一種新型風機翼型設計思路的探索研究

葉 坤， 葉正寅

（西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國防科技重點實驗室，陜西 西安 710072）

0 引 言

隨著世界性的能源危機不斷顯現(xiàn)，風能的利用已經(jīng)越來越受到世界各國的重視。據(jù)有關文獻資料統(tǒng)計，地球上風能資源非常豐富，全球的風能儲量約為2.74×109MW，其中可經(jīng)濟開發(fā)利用的風能仍然能夠達到2×107MW，比可開發(fā)利用的水電總量還要大10倍［1］。

在近年來的風力發(fā)電機的發(fā)展歷程中，圖1給出了在過去的25年中風機最大尺寸的變化趨勢。顯然，隨著風機葉片尺寸越來越大，風能利用的效率越高，但為了保障葉片具有足夠的結構強度，葉片中翼型的相對厚度必須相應提高，目前風機翼型的相對厚度可超過40%。但是，從空氣動力學設計角度講，翼型相對厚度越大，翼型的升力特性會受到嚴重制約，文獻［2］中給出了美國著名NACA四位數(shù)不同厚度對稱翼型的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律。從該文獻計算結果中可以看出，隨著翼型厚度的增加，升力曲線的斜率減小，最大升力系數(shù)也會減小。如何在大厚度翼型設計中同時實現(xiàn)提高翼型的升力系數(shù)和失速迎角是一項具有挑戰(zhàn)性的基礎問題。

隨著風力機的不斷發(fā)展，近年來國內(nèi)外圍繞風機翼型問題開展了大量的研究工作［3－9］，甚至還有人設計了自適應后緣的翼型［10］，但這種方法對結構設計帶來極大困難，工程實際可用性較差。關于翼型的設計問題，在航空領域是一個傳統(tǒng)的設計問題，即使發(fā)展了一百多年，翼型設計作為空氣動力學學科的一個基礎問題仍然在持續(xù)研究［11－13］。然而，在以前的翼型設計工作中，翼型上下表面都是光滑的，其嚴格的流線形特征主要是順應升阻比的要求。值得注意的是，與航空飛行器中翼型的設計理念不同，對于風力機葉片而言，由于它是一種安裝在地面上的裝置，風機翼型的阻力可以作為一個次要因素（阻力可以由地面支架系統(tǒng)承受），風機翼型的主要設計目標是盡可能提高升力，從而獲得最大的風能利用效率，所以，如何提高風機翼型的升力會是風力機翼型設計的主要技術指標。

圖1 世界風機尺寸的發(fā)展動態(tài)Fig.1 Development about the Scale of Wind Turbine

在獲得更高翼型升力方面，有一項技術就是使用Gurney襟翼［14］，從翼型設計理論的角度講，Gurney襟翼實質(zhì)上是增加翼型的彎度，所以，Gurney襟翼雖然在相同的迎角下可以提高升力，但是翼型的最大升力系數(shù)對應的迎角會提前出現(xiàn)，設置Gurney襟翼的翼型并不會擴大翼型的迎角工作范圍［14－15］。而從實際工程應用的角度講，由于地面風環(huán)境的變化，風力機翼型的工作迎角范圍可能會很寬，因此單獨采用Gurney襟翼的翼型設計思路不能改善實際應用效果。為了獲得一種既有高升力特點、同時又具有很寬迎角工作范圍的翼型，本文提出了一種新的風機翼型設計思想，利用駐渦穩(wěn)定翼型大迎角下的流場，獲得兩種性能兼顧的新型風機翼型設計方法。

1 人工駐渦翼型的設計原理

翼型的氣動性能決定了風機葉片的氣動效率，從提高風能效率的角度講，翼型應該在較大的迎角下工作才是合理的選擇。但是，一般的翼型在大迎角下有兩方面的缺陷，一是受到失速迎角的限制；另一個是在大迎角下，翼型的分離渦會不斷地從后緣脫落，這種非定常流動現(xiàn)象會在翼型上產(chǎn)生一個動態(tài)載荷［16］，此非定常載荷會給葉片帶來結構疲勞破壞的隱患。

從翼型外形的基本特征看，由于翼型上表面需要收縮到翼型后緣，在較大迎角下，氣流受到較強的逆壓梯度作用，分離是無法避免的。從空氣動力學原理上講，翼型上表面與來流的夾角越小，逆壓梯度就會越弱。為了探索一種新型風機翼型，本文提出在翼型上表面設置一個駐渦用于控制翼型上表面的分離氣流。具體做法以圖2中典型NACA0032翼型為例進行描述：圖中虛線為原始NACA0032翼型的外形，在翼型上表面的最大厚度處（A點）開始，修正翼型上表面的形狀，減緩上表面厚度較小的幅度，這樣就可以在一定程度上減小逆壓梯度，到離后緣一定距離（B點）時，讓上表面突然下陷，形成一個凹坑，然后再逐漸過渡到翼型后緣。這樣設計的思路是：在氣流作用下，該凹坑就可以形成一個位置固定的旋渦，在該旋渦的作用下，當翼型相對來流具有較大迎角（此時一般提供了最大的、可用于發(fā)電的能量來源）時，翼型上表面的分離得到有效控制，一方面不讓上表面的分離渦作非定常脫落，另一方面，在駐渦作用下，在翼型上表面形成一種渦升力，減緩翼型的失速，使得翼型的失速迎角得以提高。

