不同迎角的翼型氣彈特性風洞實驗研究

劉暢暢， 劉子強， 季 辰

（中國航天空氣動力技術研究院，北京100074）

0 引 言

風能作為一種相對廉價的清潔能源普遍受到各國重視。我國雖然發(fā)展相對較晚，但風力資源豐富，存在巨大的風力發(fā)電潛力，目前已在多地建立大型風電場。而作為重要發(fā)展方向的大功率風力機，其最長葉片尺寸已達到60多米［1］。伴隨著風力機葉片的大型化、柔性化，氣動彈性效應影響日趨顯著。因此氣動彈性問題的研究，在大型風力機的研制過程中至關重要。

做大范圍空間旋轉的柔性葉片在氣動力和彈性變形的耦合作用下，可能面對多種氣動彈性問題，包括危害性極強的顫振。按照發(fā)生機理的不同劃分為兩類：第一類稱為“經典顫振”，一般發(fā)生在小迎角范圍內，并無氣流分離現(xiàn)象出現(xiàn)；第二類稱為“失速顫振”，與氣流分離和漩渦形成有關。該類振動往往只與單自由度有關［2］，相對振動快速發(fā)散的經典顫振，氣動力特性會有所改變，可能出現(xiàn)“極限環(huán)振蕩”。

傳統(tǒng)的氣動彈性實驗一般采用零迎角，而風力機葉片經常要在大迎角甚至深度失速狀態(tài)下運行，因此具備不同于普通飛機翼型的特殊動力學失效行為。本文設計可在多種給定迎角下作沉浮／俯仰運動的翼段振動裝置，在低速風洞中分別針對普通薄翼型NACA0012和風力機翼型NREL S809，進行氣動彈性測試，用以研究不同迎角、不同風速、不同翼型對氣動彈性響應的影響。

1 氣動彈性實驗

風洞實驗裝置如圖1所示。其中，翼段伸入風洞流場中，提供系統(tǒng)氣動力，截面運動自由度如圖2所示；配重盤上安裝角度卡可改變翼面迎角；兩端固支的彈性元件提供系統(tǒng)沉浮和俯仰兩自由度的支撐剛度，支板上貼有應變片以測量沉?。┭鑫灰?；支撐底座用來固定整個實驗裝置。設計要求實驗裝置的一階模態(tài)為配重盤和翼段的沉浮運動，二階模態(tài)為配置盤和翼段繞翼展方向的俯仰運動，并滿足風洞實驗條件。

NACA0012翼段的尺寸為0．4m×0．2m，NREL S809翼段的尺寸為0．3m×0．2m。地面振動實驗獲取結構固有頻率，一階沉浮運動為5．66Hz，二階俯仰運動為7．10Hz。

圖1 實驗裝置示意圖Fig．1 The experiment system

圖2 模型截面示意圖Fig．2 The section of the wing

實驗是在中國航天空氣動力技術研究院直流式低速風洞FD－10中進行的。實驗段截面尺寸為0．6m×0．6m，實驗段長度為2．4m，風速范圍為5m／s至60m／s。利用基于NI數(shù)采硬件設備的Labview信號采集系統(tǒng)［3］可實現(xiàn)沉?。┭鰬冃盘柕亩嗤ǖ缹崟r顯示和采集。風洞中的實驗裝置照片中見圖3。

圖3 安裝在風洞中的實驗裝置圖Fig．3 Experiment model in the wind tunnel

2 NACA0012翼型實驗結果

風洞實驗的過程是逐漸提高風速直至顫振發(fā)生為止。風速控制由人工調節(jié)壓縮機轉速實現(xiàn)，實驗段前端放置的皮托管連接壓力變送器將壓力信號轉換為電信號，再經過放大器進行電壓信號放大，最后傳遞給計算機采集板卡。

實驗過程中更換模型的角度卡可改變迎角α，本文給出了迎角2．5°、7．5°和12．5°三種狀態(tài)的實驗結果。各狀態(tài)的實驗顫振臨界速度如表1，根據(jù)觀察沉?。┭鰬冃盘柕淖兓厔輥砼卸?。易知，迎角為2．5°和7．5°，實驗所得顫振臨界速度相差并不明顯，隨迎角增加略有提升，約為8%。但迎角增至12．5°時，顫振臨界速度下降劇烈，大約只有前兩者臨界速度的50%。

表1 顫振臨界速度Table 1 The critical velocity of flutter

選擇最小迎角2．5°和最大迎角12．5°作為重點分析狀態(tài)。圖4～圖8分別給出兩種角度在不同來流速度下的沉?。┭鲰憫盘?。風速在顫振臨界速度以下時，人為對系統(tǒng)施加較大的擾動，系統(tǒng)產生的運動都是衰減的，隨著風速的提升，運動衰減的速度愈加緩慢。當來流速度接近顫振臨界速度后，很小的擾動都會使系統(tǒng)產生振幅遞增的振動，若進一步增加來流速度，模型的發(fā)散現(xiàn)象則更加明顯。

文獻［4］中給出針對NACA0012翼型在中等及大迎角下的氣動彈性計算結果，圖9是采用N－S方程計算的升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律，圖10是計算所得顫振臨界速度隨迎角的變化規(guī)律，其變化特征與前文中所示實驗結果有相似之處。在給定計算條件下，迎角小于10°時，升力系數(shù)隨迎角線性增加，對應顫振臨界速度隨迎角基本保持穩(wěn)定，甚至略有提升。而在迎角10°以后，顫振臨界速度開始明顯下降，文獻［4］中到迎角14°時，顫振臨界速度與零迎角相比下降30%。

圖9 升力系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律［4］Fig．9 The lift coefficient change with angle of attack

由此可見，顫振臨界速度隨迎角變化的轉折點與最大升力系數(shù)位置相關，當升力系數(shù)接近最大升力系數(shù)附近時，顫振臨界速度會明顯下降。

圖10 顫振臨界速度隨迎角的變化規(guī)律［4］Fig．10 The critical velocity change with angle of attack

3 NREL S809翼型實驗結果

同樣更換不同角度卡，基于NREL S809翼型完成不同迎角下的顫振實驗。圖11～圖15給出迎角－5°和－25°的風洞實驗結果。隨著迎角的顯著增大，該翼段的顫振臨界速度下降明顯，－5°迎角在來流30m／s時尚未發(fā)生快速的發(fā)散振動，而－25°迎角僅在來流10m／s時就出現(xiàn)了俯仰分支的發(fā)散振動。

大迎角導致的氣流分離可能會引起失速顫振和大迎角抖振，兩者容易產生混淆，因此需加以區(qū)分。抖振與顫振不同，它不是自激振動，是當翼面受到某種非定常脈動繞流的激勵而產生的隨機強迫振動，主要考慮剛體翼面情況，涉及結構、氣流的耦合效應。機翼發(fā)生抖振的激振力由氣流分離引起，機翼本身或處于機翼尾流中的尾翼會在分離流的紊流激勵下產生劇烈的振動響應，稱為大攻角抖振。

低速時失速顫振和抖振發(fā)生在不同迎角狀態(tài)，見圖16。圖17為某典型失速顫振和抖振的時域圖［6］，失速顫振是失速后發(fā)生的一種非經典型顫振，涉及非線性的非定常氣動力與翼面彎扭變形耦合。而抖振情況往往是帶有隨機性質，如圖機翼彎曲模態(tài)響應明顯，而扭轉模態(tài)響應微弱。下方時域圖則是增大迎角后得到近乎同類型的彎曲運動軌跡，但此時扭轉信號則呈現(xiàn)明顯簡諧振動波形，且頻率與模型一階扭轉頻率相近。

由此判定上述NREL S809翼型在大迎角狀態(tài)下發(fā)生的俯仰分支發(fā)散振動是屬于失速顫振現(xiàn)象。

4 結 論

文中考慮從離散的角度考察風力機葉片的穩(wěn)定性，嘗試在固定的位置、固定的迎角等條件下確定危險狀態(tài)。一方面有助于觀察氣動彈性現(xiàn)象，揭示發(fā)展規(guī)律，另一方面可以避免有害氣動彈性不穩(wěn)定性的出現(xiàn)。

通過實驗數(shù)據(jù)分析，觀察到以下現(xiàn)象：（1）NACA0012翼型在小范圍內增加迎角時，顫振臨界速度基本保持不變，甚至略有提高。而在迎角增加到10°以上，顫振臨界速度開始明顯下降。（2）小迎角狀態(tài)下的NREL S809翼段隨著風速的增加，俯仰分支可觀察到由振蕩收斂轉為振蕩發(fā)散。（3）大迎角狀態(tài)下的NREL S809翼段在較小來流風速時就出現(xiàn)等幅振蕩現(xiàn)象，來流進一步增大時俯仰分支轉為振蕩發(fā)散。通過實驗現(xiàn)象說明：當升力系數(shù)接近最大升力系數(shù)附近時，顫振臨界速度會明顯下降；NREL S809翼型與NACA0012翼型實驗結果相比存在較大差異，該風力機翼型更易于出現(xiàn)以單自由度顫振為特征的失速顫振。

［1］ 馬曉爽，高日，陳慧．風力發(fā)電發(fā)展簡史及各類型風力機比較概述［J］．應用能源技術，2007，（9）：24－27．

［2］ 喬印虎，張春燕．風力發(fā)電機葉片振動失效機理分析［J］．機械工程師，2007，（4）：55－57．

［3］ 冉景洪，趙玲，季辰．基于Labview的顫振激勵信號生成與測試系統(tǒng)研究［A］．第十一屆全國空氣彈性學術交流會會議論文集［C］，2009．

［4］ 葉正寅，謝飛．中等及大迎角下的翼型氣動彈性性質研究［J］．風機技術，2009，（2）：9－13．

［5］ 袁新，江學忠．翼型大攻角低速分離流動的數(shù)值模擬［J］．工程熱物理學報，1999，20（2）：161－165．

［6］ GERALD RAINEY A．Some observation on stall flutter and buffeting［C］．National Advisory Committee for Aeronautics．Washington，June 25，1953．