(1.西安理工大學(xué)，陜西 西安 710048; 2.中國(guó)質(zhì)量認(rèn)證中心，北京 100070；3.北京金風(fēng)科創(chuàng)風(fēng)電設(shè)備有限公司，北京 100176)

0 引言

隨著風(fēng)力發(fā)電機(jī)組向大功率機(jī)組的發(fā)展，葉片長(zhǎng)度被設(shè)計(jì)的越來越長(zhǎng)，為了保證風(fēng)力機(jī)葉片的強(qiáng)度要求，大型風(fēng)力機(jī)翼型從中部到根部一般都采用加厚的風(fēng)力機(jī)專用翼型，但在大攻角下，厚翼型很容易發(fā)生流動(dòng)分離，導(dǎo)致葉片吸收風(fēng)能的效率降低。通常在葉片上添加附加裝置進(jìn)行流動(dòng)控制以減小或延緩流動(dòng)分離，達(dá)到提高葉片氣動(dòng)性能的目的。渦流發(fā)生器(VGs)是一種基于控制邊界層分離的增升減阻技術(shù)[1]。VGs不需要改變?nèi)~片原構(gòu)型，以其最有效與實(shí)用以及性價(jià)比最高的邊界層分離控制技術(shù)成為近幾年邊界層分離控制研究的熱點(diǎn)。

渦流發(fā)生器技術(shù)最早由美國(guó)聯(lián)合飛機(jī)公司的Bmynes和Taylor等在1947年提出[2]并首次用于機(jī)翼上。VGs一方面是通過小平板產(chǎn)生的尾渦攪動(dòng)分離區(qū)內(nèi)的氣流,使邊界層上部的高能氣流得以與近壁的低能氣流混合而增加近壁流體的動(dòng)量和能量,從而延緩分離;另一方面是利用渦流發(fā)生器產(chǎn)生的尾渦阻隔向外翼的流動(dòng),防止低能氣流在外翼上堆積,從而進(jìn)一步增加升力和減少阻力[3-4]。經(jīng)過逐步發(fā)展，渦流發(fā)生器已被廣泛用于大型風(fēng)力機(jī)上，國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者應(yīng)用實(shí)驗(yàn)或者數(shù)值仿真的方式對(duì)此進(jìn)行了研究。1986年，J D Nickerson Jr用實(shí)驗(yàn)的方法研究了低雷諾數(shù)下，VGs對(duì)大型風(fēng)力機(jī)葉片厚翼型NACA0024升阻特性的影響[5]，得到了VGs能通過提高翼型的升力系數(shù)提高升阻比的結(jié)論。2004年，Jeppe Johansen等指出三角形渦流發(fā)生器可以顯著推遲葉片失速分離，提高氣動(dòng)性能[6]。2005年，Johansen等在數(shù)值計(jì)算中采用半對(duì)VGs，設(shè)置VGs兩側(cè)為對(duì)稱和周期性條件，來研究VGs對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)影響規(guī)律[7]。國(guó)內(nèi)，劉剛等人研究了模擬VGs的數(shù)值計(jì)算方法，分析了VGs的安裝方式、剖面結(jié)構(gòu)及幾何尺寸等因素對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)分離的影響規(guī)律，闡述了VGs對(duì)超臨界機(jī)翼的氣動(dòng)影響[3]。

國(guó)內(nèi)外針對(duì)渦流發(fā)生器對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響的文獻(xiàn)較多，多基于航空翼型。且對(duì)于渦流發(fā)生器對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究國(guó)內(nèi)相對(duì)較少，國(guó)外的相關(guān)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)很少公開。

渦流發(fā)生器控制流動(dòng)分離的效果與其自身形狀參數(shù)、弦向位置參數(shù)、渦流發(fā)生器對(duì)之間的水平安裝間距、安裝角等都有關(guān)系，本文研究對(duì)象為NACA63-415翼型，研究三角形VGs長(zhǎng)度、高度、弦向安裝位置及與來流方向夾角對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程

本文計(jì)算所采用的計(jì)算軟件FLUENT為目前功能最全面、適用性最廣、國(guó)內(nèi)使用最廣泛的CFD軟件之一。本文計(jì)算采用的版本是FLUENT 14.5。

