摘 要：為降低風力機的噪聲污染，開展葉片表面V型溝槽位置、尺寸、數(shù)量對聲壓級指向性和噪聲頻譜特性的影響研究。通過分析翼型表面流體流向和渦量分布情況，對V型溝槽結(jié)構(gòu)的降噪機理進行研究。結(jié)果表明：在翼型吸力面布置V型溝槽可有效降低葉片的氣動噪聲，不同V型溝槽參數(shù)的影響不同，其中溝槽位于前緣且s（溝槽寬度）=h（溝槽深度）=0.10 mm，n（溝槽數(shù)量）=50時降噪效果最好，聲壓級降低了5.2～11.0 dB，且對高頻聲壓級的影響明顯；葉片表面的Ｖ型溝槽結(jié)構(gòu)，可減少近壁面流體動能耗散、促進流體的原有流動、延遲邊界層分離的發(fā)生，還可影響邊界層分離處渦的發(fā)展與葉片尾跡的空氣脈動壓力，此外流場時均渦量的變化促進聲壓波動輻射對聲源的衰減作用，由此達到降低風力機葉片氣動噪聲的目的。

關(guān)鍵詞：風力機葉片；氣動聲學；V型溝槽；大渦模擬；渦結(jié)構(gòu)

中圖分類號：TK83" " " " " " " 文獻標志碼：A

0 引 言

風能作為綠色可再生能源，具有較高的應(yīng)用價值和較多應(yīng)用范圍，風力機作為將風能轉(zhuǎn)換為機械能的裝置在中國快速發(fā)展［1］。風力機工作時葉片會產(chǎn)生氣動噪聲，會對風力機的工作效率和周圍環(huán)境產(chǎn)生一定程度的影響，因此如果降低氣動噪聲至關(guān)重要［2］。

翼型的自噪聲是風力機氣動噪聲的重要來源，目前為降低翼型自噪聲、實現(xiàn)葉片降噪，研究人員從多個角度進行研究。王晉軍［3］發(fā)現(xiàn)不同粗糙度的溝槽面會對邊界層的發(fā)展產(chǎn)生不同影響；徐學昊等［4］在葉片前緣吸力面添加微小翼型，結(jié)果表明前緣小翼可通過影響失速臨界角，進而使噪聲降低，復合翼型總聲壓級最大可降噪7.23%；岳敏楠等［5］在翼型吸力面布置固定氣動彈片采用數(shù)值模擬的方法進行試驗研究，結(jié)果表明此結(jié)構(gòu)在大攻角下效果較好，可延緩流動分離向前緣發(fā)展，總聲壓級最大可降噪4.23%；Geyer等［6］研究翼型穿孔對于翼型噪聲的影響特性，結(jié)果發(fā)現(xiàn)穿孔后的翼型在低頻段噪聲得到明顯改善；劉家成等［7］在葉片表面增設(shè)凹坑結(jié)構(gòu)使其達到降噪目的；劉霞等［8］研究凹凸前緣翼型，發(fā)現(xiàn)其可有效抑制邊界層分離影響翼型表面渦結(jié)構(gòu)實現(xiàn)降噪的效果；Chong等［9］通過風洞實驗詳細的數(shù)據(jù)分析展示了帶鋸齒尾緣對翼型氣動聲學特性的影響，結(jié)果表明鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)可起到降噪作用；張玲等［10］弧形鋸齒尾緣對葉片氣動噪聲影響，發(fā)現(xiàn)弧形鋸齒尾緣可有效降低中高頻段的噪聲，低頻段降噪效果不明顯；汪瑞欣等［11］研究含有鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)的DU91-W2-250翼型對氣動噪聲的影響，并得出鋸齒形尾緣結(jié)構(gòu)對氣動噪聲影響的規(guī)律；王松嶺等［12］的探索，發(fā)現(xiàn)脊狀結(jié)構(gòu)的存在能改變邊界層的分離，從而達到降低翼型噪音的目的，尤其是在低頻段；吳正人等［13］的研究則探討了脊狀結(jié)構(gòu)的存在如何影響遠程噪音；發(fā)現(xiàn)在逆壓梯度區(qū)域，脊狀結(jié)構(gòu)能有效削弱0～3 kHz的噪音。Walsh等［14］發(fā)現(xiàn)溝槽結(jié)構(gòu)能降低表面摩擦阻力，打破了光滑減小阻力的固有認知后逐漸受到流體力學界學者的密切關(guān)注；胡海豹等［15］從試驗測試方面得出條紋溝槽表面相比于光滑表面，能實現(xiàn)有效降噪；黨志高等［16］采用大渦模擬與FW-H方程相結(jié)合的方法，提出溝槽對于抑制翼型噪聲具有一定的參考價值。

