摘 要：基于非光滑凸包面減阻原理，通過分析半球型凸包不同結(jié)構(gòu)參數(shù)下的繞流場特性得出其最優(yōu)參數(shù)，在此基礎(chǔ)上定義流線型凸包來探討二者結(jié)構(gòu)在減阻方面的差異，并分析凸包結(jié)構(gòu)對風(fēng)力機的影響。對附加兩種凸包的NACA0012翼型及加入了半球型凸包的風(fēng)力機進(jìn)行數(shù)值模擬，并對其氣動特性進(jìn)行分析。研究表明：當(dāng)半球型凸包的高度為弦長的0.4%時，其減阻效果最佳，并在攻角為10°～16°之間具有良好的減阻效果。附加間隔比為3的凸包結(jié)構(gòu)將使翼型減阻效果達(dá)到最佳。半球型和流線型凸包結(jié)構(gòu)均在攻角為14°時取得最好減阻效果，其最大減阻率分別為12.69%和17.39%。與半球型凸包結(jié)構(gòu)相比，流線型凸包結(jié)構(gòu)的外形曲率變化較小，使流動較好地貼合在流體與物體的交界處，以致黏性阻力的能耗更小。同時考慮到加工制造的工藝難度和實際情況，將優(yōu)選的凸包結(jié)構(gòu)應(yīng)用于風(fēng)力機葉片表面，與原始風(fēng)力機相比，加入凸包結(jié)構(gòu)的風(fēng)力機能量利用區(qū)半徑增大了20.68%；葉尖渦對高速流區(qū)域的影響降低，湍動能分布更加均勻，在額定工況下其扭矩和推力分別提升了14.72%和5.41%，提高了能量利用率及運行穩(wěn)定性。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機；翼型；繞流場；減阻；凸包結(jié)構(gòu)；數(shù)值模擬

中圖分類號：O351.2 """" """" 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

0 引 言

流體機械的減阻問題是國內(nèi)外學(xué)者較為關(guān)注的話題，而阻力和升力的變化對各類翼型的氣動性能起著關(guān)鍵性的作用［1-2］，因此對翼型進(jìn)行減阻、增升研究具有很高的現(xiàn)實意義。在各類減阻方式中，仿生非光滑表面減阻技術(shù)被認(rèn)為是非常有效的減阻方法［3-5］。朱海燕等［6］通過改變凸包結(jié)構(gòu)的參數(shù)以及布置方式，將其布置在高速列車表面，最終得到了較好的減阻效果；牛志罡等［7］采用數(shù)值模擬方法對表面縱向布置微溝槽的風(fēng)力機翼型的氣動性能進(jìn)行研究；孫霽宇等［8］研究了仿生圓盤開溝器減阻、防黏和減阻機理的仿生設(shè)計原理；楊筱沛等［9］研究了肋骨的長度和高度對翼型氣動性能和流動特性的影響。

凸包結(jié)構(gòu)結(jié)合了脊肋與凹槽結(jié)構(gòu)的特點，在流場中具有一定的適應(yīng)性。其結(jié)構(gòu)在流動分離區(qū)域具有類似于脊肋結(jié)構(gòu)的減阻效果，可改善翼型尾緣處湍流區(qū)域的流動狀態(tài)，降低流體流動時的阻力［10］；另一方面，凸包之間存在與凹槽相似的結(jié)構(gòu)，凹槽便于儲存空氣，改善流動分離，增加翼型表面壓差，提高垂直軸風(fēng)力機氣動性能［11］。

由于對適應(yīng)于翼型表面的凸包結(jié)構(gòu)研究較少，且附在翼型表面的凸包結(jié)構(gòu)對翼型的剛度和結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的影響小于脊?fàn)?、凹槽等結(jié)構(gòu)。因此，本文以半球型凸包為基礎(chǔ)，設(shè)計不同參數(shù)，并應(yīng)用于翼型表面。首先分析半球型凸包結(jié)構(gòu)的最優(yōu)凸包高度、最優(yōu)間隔比以及繞流場特性，在此基礎(chǔ)上定義流線型凸包結(jié)構(gòu)，采用與半球型凸包結(jié)構(gòu)一樣的最優(yōu)參數(shù)，并將所得模擬結(jié)果與半球型凸包結(jié)構(gòu)進(jìn)行對比分析。最后將優(yōu)選的凸包結(jié)構(gòu)應(yīng)用于風(fēng)力機，與原始風(fēng)力機的流場進(jìn)行對比，得出凸包結(jié)構(gòu)對風(fēng)力機運行的影響，為工程實際提供理論基礎(chǔ)。

1 數(shù)值模擬計算方法

1.1 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬方法采用具有大渦模擬和雷諾時均方法各自優(yōu)點的分離渦模擬方法［12-13］。同時采用速度與壓力耦合的SIMPLE算法，空間離散選擇二階迎風(fēng)格式。湍流模型選用[SST][k-ω]模型，該模型在計算此類問題中具有較好的適用性，且對強逆壓梯度和分離流動的預(yù)測精度較高，滿足精度要求［14］。

1.2 計算模型和計算條件

依據(jù)普遍性和典型性原則，本研究中的模型采用NACA0012翼型［15-16］，結(jié)構(gòu)如圖1所示。

設(shè)該翼型弦長為[c]（[c]=350 mm），前駐點為0[c]。由于控制湍流邊界層內(nèi)湍流的發(fā)展可實現(xiàn)減阻，因此凸包結(jié)構(gòu)應(yīng)布置在具有高湍流強度的流動分離區(qū)附近。半球型凸包結(jié)構(gòu)與流線型凸包結(jié)構(gòu)的構(gòu)造如圖2所示，其中[l]表示凸包結(jié)構(gòu)之間的間隔，長度[d]等于半徑[r]的兩倍。

如圖3a所示，計算域入口為半圓弧，其半徑為[R=16c]（[c]為弦長），計算域右部區(qū)域為矩形，出口到翼型尾緣的距離為[L=21c]。由于多面體網(wǎng)格的收斂性優(yōu)于四面體網(wǎng)格，故本研究使用多面體網(wǎng)格生成器對網(wǎng)格進(jìn)行設(shè)計，并對翼型周圍的網(wǎng)格進(jìn)行局部加密。為使邊界層附近的計算結(jié)果更為精確，第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為[1.6×10-5 m]，確保[y+＜1]以達(dá)到模擬黏性底層流動的網(wǎng)格要求［17］。網(wǎng)格示意圖見圖3b。

計算域［18］的入口設(shè)置為速度入口，設(shè)速度為20 m/s；出口設(shè)置為壓力出口，令相對壓強為0 Pa；上下壁面設(shè)為對稱平面，以確保流動的充分發(fā)展。由表1可知，當(dāng)總網(wǎng)格數(shù)為50萬、60萬時，計算結(jié)果誤差較小。為節(jié)約計算資源，本研究對總網(wǎng)格數(shù)為50萬的翼型表面進(jìn)行研究。同時為了驗證數(shù)值模擬的可靠性，計算不同攻角下的阻力系數(shù)以及10°攻角下的壓力系數(shù)，并與相應(yīng)文獻(xiàn)進(jìn)行對比。文獻(xiàn)中對NACA0012翼型進(jìn)行了風(fēng)洞實驗，該實驗結(jié)果為本研究提供驗證值參考，圖4、圖5分別為阻力系數(shù)與壓力系數(shù)的結(jié)果對比，可見數(shù)值模擬與參考文獻(xiàn)［19］之間的誤差較小，進(jìn)一步驗證了該數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性。

