風力機翼型動態(tài)測壓試驗技術研究

惠增宏，王 龍，徐 倩

（西北工業(yè)大學 翼型葉柵空氣動力學國家級重點實驗室，西安 710072）

0 引 言

動態(tài)失速是一種強烈的非線性、非定?？諝鈩恿π?，是指一個振蕩（或做其它非定常運動）過程中壓力面在超過其臨界迎角時繞流流場發(fā)生非定常分離和失速的現(xiàn)象，這種現(xiàn)象普遍存在于大型風力機葉片的旋轉(zhuǎn)顫振流動中，導致風力機翼型的動態(tài)失速流場與相同條件下的靜態(tài)流場有很大的差別［1］。由于風力機翼型的動態(tài)性能對風力機整體性能有重要影響，國外對此進行了廣泛的研究。Babbitt采用表面測壓和PIV顯示，研究了風力機翼型的動態(tài)性能［2］。Ramsay研究了粗糙度對風力機翼型動態(tài)性能的影響［3］。Seddighi研究了湍流強度對翼型動態(tài)性能的影響［4］。Oerlemans研究了風力機翼型不同后緣形狀對噪聲的影響［5］。為了進一步提高風力機翼型的性能，Bak研究了自適應后緣技術對風力機翼型動態(tài)性能的影響［6］。Cerretelli研究了非定常分離控制對風力機翼型性能的影響［7］。Sheng研究了半經(jīng)驗的風力機翼型動態(tài)失速模型［8］。Timmer則總結了Delft大學風力機翼型的研究成果［9］。

國內(nèi)對風力機專用翼型動態(tài)性能的試驗研究還不夠充分，相關成果較少。南京航空航天大學湯瑞源等采用測力法進行了翼型動態(tài)實驗［10］，并采用PIV技術對風力機翼型的流場結構進行測量［11］。西北工業(yè)大學周瑞興等采用測壓法研究了折合頻率、截止頻率、翼型厚度等因素對直升機旋翼翼型動態(tài)性能的影響［12－14］。針對風力機翼型自身形狀（大厚度、鈍后緣）和工作環(huán)境（變風速＼風向、高湍流度來流、表面易污染等）的特點，該研究建立和發(fā)展了我國風力機專用翼型的動態(tài)測試設備，并采用S809翼型對測試技術進行了詳細探討和驗證。

1 試驗設備和儀器

1.1 風洞

試驗在西北工業(yè)大學NF－3大型低速翼型風洞進行。其主要技術指標：試驗段尺寸（寬×高×長）為1.6m×3.0m×8.0m；最大風速V＝130m／s，氣流湍流度≤0.045%，試驗雷諾數(shù)可達6.0×106。

1.2 試驗模型

以國外使用的經(jīng)典風力機專用翼型S809作為驗證用標模。模型為鋼木混合結構，弦長b＝0.5m，展長1.6m，相對厚度21%。模型表面達鏡面光，以保證模型的氣動光滑性。整個模型在驅(qū)動系統(tǒng)的驅(qū)動下，可以輕松自由地繞1／4弦長點作正弦振動。

1.3 模型振動驅(qū)動系統(tǒng)

模型驅(qū)動系統(tǒng)包括：直流電動機（功率18.5kW）、飛輪、減速器（減速比1∶11）、偏心輪、連桿搖臂、直流電機調(diào)速系統(tǒng)等，與模型同軸安裝角度編碼器，測量模型振動的實時角度位置，系統(tǒng)結構如圖1所示。

圖1 模型驅(qū)動機構示意圖Fig.1 Airfoil model oscillation system

圖1驅(qū)動系統(tǒng)中，通過控制直流電機的轉(zhuǎn)速改變模型振動頻率f（f＝0～5Hz），根據(jù)翼型動態(tài)試驗的要求，該系統(tǒng)能夠正確實現(xiàn)如公式（1）的正弦規(guī)律迎角振蕩運動：

其中α0為平均迎角，α1為振幅角，ω為振動角頻率（ω＝2πf）。

α0通過改變調(diào)節(jié)螺桿的長度來實現(xiàn)，α1通過改變滑塊與偏心輪上不同的徑向連接位置來調(diào)節(jié)。翼型振動時，受周期變化的氣動力和力矩的作用，其振動速度會產(chǎn)生波動。因此在機械設計中采用了慣性很大的飛輪作為儲能元件，來平滑周期變化的氣動力產(chǎn)生的脈動，使機構運動平穩(wěn)，從而保證試驗結果的準確性。

1.4 測控系統(tǒng)及設備

測控系統(tǒng)的整體布局結構如圖2所示。

圖2 測控系統(tǒng)的整體布局圖Fig.2 Hardware schematic for dynamic data acquisition

① 動態(tài)壓力傳感器

為真實反映翼型上、下表面非定常氣流的瞬時變化情況，必須采用微型動態(tài)壓力傳感器，將它們裝在模型內(nèi)，其壓力感受面與模型表面齊平，獲得模型振動時的動態(tài)壓力信號。試驗選用美國Kulite公司生產(chǎn)的XCQ－093、XCS－093系列帶溫度補償、高靈敏壓差式傳感器，外形尺寸為長10mm，直徑2.4mm，固有頻率＞150kHz，量程范圍為2psi，5psi和15psi。在翼型上下表面各安裝了15個動態(tài)壓力傳感器，因模型前緣曲率大，因此前5個測壓站位間隔20mm，從第6個開始測壓站位間隔30mm。

② 角度傳感器

模型動態(tài)試驗時的瞬時迎角采用德國HEI－DENHAIN公司生產(chǎn)的絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器測量，測量范圍±360°，測角精度＜6″。通過在PC機擴展口上插入IK220專用計數(shù)卡，記錄角度編碼器的實時測量值。為保證高速采集，輸出為二進制碼，作為同步信號與動態(tài)壓力傳感器的輸出信號一起被VXI系統(tǒng)采集下來。

③ 動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

動態(tài)數(shù)據(jù)的采集采用32通道VXI系統(tǒng)，采集速度100kHz／通道，可以方便地實現(xiàn)翼型動態(tài)壓力信號的實時采集、顯示與分析，其自動化程度高，操作簡便，動態(tài)測量精度優(yōu)于0.1%FS。

2 試驗方法與技術

2.1 試驗方法

模型采用橫跨風洞上下壁的二維測壓方法，驅(qū)動系統(tǒng)使翼型以給定的頻率繞1／4弦線點做正弦規(guī)律振動，采用VXI系統(tǒng)同步測量翼型表面的動態(tài)壓力和實時角度信號，試驗在自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩條件下進行。固定轉(zhuǎn)捩是通過在模型5%弦線位置粘貼ZZ（Zigzag）型粗糙帶的方式來模擬前緣粗糙度，進行邊界層轉(zhuǎn)捩控制。試驗條件為：振幅角α1＝±10°，±15°；平均迎角α0＝8°，14°，20°；振動頻率f＝0.50Hz、1.05Hz、1.60Hz；試驗雷諾數(shù)為0.75×106和1.4×106。

2.2 采樣頻率的選擇

在正式試驗前，必須正確選擇采樣頻率，才能保證獲得最佳的試驗數(shù)據(jù)。根據(jù)采樣定律，采樣頻率Fs與被測信號最大頻率Fm之間必須滿足如下關系：

即只有采樣頻率大于被測信號頻譜中最高頻率的兩倍，采樣結果才能真實反映被測信號的特征。因此，在選擇采樣頻率時，必須對被測信號進行預處理，確定信號中的最高次諧波頻率，然后根據(jù)采樣定理來確定采樣頻率。實際使用中一般采樣頻率為輸入信號最高頻率的3～5倍。

2.3 數(shù)據(jù)采集

試驗采用的VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用并行采集方式，通過16位獨立A／D轉(zhuǎn)換器，對30路傳感器信號進行獨立并行采樣，即采用多個A／D轉(zhuǎn)換器實現(xiàn)多個信號的數(shù)據(jù)采集技術，數(shù)據(jù)的準確性和實時性得到了很大程度的改善。這種基于VXI總線的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，通過LabWindows／CVI開發(fā)平臺，借助計算機將應用軟件程序與功能化硬件結合起來，用戶可通過友好的圖形界面來操作，實現(xiàn)實時數(shù)據(jù)采集和存儲，并利用MATLAB程序?qū)崿F(xiàn)數(shù)據(jù)計算和結果顯示，從而為風力機翼型動態(tài)特性研究提供可靠的原始數(shù)據(jù)。

3 數(shù)據(jù)處理與結果分析

3.1 預處理

動態(tài)試驗的特點是測量值隨時間歷程的推進而快速變化，數(shù)據(jù)為一系列瞬時值。一方面由于系統(tǒng)性誤差等原因，動態(tài)瞬時值有一定的隨機擾動；另一方面，由于存在機械機構間隙、模型剛度、風洞支撐等的影響，會出現(xiàn)低頻的結構振動，動態(tài)瞬時值較靜態(tài)瞬時值而言波動更大，從而使原始數(shù)據(jù)中產(chǎn)生了更多的噪聲和干擾，所以需要對數(shù)據(jù)進行預處理。其方法是：為消除干擾，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的前端配置硬件抗混濾波器，在系統(tǒng)采集軟件中采用了低通濾波器，能濾掉一些無用的高頻信號。為消除動態(tài)數(shù)據(jù)中的噪聲，可對數(shù)據(jù)進行快速傅里葉變換（FFT），在3個振動頻率下，對傳感器數(shù)據(jù)進行頻譜分析，均發(fā)現(xiàn)在50Hz附近存在一個強干擾信號，可以確認是電源引起的交流干擾，試驗最終選用了截止頻率為40Hz的低通濾波器進行濾波。

3.2 數(shù)據(jù)處理

為保證采集信號的實時性，動態(tài)壓力傳感器通過VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)輸出得到的是二進制碼的壓力信號，再經(jīng)過系統(tǒng)軟件轉(zhuǎn)換為十進制壓力值Pdi（單位：psi）。通過MATLAB將這些數(shù)據(jù)進行分析，并作預處理，對每周期相應迎角下的壓力值進行5次平均，最終得到相應的結果，從而分析翼型動態(tài)氣動特性，并探索其試驗結果規(guī)律與翼型氣動特性的聯(lián)系，進一步驗證振動機構和測試設備的精確度和可靠性。

使用公式（3）計算各個動態(tài)壓力測量點的壓力系數(shù)

式中：Pd∞為風洞的試驗段靜壓（單位：psi）；qd∞為來流動壓，qd∞＝ρv2／2（單位：Pa）。

對于氣動力的計算方法，按下列公式進行處理，得到模型動態(tài)試驗時的升力系數(shù)和力矩系數(shù)，數(shù)據(jù)未做洞壁干擾修正。

式中：CP為翼面壓力系數(shù)；Cyt為法向力系數(shù)；Cxt為切向力系數(shù)；Cy為升力系數(shù)；Cm為俯仰力矩系數(shù)；x和y分別為翼型x坐標和y坐標與翼型弦長比值；CPbe和CPof分別為翼型最大厚度之前和之后的壓力系數(shù)。

3.3 結果比較與分析

（1）翼型動態(tài)試驗結果與靜態(tài)比較

圖3給出了α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106，f＝0.5Hz自然轉(zhuǎn)捩下動態(tài)和靜態(tài)的升力系數(shù)曲線比較。可以看出，在小迎角下，翼型的遲滯回線存在升力線性段，并與靜態(tài)試驗升力線接近。在較大迎角下，升力下降，升力系數(shù)隨迎角的變化形成明顯的遲滯回線。這主要是因為，翼型在一個振動周期內(nèi)，經(jīng)歷了渦的形成、發(fā)展、破裂和恢復過程，翼型氣動力系數(shù)隨迎角變化出現(xiàn)遲滯現(xiàn)象的主要原因是在下行程（˙α＜0）時翼型分離渦重建的遲延引起的。在迎角超過15°后，升力系數(shù)出現(xiàn)明顯上揚，經(jīng)分析后確認是由于驅(qū)動機構到達上止點時的機械間隙造成的，并不是真實的流動狀態(tài)，因此還需對機構進行改進。

圖3 靜態(tài)與動態(tài)的升力系數(shù)比較Fig.3 Comparison of lift coefficient between unsteady and steady tests

（2）自然轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩對比

圖4和5分別給出了翼型在α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz，Re＝0.75×106自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下的升力系數(shù)變化曲線，并與文獻數(shù)據(jù)［3］的對比。在固定轉(zhuǎn)捩下，該試驗與文獻數(shù)據(jù)吻合得更好。就該試驗來看，固定轉(zhuǎn)捩下的最大升力系數(shù)較自然轉(zhuǎn)捩下的最大升力系數(shù)有所降低，但不是很明顯。

（3）不同雷諾數(shù)的對比

圖6和7分別是在自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下，α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz不同雷諾數(shù)對翼型升力系數(shù)的影響?？梢钥闯?，隨著雷諾數(shù)Re增大，曲線的遲滯環(huán)有變窄趨勢，而升力系數(shù)曲線的線性段基本重合。

圖5 固定轉(zhuǎn)捩俯仰振動升力系數(shù)Fig.5 Comparison of lift coefficient between NF－3 wind tunnel and reference（fixed transition）

圖6 自然轉(zhuǎn)捩不同雷諾數(shù)俯仰振動升力系數(shù)Fig.6 Comparison of lift coefficient at different Re（natural transition）

（4）不同折合頻率的對比

圖8是固定轉(zhuