風力機翼型大迎角分離和動態(tài)失速的數(shù)值研究

黃知龍，劉沛清，趙萬里

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 設(shè)備設(shè)計與測試技術(shù)研究所，四川 綿陽 621000；2.北京航空航天大學流體力學教育部重點實驗室，北京 100191）

0 引言

風力機是依靠風輪葉片將風能轉(zhuǎn)化為電能的，葉片是風力機最關(guān)鍵的部件之一，而風力機葉片翼型的氣動力數(shù)據(jù)是風力機葉片設(shè)計和性能評估的基礎(chǔ)。風力機通常工作在野外，受地形地貌、大氣環(huán)境或風場內(nèi)其他風力機尾流的影響，風力機葉片前的來流大小和方向隨時間不斷地發(fā)生變化。葉片的氣流迎角可在0°～360°發(fā)生變化。風力機的氣動性能和載荷隨迎角的改變將發(fā)生變化，特別是氣流迎角大于失速迎角后，繞流發(fā)生分離，翼型的升力系數(shù)突然降低，阻力系數(shù)迅速增大，葉片的性能和載荷將發(fā)生突變。需要準確獲取風力機在各迎角下的氣動性能，特別是大迎角下的氣動數(shù)據(jù)，為風力機控制策略的實施提供基礎(chǔ)數(shù)據(jù)；同時，大迎角下葉片的氣動載荷是必須提供給葉片結(jié)構(gòu)和強度設(shè)計工程師的關(guān)鍵數(shù)據(jù)，關(guān)系到風力機的安全運行。目前動態(tài)失速對水平軸風力機性能的影響也越來越受到研究人員的重視。動態(tài)失速屬于非定?？諝鈩恿W問題，是指在進口來流迎角快速變化的過程中，翼型所表現(xiàn)出的與風洞實驗完全不同的氣動特性，產(chǎn)生的氣動力遠遠超過了穩(wěn)態(tài)時的值。其產(chǎn)生機理比靜態(tài)失速要復(fù)雜得多，動態(tài)失速時翼型表面流動分離點的位置與穩(wěn)態(tài)時完全不同。根據(jù)粘性作用的大小,動態(tài)失速又可分為輕失速和深失速,輕失速除表現(xiàn)出一般靜態(tài)失速特征外,又有非定常分離的強粘性/無粘相互作用的性質(zhì),此時邊界層厚度為翼型厚度的量級；深失速則表現(xiàn)為全粘性現(xiàn)象，存在高度非線性的壓力脈動和在翼型表面上有大渦運動，此時邊界層厚度可達翼弦長度的量級。輕失速和深失速都會對風力機槳葉上的力和力矩產(chǎn)生相當大的影響。因此，對葉片在大迎角下的靜態(tài)氣動性能和動態(tài)失速特性開展深入研究，在現(xiàn)代高性能風力機的設(shè)計和運轉(zhuǎn)中有著十分重要的意義。

本文針對翼型NASA-Langley LS(1)-0413，采用數(shù)值模擬方法，首先，對其在0°～360°迎角下的繞流流場進行了數(shù)值模擬，分析了各種典型流動狀態(tài)下的流動特征。然后，模擬了該翼型在正弦振蕩下輕失速和深失速的流動，對其流動現(xiàn)象進行了闡述，得到了一些有意義的結(jié)果。

1 物理模型和計算方法

大迎角分離流動的數(shù)值模擬通過求解不可壓縮雷諾平均的N-S方程，為使方程封閉，引入的湍流模型選取2方程的剪切應(yīng)力輸運SST k-ω模型，并引入自由轉(zhuǎn)捩修正。該模型綜合了k-ω模型在近壁區(qū)計算的優(yōu)點和k-ε模型在遠場計算的優(yōu)點。求解器采用壓力差修正的隱格式，速度－壓力修正采用simple（定常）和piso（非定常）算法。

計算區(qū)域邊界包括：翼型固壁和遠場邊界。計算域的外邊界距離翼型表面30倍弦長。固壁采用無滑移條件，為了便于360°角度的計算，外邊界采用遠場壓力邊界。網(wǎng)格采用四邊形的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格Δy的值取弦長的10－5倍。翼型的計算域和0°迎角下的局部網(wǎng)格劃分見圖1(a)。

對于翼型的動態(tài)失速模擬，求解非定常湍流流動,主控方程為非定常的雷諾平均N-S方程。為使方程組封閉引入的湍流模型仍然為剪切應(yīng)力輸運SST k-ω模型，與標準k-ω模型相比，SST k-ω模型中增加了橫向耗散導(dǎo)數(shù)項，同時在湍流粘性定義中考慮了湍流剪切應(yīng)力的輸運過程，模型中使用的常數(shù)也有所不同，速度－壓力修正采用simple方法。

