宗濤

（湖北能源集團鄂州發(fā)電有限公司，湖北 鄂州 436032）

風力機翼型動態(tài)失速的數(shù)值模擬

宗濤

（湖北能源集團鄂州發(fā)電有限公司，湖北 鄂州 436032）

利用計算流體力學軟件FLUENT，對二維翼型NACA23012在非定常流動中的動態(tài)失速進行數(shù)值模擬研究，分析了翼型在振蕩周期內升力系數(shù)隨攻角的變化，并進一步研究了俯仰運動的幾個關鍵參數(shù)對翼型動態(tài)失速的影響，得出了翼型升力系數(shù)循環(huán)曲線在不同攻角、不同振幅、不同衰減頻率下的變化規(guī)律，并與實驗結果相比較。

翼型；動態(tài)失速；遲滯效應；數(shù)值模擬

0 引言

動態(tài)失速是指一個振蕩（或做其他非定常運動）的壓力面在超過其臨界迎角時繞流流場發(fā)生非定常分離和失速的現(xiàn)象。對于風力機翼型來說，在大攻角、低雷諾數(shù)來流的工況下，當翼型產生振顫時極易出現(xiàn)動態(tài)失速現(xiàn)象。當風輪處于失速狀態(tài)運行時，最大輸出功率和最大葉片載荷將會同時出現(xiàn)，而目前不計失速影響的理論計算載荷只有實測值的50%-70%。失速風輪在高風速下所產生的這種很大輸出功率可能引起發(fā)電機的損壞，因此，在設計時必須認真考慮動態(tài)失速的作用。近年來，許多學者針對這一問題進行了大量的研究[1-3]，如劉雄[4]等人通過實驗初步分析了NACA4415翼型的動態(tài)氣動特性，陳旭[5]等人對NREL s809翼型的二維動態(tài)流場進行了數(shù)值模擬等。本文應用CFD軟件FLUENT對二維翼型NACA23012的動態(tài)失速現(xiàn)象進行數(shù)值模擬。

1 計算網格及邊界條件

對數(shù)值模擬流場進行網格劃分是求解控制方程的基礎，網格質量的好壞將直接影響數(shù)值計算的結果，而網格的生成關鍵在于網格點的合理分布?；诓煌木W格生成方法，可使用結構化和非結構化網格來離散計算域。本文采用非結構化網格，并采用局部加密的方法，圖1所示為網格的局部放大圖。網格點在翼型前緣分布較密，整個流場計算域的網格數(shù)為69 380個。

圖1 網格分布圖Fig.1 Grid profile

動態(tài)失速中一個關鍵的問題是翼型在流場中發(fā)生了振蕩運動，因此，翼型振蕩運動的形式對流場的變化起著關鍵性作用。研究表明，風力機葉片發(fā)生的振顫可認為是按照正弦規(guī)律變化的運動。當葉片發(fā)生振蕩時，其截面翼型與流場中來流的相對方位是隨時間不斷變化的，這個變化所引起的主要影響是來流對翼型的攻角也產生周期性的振蕩變化。由流場運動的相對性，可以設翼型振蕩運動過程中其攻角的變化形式為α=α0+Δα?sin(ω?t)，其中α0為平均攻角，Δα為振幅。取翼型的振蕩軸心為弦長的四分之一處。邊界條件設為無窮遠壓力邊界，空氣視為理想氣體，雷諾數(shù)Re=1.5×106，計算采用k-ω SST模式。

2 結果分析

2.1 模擬值與實驗值比較

文獻[6]給出了翼型NACA23012靜態(tài)時、繞振蕩軸心規(guī)律振蕩時升力系數(shù)（翼型所受到的升力與氣流動壓和參考面積的乘積之比）隨攻角變化的實驗值。圖2所示為靜態(tài)時升力系數(shù)隨攻角的變化。由圖知，升力系數(shù)隨攻角的增加，先增加后減小，失速攻角在15°左右，升力系數(shù)峰值約為1.3。在實驗條件與數(shù)值模擬條件一致的情況下，模擬值與實驗測得的結果吻合。

