收稿日期：2022-08-03

基金項(xiàng)目：國(guó)家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃（2019YFB1503700）

通信作者：凡 盛（1986—），男，碩士、初級(jí)工程師，主要從事風(fēng)力發(fā)電方面的研究。fansheng@csrzic.com

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2022-1166 文章編號(hào)：0254-0096（2023）11-0325-06

摘 要：基于翼型粗糙容忍度，采用三維建模方法模擬分布式粗糙元，代替?zhèn)鹘y(tǒng)粗糙帶，并利用3D打印技術(shù)打印粗糙前緣模型。通過(guò)風(fēng)洞測(cè)試，得到前緣粗糙的18%厚度風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能數(shù)據(jù)。測(cè)試結(jié)果表明，隨著雷諾數(shù)的增加，翼型的升力系數(shù)增加。前緣粗糙會(huì)導(dǎo)致翼型的最大升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)上升，最大升阻比減小，失速攻角提前。同時(shí)，相同粗糙水平下，相較于前緣凸起，前緣凹坑粗糙方式對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能影響較小。

關(guān)鍵詞：粗糙度；風(fēng)洞；雷諾數(shù)；3D打??；凹坑；凸起

中圖分類號(hào)：TK81" "" "" """文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

0 引 言

風(fēng)電場(chǎng)在運(yùn)行幾年后，由于風(fēng)輪葉片表面粗糙造成氣動(dòng)性能的下降，進(jìn)而降低發(fā)電性能。造成葉片前緣粗糙的原因根據(jù)風(fēng)場(chǎng)環(huán)境的不同而不同，比如沙石、冰雹等造成的涂層剝落、大面損傷，或昆蟲(chóng)、冰等沉積物導(dǎo)致的外形變化，都會(huì)通過(guò)降低截面最大升力、增加阻力而降低葉片性能。風(fēng)場(chǎng)數(shù)據(jù)表明由于昆蟲(chóng)粗糙可能導(dǎo)致年發(fā)電量減少25%，前緣侵蝕可能導(dǎo)致能量損失20%或更多，對(duì)已運(yùn)行2～3 a的葉片，年發(fā)電損失可能更大。因此，本文研究的表面前緣粗糙度對(duì)翼型性能的影響具有非常重要的意義。

目前，翼型粗糙度性影響的研究有理論研究以及計(jì)算流體力學(xué)仿真的方式。琚亞平等［1］、陳進(jìn)等［2］采用表征粗糙度系數(shù)隨機(jī)特性的模型，對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)等進(jìn)行不確定性分析，并探討了翼型前緣粗糙對(duì)升力系數(shù)、阻力系數(shù)的影響。李仁年等［3］、王燕［4］、張歡等［5］、吳攀等［6］、饒帥波［7］采用CFD方法，研究風(fēng)力機(jī)翼型在粗糙表面時(shí)的空氣動(dòng)力學(xué)性能，總結(jié)出薄翼型對(duì)粗糙度的敏感性低，厚翼型對(duì)粗糙度的敏感性高。李長(zhǎng)仁等［8］采用黏土作為附著物模擬葉片表面結(jié)冰及結(jié)垢，與光滑翼型相比，粗糙翼型的升力系數(shù)普遍減小，升力系數(shù)隨附著物長(zhǎng)度和厚度的增加而降低。包能勝等［9-10］設(shè)計(jì)在風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)研究局部增加前緣表面粗糙度對(duì)翼型性能的影響方案，測(cè)量了相關(guān)參數(shù)并分析了試驗(yàn)結(jié)果。Tangler［11］通過(guò)分析翼型升阻比曲線特性逆向開(kāi)發(fā)翼型，并在此基礎(chǔ)上研究固定轉(zhuǎn)捩時(shí)翼型的氣動(dòng)性能，發(fā)現(xiàn)升力線斜率、最大升力系數(shù)等均有不同程度降低。Ehrmann等［12］通過(guò)在風(fēng)場(chǎng)掃描葉片損傷外形，然后進(jìn)行三維重構(gòu)，創(chuàng)建不同密度、高度的粗糙外形并進(jìn)行粗糙度試驗(yàn)。Wilcox等［13］提出一種污染收集效率模型，在NREL S814翼型上對(duì)不同粗糙高度、密度的模型進(jìn)行了定量研究。