已知凸包高度[r]對翼型阻力有直接影響［20］。以凸包結(jié)構(gòu)之間距離為[l=1d]時的半球型凸包為例，與此同時，參考文獻(xiàn)［6］中的凸包尺寸，將3組高度分別為[0.002c]、[0.004c]和[0.006c]的凸包結(jié)構(gòu)布置在翼型尾緣區(qū)域，通過比較不同攻角下的阻力系數(shù)得出最優(yōu)的凸包結(jié)構(gòu)高度。一方面，隨著攻角的增大，翼型的迎風(fēng)面積逐漸增大。此時，由于邊界層向湍流過渡會對阻力產(chǎn)生影響，使得摩擦阻力系數(shù)增大。另一方面，凸包結(jié)構(gòu)之間的凹槽會在摩擦過程中儲存空氣，不同的凸包高度會改變氣流與翼型之間的接觸狀態(tài)。適當(dāng)調(diào)整凸包的高度以保證效果最佳。

根據(jù)圖6所示，凸包結(jié)構(gòu)的高度在[0.002c～0.006c]范圍內(nèi)時，可有效降低阻力；當(dāng)凸包結(jié)構(gòu)高度為[r=0.004c]時，其阻力系數(shù)取得最小值，即此時的減阻效果最佳。后續(xù)對流線型凸包結(jié)構(gòu)分析時，選用與最優(yōu)半球型凸包結(jié)構(gòu)一致的特征尺寸，進(jìn)行對比分析。

2 計算模擬結(jié)果及分析

2.1 攻角的選擇

圖7為翼型在不同攻角下的速度云圖，通過流場分析對光滑翼型的流動分區(qū)進(jìn)行討論。當(dāng)攻角在0°～4°范圍內(nèi)時，翼型尾部附近的流動分離區(qū)并不明顯，說明在該攻角范圍內(nèi)凸包結(jié)構(gòu)的減阻效果不佳；當(dāng)攻角范圍在8°～12°時，尾部邊緣的低流速區(qū)和翼型表面的流動分離區(qū)的面積均增大，在此排列凸包結(jié)構(gòu)減阻效果明顯；當(dāng)攻角為14°時，氣流無法順利繞過翼型，發(fā)生劇烈的流動分離，翼型尾流的低流速區(qū)相比12°時急劇增大，升阻比急劇變小，翼型進(jìn)入失速狀態(tài)，此時最大速度不再持續(xù)增加。

結(jié)合上述分析確定本研究的攻角范圍為8°～14°。為探討凸包之間的最佳距離[l]，設(shè)置3種間距：[l=1d]、[l=2d]、[l=3d]進(jìn)行模擬分析。

2.2 半球型凸包結(jié)構(gòu)減阻分析

2.2.1 速度矢量分析

圖8為各攻角下光滑翼型表面的速度矢量圖。從圖8中可看出，8°攻角翼型表面的流動分離區(qū)不明顯，分離區(qū)的長度僅為[0.09c]。當(dāng)攻角增大時，流動分離區(qū)的面積隨之變大，同時使分離點向前移動。攻角為10°、12°和14°時，對應(yīng)的分離點位置分別為[0.89c]、[0.64c]和[0.31c]。

由圖7分析可得，減阻效果最佳的凸包結(jié)構(gòu)布置區(qū)域應(yīng)在背風(fēng)側(cè)尾緣。由于攻角為8°時的分離區(qū)長度最小，隨著攻角的增大分離區(qū)的長度隨之增大。為確保凸包在8°～14°攻角范圍內(nèi)均處于分離區(qū)內(nèi)，為此凸包在尾緣處的排列長度小于[0.1c]。

半球型凸包結(jié)構(gòu)的高度選用最優(yōu)高度[r=0.004c]。如圖10～圖12所示，8°攻角所產(chǎn)生的流動分離區(qū)較小。若將半球型凸包布置在流動分離區(qū)外部，這將會使分離點向前移動，進(jìn)而導(dǎo)致流動阻力的增加；通過設(shè)置不同的間隔比來改變流體與翼型表面的接觸面積，當(dāng)間隔比增大時兩者之間的接觸面積減小，導(dǎo)致摩擦阻力降低；在凸包結(jié)構(gòu)之間形成的低速流漩渦可降低摩擦阻力與壓差阻力；與此同時間隙內(nèi)的低速流體會吸附凸包結(jié)構(gòu)外流場的高速氣流，這將有效抑制分離區(qū)的蔓延，進(jìn)而降低翼型所受到的流動阻力。