圖1 計算區(qū)域和網(wǎng)格局部

翼型的正弦振蕩通過動網(wǎng)格實現(xiàn)，數(shù)據(jù)傳遞滑移面見圖1(b)所示，滑移面內(nèi)網(wǎng)格相對于外網(wǎng)格以振蕩曲線：α=α0+Δαsin(ωt)運動，其中，α0為初始迎角，Δα為振蕩幅值，ω為頻率，旋轉(zhuǎn)軸為x=0.5。計算域和邊界條件的設(shè)置同于大迎角分離流動。

2 計算結(jié)果及討論

2.1 翼型大迎角結(jié)果

2.1.1 氣動力系數(shù)

迎角在-10°～＋15°變化范圍內(nèi)時，繞翼型的流動未出現(xiàn)大范圍的氣流分離，采用定常求解；當迎角大于＋20°或小于-20°時，翼型繞流出現(xiàn)大范圍的分離流動，顯示出較強的非定常特性，升力和阻力系數(shù)呈現(xiàn)周期性的波動，采用非定常計算，升力和阻力系數(shù)統(tǒng)計一個變化周期內(nèi)的平均值作為該迎角下的升力和阻力系數(shù)，見圖2。翼型在迎角360°范圍內(nèi)氣動力的變化規(guī)律見圖3。通過計算搜索發(fā)現(xiàn)，該翼型的失速迎角約為11.5°。翼型迎角超出失速迎角后，升力系數(shù)迅速下降，阻力系數(shù)迅速增大，迎角為20°時，升力系數(shù)達到局部最低。后隨著迎角的增大，升力系數(shù)反而增大，到40°迎角時達到均值最大，后隨迎角進一步增大而減小。

圖2 翼型氣動力隨時間變化曲線（α＝30°）

圖3 翼型氣動力隨迎角變化曲線

2.1.2 流場結(jié)構(gòu)分析

翼型在小迎角下為全附著流動，隨著迎角的增大且大于臨界迎角后，首先在翼型尾緣上表面出現(xiàn)分離流動，速度降低，翼型表面環(huán)量降低，升力減小，阻力增加；隨著迎角增大，分離點向翼型前緣移動，分離區(qū)逐漸加大，升力逐漸減小，見圖4。迎角達到15°時，分離渦在后緣誘導(dǎo)出反向的尾緣分離渦，此時翼型上表面存在兩個旋轉(zhuǎn)方向相反的尾緣分離漩渦，見圖5，并且翼型表面環(huán)量繼續(xù)降低，升力繼續(xù)降低。當迎角20°時，不斷增大的前緣分離渦已經(jīng)占據(jù)翼型上表面大部分區(qū)域，升力系數(shù)達到局部最小，誘導(dǎo)出的反向尾緣分離渦尺度相對較小，其與前緣分離渦相互干擾，已使翼型氣動力出現(xiàn)非定常的特性，此時的分離渦仍附著在翼型表面未向下游脫離，見圖6和圖7。隨著迎角進一步的增大，尾緣逆時針方向旋轉(zhuǎn)的分離渦能量漸漸增強，并逐漸占據(jù)主導(dǎo)地位，前緣分離渦居次要地位，翼型上表面氣流加速區(qū)域逐漸增大，翼型表面環(huán)量增大，升力系數(shù)增大。當翼型迎角達到40°時，翼型表面環(huán)量達到最大，升力系數(shù)也達到局部最大。兩渦相互干擾，周期性的從翼型上表面交替脫落，見圖8～圖9。

圖4 迎角13°下的流線

圖5 迎角15°下的流線

圖6 迎角20°下t時刻的流線

圖7 迎角20°下t時刻渦量云圖

圖8 迎角40°下t時刻的流線圖

圖9 迎角40°下t時刻的渦量云圖

圖10 迎角70°下t1，t2時刻的瞬時流線局部放大

非定常大尺度分離流動的流場預(yù)測見70°迎角下的流線圖10。 圖10(a)和圖10(b)分別顯示了t=t1和t=t2兩個不同時刻的流場，仔細觀察可以發(fā)現(xiàn)除了主分離渦外還有沿固壁分布的數(shù)個次分離渦，組成了主次分離渦群。隨著時間的增加，前后緣的主分離渦尺度不斷增大；而次分離渦系隨時間的增加其尺度和位置也隨之變化，各渦相互干擾，伴隨著質(zhì)量和能量的交換，不斷從翼型上表面周期性的脫落，引起氣動力的周期性變化。