氣動(dòng)設(shè)計(jì)者在翼型和葉片設(shè)計(jì)中也考慮了前緣粗糙的問(wèn)題（即前緣粗糙敏感性），但在前緣粗糙對(duì)氣動(dòng)性能影響的量化影響程度方面仍有很多問(wèn)題有待解決。目前的問(wèn)題主要體現(xiàn)在如下方面：

1）目前所有關(guān)于前緣粗糙敏感度的研究均基于凸粗糙點(diǎn)，即外來(lái)沉積物引起的粗糙方面，鮮有關(guān)于前緣侵蝕造成的凹坑對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型性能影響的試驗(yàn)研究。

2）目前風(fēng)力機(jī)翼型前緣粗糙影響試驗(yàn)仍采用前緣貼Z-Z粗糙帶的方法，制造方法是使用雙面膠帶粘貼不同目數(shù)的砂礫，模擬粗糙高度。對(duì)于風(fēng)力機(jī)翼型，由于厚度增加，邊界層厚度與航空翼型有較大不同，因此仍采用標(biāo)準(zhǔn)Z-Z粗糙帶無(wú)法反映真實(shí)的前緣粗糙對(duì)性能影響。

本文在上述研究基礎(chǔ)上，創(chuàng)新性提出對(duì)粗糙范圍、粗糙密度和粗糙元高度、粗糙類型（包括凸粗糙元和凹粗糙元）進(jìn)行建模的方法，分別模擬前緣侵蝕和沉積物粗糙類型，并采用3D打印方式做成可替換前緣，以實(shí)現(xiàn)不同粗糙形式的測(cè)試。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c方法

1.1 翼型模型

西北工業(yè)大學(xué)翼型/葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)試驗(yàn)室有著中國(guó)領(lǐng)先的風(fēng)洞測(cè)試群，本次試驗(yàn)選擇在NF-3低速風(fēng)洞進(jìn)行。試驗(yàn)設(shè)計(jì)制作的翼型使用的是公司自主開(kāi)發(fā)的某相對(duì)厚度為18%的翼型，主體采用鋼木混合結(jié)構(gòu)，玻璃鋼蒙皮，模型展長(zhǎng)1.595 m，弦長(zhǎng)[c=1.1 m]。在模型的上下表面共開(kāi)設(shè)125個(gè)測(cè)壓孔，開(kāi)孔位置垂直于模型表面。為保證能測(cè)試不同粗糙度模型，翼型前緣做成可拆卸替換的模型，光滑前緣及不同粗糙形式的前緣均采用3D打印的方式制作，主體模型及3D打印的前緣粗糙模型如圖1所示。

通常尾排管安裝在模型后緣0.8c～1.3c，通過(guò)對(duì)NF-3風(fēng)洞進(jìn)行標(biāo)定，選擇在模型后緣1.2c位置安裝總壓排管，用于測(cè)量模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓，通過(guò)翼型尾跡損失來(lái)計(jì)算翼型的阻力。

1.2 前緣粗糙模型

表面粗糙度也稱表面光潔度，指較小間距下模型表面微小峰谷的不平度，一般描述粗糙度的單位為μm，但為了盡可能真實(shí)描述風(fēng)力機(jī)翼型表面粗糙損傷的大小，本文選擇的粗糙尺寸有0.3、0.5、1.0以及2.0 mm。為了確定粗糙模型模擬的范圍，首先通過(guò)數(shù)值計(jì)算確定翼型的最大升阻比對(duì)應(yīng)角度作為試驗(yàn)?zāi)M的主設(shè)計(jì)狀態(tài)。污染源在隨氣流接近葉片表面時(shí)，流線發(fā)生彎曲，此時(shí)污染源根據(jù)其質(zhì)量不同有不同的表現(xiàn)：沿原運(yùn)動(dòng)方向以較大沖擊角直接撞擊葉片；或偏離原運(yùn)動(dòng)方向，在下游以較小沖擊角撞擊葉片；或沿流線運(yùn)動(dòng)，在遠(yuǎn)后方以小角度撞擊葉片；或隨氣流繞過(guò)葉片。決定污染源撞擊形態(tài)的參數(shù)可定義為污染源質(zhì)量因子，用[k]表示：

