徐琛苑 湯斯琦

DOI：10.20145/j.32.1894.20240205

作者簡(jiǎn)介：徐琛苑（1996—），女，碩士研究生；研究方向：風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)特性，新能源電力系統(tǒng)規(guī)劃。xuchenyuan_grid@163.com

摘要：低溫環(huán)境下風(fēng)力機(jī)葉片常面臨覆冰的危險(xiǎn)，研究覆冰對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響對(duì)覆冰葉片氣動(dòng)特性分析具有重要意義。文章采用基于有限體積法的數(shù)值模擬算法對(duì)S809二維翼型氣動(dòng)特性及覆冰影響進(jìn)行了模擬分析。通過(guò)對(duì)比分析明冰與霜冰兩種覆冰形態(tài)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響程度，發(fā)現(xiàn)霜冰對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響不大，而明冰則會(huì)嚴(yán)重惡化翼型的氣動(dòng)特性，甚至可能導(dǎo)致負(fù)阻力。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī)葉片；氣動(dòng)特性；覆冰影響；數(shù)值模擬

中圖分類(lèi)號(hào)： TK89? 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：? A

0? 引言

隨著全球變暖，極端氣候發(fā)生越來(lái)越頻繁，風(fēng)力機(jī)冰凍災(zāi)害問(wèn)題也越來(lái)越突出。葉片表面覆冰是風(fēng)力機(jī)冰凍災(zāi)害最為突出的問(wèn)題之一。葉片表面覆冰不僅給葉片增加了一個(gè)附加重力，還會(huì)改變?nèi)~片的幾何外形，從而影響其氣動(dòng)特性［1-3］。對(duì)于MW級(jí)大型風(fēng)力機(jī)超長(zhǎng)柔性葉片，該問(wèn)題尤為突出。葉片覆冰機(jī)理十分復(fù)雜，不僅與溫度、濕度、風(fēng)速及風(fēng)向變化等周?chē)h(huán)境有關(guān)，還與風(fēng)力機(jī)葉片本身氣動(dòng)特性及其工作狀態(tài)有關(guān)，目前尚無(wú)原型風(fēng)力機(jī)三維葉片覆冰形成機(jī)理的理論解釋?zhuān)S翼型覆冰形成機(jī)制也在研究中。

根據(jù)葉片表面覆冰的幾何形狀，可以將葉片覆冰形態(tài)分為兩類(lèi)：明冰［4-5］和霜冰［6-7］。當(dāng)葉片周?chē)鷾囟鹊颓覞穸炔皇呛芨邥r(shí)，大氣中的小尺寸液滴在與葉片表面碰撞的過(guò)程中，瞬間凍結(jié)，形成不透明霜狀，此時(shí)的覆冰形態(tài)稱(chēng)為霜冰［6-7］。霜冰形成過(guò)程中，液滴與葉片碰撞凍結(jié)時(shí)間極短，液滴碰撞凍結(jié)位置主要受葉片周?chē)鲌?chǎng)及葉片表面邊界層流動(dòng)影響，使得覆冰形態(tài)與葉片幾何外形類(lèi)似，對(duì)葉片氣動(dòng)特性影響并不是很大。當(dāng)環(huán)境溫度相對(duì)較高但低于冰點(diǎn)，且濕度很高時(shí)，大氣中液滴的尺寸較大，大尺寸液滴與結(jié)構(gòu)碰撞后凍結(jié)形成的透明冰型稱(chēng)為明冰［4-5］。因?yàn)闇囟炔皇呛艿颓乙旱纬叽巛^大，液滴與結(jié)構(gòu)發(fā)生碰撞后并不能馬上完全凍結(jié)，只有一部分在碰撞處發(fā)生凍結(jié)，而另外一部分則沿著結(jié)構(gòu)表面發(fā)生流動(dòng)逐漸凍結(jié)，其在葉片表面的流動(dòng)不僅與葉片表面邊界層流動(dòng)有關(guān)，還與葉片運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，如轉(zhuǎn)速、槳距角、方位角等有關(guān)，這導(dǎo)致明冰的幾何外形非常復(fù)雜且很難預(yù)測(cè)，通常會(huì)在液滴撞擊點(diǎn)附近形成一些尖角。明冰通常具有非流線(xiàn)型氣動(dòng)外形，它將嚴(yán)重惡化結(jié)構(gòu)的氣動(dòng)特性，導(dǎo)致大幅度的流動(dòng)分離從而使阻力大幅增加，升力大幅減小。