本文計(jì)算湍流的模型采用基于壓力基的Realizablek-ε(RKE)模型，該模型的優(yōu)點(diǎn)是對(duì)旋轉(zhuǎn)、有大反壓力梯度的邊界層、分離、回流等現(xiàn)象有很好的預(yù)測(cè)結(jié)果。

可實(shí)現(xiàn)k-ε模型的湍動(dòng)能及其耗散率輸運(yùn)方程為

(1)

(2)

其中

η=Sk/ε

式中Gk——由平均速度梯度引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生;

Gb——用于浮力影響引起的湍動(dòng)能產(chǎn)生；

YM——可壓速湍流脈動(dòng)膨脹對(duì)總的耗散率的影響;

C2和C1ε——常數(shù);

σk，σε——湍動(dòng)能及其耗散率的特普朗特?cái)?shù)。在FLUENT中，作為默認(rèn)值常數(shù)，C1ε取1.44，C2取1.9，σk取1.2，σε取1.0。

可實(shí)現(xiàn)k-ε模型的湍動(dòng)能的輸運(yùn)方程與標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型和重整化k-ε模型有相同的形式，只是模型參數(shù)不同，但耗散率方程有較大不同。首先耗散率產(chǎn)生項(xiàng)(方程右邊第二項(xiàng))不包含湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng)，文中的形式更能體現(xiàn)能量在譜空間的傳輸。另外的特色在于耗散率減少項(xiàng)中，不具有奇異性,并不像標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型那樣把K放在分母上。

該模型適合的流動(dòng)類型比較廣泛，包括有旋均勻剪切流，自由流(射流和混合層)，腔道流動(dòng)和邊界層流動(dòng)，對(duì)以上流動(dòng)過程模擬結(jié)果都比標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型的結(jié)果好，特別是可實(shí)現(xiàn)k-ε模型對(duì)圓口射流和平板射流模擬中，能給出較好的射流擴(kuò)張角。

(3)

以上公式表明Cμ是平均應(yīng)變率與旋度的函數(shù)。在平衡邊界層慣性底層，可以得到Cμ=0.09,與標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中采用底常數(shù)一樣。

1.2 幾何模型及網(wǎng)格劃分

本文計(jì)算采用了NASA 63-415翼型[6]。翼型寬度為350 mm，翼型弦長(zhǎng)600 mm。Clean翼型(即未加渦流發(fā)生器的翼型)的三維圖如圖1所示，帶有渦流發(fā)生器的翼型表面如圖2所示。

本文采用前處理軟件ICEM CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分。由于流場(chǎng)的入口的條件采用Pressure-far-field壓力遠(yuǎn)場(chǎng)入口條件，因此需要一個(gè)遠(yuǎn)離翼型的邊界，原則上講，邊界離翼型壁面越遠(yuǎn)越好，邊界離壁面越遠(yuǎn)，邊界對(duì)流動(dòng)的影響越小，計(jì)算也就越精確，當(dāng)然相應(yīng)的計(jì)算量也相應(yīng)越大，在本文中邊界取翼型的弦長(zhǎng)的10倍。流場(chǎng)尺寸圖如圖3所示。

本文采用前處理軟件ICEM CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分。流場(chǎng)網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分，高質(zhì)量的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，可以使計(jì)算結(jié)果更加準(zhǔn)確和精確。Clean翼型流場(chǎng)的網(wǎng)格數(shù)量為97.4萬，節(jié)點(diǎn)數(shù)為93.8萬。帶渦流發(fā)生器的整個(gè)模型的網(wǎng)格數(shù)量在800萬左右。

網(wǎng)格劃分中，在翼型近壁面處，湍流邊界層很薄，求解變量的梯度很大，但精確計(jì)算邊界層對(duì)翼型升阻力的計(jì)算值來說非常重要，應(yīng)使用加密的網(wǎng)格來解析邊界層，但這對(duì)工程應(yīng)用來說，代價(jià)很大，本文我們采用了標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)來解決這個(gè)問題，但是標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)要求y+值應(yīng)介于30到300～500之間，且網(wǎng)格尺度遞增系數(shù)應(yīng)不大于1.2。近壁面網(wǎng)格尺寸預(yù)估，壁面到第一層流體中心點(diǎn)的距離(Δy)可以通過估計(jì)壁面剪切層的雷諾數(shù)來預(yù)估，計(jì)算公式為