在10°～12°的攻角范圍內(nèi)，可使凸包完全位于流動分離區(qū)，且在此范圍內(nèi)凸包結(jié)構(gòu)不會導(dǎo)致提前分離邊界層，與攻角為8°時相比，這會降低由于壓力梯度的不同而導(dǎo)致的阻力，且凸包結(jié)構(gòu)間的分離渦會因間隔比的變化而變化，且當(dāng)攻角增加時，分離渦的中心會邊向翼型表面法線方向移動，邊與其他分離渦融合。

凸包結(jié)構(gòu)在攻角為14°的情況下會處于流場的回流區(qū)域內(nèi)，當(dāng)因凸包結(jié)構(gòu)所形成的分離渦消散后，翼型開始失速。攻角超過14°時，翼型將完全進(jìn)入失速狀態(tài)，這種情況下壓差阻力將成為翼型表面阻力的主要因素。如圖9～圖11所示，各攻角翼型表面的凸包結(jié)構(gòu)附近存在回流區(qū)，這將會不同程度阻礙氣流的流動，與此同時，回流區(qū)內(nèi)的逆壓梯度會降低，進(jìn)而減小壓差阻力。凸包結(jié)構(gòu)的存在改變了其背風(fēng)側(cè)的黏性底層，使原本的黏性流動轉(zhuǎn)變?yōu)橐岳字Z應(yīng)力為主導(dǎo)的流動。與此同時，在凸包結(jié)構(gòu)下游產(chǎn)生了明顯的漩渦。兩凸包結(jié)構(gòu)之間形成的低速氣流使凸包結(jié)構(gòu)下游氣流與壁面相互作用產(chǎn)生氣墊效應(yīng)。由于氣墊效應(yīng)的影響使得流體在近壁面處的摩擦由滑動摩擦轉(zhuǎn)變?yōu)闈L動摩擦，這是由于來流未與壁面直接接觸造成的。因為滑動摩擦系數(shù)大于滾動摩擦系數(shù)，所以因凸包結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的漩渦及氣墊效應(yīng)可有效降低壁面的黏性阻力，進(jìn)而實現(xiàn)減阻效果。

在速度一定的情況下，隨著間隔比的增大黏性阻力隨之增大，同時凸包結(jié)構(gòu)的壓差阻力將減小。由于壓差阻力的減少量遠(yuǎn)大于黏性阻力的增加量，故間隔比為3時減阻效果最佳。

2.2.2 壓強分析

各攻角下光滑翼型的壓強云圖如圖12所示。由圖12可知，各攻角下翼型所受的最大正壓強位置無明顯差別，其中心位置會隨著攻角的增大呈現(xiàn)出向翼型前緣移動的趨勢；最大負(fù)壓強的區(qū)域會沿著翼型中心軸線與最大正壓強區(qū)域呈現(xiàn)出對稱關(guān)系，且分布在翼型的背風(fēng)側(cè)，與圖8中最大速度的位置對應(yīng)，在攻角為8°～12°時，最大負(fù)壓強會隨著攻角的增大而增大，由于最大正壓強不會隨著攻角的改變出現(xiàn)顯著的變化，故翼型兩表面的壓強差會隨之增大，進(jìn)而使翼型的升力增加；當(dāng)攻角變?yōu)?4°時，翼型的最大負(fù)壓強與12°攻角相比幾乎保持不變，故壓強差也幾乎保持不變，最終導(dǎo)致升力幾乎無明顯變化。

加入不同間隔比的凸包結(jié)構(gòu)后不同攻角翼型的壓強分布對比如圖13～圖15所示，其中，b圖為a圖尾緣附近的局部放大部分。根據(jù)圖13可知，8°攻角時，對應(yīng)凸包位置布置在分離點之前，與光滑翼型相比，非光滑翼型表面的最大正壓強與最大負(fù)壓強均呈現(xiàn)出減小的趨勢，這意味著翼型的推力面與吸力面之間的壓差減小，進(jìn)而導(dǎo)致升力減??；由圖14a可知，在凸包結(jié)構(gòu)區(qū)域出現(xiàn)了輕微的負(fù)壓升高，這是由于凸包結(jié)構(gòu)不合理的布置位置所導(dǎo)致的流體提前分離。

