收稿日期：2021-12-17

基金項目：國家自然科學基金（51966014）；內蒙古自然科學基金（2019MS05021）；內蒙古自治區(qū)科技計劃（2021GG0436）；內蒙古自治區(qū)高等

學?？茖W研究項目（NJZZ21067）

通信作者：馬劍龍（1981—），男，博士、教授、博士生導師，主要從事風能高效利用方面的研究。ma_jianlong@yeah.net

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2021-1552 文章編號：0254-0096（2023）04-0156-07

摘 要：基于自然風非穩(wěn)定性的特點，依據風力機各項參數擬合出陣風函數，對某S翼型水平軸風力機進行三維非穩(wěn)態(tài)數值計算和試驗，研究陣風入流和穩(wěn)定入流下翼型凹變對尾跡輻射聲頻譜、聲輻射傳播和尾跡渦量耗散的影響。結果表明：翼型凹變可有效降低尾跡氣動噪聲，其基頻及倍頻聲壓級明顯低于原始葉片；隨著軸向距離增加，翼型凹變葉片降噪效果逐漸增大，在軸向500 mm處聲壓級最大降低3.6 dB，且陣風入流下翼型凹變降噪效果大于穩(wěn)定入流。同時，翼型凹變葉片尾跡渦量明顯降低，驗證了翼型凹變降噪的有效性。

關鍵詞：風力機；聲壓級；渦量；葉片；陣風入流；翼型凹變

中圖分類號：TK83 "" "" 文獻標志碼：A

0 引 言

隨著分散式風電迅速發(fā)展，小型風電與居民區(qū)的距離日益縮減，使得風力機運行產生的噪聲問題嚴重化，為此解決風力機噪聲問題尤為重要。

國內外學者針對葉片氣動噪聲成因的不同，分別對葉片不同部位展開結構優(yōu)化相關工作。其中，針對尾緣噪聲降噪的研究相對較多。由于尾緣噪聲由葉片表面的湍流邊界層與尾緣相互作用產生［1］，為此尾緣噪聲降噪主要采用翼型尾緣結構改型或抑制吸力面流動分離等方式。針對尾緣結構改型，學者們嘗試采用仿鸮葉片尾緣耦合正弦型鋸齒的結構［2］，或直接將葉片尾緣進行鋸齒狀切割［3］以及添加尾緣襟翼［4］等。尾緣鋸齒降噪主要是利用鋸齒破壞脫落渦結構，進而降低氣動噪聲的產生。對于吸力面流動分離的控制，主要以向翼型尾緣后方推延轉捩為切入點。例如：通過在葉片吸力面開孔［5］和葉表敷設多孔材料［6］等方式增強對邊界層的控制，抑制流動分離，進而控制轉捩點位置。針對翼型前緣結構改型主要是采用添加前緣鋸齒，并嘗試多種鋸齒形式，例如：雙波長鋸齒［7］和多種正弦波形疊加鋸齒［8］等形式。前緣鋸齒的作用類似于渦流發(fā)生器，可避免氣流流經尾緣時產生單一大渦量團，進而降低湍流與葉片相互作用產生的寬帶噪聲。對于葉片其他部位，例如：葉尖添加小翼［9］以及優(yōu)化翼型弦長和扭角［10］等，仍可達到降低噪聲的目的。

上述研究通過改變翼型尾緣、前緣、葉尖部位、扭角和弦長等方式進行降噪，少有在葉片表面處改型，而且研究工作均在穩(wěn)定風速下進行，動態(tài)入流對風力機氣動噪聲影響的相關研究較少。在本課題組前期研究中發(fā)現翼型凹變可有效改善葉片氣動性能，提升葉片結構特性［11］，但動態(tài)入流下翼型凹變對風輪氣動噪聲的影響還未揭示。因此，本文采用數值計算的方法分析翼型凹變在陣風入流和穩(wěn)定入流下對尾跡氣動噪聲的影響及產生影響的原因，并從試驗角度探究翼型凹變在穩(wěn)定入流下對氣動噪聲的影響，為葉片結構設計和風力機降噪提供一定的理論基礎。

