王 龍，李 亮，孫倫業(yè)，王傳禮

（安徽理工大學(xué)，安徽淮南 232001）

1 前言

風(fēng)力機(jī)葉片作為風(fēng)電設(shè)備的重要工作部件之一，其氣動(dòng)性能高低直接關(guān)系到發(fā)電功率輸出。在來流大攻角條件下，風(fēng)力機(jī)葉片會(huì)存在明顯的流動(dòng)分離現(xiàn)象，對(duì)水平軸風(fēng)力機(jī)而言，其升力系數(shù)下降較為嚴(yán)重。因此大攻角來流條件下，風(fēng)力機(jī)葉片的空氣動(dòng)力學(xué)問題應(yīng)是研究重點(diǎn)之一［1，2］。

計(jì)算流體力學(xué)方法可用于模擬風(fēng)力機(jī)運(yùn)行過程中的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，處理風(fēng)力機(jī)葉片分離流動(dòng)問題［3～5］。在葉片流動(dòng)分離機(jī)理研究方面，國內(nèi)外均進(jìn)行相對(duì)深入的研究。Seifert 等對(duì)NACA0015翼型進(jìn)行射流試驗(yàn)，研究表明在低馬赫數(shù)條件下，射流可以提高升力系數(shù)，改善流動(dòng)狀況［6］。

Johansen等利用3D渦發(fā)生器對(duì)旋翼葉片進(jìn)行計(jì)算分析，結(jié)果表明3D渦發(fā)生器有利于葉片流動(dòng)分離控制，其控制效果與來流攻角密切相關(guān)［7］。高翔等采用CFD方法研究葉尖射流對(duì)葉片流場(chǎng)的影響，轉(zhuǎn)速達(dá)到1200 r/min以上時(shí)，有利于風(fēng)力機(jī)功率增加，尾緣后的葉尖渦耗散較快，可以有效改善風(fēng)力機(jī)下游流場(chǎng)［8］。金琰等采用流固耦合方法研究風(fēng)力機(jī)葉片顫振問題，在加入射流以后，葉片受激振動(dòng)會(huì)得到明顯抑制［9］。葉建等對(duì)低雷諾數(shù)下機(jī)翼翼型的前緣流動(dòng)分離機(jī)進(jìn)行研究［10］，發(fā)現(xiàn)前緣橢圓弧靠近葉身位置存在吸力峰，并在強(qiáng)逆壓梯度作用下發(fā)生流動(dòng)分離；翼型上表面渦系結(jié)構(gòu)包含駐留渦、脫落渦和二次渦，具有強(qiáng)烈的非定常性。

圖1為分析射流參數(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能影響而采用的風(fēng)力機(jī)葉片表面開縫示意，通過修改開縫位置及噴射角度，本文采用計(jì)算流體力學(xué)方法研究開縫位置及射流噴射角度改變對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片性能的影響。獲取不同攻角下的葉片流場(chǎng)及升力系數(shù)，分析了流動(dòng)分離機(jī)理，討論了射流參數(shù)對(duì)流場(chǎng)及氣動(dòng)性能的影響?？蔀閻毫庸r下風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)研究提供參考依據(jù)。

圖1 風(fēng)力機(jī)葉片表面開縫示意

2 控制方程及湍流模型

自然界所存在的流體滿足質(zhì)量守恒、動(dòng)量守恒和能量守恒三大規(guī)律，在忽略源項(xiàng)的條件下，其數(shù)學(xué)積分的表現(xiàn)形式為：

ρ——密度矢量

v——速度矢量

π——應(yīng)力張量

其牛頓流體的本構(gòu)方程為：

S-A模型為Spalart和Allmaras于1992年提出的一方程湍流模型［11］，該方程在壓聲速和跨聲速流動(dòng)領(lǐng)域中的翼型及機(jī)翼應(yīng)用廣泛，但由于其只含一個(gè)湍流變量，因此相對(duì)于二方程模型來說計(jì)算量和耗時(shí)均較小。不引入轉(zhuǎn)捩項(xiàng)的守恒型輸運(yùn)方程可改寫為：