圖2 靜態(tài)時升力系數(shù)隨來流攻角的變化Fig.2 Lift coefficient with flow static angle of attack

圖3 振蕩翼型升力系數(shù)隨來流攻角的變化Fig.3 Variation of lift coefficient of oscillating airfoil with inflow angle of attack

圖4 不同攻角下翼型周圍速度矢量圖Fig.3 Velocity vector around an airfoil at different angles of attack

圖3所示為翼型俯仰振蕩時升力系數(shù)隨攻角的變化，圖4為不同攻角下翼型周圍速度矢量圖。采用的數(shù)值計算條件為：自由來流Ma=0.12，衰減頻率，其中c為弦長，U∞為遠場來流速度；平均攻角α0=15°，振幅Δα=10°。由圖易知，振蕩上仰階段升力系數(shù)隨著攻角的增加而增加，當上仰至最大值時，翼型向下振蕩，此時升力系數(shù)急速下降，而后有小幅上升。1點為失速延遲點，由于翼型的振蕩作用延遲了失速現(xiàn)象的發(fā)生，甚至不發(fā)生失速，使得升力系數(shù)峰值遠大于靜態(tài)時峰值，幾乎為靜態(tài)時峰值的2倍；當翼型上仰至2點時，發(fā)生前緣分離，使升力系數(shù)明顯增加。隨著攻角的進一步增加，主分離渦的位置升高，向后緣移動，并在前緣和后緣誘導出二次分離渦；進入下俯過程以后，后緣的分離渦變大，并和主分離渦一起脫離翼型表面，此時翼型上方的渦為前緣誘導出的二次渦，當下俯至4點時該二次渦到達翼型尾緣，并隨著翼型的下俯振蕩逐漸脫離翼型表面；當下俯至5點時，翼型表面的流動又恢復為附著流動。模擬值與實驗所得結果變化趨勢一致，但具體值存在有差異，遲滯環(huán)小于實驗所得結果，數(shù)值精度的不足和湍流模式的缺陷是造成這一差異的主要原因，尤其是湍流模式方面[7]。同時上述數(shù)值模擬所選擇的雷諾數(shù)Re、衰減頻率k的取值與實際工況相符。

2.2 遲滯效應的影響因素

從俯仰運動的數(shù)學表達式可知：簡諧俯仰運動的幾個關鍵參數(shù)為振幅Δα，振蕩角頻ω，平均攻角α0，以及俯仰運動的扭轉點位置。如果氣動計算條件不變，則俯仰運動的遲滯效應由這幾個參數(shù)決定[8]。

2.2.1 平均攻角的影響

數(shù)值計算條件為：自由來流Ma=0.12，衰減頻率k=0.10，振幅Δα=10°，取平均攻角分別為6°、12°、20°，如圖5-圖7所示。

圖5 平均攻角為6°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.5 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the mean angle of attack is 6°

圖6 平均攻角為12°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.6 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the mean angle of attack is 12°

圖7 平均攻角為20°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.7 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the mean angle of attack is 20°

從圖5-圖7可見，當平均攻角最小時，流體幾乎附著在翼型附近流動，升力系數(shù)曲線為特殊的橢圓形。當平均攻角為12°時，出現(xiàn)動態(tài)失速，由實驗值知直到翼型下俯至4°時升力系數(shù)又恢復為附著流動時的值，這表明了下俯振蕩延遲了流動恢復為附著流動的過程。當平均攻角為20°時，最大升力系數(shù)幾乎是靜態(tài)時升力系數(shù)峰值的2倍，在上仰階段，升力曲線斜率呈現(xiàn)比較大的非線性變化。失速攻角在25°左右，升力系數(shù)達到峰值后，先下降后又升高，再次出現(xiàn)峰值。二次峰值的出現(xiàn)和二次渦的形成有關。模擬所得結果與實驗結果變化趨勢一致，具體值存在有一定差異，模擬所得遲滯效應沒有實驗結果明顯。