由圖14、圖15所見，在攻角為10°～12°時，半球型凸包結(jié)構(gòu)的加入不會顯著影響翼型的壓強分布，這意味著其對升力的影響有限，升力主要隨著攻角的增大而增大。

2.2.3 氣動特性分析

由圖16可見，附加高度[r=0.004c]的半球型凸包結(jié)構(gòu)的翼型在阻力系數(shù)和升力系數(shù)方面的變化與光滑翼型相似。

結(jié)合表2得出，當(dāng)攻角從8°變?yōu)?0°時，帶有凸包結(jié)構(gòu)翼型的阻力系數(shù)減小1.43%，升力系數(shù)減小0.35%；當(dāng)凸包結(jié)構(gòu)的間隔比為3，且攻角大于12°時，阻力系數(shù)最多減小12.70%，升力系數(shù)最高增加7.45%。這說明當(dāng)攻角在8°～10°時，凸包結(jié)構(gòu)只給翼型帶來少量的減阻效果，但同時也削弱了增升效果。

現(xiàn)將摩擦阻力系數(shù)用[Cdf]表示，壓差阻力系數(shù)用[Cdp]表示，阻力系數(shù)用[Cd]表示（下文同）。由圖17可得，當(dāng)在翼型上附加半球型凸包結(jié)構(gòu)時，其[Cdf]與原始翼型無明顯差別，與[Cdp]相比，[Cdf]的值遠(yuǎn)小于[Cdp]，說明[Cdf]只是[Cd]中的一小部分。隨著攻角的增加，氣流與翼型表面的接觸面積會持續(xù)減少，進(jìn)而導(dǎo)致[Cdf]降低。攻角為8°時，位于分離點前的凸包結(jié)構(gòu)使翼型的粗糙度升高，提高了翼型的[Cdf]。攻角在8°～10°范圍時，凸包結(jié)構(gòu)處于流動分離區(qū)內(nèi)，可使[Cdf]與[Cdp]大幅降低；當(dāng)攻角超出12°后，[Cdp]將因凸包結(jié)構(gòu)間低速分離渦的存在而大幅降低。圖17b為附加凸包結(jié)構(gòu)的翼型與光滑翼型的[Cdp]分布，可見其變化規(guī)律與[Cdf]相同。

2.3 流線型凸包結(jié)構(gòu)減阻分析

2.3.1 速度矢量分析

設(shè)計流線型凸包結(jié)構(gòu)，選用與最優(yōu)半球型凸包結(jié)構(gòu)一致的特征尺寸，并選取最佳間隔[l=3h]進(jìn)行對比分析。

具有間隔比為3的流線型凸包速度矢量圖如圖18所示。與圖11相比，流線型凸包結(jié)構(gòu)會在其結(jié)構(gòu)的間隙和上部形成流動的分離渦，且隨著攻角的增大，該現(xiàn)象越來越明顯。但是，加入半球型凸包的翼型流場狀況更為復(fù)雜，這意味著附加半球型凸包結(jié)構(gòu)的翼型對湍流邊界層的影響更加明顯，并且具有流線型凸包結(jié)構(gòu)的翼型所具有尾部細(xì)長的特點，該特點會對流場的變化產(chǎn)生一定的緩沖和引導(dǎo)作用。

2.3.2 氣動特性分析

圖19為光滑翼型與附加半球型和流線型凸包翼型的阻力系數(shù)[Cd]的變化?？梢姡诠ソ菫?°的情況下，由于流動分離區(qū)并不明顯，故減阻效果不理想；在攻角為10°和12°時，其減阻率僅為1.47%和3.55%。無較為明顯的減阻效果；在攻角為12°～16°范圍內(nèi)時，流線型凸包結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的減阻效果略優(yōu)于半球型凸包結(jié)構(gòu)；當(dāng)攻角為14°時，流線型凸包結(jié)構(gòu)的減阻效果最佳，減阻率為17.39%，這是由于流線型凸包結(jié)構(gòu)之間的兩種不同方向的氣流相互作用的影響，會產(chǎn)生平穩(wěn)低速的分離渦，進(jìn)而降低摩擦阻力與壓差阻力，最終達(dá)到較好的減阻效果。

