鄭文妞 蔣笑 王海鵬 涂蘇樓 王生濤

摘 ? 要：控制風(fēng)力機翼型的流動分離，可以提升翼型的氣動特性。本文采用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼對風(fēng)力機專用翼型S809氣動特性的影響。分析了加裝前緣縫翼對翼型S809升、阻力系數(shù)和壓力系數(shù)的影響，并揭示了對翼型S809邊界層控制的機理。研究結(jié)果表明，前緣縫翼可以有效地提升翼型的氣動特性，增大升力系數(shù)，推遲翼型邊界層的流動分離。

關(guān)鍵詞：前緣縫翼 ?翼型S809 ?氣動特性 ?流動分離

中圖分類號：TK83 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻標(biāo)識碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號：1674-098X（2019）02（a）-0017-03

由于粘性摩擦力和逆壓梯度的影響[1]，導(dǎo)致邊界層存在著流動分離。流動分離和動態(tài)失速會導(dǎo)致風(fēng)力機葉片疲勞載荷增加，從而降低風(fēng)力機的整體效率。因此，通過控制邊界層的流動分離和延緩動態(tài)失速是可以改善風(fēng)力機的氣動性能的。邊界層流動分離控制技術(shù)在許多領(lǐng)域也得到了廣泛的研究。同時邊界層流動控制技術(shù)也是風(fēng)能研究的熱點問題。邊界層流動分離控制技術(shù)可分為被動控制技術(shù)和主動控制技術(shù)[2]。這些技術(shù)主要是通過增強邊界層流動的動能來抑制或延緩流動分離現(xiàn)象。

被動控制技術(shù)是指一種簡單有效的不需要外加功率的方法。例如，Gurney襟翼可以控制邊界層的壓力梯度[3];渦流發(fā)生器可以增加邊界層的動能[4]。前緣縫翼是一種邊界層流動分離控制技術(shù)，可實現(xiàn)被動控制技術(shù)或主動控制技術(shù)。Pechlivanoglou等[5]研究了一種固定輔助前緣翼型來控制風(fēng)力機葉片根部流動分離。Elhadidi等[6]設(shè)計了主動板條提高翼型升力系數(shù)，延緩了流動分離。該活動板條由旋轉(zhuǎn)葉片組成，可關(guān)閉、完全打開和間歇打開。Yavuz等[7]采用數(shù)值方法和實驗方法研究了板條翼型布置對風(fēng)力機氣動性能的影響。Sarkorov等[8]研究了主動活動前緣縫翼來提升厚翼型的氣動性能。鄧一菊等[9]設(shè)計了5種不同縫翼內(nèi)型，并分析了不同縫翼的氣動特性。楊茵等[10]利用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼尾緣剪切層對多段翼30P30N氣動性能的影響。張振輝等[11]研究了縫翼縫道參數(shù)對多段翼型的控制機理和影響規(guī)律。

本文研究了前緣縫翼對翼型S809的影響。翼型S809周圍的流動可以視為是不可壓縮的流動，湍流模型選用SST k-ω模型。同時詳細(xì)地分析和討論了前緣縫翼對翼型S809升力系數(shù)、阻力系數(shù)、壓力系數(shù)的影響。

1 ?物理模型及數(shù)值方法

本文采用數(shù)值模擬方法研究了翼型S809的氣動特性，基于雷諾平均的不可壓N-S方程，其中湍流模型應(yīng)用Transition SST湍流模型。SST k-ω湍流模型由Menter[12]提出，該模型混合k-ω模型穩(wěn)定性和k-ε模型獨立性的優(yōu)勢，在近壁面采用k-ω模型，而在邊界層處采用k-ε模型，而Menter等[13]Transition SST湍流模型是基于SST k-ω湍流模型修正，引入了動量厚度雷諾數(shù)Reθt輸運方程和間歇因子γ輸運方程。數(shù)值試驗中采用翼型S809[14]，該翼型是美國可再生能源實驗室（NREL）研制的風(fēng)力機葉片專用翼型，具有高升阻比和表面粗糙度不敏感等性質(zhì)。在本文中，以翼型S809為基礎(chǔ)模型，其最大相對厚度為21%，弦長為0.6 m。

整個計算區(qū)域采用C-H型，計算區(qū)域外圍邊界選取12倍的翼型弦長，均采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。對于光滑的翼型，整個計算域的網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為7.44×104個;而對于加裝前緣縫翼的翼型，整個計算域的網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約為9.57×104個。為了得到準(zhǔn)確的翼型繞流流場，翼型的邊界層需要進行加密處理。翼型的壓力面和吸力面網(wǎng)格節(jié)點數(shù)均為400個，翼型的前緣和尾緣需要進一步加密。壁面第一層網(wǎng)格的高度為1.0×10-5 m，網(wǎng)格高度比例為1.1，確保翼型表面的y+值均小于1。

翼型表面被看做是剛性的、光滑的壁面，包括前緣縫翼。入口和出口邊界條件分別被定義為速度入口和壓力出口。采用有限體積發(fā)離散控制方程，速度與壓力的耦合計算采用SIMPLE方法，對流項采用二次迎風(fēng)格式，擴散項采用中心差分，數(shù)值模擬的殘差因子均為1×10-6，采用兩方程SST k-ω湍流模型。數(shù)值實驗的雷諾數(shù)為1.0×106，此時馬赫數(shù)小于0.3，視整個流場為不可壓縮流動。前緣縫翼的加裝位置如圖1所示，其中Sβ=20°，SL=0.03m，SH=0.054 m。

2 ?計算結(jié)果及討論

本文中的雷諾數(shù)為1.0×106，對比了光滑翼型（Case-0）和加裝前緣縫翼（Case-1）翼型的氣動特性。圖2給出了前緣縫翼對升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響。從圖2中可以看出，在低攻角時，前緣縫翼對翼型S809的升力系數(shù)影響較小，但在大攻角時，翼型S809的升力系數(shù)有非常明顯增大。當(dāng)攻角為20.16°時，翼型的升力系數(shù)從1.02提高到1.46，升力系數(shù)比約為43.14%。從圖3中可以看出，在低攻角時，前緣縫翼對翼型的阻力系數(shù)影響較小，大攻角時，翼型的阻力系數(shù)有較大的明顯增加。當(dāng)攻角為20.16°時，翼型的壓力阻力系數(shù)從15.82×10-2提高到17.49×10-2，壓力阻力系數(shù)比約為10.56%。

圖4～圖6給出了前緣縫翼在10.2°、15.23°、20.16°三個攻角下對翼型S809壓力系數(shù)的影響。前緣縫翼對翼型S809吸力面壓力分布有明顯的影響。當(dāng)攻角為10.2°時，吸力面前緣壓力降低，壓力面前緣壓力升高。根據(jù)流動邊界層理論，在吸力面的前緣，流動狀態(tài)為速度增加和壓力降低，在壓力面前緣處存在相反的流動狀態(tài)。當(dāng)攻角為15.23°時，前緣與后緣加裝后與加裝前無明顯變化，但在弦長中間區(qū)域，吸力面壓力升高，壓力面壓力降低。加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積大于原翼型的壓力系數(shù)積分面積。當(dāng)攻角為20.16°時，加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積進一步增大。

圖7給出了攻角為20.16°時，加裝前緣縫翼對翼型周圍的流動的影響。如圖7所示，當(dāng)前緣縫翼加裝在翼型S809前緣時，流動分離的現(xiàn)象減弱，分離點向后移動。前緣縫翼的作用促使流動分離點從X/C=0.24移動到0.45。

3 ?結(jié)語

采用數(shù)值模擬方法研究了加裝前緣縫翼對翼型S809氣動特性的影響。研究結(jié)果表明，加裝前緣縫翼可以有效地提升翼型S809的氣動特性，隨著攻角的逐漸增大，翼型S809的升力系數(shù)明顯增大，阻力系數(shù)也有一定的提升，加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積也會進一步大于原翼型的壓力系數(shù)積分面積。同時，加裝前緣縫翼還可以將邊界層流動分離點向翼型尾緣移動。

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