為了準(zhǔn)確模擬覆冰對(duì)葉片氣動(dòng)特性的影響，需要準(zhǔn)確獲得葉片表面的壓力分布。一種方法是采用大渦模擬方法或者直接數(shù)值模擬方法，對(duì)葉片表面邊界層流動(dòng)進(jìn)行準(zhǔn)確解析，但解析邊界層流動(dòng)需要大量網(wǎng)格，計(jì)算成本過(guò)高。另一種方法則是采用湍流模型結(jié)合壁面函數(shù)的方法對(duì)邊界層流動(dòng)進(jìn)行?；２煌耐牧髂Ｐ蛯?duì)應(yīng)于不同的壁面函數(shù)，例如k-ε 湍流模型通常和標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)結(jié)合使用，增強(qiáng)型壁面函數(shù)則通常和k-ω 湍流模型結(jié)合使用。采用何種湍流模型與壁面函數(shù)則需要一定的經(jīng)驗(yàn)。例如，文獻(xiàn)［8］通過(guò)S809二維翼型的數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，精確的預(yù)測(cè)轉(zhuǎn)捩分離點(diǎn)的位置是準(zhǔn)確模擬翼型壓力分布曲線(xiàn)的關(guān)鍵。文獻(xiàn)［9］認(rèn)為，湍流邊界層對(duì)過(guò)渡區(qū)非常敏感，針對(duì)渦粘模型對(duì)邊界層流動(dòng)分離預(yù)測(cè)通常有所提前的弊端，提出了一種人工減小過(guò)渡區(qū)渦粘性的方法來(lái)延緩分離的發(fā)生，但該方法需要人為設(shè)定部分參數(shù)，且不同工況下參數(shù)并不相同，參數(shù)設(shè)定需要一定的經(jīng)驗(yàn)。

風(fēng)力機(jī)葉片一般都是通過(guò)一系列翼型扭轉(zhuǎn)堆疊而成，研究二維翼型的氣動(dòng)特性對(duì)三維葉片的氣動(dòng)研究具有重要意義。此外，葉素理論［10］、制動(dòng)線(xiàn)［11］、制動(dòng)面［12］等葉片氣動(dòng)特性計(jì)算方法都是基于二維翼型氣動(dòng)特性附加一些修正所建立的，因此，研究二維翼型氣動(dòng)特性覆冰影響分析具有重要意義。本文選取S809翼型為研究對(duì)象，首先通過(guò)對(duì)比不同的湍流模型與邊界層處理方法的模擬效果，驗(yàn)證數(shù)值模擬算法并確定最優(yōu)湍流模型與邊界層處理方法，進(jìn)一步分析翼型表面不同覆冰形態(tài)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

1? 數(shù)值模擬參數(shù)

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1.1? 幾何模型

本研究選用經(jīng)典翼型——S809翼型作為研究對(duì)象，其幾何外形如圖1所示。模擬時(shí)取弦長(zhǎng)為

C=600mm，計(jì)算域設(shè)置為矩形計(jì)算域，翼型前緣距離入口設(shè)為

10C，距離出口為20C，翼型中心線(xiàn)距離計(jì)算域上下邊界都為5C。邊界條件設(shè)置為速度入口、壓力出口，上下邊界為周期性邊界條件。來(lái)流選為均勻?qū)恿鱽?lái)流，來(lái)流速度設(shè)為U=51.7m/s，對(duì)應(yīng)的雷諾數(shù)為Re=UC/ν=2×106，其中運(yùn)動(dòng)粘度

ν=1.55×10-6 m2/s。分別計(jì)算翼型在來(lái)流風(fēng)攻角（Angle of attack，AOA）為0°、1.02°、5.13°、9.22°、14.24°和20.15°時(shí)的氣動(dòng)特性。