1 風力機建模及數值方法

1.1 風力機建模

1.1.1 葉片的建立

本文以某S翼型風力機為研究對象，風輪由三支葉片組成，葉片長0.7 m。原始葉片由10個特征翼型面組成，翼型面之間通過SolidWorks放樣功能連接，其中1和2翼型面間距35 mm，其余翼型面間距70 mm，葉根部位長度105 mm，如圖1a所示。將原始葉片中5～10翼型面曲線進行結構凹變并放樣連接后即可獲得凹變葉片，如圖1b所示，具體凹變形狀和凹變位置的選取見文獻［11］。其中原始葉片表示為A葉片，凹變葉片表示為B葉片。

注：1～10表示葉片的10個特征翼型面。

1.1.2 網格劃分

計算域模型尺寸的選取參照內蒙古自治區(qū)新能源實驗基地的B1/K2型低速直流式風洞，計算域分為靜止域、加密域和旋轉域，網格采取分區(qū)加密的方式，如圖2a所示。由于葉片為扭轉體，需對葉片表面網格加密，葉表第一層網格高度0.01 mm，網格生長率1.08，邊界網格層數26層，葉片表面網格劃分示例如圖2b所示。為減小數值計算引起的離散誤差，將葉表網格y+值控制在1以下，經過網格無關性驗證，確定當網格總數為875萬時風輪功率波動小于1%。

1.2 湍流模型選取和求解器設置

由于入流條件的非定常性和尾跡流場的復雜性，同時為精確分析由逆壓梯度引起的流動轉捩，采用LES湍流模型，對于壓力與速度的耦合采用PISO算法進行求解，壓力差值算法采用PRESTO！，為適應網格偏斜度采用中心差分格式（bounded central differencing scheme）進行動量離散計算，湍動能和耗散率均采用二階迎風格式以提高計算精度。

1.3 邊界條件設置

結合風洞實驗條件，計算域入口邊界設置為速度來流（velocity inlet），風向垂直于計算域入口平面，利用陣風函數編寫入口速度UDF。其中，陣風函數建立過程如下。

1）輪轂處的陣風幅值：

[Vgust=βσ1B]""" （1）

式中：[Vgust]——風力機輪轂處的陣風幅值；[β]——周期影響因子；[σ1]——輪轂高度處的縱向風速標準差，[σ1]=1.23；[B]——尺寸縮減系數。

2）考慮到風速的連續(xù)性以及風力機的結構尺寸，定義尺寸縮減系數B為：

[B=11+0.2DΛ1]""" （2）

[Λ1=0.7 Zhub]""""" （3）

式中：[D]——風輪直徑，[D=1.4 m]；[Λ1]——湍流尺度參數；[Zhub]——風輪輪轂高度，[Zhub]=1.7 m。

3） 一年一遇的極端運行陣風函數模型公式為：

[Vy，t=Vy-0.37Vgustsin（3πt/T）1-cos（3πt/T）]""""" （4）

式中：[Vy，t]——計算域入口風速隨時間變化值；[Vy]——風力機額定運行風速，[Vy]=10 m/s；[t]——時間，s； [T]——陣風周期，考慮到計算機的計算性能，陣風周期定為4 s。出口邊界條件設置為靜壓出口，計算域壁面條件設置為無滑移壁面，加密域與旋轉域交界面采用滑移網格技術進行數據傳遞。穩(wěn)定入流風速為10 m/s，陣風入流與穩(wěn)定入流下風輪轉速均為500 r/min。

1.4 數值模型的可靠性驗證

模型可靠度擬通過對比噪聲模擬值與試驗值進行驗證。為此，需開展相關氣動噪聲試驗。

試驗在內蒙古工業(yè)大學B1/K2式風洞開口段進行，風輪直徑為1.4 m，葉片材質采用松木，葉面拋光并噴涂玻璃鋼油漆。噪聲采集與數據處理設備為B/K公司的60通道聲陣列系統(tǒng)，其中扇形輪聲陣列直徑為0.78 m，陣列傳聲器的靈敏度為12.5 mV/Pa，測量范圍為10～20000 Hz，同時利用Fluke實時監(jiān)測風力機的功率與轉速，確保試驗在設定工況下進行。測試設備如圖3所示。