溝槽表面結(jié)構(gòu)作為流體力學研究熱門方向之一，其對改善流場有顯著效果［17-18］。氣動噪聲是葉片的高速轉(zhuǎn)動引起流場脈動產(chǎn)生的，通過改變?nèi)~片氣動結(jié)構(gòu)影響流場脈動，進而達到降噪目的［19］?；诖吮疚臑橐种埔硇蜌鈩釉肼晫喜劢Y(jié)構(gòu)引入翼型表面，提出一種含V型溝槽結(jié)構(gòu)的翼型，以NACA0012翼型為基準翼型，采用大渦模擬和FW-H方程進行數(shù)值計算，對翼型進行流場與聲場分析，探究與流向相垂直的V型溝槽結(jié)構(gòu)參數(shù)對氣動噪聲的影響規(guī)律和影響機理。

1 數(shù)值模擬

1.1 幾何建模

本文基于NACA0012翼型，取弦長c=100 mm，取展向長度l=100 mm。由戎瑞等［20］研究得到，改變翼型吸力面結(jié)構(gòu)會對翼型表面壓力系數(shù)產(chǎn)生較大影響，而改變翼型壓力面對壓力系數(shù)的影響不大。因此，本文在葉片吸力面上不布置V型溝槽結(jié)構(gòu)，且使布置溝槽方向與氣體流動方向垂直，結(jié)構(gòu)參數(shù)分別為溝槽寬度（s），溝槽深度（h），溝槽數(shù)量（n），如圖1所示。

為方便表述，本文將翼型名稱進行定義，如表1所示，SM表示光滑表面翼型，WY、YB、QY分別代表尾緣、葉背、前緣附近布置V型溝槽的翼型，如圖2所示。本文在翼型吸力面布置V型溝槽結(jié)構(gòu)，由于本文不考慮溝槽寬度和深度的影響，所以將溝槽尺寸設(shè)定為[s=h]。本文選取3種溝槽尺寸[s=h=0.10]、0.25、0.50 mm；溝槽布置起始位置設(shè)定3種方案，分別是距離前緣[0.10c、0.50c、0.90c]；布置數(shù)量[n]有5種方案，分別是0、10、20、30、50個，由此共建立8種幾何模型進行研究，具體模型參數(shù)設(shè)定如表1所示。

1.2 數(shù)值計算方法

本文使用FLUENT進行數(shù)值計算，流場馬赫數(shù)小于0.3，因此空氣被視為不可壓流體。采用SST k-ω湍流模型進行定常流場計算，計算迭代次數(shù)為2000步，將其收斂結(jié)果作為初場，然后采用大渦模擬（large eddy simulation，LES）進行非定常流場計算。通過半隱式方法（SIMPLEC）方法耦合壓力和速度場，并采用二階隱式格式（second order implicit）處理瞬態(tài)過程，以提供準確且穩(wěn)定的流體動力學解。進行非定常流場計算，殘差設(shè)置為10-5，時間步長選取為10-4 s，計算2000步，計算收斂精度為10-5。由于流場計算為進行聲比擬分析而提供了聲源數(shù)據(jù)，即聲源位置（翼型壁面）的脈動壓力時域信號，當對非定常流場進行穩(wěn)定性的計算之后，啟用FW-H模執(zhí)行聲學計算，時間步長選取為10-4 s，再計算2000步，對這2000步的結(jié)果進行分析。

1.3 控制方程

穩(wěn)態(tài)流場數(shù)值模擬SST k-ω湍流模型：

[??t（ρk）+??xi（ρkui）=??xjΓk?k?xj+Gk-Yk] （1）

[??t（ρω）+??xi（ρωui）=??xjΓω?ω?xj+Gω-Yω+Dω] （2）

式中：[ρ]——密度，kg/m3；[t]——時間，s；[ui、uj]——速度分量，m/s；[xi、xj]——位置分量，m；[Γk]、[Γ]——[k]與[ω]的有效擴散率；[Gk]、[Dω]——[k]與[ω]的平均速度梯度；[Yk]、[Yω]——[k]與[ω]的耗散；[Dω]——交叉擴散項。