1.2? 網(wǎng)格劃分

采用C形拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分方案進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為了?；吔鐚恿鲃?dòng)，邊界層網(wǎng)格劃分需要滿(mǎn)足一定要求，且對(duì)于不同的壁面模型，邊界層網(wǎng)格劃分要求并不相同，即第一層網(wǎng)格的高度與邊界層內(nèi)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的數(shù)量需要滿(mǎn)足一定要求。邊界層網(wǎng)格劃分時(shí)需要保證邊界層內(nèi)有足夠數(shù)量的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)以模擬邊界層的發(fā)展，一般需要在邊界層內(nèi)至少布置15個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)。根據(jù)壁面定律，第一層網(wǎng)格的位置可以通過(guò)其與邊界層流動(dòng)的關(guān)系來(lái)估算：

y1=y+νuτ（1）

式（1）中y1為第一層網(wǎng)格高度。uτ為摩擦速度，其與壁面剪切應(yīng)力有關(guān)。在計(jì)算前并沒(méi)有壁面剪切應(yīng)力信息，因此，需要采用經(jīng)驗(yàn)公式對(duì)其進(jìn)行估算，經(jīng)驗(yàn)公式為：

uτ=0.5CfU2（2）

式（2）中Cf為摩擦系數(shù)，根據(jù)F.M.White算法，Cf=0.026/Re1/7。

對(duì)于不同的湍流模型及壁面模型，邊界層網(wǎng)格第一層網(wǎng)格高度不同，即y+取值不同。采用高雷諾數(shù)湍流模型時(shí)，結(jié)合標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，要求第一層網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)布置在湍流充分發(fā)展區(qū)，即要求y+≥30；采用低雷諾數(shù)湍流模型時(shí)，結(jié)合增強(qiáng)壁面函數(shù)，要求第一層網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)布置在層流底層，即要求

y+≤5。針對(duì)本文模擬工況，當(dāng)取y+=30時(shí)，由式（2）計(jì)算可得第一層網(wǎng)格高度

y1=0.2mm；當(dāng)取

y+=5，由式（2）計(jì)算可得第一層網(wǎng)格高度

y1=0.03mm。需要注意的是，這里計(jì)算所得的第一層網(wǎng)格高度是根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式估算所得，可能并不滿(mǎn)足假設(shè)條件，一般需要根據(jù)模擬所得

y+的真實(shí)值進(jìn)行調(diào)整，可以說(shuō)，第一層網(wǎng)格高度的確定是一個(gè)重復(fù)調(diào)整的過(guò)程。來(lái)流風(fēng)攻角為5.13°時(shí)的整體網(wǎng)格劃分結(jié)果及局部網(wǎng)格示意如圖2所示。

2? 數(shù)值驗(yàn)證

通過(guò)對(duì)非覆冰狀態(tài)下的S809翼型進(jìn)行模擬分析，驗(yàn)證數(shù)值模擬方案的可靠性，并確定最優(yōu)的湍流模型及壁面函數(shù)組合。

2.1? 湍流模型對(duì)比分析

根據(jù)前人實(shí)驗(yàn)結(jié)果可知，S809翼型在攻角為14.24°和20.15°時(shí)處于失速區(qū)，邊界層流動(dòng)涉及轉(zhuǎn)捩及流動(dòng)分離，此時(shí)邊界層流動(dòng)狀態(tài)的數(shù)值模擬對(duì)湍流模型、壁面函數(shù)的選擇及網(wǎng)格的劃分最為敏感。因此，通過(guò)模擬翼型在來(lái)流風(fēng)攻角為14.24°和20.15°時(shí)的氣動(dòng)特性與流場(chǎng)特征，可以最為可靠的對(duì)比不同湍流模型與壁面模型組合及網(wǎng)格劃分對(duì)模擬結(jié)果的影響。本研究共對(duì)比了Realize k-ε 湍流模型（以下簡(jiǎn)稱(chēng)“RKE湍流模型”）、SST

k-ω湍流模型和Spalart-Allmaras湍流模型（以下簡(jiǎn)稱(chēng)“S-A湍流模型”）3種湍流模型。其中RKE湍流模型為高雷諾數(shù)模型，可采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，y+取值為

y+=30；SST k-ω 湍流模型為低雷諾數(shù)模型，

y+可取值為

y+=5；S-A湍流模型可采用增強(qiáng)壁面函數(shù)，

y+取值為

y+=5。

通過(guò)模擬所得y1值對(duì)網(wǎng)格進(jìn)行驗(yàn)證。經(jīng)過(guò)反復(fù)模擬與調(diào)整發(fā)現(xiàn)，當(dāng)?shù)谝粚泳W(wǎng)格高度取值為