將聲陣列中心放置于風輪后方電機高度處0.2 m，徑向0.5 m處進行近場噪聲采集，噪聲數據利用SONAH算法進行處理。同時模擬計算聲壓級監(jiān)測點位置與試驗相同。由于動態(tài)入流試驗難以實現，故以穩(wěn)定入流的對應工況參數[v=10 m/s]，[n=500 r/min]為基準進行試驗和模擬計算，對A、B葉片氣動噪聲的基頻及其倍頻諧波聲壓級的試驗值與模擬值進行對比分析，結果如圖4所示。

分析圖4發(fā)現，B葉片各倍頻聲壓級均小于A葉片。同時，隨著倍頻數增加，B葉片與A葉片聲壓級差值逐漸變大，且聲壓級整體呈下降趨勢。另外，聲壓級試驗值與模擬值的差值在基頻處最小，4倍頻處A葉片試驗值與模擬值差值最大為4.67 dB，其相對誤差為5.34%，據此認為數值計算結果具有良好的可靠性。

2 數值計算結果及分析

2.1 輻射聲頻譜特性分析

入流風況和翼型結構通過影響風力機尾跡流場，進而改變氣動噪聲的傳播和分布。本文選在風輪后方電機高度處，布置4條徑向測試線a～d，每條測試線由6個監(jiān)測點組成，共24點，監(jiān)測點之間間隔10 cm，通過提取監(jiān)測點上的聲壓數據，探究不同入流風況和翼型結構對風輪尾跡氣動噪聲的影響規(guī)律，監(jiān)測點具體布置方式如圖5所示。

通過對監(jiān)測點接收到的聲壓數據進行快速傅里葉變換（FFT）即可得到輻射聲頻譜。圖6為穩(wěn)定入流和陣風入流下A、B葉片在監(jiān)測點（a，1）的輻射聲頻譜圖。從圖6可知，氣動噪聲峰值主要集中在基頻及其倍頻上，且基頻處聲壓級最大，隨著倍頻數增大，倍頻所對應聲壓級峰值逐漸減小，且隨著頻率增大，聲壓級整體表現為下降趨勢；5倍頻后聲壓級無明顯峰值變化，倍頻峰值均位于200 Hz之前；圖中B葉片的聲壓級除少數頻率值，大部分情況均低于A葉片，且B葉片各倍頻峰值均低于A葉片，說明翼型凹變可有效降低葉片基頻及倍頻聲壓級。

point （a，1） under different inflow

通過對比B葉片在陣風入流和穩(wěn)定入流下基頻及倍頻聲壓級的差值，分析入流條件對葉片基頻及倍頻噪聲的影響，表達式定義為：

[μi=LSP1i-LSP2i]"""""" （5）

式中：[i=1、2、3、4、5]，分別表示基頻和2、3、4、5倍頻；[LSP1i]——陣風入流聲壓級；[LSP2i]——穩(wěn)定入流聲壓級。

圖7為B葉片在陣風入流和穩(wěn)定入流下基頻及倍頻聲壓級的差值。從圖7可知，B葉片的1～4倍頻聲壓級差值明顯，5倍頻處聲壓級差值迅速下降，說明入流風速的擾動對1～4倍頻聲壓級影響大，對5倍頻聲壓級影響小，即入流工況對低頻噪聲主要聲能量區(qū)影響較大。