瞬態(tài)流場數(shù)值模擬-大渦模擬（LES）控制方程：

[?ρ?t+?（ρuj）?xj=0] （3）

[?ui?t+?uiuj?xj=-1ρ?p?xi+μ?2ui?xj?xj+?τij?xj] （4）

式中：[p]——壓力，Pa；[μ]——流體運動黏性，Pa·s系數(shù)；[τij]——亞格子應(yīng)力[τij=uiuj-uiuj]。

FW-H聲學方程：

[1α20·?2p′?t2-▽2p′=??t[ρ0vn+ρ（un-vn）] δ（f）-" " " " " " " nbsp; " " " " " " " " " "??xi[Pijnj+ρui（un-vn）] δ（f）+?2?xi?xj{TijH（f）}]（5）

式中：[α0]——遠場聲速；[p′]——觀測點的聲壓；[vn]——垂直于聲源面方向的聲源面速度分量，聲源面[f=0]；[un]——垂直于聲源面方向的流體速度分量；[Pij]——應(yīng)力張量；[δ（f）]、[H（f）]——Dirac函數(shù)與Heaviside函數(shù)；[Tij]——Lighthill張量。

2 有限元模型建立

2.1 計算域

本文計算域采用“U形”設(shè)計，如圖3所示，目的是使來流充分發(fā)展，上下邊界距翼型前緣基準點[15c]，同時可避免計算域過窄或過小導致計算誤差，將整個計算出口位置設(shè)置為距翼型尾緣基準點[39c]、寬與翼型展向長度相同為[c]的流場計算區(qū)域。邊界條件設(shè)左側(cè)為速度進口（velocity inlet），右邊界為壓力出口，沿翼展方向邊界條件設(shè)置為周期性邊界，翼型壁面設(shè)置為無滑移壁面條件。入口速度為20 m/s，出口壓力為101325 Pa，選取壁面為唯一噪聲源。

2.2 網(wǎng)格劃分

翼型的氣動噪聲與翼型表面的邊界層流動關(guān)系密切，而邊界層內(nèi)部氣體流動較復雜，因此對網(wǎng)格質(zhì)量要求更高，特別是溝槽附近的網(wǎng)格質(zhì)量。由此本文利用SCDM進行網(wǎng)格劃分，全域采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，由于V型溝槽結(jié)構(gòu)尺寸非常微小，為捕捉到V型溝槽處的流場特性，需將V型溝槽處的網(wǎng)格進行細化。計算域網(wǎng)格劃分使用全結(jié)構(gòu)化六面體網(wǎng)格，對翼型表面邊界層施行加密處理，將第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為10 μm，增長率設(shè)置為1.2，滿足計算模型對壁面[y+]lt;1的要求，且在溝槽處的網(wǎng)格尺寸不大于5 μm，全域網(wǎng)格正交質(zhì)量不低于0.8，網(wǎng)格尺寸過度較為光滑，可精確捕捉翼型周圍流場分布，如圖4所示，分別為流場、翼型近壁面處、V型溝槽處網(wǎng)格劃分示意圖。

2.3 聲場監(jiān)測點

為準確獲得翼型噪聲在傳播方向上的分布規(guī)律，如圖5所示，以翼弦中點為圓心，噪聲接受點定義半徑[R=5c]，在圓周上每隔15°布置一個聲音壓強信號監(jiān)測點，共24個點，評估遠場噪聲的傳播特性。

為監(jiān)測翼型尾緣渦脫落造成尾流激勵振蕩產(chǎn)生的噪聲，定義1個監(jiān)測點為A點，在位于R1正后方5c處，如圖5所示。

3 驗 證

3.1 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

為減少網(wǎng)格數(shù)量對計算結(jié)果的影響，提高數(shù)值解穩(wěn)定性或準確性，對不同網(wǎng)格數(shù)量的光滑翼型進行計算，將其數(shù)值計算結(jié)果與實驗值［21］進行對比，如表3所示。由表3可知，光滑翼型的升力系數(shù)[CL]和阻力系數(shù)[CD]隨網(wǎng)格的數(shù)量增大而變化，且逐漸趨近于實驗值。如圖6所示，當網(wǎng)格數(shù)量超過280萬后，隨著網(wǎng)格數(shù)量的增加，[CL、CD]增長都趨于平緩，[CL、CD]的絕對誤差分別為0.00005和0.001，當網(wǎng)格數(shù)量大于300萬對計算結(jié)果影響較小，但是網(wǎng)格數(shù)量過大，數(shù)值計算所花費的時間以及所占用的計算資源卻大幅增加。綜上，在考慮計算精度和計算成本的情況下，本文后續(xù)計算采用約300萬的網(wǎng)格數(shù)量進行數(shù)值計算。