y1=0.6mm時(shí)，對(duì)應(yīng)的第一層網(wǎng)格無(wú)量綱高度

y+=30；而當(dāng)?shù)谝粚泳W(wǎng)格的無(wú)量綱高度為

y+=5時(shí)，第一層網(wǎng)格厚度取值應(yīng)為

y1=0.09mm。

y1=0.09mm時(shí)翼型上下表面不同位置處模擬計(jì)算所得

y+的結(jié)果如圖3所示，可以看出此時(shí)的

y1取值滿(mǎn)足要求。

通常采用無(wú)量綱化的翼型表面壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)來(lái)描述翼型的氣動(dòng)特性。翼型表面壓力系數(shù)計(jì)算公式如下：

Cp=P-P∞0.5ρU2（3）

式（3）中P為翼型表面壓力，P∞為環(huán)境壓力，U為來(lái)流風(fēng)速，ρ為大氣密度。

.

不同湍流模型模擬所得翼型壓力系數(shù)曲線(xiàn)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比圖如圖4所示。從圖4中可以看出，在來(lái)流風(fēng)攻角為14.24°時(shí)，3種湍流模型模擬所得的壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)與實(shí)驗(yàn)所得壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)都符合的很好；而在來(lái)流風(fēng)攻角為20.15°時(shí)，RKE湍流模型模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合最好，SST k-ω 湍流模型模擬所得壓力曲線(xiàn)在翼型前緣上側(cè)有所偏低，即對(duì)邊界層分離預(yù)測(cè)有所提前，而S-A湍流模型模型模擬所得壓力曲線(xiàn)在翼型前緣上側(cè)有所偏大，在翼型前緣下側(cè)則有所偏低，即對(duì)邊界層分離的預(yù)測(cè)有所延遲。綜上所述，RKE湍流模型在3種湍流模型中對(duì)分離點(diǎn)的預(yù)測(cè)效果最好。不同湍流模型對(duì)邊界層分離的預(yù)測(cè)也可以從速度流場(chǎng)云圖中看出，如圖5所示。

注：左側(cè)圖攻角為14.24°，右側(cè)圖攻角為20.15°

綜合上述分析可得：在較小攻角情況下，3種湍流模型對(duì)翼型氣動(dòng)特性模擬結(jié)果都很準(zhǔn)確；但在攻角較大時(shí)，RKE湍流模型相對(duì)于SST k-ω 湍流模型和S-A湍流模型對(duì)翼型的氣動(dòng)特性模擬相對(duì)更為

準(zhǔn)確。

2.2? 數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證

通過(guò)對(duì)比實(shí)驗(yàn)與模擬所得的不同攻角下S809翼型的升阻力系數(shù)，對(duì)本文數(shù)值模擬方案進(jìn)行驗(yàn)證?；谏鲜鰧?duì)比分析，其他攻角下翼型氣動(dòng)特性的模擬都采用RKE湍流模型進(jìn)行模擬。升力系數(shù)及阻力系數(shù)計(jì)算公式如下：

CL=L0.5ρU2C（4）

CD=D0.5ρU2C（5）

式中L，D分別為翼型升力和阻力。

模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合的很好，驗(yàn)證了本文所用數(shù)值方案的可靠性，如圖6所示。此外，從圖6中還可以看出，在來(lái)流風(fēng)攻角為9.22°～20.15°時(shí)，由于翼型上側(cè)邊界層流動(dòng)分離的發(fā)生，隨著來(lái)流攻角的增大，翼型升力系數(shù)增長(zhǎng)變緩，在較大攻角時(shí)，翼型升力系數(shù)減小。對(duì)于阻力系數(shù)，隨著攻角的增大，阻力系數(shù)大幅增加。這與翼型進(jìn)入失速區(qū)升阻力隨來(lái)流攻角的變化規(guī)律一致。

3? 覆冰影響分析

3.1? 覆冰狀態(tài)