[k=2mρSrefc]""""" （1）

式中：[m]——污染源質(zhì)量，kg；[ρ]——污染源密度，kg/m3；[Sref]——污染源參考面積，m2。

[k]值的取值范圍為0～1，低[k]值的污染源緊跟流線，[k]→0是污染源完全跟隨流線的極限情況，意味著不會(huì)有顆粒撞擊物面。[k]值高的污染源受周圍流場(chǎng)變化的影響較小，傾向于沿相對(duì)直線的彈道路徑飛行。圖2為不同[k]值下的污染源的運(yùn)動(dòng)軌跡。

[k]值的大小決定了粗糙模擬的范圍。本次試驗(yàn)要研究粗糙模擬范圍大小的影響，因此一致性選取[k=1]，即污染源以原運(yùn)動(dòng)路徑，撞擊葉片表面，表示最惡劣的情況。

為確定污染（粗糙模擬）范圍，引入污染源收集效率[β]：

[β=dy0ds]"""" （2）

式中：[dy0]——上游的兩個(gè)粒子與有效風(fēng)速的垂直距離，m；[ds]——兩個(gè)粒子在翼型面上的分離度，為沿翼型表面的弧線長(zhǎng)度，m。物面繞流距離[s]為沿翼型表面的曲線長(zhǎng)度，定義從翼型的前緣開(kāi)始，沿上表面向后緣為正，沿下表面向后緣為負(fù)，如圖3所示。

通過(guò)對(duì)設(shè)計(jì)狀態(tài)下流場(chǎng)進(jìn)行分析并結(jié)合式（2），得到試驗(yàn)翼型污染收集效率[β]與翼型表面弧長(zhǎng)的關(guān)系如圖4所示。從圖4中可看出，[β]在前緣附近的駐點(diǎn)位置接近于1，表明在駐點(diǎn)處污染顆粒以接近垂直角度撞擊物面；沿著上表面和下表面向后緣，收集效率逐漸降低，表明污染顆粒撞擊物面的可能性逐漸降低，在某個(gè)位置逐漸減小至0。對(duì)真實(shí)葉片，表面的污染不可避免，無(wú)法做到完全不受污染，因此在真實(shí)試驗(yàn)?zāi)M中，需規(guī)定一個(gè)污染收集效率的閾值，定義為污染容忍因子。在大于此值的范圍，需考慮粗糙影響；小于此值時(shí)忽略粗糙影響。

這里選擇4個(gè)粗糙容忍因子[β]=0.25、0.30、0.35、0.40，從而得到翼型在該容忍因子情況下前緣粗糙范圍所對(duì)應(yīng)的弦長(zhǎng)比例，進(jìn)而可確定可替換前緣模型的弦向尺寸?？商鎿Q模型展向?qū)挾葹?00 mm。粗糙密度指粗糙點(diǎn)（圓）面積占粗糙模擬范圍的面積。粗糙高度對(duì)應(yīng)凸起模型，為波峰與平面間的最大距離，粗糙深度對(duì)應(yīng)凹坑模型，為波谷與平面間的最大距離。以粗糙容忍因子[β=0.25]、密度15%為例，粗糙模擬的范圍為下表面[19.5%c]，上表面[10.48%c]，在此曲面（展開(kāi)為矩形平面）范圍內(nèi)，粗糙點(diǎn)（為圓形）占粗糙模擬范圍的面積為15%，對(duì)應(yīng)的有粗糙高度為2 mm的凸起以及粗糙深度為[2 mm]的凹坑模型。本文涉及的粗糙模型如表1所示。