3.2 計算模型驗證

本文基于Gregory等［22］在實驗當中記錄的NACA0012翼型在不可壓縮流體和攻角為10°時，翼型表面壓力系數(shù)[Cp]，對數(shù)值仿真結(jié)果的壓力系數(shù)進行對比驗證，如圖7所示，翼型表面的[Cp]與實驗結(jié)果基本吻合，因此本文所采用的計算模型的數(shù)值計算結(jié)果的具有準確性和可靠性。

4 計算結(jié)果分析

4.1 聲壓級指向性分析

為研究V型溝槽的結(jié)構(gòu)參數(shù)（位置、尺寸、數(shù)量）對翼型氣動噪聲的影響，本文分析在攻角為10°，自由來流速度20 m/s下翼型數(shù)值計算結(jié)果，繪制為聲壓級（sound pressure level，SPL）指向性分布圖，由計算結(jié)果可得，在吸力面布置V型溝槽結(jié)構(gòu)對接收點R14～R24的影響較小，故取R1～R13接收點進行聲壓指向性分析。當僅改變V型溝槽結(jié)構(gòu)位置時，如圖8a所示，將SM、QY_0.10 50，YB_0.10 50與WY_0.10 50這4種翼型聲壓指向性分布進行對比?？煽闯觯cSM翼型相比，QY_0.10 50翼型在各個方向上的總聲壓級均有所下降，其中以R1和R13兩點總聲壓級降低最多，約11 dB，即前緣與尾緣處的降噪效果最好，正上方R7監(jiān)測點總聲壓級也降低了約8.2 dB，總體降噪效果顯著；YB_0.10 50翼型R1和R13兩點接收點總聲壓級有所下降，約5.1 dB即前緣與尾緣處的降噪效果較好，但翼型吸力面上方的接收點的總聲壓級都略微上升，增加3～5 dB；WY_0.10 50翼型所有接收點的噪聲均有所下降，R7～R13不及R1～R7接收點的降噪效果明顯，總體降噪效果較好。總體而言，3種翼型近場噪聲均呈明顯的方向性，與其他位置的聲壓級相比，R1和R13位置更小，當V型溝槽處于前緣與尾緣的降噪效果最為明顯；從前緣到葉背再到尾緣，V型溝槽的不同位置對接受點R13與R1處的聲壓級影響逐漸減?。籕Y_0.10 50與WY_0.10 50兩種翼型平均聲壓級下降約3.2 dB，YB_0.10 50翼型平均聲壓級上升約5.3 dB。

當僅改變V型溝槽結(jié)構(gòu)尺寸時，如圖8b所示，為便于比較V型溝槽不同尺寸對于翼型噪聲的影響，將V型溝槽總長度取為固定值5 mm，并將溝槽位置固定在尾緣處。將SM、WY_0.1 50，WY_0.25 20與WY_0.50 10這4種翼型聲壓指向性分布進行對比?？煽闯?，當溝槽尺寸為0.25和0.50 mm時，WY_0.25 20與WY_0.50 10翼型聲壓級大小變化不明顯，影響較小，在靠近前緣的部位與SM翼型相對比較接近，尾緣附近聲壓級升高約1.1 dB。當溝槽尺寸為0.10 mm時，WY_0.10 50翼型對噪聲影響較為明顯，總體低于SM翼型的聲壓級，聲壓級降低為5.2 dB。因此，當V型溝槽布置長度相同時，V型溝槽尺寸為0.10 mm降噪效果最好。