本節(jié)對(duì)比分析明冰和霜冰兩種覆冰形態(tài)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響?；诖罅咳~片覆冰現(xiàn)場(chǎng)觀測(cè)數(shù)據(jù)對(duì)葉片覆冰形態(tài)進(jìn)行測(cè)繪并進(jìn)行一定簡(jiǎn)化，確定翼型覆冰形態(tài)，其中霜冰與葉片幾何外形相似，其厚度分布為類(lèi)拋物線(xiàn)分布，如圖7所示，在迎風(fēng)點(diǎn)處覆冰厚度最大，本研究中霜冰最大厚度選取為0.05C，覆冰區(qū)域長(zhǎng)度大致為0～0.3C；明冰覆冰形態(tài)較為復(fù)雜，如圖8所示，其尖角突出長(zhǎng)度為0.1C，覆冰區(qū)域大致為0～0.2C。

3.2? 覆冰氣動(dòng)影響分析

覆冰狀態(tài)下S809二維翼型氣動(dòng)特性的模擬方案與非覆冰狀態(tài)下S809二維翼型氣動(dòng)特性的模擬方案一致，即相同的計(jì)算域、相似的網(wǎng)格劃、同樣采用RKE湍流及標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，具體模擬參數(shù)設(shè)置此處不再贅述。

霜冰覆冰形態(tài)下，模擬所得覆冰翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)與非覆冰狀態(tài)下實(shí)驗(yàn)所得壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)對(duì)比，如圖9所示。從圖9可以看出，覆冰狀態(tài)下翼型上下側(cè)壓差略有減小。在來(lái)流攻角較小時(shí)（0°、1.02°和5.13°），覆冰翼型非覆冰區(qū)域（0.3C～C）的壓力系數(shù)分布與非覆冰翼型相同。而在來(lái)流攻角為9.22°及14.24°時(shí)，由于覆冰的影響，在翼型上側(cè)0.3C～0.5C區(qū)域，壓力系數(shù)有所降低，在翼型上側(cè)0.5C～C區(qū)域壓力系數(shù)與非覆冰翼形一致，翼型下側(cè)非覆冰區(qū)域則不受覆冰的影響。值得一提的是，在這兩個(gè)攻角下，邊界層流動(dòng)分離點(diǎn)發(fā)生的位置也沒(méi)有改變。在來(lái)流風(fēng)攻角為20.15°時(shí)，非覆冰區(qū)域的壓力分布系數(shù)也不受覆冰的影響，但此時(shí)流動(dòng)分離點(diǎn)由于覆冰的存在有所提前。

不同攻角下霜冰覆冰翼型繞流場(chǎng)速度云圖如圖10所示，可以看出，覆冰形態(tài)為霜冰時(shí)，速度流場(chǎng)與非覆冰翼型繞流場(chǎng)類(lèi)似，這與霜冰覆冰翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)結(jié)果一致。此外，霜冰覆冰翼型表面邊界層流動(dòng)分離點(diǎn)的位置也可以從速度流場(chǎng)云圖看出。從速度流場(chǎng)云圖所得分離點(diǎn)位置與通過(guò)壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)所得分離點(diǎn)位置一致，且從速度流場(chǎng)云圖可以看出，在來(lái)流風(fēng)攻角小于9.22°時(shí)，沒(méi)有流動(dòng)分離發(fā)生，

在來(lái)流風(fēng)攻角為9.22°、14.24°及20.15°時(shí)，翼型上側(cè)發(fā)生了穩(wěn)定的流動(dòng)分離，但沒(méi)有漩渦脫落產(chǎn)生，與非覆冰翼型類(lèi)似。

明冰覆冰形態(tài)下模擬所得翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)與實(shí)驗(yàn)所得非覆冰翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)對(duì)比，如圖11所示。從圖11中可以看出，由于明冰復(fù)雜幾何外形的影響，翼型壓力系數(shù)發(fā)生了劇烈變化，翼型上下側(cè)壓力差急劇減小，即明冰使得翼型的氣動(dòng)特性發(fā)生了嚴(yán)重的惡化。在來(lái)流風(fēng)攻角

≥5.13°時(shí)，翼型上側(cè)流動(dòng)發(fā)生了完全分離。值得一提的是，在來(lái)流風(fēng)攻角為20.15°時(shí)，由于非覆冰翼型分離點(diǎn)位于距離前緣0.2C處，非常接近迎風(fēng)點(diǎn)，所以在翼型非覆冰區(qū)域（0.2C～C），明冰覆冰翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)與非覆冰翼型壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)基本重合，而在覆冰區(qū)域（0～0.2C），明冰復(fù)雜的幾何外形導(dǎo)致流場(chǎng)十分復(fù)雜，壓力系數(shù)變化十分劇烈。