2.2 尾跡聲輻射特性分析

圖8為尾跡聲壓級徑向分布特征曲線。由圖8可知，同一支葉片在陣風入流與穩(wěn)定入流下聲壓級的差值沿葉片徑向逐漸減小。同時，B葉片均在各測試線徑向300 mm處降噪效果最好，且降噪效果沿徑向逐漸減小，分析認為葉片徑向300 mm處位于吸力面凹槽中間位置，凹槽從葉根沿葉展方向延伸至葉中，使該區(qū)域流體轉捩點向后推移，降低了尾緣湍流擾動，而葉尖處未進行凹變處理，故降噪效果下降。

隨著徑向距離增大，各測試線上聲壓級均呈先增大后減小的趨勢。其中，測試線a、b與c、d的聲壓級最大值分別在徑向400和500 mm處出現，說明隨著軸向距離增大聲壓級峰值有沿徑向移動的趨勢，這是因為隨著軸向距離增大，葉片中部的分離渦量以弧度遞減的螺旋狀曲線向葉尖外軸向傳播，而徑向位置[0.2D～0.3D]（[D]為風輪直徑）為中心渦影響區(qū)域，根據渦聲理論，氣動噪聲源于渦的變形［12］，所以隨著軸向距離增大，風輪中心渦逐漸向外圍流場擴散，使得尾跡聲壓級峰值沿徑向移動。另外，隨著軸向距離增大，B葉片聲壓級與A葉片聲壓級差值逐漸變大，說明翼型凹變的降噪效果沿軸向逐漸增強。

為了清晰展示B葉片對尾跡氣動噪聲的降噪效果隨軸向距離的變化，定義圖8中各測試線上的A、B葉片聲壓級差值如式（6），結果如圖9所示。

[?i=LSPA，i-LSPB，i]""""" （6）

式中：[i=1、2]分別表示陣風入流和穩(wěn)定入流。

分析圖9發(fā)現，B葉片在陣風入流下的降噪效果優(yōu)于穩(wěn)定入流。分析認為陣風入流下葉片尾緣處湍流強度更大，翼型凹變對尾緣湍流強度的改善程度大于穩(wěn)定入流所致。各測試線上A、B葉片聲壓級差值均沿徑向逐漸減小。在同一軸向位置不同風況下A、B葉片聲壓級差值沿葉片徑向變化趨勢一致，說明入流條件僅影響翼型凹變降噪效果的強弱。

2.3 尾跡渦量耗散特征分析

為探究翼型凹變對尾跡氣動噪聲降噪的原因，以下對風力機運行過程中尾跡渦量耗散規(guī)律進行分析。由于尾跡渦量場以螺旋結構向風輪后方發(fā)展并耗散，為此本文在風輪后方電機高度處不同軸向位置布置測試線，提取不同入流下風速[v=10 ]m/s時刻各測試線的渦量數據，以定量分析尾跡渦量耗散規(guī)律。如圖10、圖11為A、B葉片在穩(wěn)定入流、陣風加速和陣風減速工況下的渦量耗散曲線。

由圖10可知，測試線上[0.2D～0.3D]為中心渦主要影響區(qū)，[0.5D]附近為葉尖渦影響區(qū)，在尾跡不同軸線處的渦量值沿輪轂中心呈對稱分布，其中軸向距離[1.0D]處中心渦顯著大于葉尖渦，這是由于空氣繞流電機和尾舵表面，使得尾跡中心湍流強度相對較大，進而導致中心渦量增大。且軸向距離[1.0D]處陣風加速階段的中心渦相比其他工況小，根據牛頓第二定律F=ma可知，陣風加速度導致了附加質量力的產生，陣風加速階段附加質量力為正，與流體自身壓力方向相同，附加質量力的存在抑制了電機和尾舵表面流體的流動分離，使得中心渦量下降；陣風減速階段中心渦徑向影響區(qū)域明顯大于陣風加速，這是由于此時附加質量力方向與來流方向相反，導致流體所受壓力下降，渦量發(fā)生徑向膨脹所致。B葉片風輪的渦量分布特征與A葉片風輪相似，且中心渦量和葉尖渦量相比于A葉片均有不同程度的降低，說明翼型凹變可有效降低尾跡渦量，進而降低尾跡氣動噪聲。