圖20a為光滑翼型與附加半球型和流線型凸包翼型的升力系數(shù)[Cl]的變化。可知，在攻角為12°～14°時，原翼型與附加半球型凸包的翼型升力系數(shù)均呈下降的趨勢，而流線型凸包翼型呈增大的趨勢，且平均升力系數(shù)大于其他兩種翼型，這說明流線型凸包翼型的增升效果明顯；在攻角為16°時，增升率達(dá)到15.07%，這說明附加流線型凸包翼型的增升效果明顯優(yōu)于半球型。

摩擦阻力和壓差阻力是凸包結(jié)構(gòu)實現(xiàn)減阻效果的兩個重要體現(xiàn)。由圖20得出，因摩擦阻力系數(shù)與總阻力系數(shù)之比非常小，且流線型凸包結(jié)構(gòu)在攻角為14°的狀態(tài)下可有效減小翼型的壓差阻力。所以在減阻時并不考慮摩擦阻力的影響。

2.3.3 流線型凸包減阻特性

物體的阻力主要包括摩擦阻力和壓差阻力，其中壓差阻力是主要影響因素。因此，降低壓差阻力可使凸包結(jié)構(gòu)達(dá)到明顯的減阻效果。另一方面，當(dāng)邊界層的分離點向后移動時，會使物體尾部的尾渦區(qū)較小，進(jìn)而有效地降低壓差阻力。

與半球型凸包結(jié)構(gòu)相比，流線型凸包結(jié)構(gòu)可使流體順利通過其表面，因此流速較高，從而壓力較低。與此同時，流線型凸包結(jié)構(gòu)的外形曲率變化較小，易使流動較好地貼合在流體與物體的交界面處，以致黏性阻力的能耗較小。

當(dāng)攻角為14°時，流線型凸包結(jié)構(gòu)與半球型凸包結(jié)構(gòu)的壓差阻力系數(shù)分別為0.020和0.023。此時原翼型、附加半球型凸包與流線型凸包翼型的升阻比分別為12.6、15.3和17.1。即流線型凸包結(jié)構(gòu)的升阻比比半球型凸包結(jié)構(gòu)提高了11.8%。

與此同時，由圖11、圖18可見，與半球型凸包結(jié)構(gòu)相比，流線型凸包結(jié)構(gòu)的分離區(qū)更接近翼型的尾緣，且尾渦區(qū)較小。因此，流線型凸包結(jié)構(gòu)具有更可觀的減阻效果。

本文在研究流線型凸包結(jié)構(gòu)時，直接應(yīng)用半球型凸包結(jié)構(gòu)的最優(yōu)參數(shù)，將流線型凸包布置在翼型尾緣處。在此基礎(chǔ)上進(jìn)行數(shù)值分析，取得了優(yōu)于半球型凸包4.7%的減阻效果。今后結(jié)合風(fēng)洞實驗，進(jìn)一步研究流線型凸包結(jié)構(gòu)特性對減阻效果的影響，將流線型凸包結(jié)構(gòu)應(yīng)用于工程實際。

3 加入凸包結(jié)構(gòu)風(fēng)力機的數(shù)值模擬

由于流線型凸包加工流程繁瑣，且當(dāng)其應(yīng)用于風(fēng)力機葉片表面時，由于無法準(zhǔn)確控制其迎流角度，且目前缺少可參考的研究成果。為了保證工程實用性，故選用半球型凸包結(jié)構(gòu)。在今后的研究當(dāng)中繼續(xù)將流線型凸包應(yīng)用于風(fēng)力機葉片表面。其中風(fēng)力機的翼型為NACA0012翼型，風(fēng)力機額定功率為2000 W，高度為8 m，葉片長度為1.25 m，額定風(fēng)速為10 m/s，額定轉(zhuǎn)速為500 r/min。

