affects the lift coefficient and drag coefficient obviously; with the rise of attack angle, the ability of DTEF reduces in changing the aerodynamic performance of the airfoil, and its influence on neighboring flow field weakens accordingly. Swing DTEF makes the change of lift coefficient of airfoil lags the change of flap angle, with reduced ability of DTEF on the control of lift coefficient; whereas swing DTEF makes the change of drag coefficient leads the change of flap angle, with enhanced ability of DTEF on the control of drag coefficient; these unsteady effects of flap oscillation are enhanced with the decrease of the oscillation cycle, reflecting in the variation of surface pressure coefficient of airfoil and in the development of wake vortex.

Key words：wind turbine airfoil; aerodynamic performance; deformable trailing edge flap; CFD

收稿日期：2015-07-15

修訂日期：2015-08-26

基金項目：國家自然科學(xué)基金資助項目(E51176129)；上海市教育委員會科研創(chuàng)新基金資助項目(13YZ066)；上海市研究生創(chuàng)新基金資助項目(JWCXSL1402)

作者簡介：郝文星(1991-)，男，河南商丘人，碩士研究生，主要從事風力發(fā)電方面的研究.

文章編號：1674-7607(2016)06-0473-07中圖分類號：TK83

文獻標志碼：A學(xué)科分類號：470.30

葉舟(通信作者)，男，副教授，博士，電話(Tel.)：13917515193；E-mail：wstar_usst@163.com.