當僅改變V型溝槽結(jié)構(gòu)數(shù)量時，如圖8c所示，選擇在尾緣布置V型溝槽結(jié)構(gòu)，尺寸為0.10 mm，將SM、WY_0.10 20、WY_0.10 30與WY_0.10 50這4種翼型聲壓指向性分布圖進行對比。可看出，與SM翼型相比，WY_0.10 20模型使翼型噪聲平均聲壓級升高（約為5.1 dB）；WY_0.10 30可使翼型噪聲平均聲壓級降低1.2 dB，模型的所有接收點的噪聲均有所下降，靠近尾緣附近接收點（R1～R7），聲壓級減小效果不明顯，前緣附近接收點（R7～R13）的聲壓級降低較大約2.0 dB；WY_0.10 50可使翼型附近平均聲壓級降低2.2 dB，所有接收點的噪聲都有所下降。隨著V型溝槽結(jié)構(gòu)數(shù)量的增加，降噪效果越明顯，這是因為V型溝槽結(jié)構(gòu)數(shù)量達到一定程度時，可促進翼型表面流體流動并使渦結(jié)構(gòu)發(fā)生變化。

綜上，在翼型的前緣和尾緣布置較多的小尺寸的V型溝槽降噪效果更好，V型溝槽對氣動噪聲的影響主要表現(xiàn)在對邊界層流動的影響。在前緣，邊界層為層流流動，由粘滯阻力的影響，處于層流下層的流體流速不斷降低直到動能完全消耗，此時發(fā)生邊界層分離，布置V型溝槽結(jié)構(gòu)能有效降低粘滯阻力的影響，延遲或促進邊界層流體流動，改變動能耗盡導致的邊界層分離的發(fā)生位置，進而降低湍流強度，影響流體脈動對噪聲產(chǎn)生影響。當V型溝槽布置于第一次邊界層分離后，既葉背區(qū)域時并不能產(chǎn)生良好的降噪效果。當V型溝槽布置于第二次邊界層分離后，既尾緣區(qū)域時，又可產(chǎn)生良好的降噪效果。因此，本文進一步分析V型溝槽對噪聲成分、渦量以及邊界層流體流動的影響。

4.2 噪聲頻譜特性分析

翼型自噪聲是氣動噪聲的重要來源［23］，這是由于葉片和紊流的交互影響導致流體的動態(tài)變化，從而形成了噪聲。低頻噪聲的主要聲源由層流邊界層不穩(wěn)定形成［24］，寬頻噪聲的主要聲源由湍流邊界層分離產(chǎn)生［25］。為進一步探索V型溝槽結(jié)構(gòu)參數(shù)對噪聲的影響規(guī)律，通過對監(jiān)測點A處接收到的聲壓數(shù)據(jù)進行快速傅里葉變換（fast Fourier transformation，F(xiàn)FT），即可得到聲輻射頻譜。將3組翼型進行聲壓級頻譜進行對比，說明V型溝槽結(jié)構(gòu)參數(shù)對噪聲的影響規(guī)律。

圖9a為SM和WY_0.10 50、QY_0.10 50與YB_0.10 50翼型的聲壓級頻譜圖對比。由圖9a可知，頻譜圖噪聲峰值均出現(xiàn)在100～500 Hz低頻段內(nèi)，由層流邊界層不穩(wěn)定性產(chǎn)生。在10～150 Hz頻率內(nèi)，WY_0.10 50、QY_0.10 50與YB_0.10 50翼型相對SM翼型都有所下降，且波峰向后移動，這是因為V型溝槽結(jié)構(gòu)一定程度上延遲了層流邊界層分離，達到降噪的效果；400～1000 Hz區(qū)間內(nèi)產(chǎn)生了明顯的波峰，峰值達40 dB，1000～5000 Hz區(qū)間內(nèi)WY_0.10 50、QY_0.10 50與YB_0.10 50翼型的聲壓級都較SM翼型有所下降，QY_0.10 50翼型表現(xiàn)的最為明顯。圖9b為SM、WY_0.25 20和WY_0.10 50翼型的聲壓級頻譜圖對比?？煽闯?，當V型溝槽布置長度相同和位置相同時，相較于SM翼型，尺寸為0.10和0.25 mm的溝槽都可降低1500～5000 Hz頻率范圍內(nèi)的聲壓級，但0.10 mm降低的效果更加明顯，在100～500 Hz頻率范圍內(nèi)出現(xiàn)峰值，峰值達約38 dB，在尾緣布置V型溝槽結(jié)構(gòu)尺寸為0.10 mm時能在高頻范圍起到明顯的降噪效果，說明當尺寸為0.10 mm時，V型溝槽結(jié)構(gòu)能有效降低由湍流邊界層分離產(chǎn)生的渦脫落噪聲。圖9c為SM、WY_0.10 20與WY_0.10 50翼型的聲壓級頻譜圖對比，可看出，當尺寸為0.10 mm時，在尾緣布置V型溝槽，溝槽數(shù)量可影響2000～5000 Hz頻域內(nèi)聲壓級的變化，說明在尾緣布置V型溝槽對層流邊界層分離影響較小，結(jié)構(gòu)數(shù)量為50時，對湍流邊界層分離產(chǎn)生的渦脫落噪聲影響更明顯。