明冰覆冰狀態(tài)下模擬所得翼型周?chē)@流場(chǎng)速度云圖如圖12所示。從圖12中可以看出，在來(lái)流風(fēng)攻角為0°和1.02°時(shí)，明冰的復(fù)雜幾何外形在明冰尖角尾流區(qū)產(chǎn)生了兩個(gè)穩(wěn)定的漩渦。當(dāng)來(lái)流風(fēng)攻角≥5.13°時(shí)，由于來(lái)流攻角的增大，使得翼型下側(cè)明冰尖角正對(duì)流線(xiàn)方向，翼型下側(cè)明冰尖角后部漩渦消失，而翼型上側(cè)則發(fā)生完全流動(dòng)分離。

明覆冰翼型繞流場(chǎng)渦量云圖如圖13所示，從圖13中可以看出，在來(lái)流攻角為14.24°和20.15°時(shí)，在尾流區(qū)產(chǎn)生周期性的漩渦脫落。

模擬所得明冰覆冰形態(tài)及霜冰覆冰形態(tài)下S809翼型升阻力系數(shù)隨來(lái)流攻角的變化曲線(xiàn)如圖14所示。從圖14中可以看出，霜冰覆冰形態(tài)下，雖然覆冰使得翼型前緣上下側(cè)壓差有所降低，但覆冰增大了翼型的弦長(zhǎng)，從而部分抵消了覆冰帶來(lái)的影響，使得霜冰翼型升阻力系數(shù)與非覆冰翼型升阻力系數(shù)差別不大，且在來(lái)流風(fēng)攻角較小時(shí)，霜冰的存在使得升力系數(shù)有所提高，在來(lái)流攻角為0°時(shí)，升力系數(shù)提高了36.24%。不同覆冰狀態(tài)對(duì)翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)影響程度如表1所示。同樣，由于霜冰在某種意義上增加了葉片的幾何長(zhǎng)度，使得翼型表面摩擦阻力增大，從而使得霜冰覆冰狀態(tài)下翼型的阻力系數(shù)有所增大。相反，對(duì)于明冰覆冰翼型，由于明冰的非流線(xiàn)幾何外形，翼型表面邊界層流動(dòng)分離大大提前，流動(dòng)分離也大大加劇，使得翼型的升力系數(shù)大幅減小，最大降幅達(dá)83.38%，如表1所示；且由于明冰的非流線(xiàn)幾何外形，在大攻角下，覆冰翼型表面壓差阻力大大增加，導(dǎo)致明冰翼型阻力系數(shù)大幅增加；值得一提的是，在來(lái)流風(fēng)攻角為0°、1.02°和5.12°時(shí)，由于明冰尖角回流區(qū)的影響，覆冰的存在導(dǎo)致了負(fù)阻力的產(chǎn)生。

4? 結(jié)語(yǔ)

本文通過(guò)S809二維翼型的數(shù)值模擬，對(duì)比分析了不同湍流模型及邊界層處理方法對(duì)模擬結(jié)果的影響。通過(guò)和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比，發(fā)現(xiàn)

RKE湍流模型結(jié)合標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)可以很好地預(yù)測(cè)翼型表面流動(dòng)的轉(zhuǎn)捩與分離，得到的壓力系數(shù)分布曲線(xiàn)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合很好；而當(dāng)流動(dòng)分離較大時(shí)，SST k-ω 湍流模型對(duì)流動(dòng)分離點(diǎn)預(yù)測(cè)有所延遲，S-A湍流模型對(duì)流動(dòng)分離點(diǎn)預(yù)測(cè)則大幅提前。

在此基礎(chǔ)上，本文對(duì)比分析了霜冰與明冰兩種覆冰形態(tài)對(duì)翼型的氣動(dòng)特性的影響。主要結(jié)論如下：

（1）覆冰對(duì)翼型的氣動(dòng)特性的影響程度不僅與覆冰形態(tài)有關(guān)，還與來(lái)流攻角有關(guān)。

（2）霜冰對(duì)翼型的氣動(dòng)外形影響并不是很大，在小攻角時(shí)，霜冰對(duì)分離點(diǎn)幾乎無(wú)影響，此時(shí)翼型升力系數(shù)有所增大；大攻角時(shí)，分離點(diǎn)有所提前，此時(shí)升力系數(shù)有所減小。所有攻角下，阻力系數(shù)都有所增大。