上述駐渦的形成，雖然可以在翼型大迎角時有效控制上表面的分離渦流場，但在小迎角時，該駐渦對升力有不利作用，為了彌補小迎角時升力的損失，在翼型后緣出增設一個Gurney襟翼（如圖2的C點至D點），這樣，就可以在整個迎角范圍內(nèi)，保證翼型既具有較高的升力系數(shù)，同時翼型保持很寬的工作迎角范圍，達到提高翼型氣動效率的目標。

在上述凹坑外形的形成過程中，B點如何確定、凹坑內(nèi)部形狀的確定和Gurney襟翼高度的確定問題，需要針對基礎翼型進行優(yōu)化設計，不同的基礎翼型對應著不同的設計結果。但是，構成該外形的設計原則是：翼型上表面的凹坑能夠在翼型大迎角時有較大的渦強度，從而有效控制上表面的流場，保證翼型上表面除凹坑處的駐渦外，翼型B點前面的翼型表面不出現(xiàn)較明顯的分離。同時，對B點以后的曲線外形需要保證后緣翼型的分離渦不出現(xiàn)非定常脫落。

圖2 翼型上表面外形的形成方法和后緣Gurney襟翼構成Fig.2 The method to form the upper airfoil surface with trialing－edge Gurney flap

2 設計原理的應用算例

為了驗證新型翼型設計思想的效果，本文選擇著名的FFA－W3－301風機翼型［17］，并在它的基礎上設計新翼型，按照上述設計思想對FFA－W3－301風機翼型進行修改，新翼型如圖3所示，圖中的實線是原始的FFA－W3－301風機翼型，虛線為新翼型，新翼型后緣下表面Gurney襟翼的高度取3.0%翼型弦長。

流場數(shù)值計算方法選用文獻［18］的混合網(wǎng)格算法。在流場計算中，根據(jù)文獻［17］中原FFA－W3－301風機翼型的實驗數(shù)據(jù)選取馬赫數(shù)為0.1，對應的雷諾數(shù)為1.5×106。

圖4至圖6是對原FFA－W3－301風機翼型的流場計算結果。從圖中結果看，當迎角為9°時，流動幾乎沒有明顯的分離，此時計算的壓力分布與實驗結果［17］吻合很好。當迎角達到12°時，翼型后緣的分離渦已經(jīng)比較大了，但從計算的壓力分布與實驗結果的對比情況看，計算的分離程度仍然沒有實驗的那么嚴重。當迎角為16°迎角時，翼型上表面的分離區(qū)域幾乎達到翼型最大厚度處，但計算的分離區(qū)仍然小于實驗的分離區(qū)。不過，從總的情況來講，數(shù)值計算的分離程度雖然比實驗輕，但吻合程度還是較好的。

圖7至圖10是采用了本文方法設計的新翼型對應不同迎角下的數(shù)值模擬結果，從計算結果看，當迎角較小時，雖然原來的翼型沒有分離，但是新翼型在后緣凹坑處仍然會出現(xiàn)一個明顯的分離渦，這種分離渦會帶來翼型阻力的增加，正如引言中所論述的那樣，對應風機翼型而言，盡可能提高升力特性是風機翼型追求的主要技術指標。當迎角較大時，原始FFA－W3－301風機翼型會存在很長的分離區(qū)，但新翼型仍然會將分離渦的范圍控制在凹坑以后，此控制效果甚至可以持續(xù)到迎角18°。正因為新翼型后緣附近凹坑中駐渦對分離渦的控制作用，使得新翼型可以將失速迎角從原來的12°推遲到18°。圖11給出了原始FFA－W3－301風機翼型和新翼型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，顯然，新翼型不僅在所有迎角下提高了升力系數(shù)，而且大幅度擴展了翼型的迎角工作范圍，使得翼型可以適應很寬的迎角工作環(huán)境。

3 結 論

圖11 翼型升力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.11 Lift coefficients variation with angles of attack

針對風機翼型的工作特點，本文提出了一種利用駐渦控制翼型大迎角分離渦的風機翼型設計思路。通過在翼型上表面接近后緣的位置設計一個凹坑，使得翼型上方的氣流形成了一個穩(wěn)定的駐渦。由于使得凹坑上游的抬起減緩了凹坑上游翼型表面的收縮率，減小了大迎角下上表面氣流從最大厚度到凹坑處的逆壓梯度，同時由于凹坑駐渦的環(huán)量誘導作用，可以有效控制翼型上表面的分離區(qū)域，從數(shù)值模擬的結果看，一直到18°迎角之前，新翼型凹坑駐渦可以將分離渦的范圍限制在凹坑之后，結合Gurney襟翼的使用，新翼型不僅在所有迎角下能夠提高翼型的升力系數(shù)，而且大幅度提高了翼型的失速迎角，在本文的參數(shù)條件下，翼型失速迎角提高了1.5倍。是一種值得深入研究的新型風機翼型設計思想。

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