根據(jù)粗糙容忍因子的不同，使用隨機(jī)函數(shù)方法在可替換的翼型前緣隨機(jī)布置不同密度、不同高度以及范圍的凹坑和凸起來(lái)表征翼型的粗糙度，再通過(guò)3D打印得到粗糙前緣。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 自然轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩

試驗(yàn)攻角[α]設(shè)置在-15°～20°之間，攻角間隔[Δα=1°]。為了對(duì)光翼型的性能進(jìn)行全面評(píng)估，試驗(yàn)雷諾數(shù)范圍從2×106～6×106。圖5給出了該雷諾數(shù)范圍下，翼型的升力系數(shù)曲線以及翼型的極曲線。

從圖5a升力系數(shù)曲線可看到，隨著雷諾數(shù)的增加，升力線斜率增加、失速迎角推遲、最大升力系數(shù)增加。翼型在失速后升力下降和緩，失速性能良好。從圖5b極曲線可看出，在小升力系數(shù)范圍內(nèi)，隨著雷諾數(shù)的增加阻力系數(shù)降低，翼型低阻力系數(shù)范圍寬。但在大升力系數(shù)范圍內(nèi)（如圖5a中升力系數(shù)大于1），翼型阻力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增加，阻力增加幅值小于升力增加幅值，因此升阻比系數(shù)隨雷諾數(shù)增加而增加。

圖6給出了18%翼型不同雷諾數(shù)下固定轉(zhuǎn)捩時(shí)的升力系數(shù)和極曲線?？煽闯?，在轉(zhuǎn)捩帶作用下，升力下降、阻力增

加。失速特性滿足雷諾數(shù)規(guī)律，低阻范圍減小。轉(zhuǎn)捩帶造成升阻比下降，但雷諾數(shù)規(guī)律保持一致，最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角基本不變。

表2給出了翼型不同測(cè)試情況下的結(jié)果。從對(duì)比可看出，在固定轉(zhuǎn)捩條件下，最大升力系數(shù)下降范圍在4%～8%，隨雷諾數(shù)增加，最大升力系數(shù)下降范圍增加。固定轉(zhuǎn)捩造成最大升阻比下降較為劇烈，減小23%～16%，雷諾數(shù)越低，最大升阻比下降越嚴(yán)重。隨著雷諾數(shù)的增加，固定轉(zhuǎn)捩會(huì)導(dǎo)致失速迎角提前，最大可提前約1°。

圖7給出了18%翼型特征參數(shù)隨雷諾數(shù)變化規(guī)律，從中可看出，不管是自然轉(zhuǎn)捩還是固定轉(zhuǎn)捩：1）最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增加；2）最大升阻比隨雷諾數(shù)增加而增加。

2.2 前緣凹坑對(duì)翼型性能影響

在研究了雷諾數(shù)對(duì)光滑翼型的氣動(dòng)性能影響后，本文對(duì)前緣粗糙的情形進(jìn)行了風(fēng)洞測(cè)試，試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=6×106。前緣粗糙分前緣凹坑和前緣凸起兩種形式，下面分別從兩個(gè)方面進(jìn)行分析。

圖8為前緣凹坑翼型，從圖8a升力系數(shù)曲線可看出，前緣凹坑降低了葉片最大升力系數(shù)，圖8b極曲線顯示，此時(shí)最小阻力系數(shù)大于光滑翼型。同時(shí)，隨著前緣凹坑尺寸的增加，翼型的最大升力系數(shù)降低，阻力也出現(xiàn)一定程度的增加，且失速迎角提前。但整體來(lái)看，在粗糙水平為2 mm及以下時(shí)，前緣凹坑粗糙對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響相對(duì)較小。表3給出了不同凹坑情況下翼型的氣動(dòng)特性參數(shù)。

從表3可看出，本文涉及的18%厚度的翼型零升迎角約為-4°，前緣凹坑基本不會(huì)改變零升迎角的大小。但前緣凹坑會(huì)導(dǎo)致失速迎角變化，針對(duì)本文考慮的粗糙范圍，前緣凹坑會(huì)導(dǎo)致失速迎角提前1°～2°，且最大升力系數(shù)基本都會(huì)降低，最大可降低12%（20%粗糙密度，粗糙容忍因子[β]=0.35，粗糙深度為1 mm情況）。