式中常數(shù)取值如下：Cb1=0.1355，σ=2/3，Cb2=0.622，其余表達(dá)式可參見文獻(xiàn)［11］。

3 模型及網(wǎng)格

一般而言，大攻角下流動(dòng)分離現(xiàn)象會(huì)出現(xiàn)在尾緣處，為提高射流效果，開縫位置位于x=0.5 m以后，噴射角度選擇為2°，4°。同時(shí)根據(jù)開縫位置不同（分別為0.5，0.6，0.7，0.8 m處），依次命名為模型_1_A2、模型_1_A4、模型_2_A2、模型_2_A4、模型_3_A2、模型_3_A4、模型_4_A2、模型_4_A4，A2表示噴射角度為2°，A4表示噴射角度為4°?！澳Ｐ蚠0”表示原型模型，即未開縫。

圖2為風(fēng)力機(jī)葉片模型及開縫模型示意，分別給出了本文計(jì)算所采用模型，為簡(jiǎn)單起見，僅給出了原始模型“模型_0”及開縫位置x=0.6 m的噴射角度為2°的模型_2_A2和噴射角度為4°的模型_2_A4對(duì)比。表1為射流開縫位置參數(shù)表，給出了開縫具體的坐標(biāo)參數(shù)。

圖2 風(fēng)力機(jī)葉片模型及開縫模型

表1 射流開縫位置坐標(biāo) m

圖3 三維葉片開縫位置

在三維葉片設(shè)計(jì)中，還需考慮開縫對(duì)葉片強(qiáng)度和剛度的影響。如對(duì)工程風(fēng)力機(jī)三維葉片開縫，僅能采用離散型的方式，并且開縫的寬度不能過大，縫沿徑向的尺度也應(yīng)較小，才不會(huì)對(duì)葉片的強(qiáng)度和剛度產(chǎn)生影響，否則要考慮開縫對(duì)三維風(fēng)力機(jī)葉片的強(qiáng)度和剛度影響。

圖4為風(fēng)力機(jī)翼型數(shù)值模擬所采用的計(jì)算域劃分，計(jì)算域的上下邊界為15C（C為弦長(zhǎng)），為保證網(wǎng)格的正交性，計(jì)算域前部采用“C”結(jié)構(gòu)，流體出口邊界距離原點(diǎn)的距離為30C。邊界條件由遠(yuǎn)場(chǎng)及壁面組成。

圖4 計(jì)算區(qū)域

圖5為風(fēng)力機(jī)翼型數(shù)值模擬所生成的網(wǎng)格示意，包括整體網(wǎng)格及風(fēng)力機(jī)葉片前后緣局部網(wǎng)格，近壁面第一層網(wǎng)格距離壁面約為1.0×10-5，總的網(wǎng)格數(shù)約為9萬。

圖5 網(wǎng)格示意

4 計(jì)算結(jié)果

所采用的計(jì)算條件如下：（1）計(jì)算攻角范圍為12°～20°，計(jì)算間隔角度為2°；（2）對(duì)4個(gè)位置（即x=0.5 m、0.6 m、0.7 m、0.8 m）的開縫及原型模型計(jì)算，且縫寬均為2cm、噴射角度為2°和4°；（3）風(fēng)速約為40 m/s，遠(yuǎn)場(chǎng)壓力為72465 Pa，縫進(jìn)口壓力為74000 Pa。計(jì)算軟件采用課題組自行開發(fā)的三維黏性NS方程求解器［12～14］。本文主要研究射流控制的效果，故選取極端天氣下的風(fēng)速40 m/s。遠(yuǎn)場(chǎng)壓力為72465 Pa，縫進(jìn)口壓力為74000Pa，這里是為了研究射流效果而給定的一個(gè)計(jì)算參數(shù)，并不是風(fēng)力機(jī)實(shí)際工作的壓力參數(shù)。在此有意義的數(shù)據(jù)是遠(yuǎn)場(chǎng)壓力與縫進(jìn)口壓力的差值，即差值Δp具有實(shí)際工程意義。

開縫的寬度選擇有2個(gè)參考因素：（1）對(duì)三維風(fēng)力機(jī)葉片而言，開縫只能沿徑向位置以離散型分布存在，否則會(huì)對(duì)葉片帶來強(qiáng)度等穩(wěn)定性結(jié)構(gòu)問題。因此開縫寬度不能過大。（2）Gilarranz等學(xué)者采用試驗(yàn)方法研究射流對(duì)航空飛機(jī)機(jī)翼的影響，節(jié)段翼型采用NACA0015，其開縫寬度為弦長(zhǎng)的0.5%［15～19］。由于風(fēng)力機(jī)所處的工作環(huán)境遠(yuǎn)沒有航空飛機(jī)機(jī)翼惡劣，本文適當(dāng)放寬縫的參數(shù)，選取縫的寬度為2 cm?？紤]到本文所采用翼型弦長(zhǎng)1 m，那么縫的寬度為弦長(zhǎng)的2%，這種比值相對(duì)合理。

開縫角度理由如下，受S809翼型幾何型面所限，在某些位置，噴射角度超過4°時(shí)已無法在葉片表面開縫，為比較相同參數(shù)下的射流效果，故研究的噴射角度選為2°和4°。

圖6（a）、（b）分別為8種不同模型及原始模型葉片在攻角為12°～20°條件下的升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果及均值比較。從圖6可以看出，開縫后葉片在絕大多數(shù)計(jì)算狀態(tài)下其升力系數(shù)均比原型葉片的升力系數(shù)有所增加，其最大無量綱均值增加的幅度在0.3左右。從圖6還可以看出，x=0.5 m處位置的加入射流對(duì)升力系數(shù)提高最為有效，隨著開縫位置坐標(biāo)后移，其升力系數(shù)增幅不斷降低，單一地改變噴射角度已不能滿足改善流場(chǎng)的需求，射流位置參數(shù)在改善流場(chǎng)中所起效果顯著，占據(jù)重要地位。

圖6 不同模型升力系數(shù)對(duì)比

圖7所示為放大后的不同開縫模型升力系數(shù)對(duì)比，其中模型_1_A2（x=0.5m）氣動(dòng)性能相對(duì)最高，射流位置位于x=0.6 m處的氣動(dòng)性能開始下降，x=0.8 m處性能相對(duì)最差，但仍略高于模型_0。從升力系數(shù)隨攻角的變化可以看出，隨著開縫位置后移，其升力系數(shù)逐漸下降，靜態(tài)失速角前移。射流位置在x=0.6 m處的失速角為16°，射流位置在x=0.7 m處的失速角為14°，射流位置在x=0.8 m處其失速角同樣也為14°。

圖7 開縫模型升力系數(shù)對(duì)比

在x=0.5m和x=0.6m采用射流技術(shù)后，風(fēng)力機(jī)葉片升力系數(shù)提高較為明顯，并且在所研究的攻角范圍內(nèi)均優(yōu)于原型葉片，相比而言，射流角度改變會(huì)影響不同模型的靜態(tài)失速角分布，噴射角度越小，其性能越好。模型_1_A2的最大升力系數(shù)為1.66，其失速角為18°；模型_1_A4的最大升力系數(shù)為1.59，在攻角為18°出現(xiàn)，較模型_1_A2的最大升力系數(shù)小0.07；模型_2_A2的最大升力系數(shù)為1.64，在攻角為16°發(fā)生，較模型_1_A2的最大升力系數(shù)小0.02。模型_2_A2的均值比模型_1_A2小，但略優(yōu)于模型_1_A2。說明噴射角度的改變?cè)谝欢l件下可以改善流場(chǎng)。

從圖7還可以看出，在位置相同的條件下，不同噴射角度的升力系數(shù)變化趨勢(shì)幾乎一致，2°噴射條件下的升力系數(shù)要比4°噴射條件下的升力系數(shù)總體略高。

圖8為18°攻角下典型開縫模型葉片（選取位置為x=0.5 m和x=0.8 m）的流場(chǎng)及壓力分布。從圖8（a）-（h）可以看出，在加入射流以后，模型_1_A2、模型_1_A4的流動(dòng)分離得到極大抑制，模型_1_A2的渦漩結(jié)構(gòu)被限制在x=1.0 m的尾緣處，影響區(qū)域有限。而模型_1_A4的渦漩結(jié)構(gòu)維持在x=0.7582～1.0 m的范圍，分離點(diǎn)位于x=0.7582 m處，該結(jié)構(gòu)會(huì)導(dǎo)致流過此處的氣體速度降低、壓力升高，從而導(dǎo)致升力下降，從數(shù)值結(jié)果來看，也同樣說明這一點(diǎn)，即模型_1_A4的升力系數(shù)比模型_1_A2低0.07。模型_4_A2、模型_4_A4的射流位置均位于x=0.8 m，從流場(chǎng)表現(xiàn)來看，漩渦結(jié)構(gòu)影響區(qū)域明顯擴(kuò)大，葉背后半部的吸力面上方出現(xiàn)渦旋結(jié)構(gòu)區(qū)域，范圍在x=0.42～1.2 m之間。分流點(diǎn)大大提前，約在x=0.42 m位置處。從升力系數(shù)計(jì)算結(jié)果分析可得，射流位置位于分流點(diǎn)之后，對(duì)改善流場(chǎng)幾乎不起任何作用，結(jié)合壓力分布圖，可以看到兩者雖然噴射角度不同，但壓力分布幾乎一樣，也說明風(fēng)力機(jī)葉片的分離流對(duì)射流位置更加敏感，隨著射流起始位置后移，其改善流場(chǎng)狀態(tài)的能力進(jìn)一步削弱，渦旋影響區(qū)域顯著擴(kuò)大。而噴射角度只會(huì)局部改善流動(dòng)狀況。