2.2 動態(tài)失速

振蕩曲線:α=20.46+10sin(9.24t)。經(jīng)過多個周期的計算后，相鄰2個周期的氣動力系數(shù)隨時間的變化完全相同，見圖11。圖12(a)和圖12(b)分別給出了SST k-ω模式計算出的翼型升阻力的遲滯曲線的變化趨勢。曲線結(jié)果表明：翼型快速上仰過程中，升力隨迎角的增大不斷增大，直到迎角達到28°附近才迅速下降，失速迎角約為靜態(tài)失速迎角的2倍。翼型運動到最大迎角約30.5°后進入下俯運動，升力系數(shù)隨迎角的減小迅速上升，約27°達到最大，后又迅速減小，20°附近降到最低。隨迎角進一步減小，此時升力系數(shù)又迅速增大后逐漸減小。阻力系數(shù)基本保持了隨迎角增大而增大的趨勢，只是上仰和下俯時對應(yīng)的數(shù)值上存在差別。

圖11 氣動力系數(shù)隨時間變化（2個周期）

圖12 翼型升力和阻力遲滯曲線

翼型的動態(tài)失速可分為輕失速和深失速，不同的失速類型具有不同的特征，下面通過分析比較不同時刻，不同迎角下的流線圖，對其各自的流動特征進行闡述。

2.2.1 輕失速

當翼型上仰時,流動保持為附著流動,升力系數(shù)隨迎角增加而增大,見圖13(a)，直到α接近迎角27°時在翼型上方尾部發(fā)生分離，見圖13(b)，翼型失速，升力系數(shù)開始下降；迎角繼續(xù)增大，尾部分離區(qū)增大，向前緣移動，并在尾緣誘發(fā)出二次分離渦，見圖13(c)，升力系數(shù)繼續(xù)降低。翼型進入下俯過程，且迎角小于16.84°后，翼型上的主分離渦又處于尾部，且誘導(dǎo)出反向二次渦，如圖13(d)。但隨著翼型進一步下俯，翼型迎角減小,尾部分離渦不斷向翼型后緣移動,并與二次渦一起脫離翼型表面，如圖13(e)。當翼型下俯至11°附近時,翼型表面的流動又恢復(fù)為附著流動。由此可以看出,輕失速的主要特征在于失速由后緣分離引起,旋渦基本上位于翼型的后緣附近,影響范圍比較小。

2.2.2 深失速

圖14給出了翼型振蕩處于深失速下幾個典型迎角的流線圖。翼型下俯至迎角27°左右時,翼型前緣出現(xiàn)分離渦，并向尾緣移動，與反向的尾緣誘導(dǎo)分離渦相互干繞，見圖14(a)。隨著迎角減小，前緣分離渦沿翼型表面繼續(xù)向尾緣推進，并在前緣出現(xiàn)新的前緣分離渦，尾緣渦脫離翼型表面向下游移動，該前緣二次渦與尾緣分離渦交替從翼型上表面脫落，見圖14(b)、(c)。當迎角再減小時,該前緣二次渦向后緣移動,在移動過程中會在后緣再誘導(dǎo)出強度較弱的后緣渦，如圖14(d)。當翼型下俯至11°左右時,翼型表面的流動又恢復(fù)為附著流動。由此可以看出,深失速與輕失速在流動形態(tài)上有很大區(qū)別，深失速的主要特征在前緣形成了較大的前緣分離渦系,該分離渦在翼型表面上的運動及其誘發(fā)的二次流動引起了翼型升、阻力系數(shù)的顯著變化。

3 小結(jié)

圖13 翼型輕失速下的流線

圖14 翼型深失速下的流線

本文采用數(shù)值方法對LS0413翼型的繞流進行了模擬，得到了翼型在迎角0°～360°范圍內(nèi)的氣動力數(shù)據(jù)，并對失速后翼型上表面分離渦系隨迎角的變化流場特征進行了分析。同時，通過求解雷諾平均的N-S方程，得到了翼型在動態(tài)失速條件下的氣動力變化規(guī)律的遲滯曲線，可以發(fā)現(xiàn)翼型在動態(tài)失速下的氣動力與靜態(tài)失速結(jié)果差異較大，并對造成該變化的流動機理進行了分析，發(fā)現(xiàn)動態(tài)失速流場在輕失速和深失速下流動結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)較大的區(qū)別。以上數(shù)值模擬結(jié)果對風力機葉片的設(shè)計和運轉(zhuǎn)是一個有益的參考。

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[2]袁新,江學忠.翼型大迎角低速分離流動的數(shù)值模擬[J].工程熱物理學報,1999,3.