(4)

其中：雷諾數(shù)取1.6E+06，L取弦長(zhǎng)0.6 m，計(jì)算得出壁面到第一層流體中心點(diǎn)的距離(▽y)約為0.27 mm。流場(chǎng)的尺寸近翼型表面采用了0.27 mm的尺寸，增長(zhǎng)比例為1.1。Clean翼型的流場(chǎng)網(wǎng)格劃分如圖4、圖5所示。

在建立渦流發(fā)生器的模型時(shí)做了一些簡(jiǎn)化，由于渦流發(fā)生器的厚度僅為0.2 mm，劃分網(wǎng)格時(shí)將渦流發(fā)生器簡(jiǎn)化成無厚度的面，這樣做不僅可以降低后期網(wǎng)格劃分的難度，也有利于提高計(jì)算網(wǎng)格的質(zhì)量。為了更好模擬各對(duì)渦流發(fā)生器之間的流場(chǎng)影響，該模型中包含了5對(duì)渦流發(fā)生器。渦流發(fā)生器周圍的流場(chǎng)網(wǎng)格如圖6所示，因?yàn)闇u流發(fā)生器為三角形，因此采用Y形網(wǎng)格對(duì)渦流發(fā)生器表面進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖7所示。

1.3 邊界條件及物理?xiàng)l件

流場(chǎng)的入口區(qū)域設(shè)置為Pressure-far-field壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，其中馬赫數(shù)設(shè)置為0.112，相對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)為1.6E+10，入口壓力和溫度的計(jì)算公式如下

(5)

式中p0=101 325pa,γ=1.4(對(duì)于空氣)

M=0.112(馬赫數(shù))

由以上公式可得p(靜壓)=99 781.5pa

(6)

式中T0=300k,γ=1.4(對(duì)于空氣)

M=0.112(馬赫數(shù))

由以上公式可得T=299.3K

流場(chǎng)入口設(shè)置為壓力出口邊界條件，兩側(cè)設(shè)置為對(duì)稱邊界條件，翼型表面設(shè)置為壁面邊界條件，運(yùn)行壓力設(shè)置為0 Pa。

計(jì)算介質(zhì)采用理想氣體Ideal-gas，粘性選擇Sutherland Law。Fluent計(jì)算采用雙精度，控制方程的差分格式都采用二階迎風(fēng)格式。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 渦流發(fā)生器運(yùn)行參數(shù)

目前多數(shù)機(jī)組采用變速變槳控制策略，在額定風(fēng)速以下通過改變風(fēng)機(jī)的轉(zhuǎn)速，使葉片始終工作在最大Cp點(diǎn)附近，此時(shí)葉片的每個(gè)截面根據(jù)葉素動(dòng)量理論都工作在最佳攻角下，但在葉片根部和葉片尖部還是會(huì)存在邊界層分離的現(xiàn)象，隨著葉片長(zhǎng)度的增加，這種現(xiàn)象會(huì)越來越嚴(yán)重.

為了分析渦流發(fā)生器工作的環(huán)境參數(shù)，本文使用GH bladed軟件對(duì)長(zhǎng)為45.3 m某型號(hào)葉片的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算，計(jì)算結(jié)果如圖8、圖9所示。

圖8為不同葉片截面處翼型攻角隨風(fēng)速的變化趨勢(shì)，從圖8數(shù)據(jù)可以看出在葉片根部，隨著風(fēng)速的增加葉片的攻角增加很快，在到達(dá)額定風(fēng)速時(shí)攻角達(dá)到37.762 3°，而超過一定攻角時(shí)葉片表面易發(fā)生流動(dòng)分離，圖9為不同葉片截面處翼型雷諾數(shù)隨風(fēng)速的變化趨勢(shì),從圖中可以看出，葉尖部位在額定風(fēng)速時(shí)雷諾數(shù)為9.85E+06，在雷諾數(shù)過大時(shí)也會(huì)造成邊界層速度遞增，加速邊界層的分離。

3.2 數(shù)值驗(yàn)證

本文采用Realizablek-ε(RKE)模型對(duì)Clean翼型，即不帶渦流發(fā)生器的翼型進(jìn)行數(shù)值模擬，得到其在0～20°攻角下翼型升力系數(shù)Cl和阻力系數(shù)Cd隨攻角α的變化曲線, 數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[8]進(jìn)行比較，如圖10、圖11所示。NACA 63-415翼型仿真和實(shí)驗(yàn)的最大升力系數(shù)和最小阻力系數(shù)值見表1。

表1 NACA63-415最大升力系數(shù)和最小阻力系數(shù)

實(shí)驗(yàn)值計(jì)算值Clmax-Clean1.331.550 8Cdmax-Clean0.0170.102

從圖10、圖11可以看出，NACA 63-415的升阻力系數(shù)的值與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)存在一定偏差，在文獻(xiàn)[6]中，計(jì)算數(shù)據(jù)的值亦稍大于實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，但升力系數(shù)曲線和阻力系數(shù)曲線的變化趨勢(shì)和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)基本一致，因此可以驗(yàn)證該計(jì)算方法和物理模型可以有效用于本文的數(shù)值模擬研究。

3.3 渦流發(fā)生器模擬計(jì)算

為了驗(yàn)證渦流發(fā)生器輸入?yún)?shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，本文共仿真了四組模型，分別改變渦流發(fā)生器的高度、長(zhǎng)度、安裝位置距前緣位置和與來流風(fēng)速夾角來模擬其氣動(dòng)特性，四組渦流發(fā)生器模型的數(shù)據(jù)如表2所示。

表2渦流發(fā)生器輸入?yún)?shù)

第一組第二組第三組第四組高度/mm6686長(zhǎng)度/mm18181818距離前緣位置/[%]20302020與來流風(fēng)速夾角/°19.519.519.515

3.3.1 加裝渦流發(fā)生器后翼型表面Cp值

翼型上下表面的壓力分布會(huì)影響翼型的升阻比大小，翼型壓力面壓力越大，吸力面壓力越小，翼型的升阻比越大。本文只給出第一組VG模型在攻角0～20°下，翼型表面壓力系數(shù)Cp值，如圖12～圖16，從以下圖可以看出，在安裝了渦流發(fā)生器的吸力面，壓力系數(shù)Cp值有明顯的階躍，且隨著攻角增大，最大壓力系數(shù)不斷增大，翼型上下壓差先增大后減小，且隨著攻角的增大升阻比先增大后減小。其他組Cp值類似，本文不再贅述。

3.3.2 渦流發(fā)生器對(duì)流動(dòng)分離的抑制

圖17、圖18、圖19分別為渦流發(fā)生器尾端的渦流速度矢量圖、流過翼型表面的流線圖及跡線圖。圖17中顯示渦流發(fā)生器的尾部有渦的存在，渦流發(fā)生器的布置與流動(dòng)方向有一定夾角，會(huì)對(duì)左右兩側(cè)流體產(chǎn)生排擠或擴(kuò)導(dǎo)的作用，受排擠的一側(cè)流體上卷形成上洗區(qū)，受擴(kuò)導(dǎo)的一側(cè)流體下移形成下洗區(qū)，上洗與下洗共同作用形成了一個(gè)誘導(dǎo)渦[9]。在誘導(dǎo)渦的作用下，邊界層內(nèi)的低速流體與主流的高速流體進(jìn)行了能量交換，從而具備了在逆壓梯度下更強(qiáng)的抗分離能力。從圖18可以清楚的看到流體在經(jīng)過渦流發(fā)生器后，漩渦帶動(dòng)附壁面底層低能量區(qū)和高能量的能量交換。圖19為流經(jīng)翼面流體的跡線圖。

為了更加清晰地顯示渦流發(fā)生器對(duì)翼型表面流動(dòng)分離的抑制作用，截取攻角15°時(shí)未加裝渦流發(fā)生器翼型與加裝了渦流發(fā)生器后翼型周圍流場(chǎng)速度云圖，如圖20與圖21，對(duì)比沒有渦流發(fā)生器的云圖，圖21中我們可以清楚地看到渦流發(fā)生器對(duì)流動(dòng)分離的抑制與延遲作用，說明渦流發(fā)生器可以有效延遲邊界層的流動(dòng)分離。

3.3.3 渦流發(fā)生器參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響

從仿真結(jié)果可以看出，在安裝渦流發(fā)生器后，四組不同參數(shù)渦流發(fā)生器對(duì)NACA 63-415的升力系數(shù)均有明顯的提升，升力系數(shù)開始下降的點(diǎn)即失速點(diǎn)均后移，各組翼型的升阻力系數(shù)如圖22～圖25所示。表3給出各組渦流發(fā)生器翼型的最大升力系數(shù)和最小阻力系數(shù)。

表3 NACA63-415最大升力系數(shù)和最小阻力系數(shù)

ClmaxCdminClean1.550 80.010 2VG11.760 10.016 161VG21.729 80.014 394VG31.724 80.015 078VG41.695 20.014 396

圖25可以更清楚地比較四組渦流發(fā)生器的性能，由表3可知，安裝渦流發(fā)生器后，翼型的氣動(dòng)性能均得到了提升，其中VG1組渦流圖26可以更清楚地比較四組渦流發(fā)生器的性能，由表3可知，安裝渦流發(fā)生器后，翼型的氣動(dòng)性能均得到了提升，其中VG1組渦流發(fā)生器對(duì)于NACA 63-415翼型升力系數(shù)的提升最為明顯，翼型氣動(dòng)性能最佳，與Clean翼型相比較最大升力系數(shù)提升了13.5%，但阻力系數(shù)卻降低了8%。

4 結(jié)論

本文以NACA63-415為研究對(duì)象，采用CFD數(shù)值模擬的方法，研究分析了渦流發(fā)生器對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的提升作用，并在不同的渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)參數(shù)下研究渦流發(fā)生器不同高度、長(zhǎng)度、不同安裝位置、安裝角對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響作用，得出如下結(jié)論：

(1)在0～15°攻角下，驗(yàn)證NACA63-415 Clean翼型實(shí)例計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果數(shù)值吻合較好，其中高質(zhì)量的六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和正確的y+值保證了仿真結(jié)果的正確性，證明本文所采用的計(jì)算方法和Realizablek-ε(RKE)模型可有效地進(jìn)行翼型的氣動(dòng)特性的數(shù)值模擬。

(2)通過對(duì)渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬計(jì)算，可以看出在每對(duì)渦流發(fā)生器后部都產(chǎn)生了對(duì)稱的漩渦，仿真結(jié)果和渦流發(fā)生器的工作原理基本一致。比較同攻角下的光滑翼型和安裝了渦流發(fā)生器的翼型，可以看出帶有渦流發(fā)生器的翼型翼面邊界層分離點(diǎn)明顯延后。

(3)本文針對(duì)三角形渦流發(fā)生器的高度、寬度、距翼型前緣的位置、與來流風(fēng)速的夾角三個(gè)輸入?yún)?shù)設(shè)計(jì)了四組模型，通過對(duì)不同參數(shù)的渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬計(jì)算，結(jié)果表明，四組不同參數(shù)的渦流發(fā)生器均對(duì)提升翼型升力系數(shù)有著顯著作用，其中，第一組渦流發(fā)生器，即高度為6 mm，長(zhǎng)度為18 mm，距前緣20%弦長(zhǎng)，與來流夾角19.5°時(shí)，對(duì)翼型氣動(dòng)性能的提升效果最好，證明渦流發(fā)生器在葉片氣動(dòng)提升方面有著一定的實(shí)際意義。

(4)本文對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片翼型氣動(dòng)性能的提升有一定的參考意義，由于篇幅限制，本文只進(jìn)行了相對(duì)較少的渦流發(fā)生器組參數(shù)的模擬，后續(xù)可以對(duì)不同參數(shù)的矩形、梯形等渦流發(fā)生器進(jìn)行模擬，尋找更優(yōu)的渦流發(fā)生器參數(shù)以最大限度提高翼型氣動(dòng)性能；再者，本文只計(jì)算了直葉片、非旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下渦流發(fā)生器對(duì)葉片氣動(dòng)特性的影響，后續(xù)工作可以進(jìn)行旋轉(zhuǎn)狀態(tài)，實(shí)際葉片含渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬，更加真實(shí)的仿真實(shí)際現(xiàn)場(chǎng)葉片工作狀態(tài)下渦流發(fā)生器對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響。