3.1 網(wǎng)格模型及邊界條件

為了更好地展現(xiàn)凸包結(jié)構(gòu)處的流動狀態(tài)，網(wǎng)格種類選用六面體網(wǎng)格，并加密葉片壁面處的流動邊界層，葉片表面凸包結(jié)構(gòu)及網(wǎng)格圖如圖21所示。

入流速度為10 m/s；出口邊界類型設(shè)置為壓力出口；計算域壁面類型設(shè)置為對稱平面；風(fēng)力機表面類型設(shè)置為壁面；使用分離渦模擬方法（Detached-Eddy Simulation），湍流模型選擇SST [k-ω]模型。計算域與旋轉(zhuǎn)域之間的數(shù)據(jù)傳遞需要通過設(shè)置交界面來完成。

3.2 三維葉片下凸包結(jié)構(gòu)的排布

采用無滑移假設(shè)，即葉片表面的速度就是風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)時的速度。風(fēng)力機運行時，在葉片的吸力面會出現(xiàn)較大的流動分離區(qū)，故在葉片的吸力面設(shè)置相應(yīng)的凸包結(jié)構(gòu)。圖22為葉片吸力面速度、湍動能分布圖，由圖22分析可得，在速度為20 m/s時，加入凸包結(jié)構(gòu)的二維翼型的減阻增升效果較為顯著；在速度為20 m/s處到葉片前緣處的湍動能較大，且該區(qū)域長度為45 cm，如圖22b所示，凸包結(jié)構(gòu)應(yīng)設(shè)在距葉片前緣處45 cm內(nèi)。

3.3 數(shù)值模擬結(jié)果分析

圖23a、圖23b分別為光滑表面風(fēng)力機和凸包結(jié)構(gòu)風(fēng)力機在額定工況下穩(wěn)定運行時，風(fēng)力機輪轂后方0.6 m附近的速度分布云圖，可看出，該區(qū)域內(nèi)的速度被主要分為4個區(qū)域，

分別用序號①、②、③、④表示。通過對比發(fā)現(xiàn)光滑表面風(fēng)力機的區(qū)域④半徑為1.646 m，加入凸包結(jié)構(gòu)后半徑為1.985 m，擴(kuò)大了20.68%。該區(qū)域可分析風(fēng)力機對能量的利用情況，說明在加入凸包結(jié)構(gòu)后風(fēng)力機對風(fēng)能的利用率有較明顯的提升。區(qū)域②、③可分析葉尖渦對高速流區(qū)域的影響。

在加入凸包結(jié)構(gòu)之前區(qū)域③的半徑為0.755 m，加入后增加至0.956 m，增加約26.6%；區(qū)域②的半徑由原風(fēng)力機的3.156 m降低至2.766 m，降低約12.3%。由此可得，改進(jìn)后風(fēng)力機的葉尖渦對高速流區(qū)域的影響降低。

圖24為兩種類型風(fēng)力機葉片吸力面葉尖附近的湍動能云圖，可知原風(fēng)力機在葉尖前緣處的湍流強度大，尾緣處的湍流強度較低。加入凸包后的風(fēng)力機葉片湍流強度分布更加均勻，且最大值區(qū)域與原葉片相比也有一定的差異，湍流強度最大值的大小也遠(yuǎn)低于原始葉片，由此可得，加入凸包結(jié)構(gòu)后的葉片表面湍動能整體分布相比原始葉片更加均勻平滑，使表面流場更加穩(wěn)定，進(jìn)而提高設(shè)備運行穩(wěn)定性。

表3為不同風(fēng)速下兩種風(fēng)力機的扭矩、推力及其變化率，可看出，在風(fēng)速分別為6、8、10和12 m/s時，附加凸包的風(fēng)力機相比原風(fēng)力機的扭矩分別提升了3.31、3.92、5.62和7.01 N·m，推力相比原風(fēng)機分別增大了17.38、15.42、17.57和17.21 N，提升值趨于穩(wěn)定，并且增長率在風(fēng)速為6 m/s時最大，

為11.46%；在額定工況下，推力的增長率為5.41%。雖然小來流風(fēng)速的扭矩增長率遠(yuǎn)高于大來流風(fēng)速，但其提升值會隨著風(fēng)速的增大而增大。在額定工況下，其扭矩提升了14.72%。

4 結(jié) 論

1）采用NACA0012翼型，設(shè)翼型弦長為[c]，根據(jù)翼型的氣動特性將凸包結(jié)構(gòu)布置在背風(fēng)側(cè)的尾緣處。并經(jīng)數(shù)值模擬得出[0.004c]的最佳凸包結(jié)構(gòu)高度。

2）經(jīng)研究得出，凸包結(jié)構(gòu)在攻角為8°～16°之間時具有良好的減阻效果；附加間隔比為3的凸包結(jié)構(gòu)將使翼型減阻效果達(dá)到最佳。兩種凸包結(jié)構(gòu)均在攻角為14°時取得最好減阻效果，其中半球型凸包結(jié)構(gòu)和流線型凸包結(jié)構(gòu)的最大減阻率分別為12.69%和17.39%。

3）與半球型凸包結(jié)構(gòu)相比，流線型凸包結(jié)構(gòu)的外形曲率變化較小，使流動較好地貼合在流體與物體的交界處，以致黏性阻力的能耗更小。

4）與光滑表面風(fēng)力機相比，加入凸包結(jié)構(gòu)的風(fēng)力機能量利用區(qū)半徑擴(kuò)大了20.68%，葉尖渦對高速流區(qū)域的影響降低，湍動能分布更加均勻，在額定工況下其扭矩和力矩分別提升了14.72%和5.41%，提高了能量利用率及運行穩(wěn)定性。

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NUMERICAL SIMULATION OF DRAG REDUCTION ON

WIND TURBINE AIRFOIL SURFACES USING CONVEX

HULL STRUCTURES

Zhao Meng1，Lan Xingbo1，Hou Buying1，Liu Yinzhen2

（1. College of Energy and Power Engineer， Inner Mongolia University of Technology， Hohhot 010080， China；

2. Henan Longyuan New Energy Development Co.， Ltd.， Zhengzhou 450018， China）

Abstract：Based on the drag reduction principle of non-smooth convex surfaces， the optimal parameters of hemispherical convex hull structure were determined by analyzing the flow field characteristics under different structural parameters. On this basis， streamlined convex hulls were defined to explore the differences in drag reduction between the two structures， and the impact of the convex hull structure on wind turbines was analyzed. Numerical simulations were conducted on NACA0012 airfoils with two types of convex hulls and on a wind turbine with hemispherical convex hulls， and their aerodynamic characteristics were analyzed. The study revealed that when the height of the hemispherical convex hull is 0.4% of the chord length， it achieves the best drag reduction， performing well within an angle of attack range of 10° to 16°. The convex hull structure with a spacing ratio of 3 provides the optimal drag reduction effect for the airfoil. Both hemispherical and streamlined convex hull structures achieve the best drag reduction at an angle of attack of 14°， with maximum drag reduction rates of 12.69% and 17.39%， respectively. Compared to the hemispherical convex hull structure， the streamlined convex hull structure has smaller curvature changes in shape， allowing the flow to adhere better at the fluid-object interface， thus reducing the energy consumption of viscous drag. Considering the manufacturing process difficulty and practical application， the optimized convex hull structures were applied to the surface of wind turbine blades. Compared to the original wind turbine， the radius of the energy utilization zone of the wind turbine with convex hull structures increased by 20.68%； The impact of tip vortices on the high-speed flow region was reduced， the distribution of turbulent kinetic energy became more uniform， and under rated conditions， its torque and thrust were increased by 14.72% and 5.41%， respectively. This improved the energy utilization rate and operational stability.

Keywords：wind turbines； airfoils； flow fields； drag reduction； convex hull structure； numerical simulation