2.2.2 振幅的影響

數(shù)值計算條件為：自由來流Ma=0.12，衰減頻率k=0.10，平均攻角α0=18°，取振幅分別為2°、6°、10°，如圖8-圖10所示。

圖8 振幅為2°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.8 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the amplitude is 2°

圖9 振幅為6°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.9 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the amplitude is 6°

圖10 振幅為10°時振蕩翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.10 The lift coefficient of oscillating airfoil varies with angle of attack when the amplitude is 10°

從圖7-圖9可見，當振幅為2°時，翼型完全失速；當振幅為6°時，動態(tài)失速圓環(huán)曲線再次出現(xiàn)，此時出現(xiàn)輕失速現(xiàn)象，失速由后緣分離引起；當振幅為10°時，遲滯效應更加明顯，發(fā)生深失速現(xiàn)象，上仰階段發(fā)生前緣分離，升力系數(shù)明顯增加。上仰過程模擬結果與實驗結果變化趨勢較吻合，下俯過程差異較大。

2.2.3 衰減頻率的影響

數(shù)值計算條件為：自由來流Ma=0.12，平均攻角α0=10°，振幅Δα=10°，取衰減頻率分別為0.10、0.16、0.20，如圖11-圖13所示。

圖11 衰減頻率為0.10時翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.11 Variation of lift coefficient of airfoil with angle of attack when attenuation frequency is 0.10

圖12 衰減頻率為0.16時翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.12 Variation of lift coefficient of airfoil with angle of attack when attenuation frequency is 0.16

圖13 衰減頻率為0.20時翼型升力系數(shù)隨攻角的變化Fig.13 Variation of lift coefficient of airfoil with angle of attack when attenuation frequency is 0.20

從圖11-圖13可見，當衰減頻率為0.1時，典型的動態(tài)失速圓環(huán)曲線即已出現(xiàn)。隨著衰減頻率的增加，循環(huán)曲線變窄，遲滯效應越來越不明顯，流動分離現(xiàn)象出現(xiàn)延遲，失速攻角增加，上仰過程模擬結果與實驗結果吻合較好。

3 結論

通過對以上動態(tài)失速現(xiàn)象的數(shù)值模擬，可以看出：

（1）翼型發(fā)生動態(tài)失速時，其升力系數(shù)峰值大于靜態(tài)時升力系數(shù)峰值，失速造成風力機實際輸出功率大于理論計算值。

（2）翼型俯仰振動的幾個關鍵參數(shù)對動態(tài)失速有很大的影響，平均攻角較小時，流體幾乎附著在翼型附近流動，遲滯環(huán)不明顯。

（3）振幅越大，動態(tài)失速越明顯，振幅較小時失速多為輕失速，由后緣分離引起；振幅較大時失速多為深失速，首先形成很大的前緣分離渦，該分離渦在翼型表面運動誘發(fā)出二次流動，引起升力系數(shù)的顯著變化。

（4）衰減頻率的大小決定了翼型振蕩角頻的大小，衰減頻率較小時失速延遲現(xiàn)象明顯。

模擬值較準確地計算了升力系數(shù)遲滯曲線的變化趨勢，基本趨勢與實驗結果較符合，但在具體值上與實測值還存在有一定的差異。

（References）

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Numerical Simulation of Airfoil Dynamic Stall of Wind Turbine

ZONG Tao
（Hubei Energy Group Ezhou Power Generation Company Limited，Ezhou Hubei436032，China）

In this paper,the dynamic stall of the 2-d airfoil NACA23012 is simulated by using the computational fluid mechanics software FLUENT,the change of lift coefficient with power An?gle in the oscillating cycle is analyzed,and the influence of several key parameters of pitch motion on the dynamic stall of airfoil is studied.The variation rules of the cyclic curve of the wing lift co?efficient in different Angle,amplitude and attenuation frequency are obtained and compared with the experimental results.

airfoil;dynamic stall;hysteresis effect;numerical simulation

TK83

B

1006-3986(2017)04-0050-05

2017-02-21

宗 濤(1986),男,湖北武漢人，碩士，工程師。

10.19308/j.hep.2017.04.011