由圖11可知，軸向距離[2.5D]處，陣風加速階段的葉尖渦大于中心渦；穩(wěn)定入流下的葉尖渦和中心渦摻混完全；陣風減速階段葉尖渦仍小于中心渦，在中心渦影響區(qū)出現多個峰值且徑向膨脹趨勢明顯，相比于[1.0D]測試線處陣風減速階段中心渦降幅較大。同時發(fā)現，B葉片在陣風減速階段的渦量改善量大于其他工況。另外，隨著軸向距離增加各工況中心渦逐漸耗散，中心渦與葉尖渦差值逐漸縮小，說明隨著軸向距離增加，尾跡渦量峰值有沿徑向移動的趨勢，這也是圖8中聲壓級峰值沿徑向移動的原因。

3 結 論

通過對某S翼型水平軸風力機進行研究，探究了陣風入流和穩(wěn)定入流下翼型凹變對風力機氣動噪聲的影響，分析了翼型凹變降噪的原因，得出如下結論：

1）凹變葉片基頻及倍頻聲壓級均小于原始葉片，即翼型凹變可有效降噪，且入流工況對低頻噪聲主要聲能量區(qū)影響較大。

2）凹變葉片均在各測試線徑向300 mm處降噪效果最好，隨著徑向距離增大，降噪效果逐漸減小，同時各測試線上聲壓級均呈先增大后減小的趨勢；隨著軸向距離增大，凹變葉片對聲壓級改善效果逐漸增強，且尾跡聲壓級峰值有沿徑向移動的趨勢。

3）相同葉片下，陣風入流氣動噪聲大于穩(wěn)定入流，且凹變葉片在陣風入流下的降噪效果大于穩(wěn)定入流。

4）隨著軸向距離增大，尾跡渦量逐漸下降，各工況下凹變葉片尾跡渦量值均低于原始葉片，且凹變葉片在陣風減速階段對渦量的降低最大，尾跡渦量的下降說明翼型凹變可通過減少尾跡渦量降低尾跡氣動噪聲。

5）工程應用中風力機葉片多采用模具注塑的方式生產，為此生產凹槽葉片之前可根據葉片及凹槽尺寸生產凹槽葉片模具，通過模具注塑生產出帶有凹槽的風力機葉片。

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EFFECT OF AIRFOIL CONCAVITY ON AERODYNAMIC NOISE OF

WIND TURBINES UNDER GUST INFLOW

Xing Jianfeng1，Ma Jianlong1-3，Su Hongjie1，Zhang Liru1-3，Zhang Pengyu1，Yu Hao1

（1. College of Energy and Power Engineering， Inner Mongolia University of Technology， Hohhot 010051， China；

2. Engineering Research Center of Renewable Energy at Universities of Inner Mongolia Autonomous Region， Hohhot 010051， China；

3. Key Laboratory of Wind Energy and Solar Energy Technology， Ministry of Education， Hohhot 010051， China）

Abstract：Based on the instability of natural wind， a gust function was fitted according to the parameters of the wind turbines. Applying a combination of three-dimensional unsteady simulation and experimental verification on a horizontal axis wind turbines with S-shaped airfoil， the influence of airfoil concavity on the wake radiation acoustic spectrum， acoustic radiation propagation， and wake vorticity dissipation under both gust inflow and stable inflow were studied. The results show that the airfoil concavity can effectively reduce the aerodynamic noise of wake， and its fundamental frequency and high harmonic sound pressure level are significantly lower than those of the original blade. With the increase of axial distance， the noise reduction effect of airfoil concavity blade increases gradually， and the maximum sound pressure level is decreased by 3.6 dB at the axial direction of 500 mm. The noise reduction effect of airfoil concavity blade under the gust inflow is greater than that of the stable inflow. The wake vortex of airfoil concavity blade also has a significant decrease， which verifies the effectiveness of airfoil concavity on the aerodynamic noise reduction.

Keywords：wind turbines； sound pressure level； vorticity； blades； gust inflow； airfoil concavity