綜上，對于10～100 Hz含V型溝槽結(jié)構(gòu)翼型均可降低該頻率下的聲壓級；對于100～1000 Hz所有翼型的峰值均在此頻率范圍內(nèi)波動；對于1000～5000 Hz頻率區(qū)間內(nèi)的聲壓級WY_0.10 50、QY_0.10 50與YB_0.10 50翼型都可實現(xiàn)降噪；全頻域下，相同頻率下的瞬時聲壓級可降低0.1～21.2 dB。在一定程度上低頻范圍內(nèi)的聲壓級大于高頻范圍，因此本文翼型自噪聲由層流邊界層渦脫落噪聲和湍流邊界層渦脫落噪聲是主要成分，將V型溝槽結(jié)構(gòu)布置在翼型吸力面上，能降低較大頻域內(nèi)的噪聲且降噪效果顯著。

4.3 渦量分析

渦量是描述旋渦運動重要物理量之一，也是影響葉片氣動噪聲的因素之一，主要與分離渦結(jié)構(gòu)的大小與分布位置相關(guān)，渦結(jié)構(gòu)主要分布在翼型表面附近和分離流與主流之間的自由剪切層中［26］。分析渦旋的運動狀態(tài)來進行比較非穩(wěn)態(tài)流場中繞翼型的流動狀態(tài)對翼型氣動噪聲的影響，如圖10所示。可發(fā)現(xiàn)，渦量覆蓋在翼型整個表面，但較大的渦量主要集中在翼型的后半部分、翼型吸力面和翼型尾緣周圍。開始渦量基本附著在壁面上進行流動，但由于剪切層中流體流動時易形成紊流，引發(fā)層流邊界層脫落，形成低頻噪聲源；然后流體繼續(xù)向尾緣靠近時渦結(jié)構(gòu)不斷增多，在尾緣附近聚集，形成寬頻噪聲源；最后當流體離開翼型表面時，在翼型尾跡區(qū)域形成強烈的尾跡渦引起流體波動產(chǎn)生中低頻噪聲。

當改變V型溝槽位置時翼型表面渦量變化，如圖10a～圖10d所示，SM翼型的吸力面形成了周期性高強度脫落渦，與SM翼型相比，QY_0.10 50翼型在降低了翼型前半部分的渦量，略微延遲了翼型表面的層流邊界層脫落，尾緣附近和尾跡渦的渦量也適當減弱；YB_0.10 50翼型表面出現(xiàn)更大的渦流波動，加快了翼型表面的渦分離，改變了在尾緣附近形成的湍流邊界層流動；WY_0.10 50翼型對翼型表面前半部分渦量的影響較小，當流體到達尾緣V型溝槽表面時渦量增大，但產(chǎn)生較低強度尾跡渦，且脫落渦的流動方向與氣流流向相同，強度不斷下降。當改變V型溝槽尺寸時翼型表面渦量變化，如圖10d和圖10e所示，WY_0.25 20翼型與WY_0.10 50翼型相比，V型溝槽尺寸由0.10 mm增大為0.25 mm，并未使翼型尾緣附近和尾跡的渦量降低，反而使其尾跡渦量突然增大，增加了翼型表面壓力脈動，出現(xiàn)了大尺度高強度渦脫落，進而增加了氣動噪聲。當改變V型溝槽數(shù)量時觀察翼型表面渦量變化，如圖12d和圖12f所示，與SM翼型相比，[n=20]的WY_0.10 20翼型的吸力面形成了周期性脫落渦，較SM翼型渦量強度有所降低，但與n=50的WY_0.10 50翼型相比，WY_0.10 20翼型對尾跡渦量的減少影響較小，因此[n=50]時更為顯著，有效減少了翼型產(chǎn)生的渦量。