圖8 開縫葉片18°攻角下流線及壓力對(duì)比

圖9為18°攻角下開縫葉片與原型葉片的流場(chǎng)分布對(duì)比。

圖9 18°攻角下開縫葉片與原型葉片流場(chǎng)對(duì)比

從圖9可以看出在較大攻角下兩種模型的流場(chǎng)區(qū)別較大，其中模型_0在葉背后半部出現(xiàn)較大漩渦結(jié)構(gòu)，而模型_1_A2的流動(dòng)狀態(tài)得到大大改善，僅在尾緣處出現(xiàn)附著渦，有利于升力系數(shù)提高。

圖10所示開縫與原型葉片回流區(qū)位置流場(chǎng)對(duì)比。

圖10 18°攻角下開縫葉片與原型葉片回流區(qū)位置流場(chǎng)

觀察圖10（a）、（b）可以發(fā)現(xiàn)，射流位置位于回流區(qū)內(nèi)的左側(cè)，該處的高能流體向下游流動(dòng)并沖擊渦旋結(jié)構(gòu)核心，大渦分解為若干小渦，提高流體抵抗逆壓力梯度的能力，并減少附面層厚度，達(dá)到消除減弱回流區(qū)的效果。

圖11為18°攻角下模型_0（原型葉片）與模型_1_A2（開縫葉片）壓力系數(shù)對(duì)比，從圖11中可以看到在加入射流后，葉片下壁面的壓力系數(shù)分布差別較小，葉片上壁面的壓力系數(shù)出現(xiàn)較大不同。原因在于射流出現(xiàn)后，吸力面的流體加速向下游流動(dòng)，壓力變小，從物理角度來看則是“等效”增加了葉片的彎度與環(huán)量，起到增升效果。即壓力系數(shù)曲線所包含的面積增加，升力系數(shù)變大。

圖11 開縫葉片與原型葉片壓力系數(shù)對(duì)比

通過上述分析可以看出：引入高能氣流在狹縫出口處形成射流，改善附面層流動(dòng)狀態(tài)，下游附面層低能流體可以從射流中獲取能量，對(duì)大攻角下出現(xiàn)的大尺度漩渦及后緣渦起到一定的削弱和清除作用，提高葉片的氣動(dòng)性能及升力系數(shù)。

5 結(jié)論

（1）在所研究的攻角12～20°范圍內(nèi)，開縫模型性能均優(yōu)于原始葉片模型，其中模型_1_A2的氣動(dòng)性能相對(duì)最高，其最大升力系數(shù)為1.66，其失速角為18°。

（2）大攻角下，射流會(huì)減弱并抑制流動(dòng)分離現(xiàn)象發(fā)生。射流位置與改善葉片氣動(dòng)性能密切相關(guān)，開縫位置位于x=0.5 m時(shí)，氣動(dòng)性能最好，隨著后移，其控制效果減弱，越接近尾緣，分離流動(dòng)控制效果越弱。在分離流動(dòng)控制有效的條件下，2°噴射角度效果要優(yōu)于4°噴射角度，但在射流位置靠后的情況下，噴射角度對(duì)葉片性能影響較小。

（3）射流可以提高葉片氣動(dòng)性能并改善葉片工作穩(wěn)定性。高能氣體出口處附近形成高速射流，掃掠附面層低能流體，有利于削弱和清除吸力面上的大尺度渦旋結(jié)構(gòu)及尾緣渦、附著渦，有利于風(fēng)力機(jī)機(jī)械性能提高。

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