（3）明冰復(fù)雜的非流線(xiàn)幾何外形導(dǎo)致流動(dòng)分離的提前與加劇，嚴(yán)重惡化翼型的氣動(dòng)特性，使得翼型的升力系數(shù)大幅減小，阻力系數(shù)大幅增加。

（4）在來(lái)流攻角為0°、1.02°和5.12°時(shí)，受明冰尖角后回流區(qū)的影響，明冰的存在將導(dǎo)致負(fù)阻力的產(chǎn)生。

［參考文獻(xiàn)］

［1］陳彥. 冷面結(jié)霜研究及風(fēng)力機(jī)葉片覆冰的數(shù)值模擬［D］. 北京： 清華大學(xué)， 2012.

［2］馬強(qiáng)，吳曉敏，陳彥. 風(fēng)力機(jī)葉片覆冰的數(shù)值模擬［J］. 工程熱物理學(xué)報(bào)， 2014（4）：770-773.

［3］郝艷捧，劉國(guó)特，陽(yáng)林，等.風(fēng)力機(jī)組葉片覆冰數(shù)值模擬及其氣動(dòng)載荷特性研究［J］.電工技術(shù)學(xué)報(bào)， 2015（10）：292-300.

［4］ADDY H E. Ice accretions and icing effects for modern airfoils［M］. Washington D.C.：National Aeronautics Administration， Glenn Research Center， 2000.

［5］張強(qiáng)，曹義華，胡利. 翼型表面明冰的數(shù)值模擬［J］. 航空動(dòng)力學(xué)報(bào)， 2009（1）： 91-97.

［6］MYERS T G， CHARPIN J PF， THOMPSON C P. Slowly accreting ice due to supercooled water impacting on a cold surface［J］. Physics of Fluids， 2002（1）：240-256.

［7］楊勝華，林貴平. 霜冰生長(zhǎng)過(guò)程的數(shù)值模擬［J］. 計(jì)算機(jī)工程與設(shè)計(jì)， 2010 （1）： 191-194.

［8］SANEI M， RAZAGHI R. Numerical investigation of three turbulence simulation models for S809 wind turbine air-foil［J］. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers， Part A： Journal of Power and Energy， 2018（8）：1037-1048.

［9］ROCHA P C， ROCHA H B， CARNEIRO F M， et al. A case study on the calibration of the k–ω SST （shear stress transport） turbulence model for small scale wind turbines designed with cambered and symmetrical airfoils［J］. Energy， 2016（97）：144-150.

［10］? BURTON T， JENKINS N， SHARPE D， et al. Wind Energy Handbook［M］. Chichester： Wiley， 2011.

［11］? SORENSEN J N， SHEN W Z. Numerical modeling of wind turbine wakes［J］. Journal of Fluids Engineering， 2002（2）：393-399.

［12］? YANG X， SOTIROPOULOS F. A new class of actuator surface models for wind turbines［J］. Wind Energy， 2018（5）：285-302.

（編輯? 何琳）

Investigation on the aerodynamic characteristic of wind turbine blade airfoils

under different ice cover patterns

Xu? Chenyuan1，? Tang? Siqi2

（1.State Grid Jurong County Electric Power Supply Company， Zhenjiang 212400， China;

2.State Grid Zhenjiang Power Supply Company， Zhenjiang 212000， China）

Abstract：? The blades of wind turbine often face the danger of icing under low temperature environment， making it crucial to study the impact of icing on the aerodynamic characteristics of the wind turbine airfoil. This paper employs a numerical simulation based on the finite volume method to investigate the aerodynamic characteristics of the S809 airfoil and the effect of icing. Specifically， this study analyzes and compares the influence of two types of ice coverings， glaze ice and rime ice， on the aerodynamic characteristics of the airfoil. The finding reveal that the rime icing has negligible influence on the aerodynamic characteristics of the airfoil， whereas the glaze icing will significantly deteriorate the aerodynamic characteristics of the airfoil and may resulting negative drag under certain conditions.

Key words： wind turbine blade; aerodynamic characteristics; icing effects; numerical simulation