2.3 前緣凸起對(duì)翼型性能影響

從以上分析可看出，前緣凹坑會(huì)對(duì)翼型的氣動(dòng)性能有影響。在此基礎(chǔ)上，本文同時(shí)對(duì)前緣凸起的情況進(jìn)行風(fēng)洞測(cè)試，探討凸起對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。從圖9中可看出，前緣凸起明顯會(huì)降低翼型升力系數(shù)、增加阻力系數(shù)。相同凸起高度下，凸起的范圍越大，密度越大，升力線斜率降低越大，

Re=6×106

最大升力系數(shù)降低也越大，失速迎角也會(huì)提前，阻力也會(huì)增加。表4給出了不同凸起情況下翼型的氣動(dòng)特性參數(shù)。從表4可看出，前緣凸起不會(huì)改變翼型的零升迎角，但會(huì)改變失速迎角。從本文考慮范圍粗糙來(lái)看，前緣凸起會(huì)導(dǎo)致失速迎角提前1°～2°，且最大升力系數(shù)降低，最大可降低25%（15%粗糙密度，粗糙容忍因子[β]=0.4，粗糙深度為[2 mm]情況）。

從表3與表4對(duì)比可看到，相同粗糙水平下，前緣凸起的最大升力系數(shù)均比前緣凹坑的最大升力系數(shù)要低。同時(shí)，前緣凸起最大升阻比可下降25%，但前緣凹坑下降為12%，進(jìn)一步說(shuō)明前緣凸起粗糙比前緣凹坑粗糙對(duì)翼型性能影響要大。粗糙度使翼型表面的邊界層從層流轉(zhuǎn)捩為湍流，湍流邊界層的摩擦阻力與表面粗糙度有關(guān)，使摩擦阻力有很大增加。也是導(dǎo)致粗糙翼型阻力增加，最大升力系數(shù)降低的原因。

3 結(jié) 論

1）無(wú)論光滑翼型還是固定轉(zhuǎn)捩翼型，雷諾數(shù)對(duì)翼型的氣動(dòng)性能有一定影響。對(duì)本文考慮的翼型，隨著雷諾數(shù)的增加，翼型的升力系數(shù)、升力線斜率、最大升阻比均出現(xiàn)一定程度增加。

2）翼型前緣粗糙（凹坑或凸起）一般都會(huì)導(dǎo)致翼型的升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，升阻比降低，失速迎角提前。

3）對(duì)凸粗糙元，粗糙元高度和密度越大，氣動(dòng)性能損失越大。

4）相同粗糙水平下，前緣凹坑對(duì)氣動(dòng)性能的影響比前緣凸起對(duì)氣動(dòng)性能的影響相對(duì)要小，特別是粗糙元深度存在一個(gè)極限深度（1 mm），此時(shí)性能下降最嚴(yán)重。

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INFLUENCE OF DISTRIBUTED LEADING EDGE ROUGHNESS ON AERODYNAMIC PERFORMANCE OF WIND FOIL

Fan Sheng，Zhan Jiapu， Hu Jiehua，Liang Pengcheng，F(xiàn)eng Xuebin，Dai Longxia

（Zhuzhou Times New Material Technology Co.， Ltd.， Zhuzhou 412007， China）

Abstract：Based on the roughness tolerance of airfoil， the distributed roughness element was simulated by 3D modeling method to replace the traditional rough band， and the roughness model was printed by 3D printing technology. Through wind tunnel test， the aerodynamic performance of 18% thickness airfoil with rough leading edge was obtained. The test results proved that the lift coefficients improved with the increase of Reynolds numbers. Rough leading edge leads to lower maximum lift coefficient， higher drag coefficient， lower maximum lift-drag ratio， and earlier stall angle of attack. Meanwhile， compared with the leading edge bump， the leading edge pit roughness has less influence on the aerodynamic performance of the wind turbine airfoil.

Keywords：roughness； wind tunnel； Reynolds number； 3D printing； pit； bump