綜上，流體可在V型溝槽結(jié)構(gòu)內(nèi)部形成穩(wěn)定的旋渦，進而改善翼型邊界層分離，當V型溝槽結(jié)構(gòu)位于尾緣附近，尺寸[s=h=0.10] mm，數(shù)量[n=50]時，對邊界層控制更為明顯，并可降低翼型附近壓力脈動，對翼型尾跡的渦量的減少具有積極作用，也抑制了附近大渦的脫落。

4.4 機理分析

由流體動力學可知，在邊界層流動中，由于逆力壓梯度的影響，近壁面流體的動能不斷被消耗，當流體流動至動能耗盡位置時就會出現(xiàn)邊界層分離的現(xiàn)象［27］。第一次邊界層分離會使處于翼型近壁面附近的流體發(fā)生逆向流動，當?shù)谝淮芜吔鐚臃蛛x遠離固體表面時，逆流占主導地位并再次受逆壓力梯度的影響，消耗逆流流體動能直至發(fā)生第二次邊界層分離。通常第二次邊界層分離后，由于流體中的速度與壓力分布不均，造成流體發(fā)生局部振蕩形成旋渦結(jié)構(gòu)，二者不斷發(fā)展產(chǎn)生氣動噪聲。在4.3節(jié)對翼型的渦量分析中發(fā)現(xiàn)，翼型表面的渦量隨流體由前緣向尾緣流動而增大，符合上述流體力學現(xiàn)象。

圖11為10°攻角下翼型吸力面流體流動分布。如圖11a所示，流體動能在邊界層分離點耗盡，流體繼續(xù)向前流動發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，并在邊界層底層產(chǎn)生逆流區(qū)域，導致在尾緣處發(fā)展成渦結(jié)構(gòu)，從圖11a中可明顯發(fā)現(xiàn)，渦旋形成是由于主流流體和逆壓梯度造成的。如圖11b所示，QY_0.10 50翼型將V型溝槽布置在SM翼型邊界層分離點之前，可從圖中11b明顯看出，在加入溝槽后使翼型表面的邊界層分離點向后移動，且QY_0.10 50翼型在尾緣處形成的分離渦結(jié)構(gòu)明顯小于SM翼型。如圖11c所示，葉背的V型溝槽使邊界層分離點向前移動，并使有邊界層震蕩產(chǎn)生的分離渦結(jié)構(gòu)提前產(chǎn)生，促使噪聲增大。如圖11d所示，WY_0.10 50翼型將V型溝槽布置在SM翼型邊界層分離點之后，可明顯看出V型溝槽結(jié)構(gòu)將分離渦結(jié)構(gòu)向內(nèi)吸附使渦結(jié)構(gòu)變小，促使噪聲降低。

圖12為V型溝槽溝槽內(nèi)速度矢量對比圖?？擅黠@看出，流體在V型溝槽內(nèi)形成了穩(wěn)定的渦結(jié)構(gòu)，且渦旋流動方向有順時針和逆時針兩種形式。V型溝槽內(nèi)的渦旋方向受V型溝槽開口處氣體流向決定，且V型溝槽開口處流體流向與溝槽外流體流向一致，故附面層底層氣體流動方向決定V型溝槽內(nèi)的渦旋方向。第一次附面層分離前后附面層底層流體流動方向發(fā)生改變，使得V型溝槽內(nèi)部流體旋向發(fā)生改變。如圖12所示，當V型溝槽尺寸由0.1 mm增至0.5 mm時，V型溝槽內(nèi)部的渦結(jié)構(gòu)不再充滿整個溝槽區(qū)域，使邊界層底層流體經(jīng)過溝槽時產(chǎn)生較大震蕩現(xiàn)象，該震蕩現(xiàn)象使得V附面層流動不再穩(wěn)定，促使噪聲增大。此現(xiàn)象與V型溝槽開口處的流體流速有關(guān)，當V型溝槽尺寸較大時，部分流體流速低壓強高，流體流向溝槽內(nèi)部，導致溝槽內(nèi)部流體受到擠壓。在第一次邊界層分離發(fā)生位置前，與無溝槽結(jié)構(gòu)的固體表面相比，含有V型溝槽的表面結(jié)構(gòu)，可在溝槽內(nèi)部形成穩(wěn)定的渦結(jié)構(gòu)，這種穩(wěn)定渦結(jié)構(gòu)有助于維持原翼型表面速度趨近于零的流體繼續(xù)向前流動，降低粘滯阻力的影響，從而延緩邊界層分離。在第一次邊界層分離后，V型溝槽促進了逆流流體的流動，使邊界層分離位置提前，促使尾緣附近的流體發(fā)生強烈振蕩造成氣動噪聲升高。

綜上，翼型由于其表面存在邊界層分離與逆流現(xiàn)象，將V型溝槽布置在翼型表面的發(fā)生流動分離區(qū)域的位置時，可促使翼型表面流體流動分布發(fā)生改變，進而改變渦結(jié)構(gòu)，影響附近流體區(qū)域的壓力脈動，達到影響氣動噪的目的。V型溝槽結(jié)構(gòu)的不同位置和不同尺寸對流體流動的產(chǎn)生不同的影響，促使溝槽對氣動噪聲的影響不同。

5 結(jié) 論

本文首先對風力機翼型表面進行不同V型溝槽結(jié)構(gòu)參數(shù)（尺寸、數(shù)量、位置）建模，通過數(shù)值計算對比分析其聲壓指向性、噪聲頻譜以及翼型周圍的渦量分布，得出主要結(jié)論如下：

1）就NACA0012葉片而言，V型溝槽結(jié)構(gòu)位于前緣時降噪效果最為明顯，瞬時聲壓級降低最大值可達11 dB；當V型溝槽布置長度相同時，V型溝槽尺寸為0.10 mm降噪效果最好，總聲壓級最多降低5.2 dB；V型溝槽數(shù)量[n=50]時，平均聲壓級降低2.2 dB。

2）當V型溝槽結(jié)構(gòu)位于尾緣附近，尺寸[s=h=0.1] mm，數(shù)量n=50時，對邊界層控制更為明顯，并可降低翼型附近壓力脈動，促使翼型尾跡的渦量強度降低，可有效抑制翼型尾跡的大渦脫落。

3）在翼型吸力面布置V型溝槽結(jié)構(gòu)能降低層流和湍流邊界層-渦脫落噪聲，且在較大的頻域范圍內(nèi)起到明顯的降噪效果。

4）翼型表面V型溝槽改變了其表面的流動分布，使其邊界層分離延遲，在溝槽內(nèi)部形成穩(wěn)定的旋渦，其不會消失也不會脫落，該結(jié)構(gòu)可減少近壁面流體動能耗散，進而促進近壁面流體的原有流動，改變渦結(jié)構(gòu)，改變流體流動起到對噪聲的影響作用。

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RESEARCH ON EFFECT AND MECHANISM OF V-GROOVE

STRUCTURE ON BLADE AERODYNAMIC NOISE

Wang Zhi，Wang Zijing，Wang Heming，He Jianing，Sun Rui

（College of Aero-Engine， Shenyang Aerospace University， Shenyang 110136， China）

Abstract：In order to reduce the noise pollution of wind turbine， the influence of the position， size and number of V-grooves on the sound pressure level directivity and noise spectrum characteristics was studied. By analyzing the flow direction and vorticity distribution on the airfoil surface， the noise reduction mechanism of V-groove structure is studied. The results show that the aerodynamic noise of the blade can be effectively reduced by arranging V-groove on the suction surface of the airfoil， and the influence of different V-groove parameters is different. When the groove is located at the leading edge and [s=h=0.10] mm and [n=50]（s=Groove spacing， h=Groove height， n=Groove number）， the noise reduction effect is the best， and the sound pressure level is reduced by 5.2-11.0 dB， and the influence on the high frequency sound pressure level is obvious； The V-groove structure on the blade surface can reduce the kinetic energy dissipation near the wall， promote the original flow of fluid， delay the occurrence of boundary layer separation， and also affect the development of vortex at the boundary layer separation and the air fluctuating pressure at the blade wake. In addition， the change of time-averaged vorticity in the flow field promotes the attenuation of sound source by sound pressure fluctuation radiation， thus achieving the purpose of reducing aerodynamic noise of wind turbine blades.

Keywords：wind turbine blades； aeroacoustics； V-groove； large eddy simulation； vortex structure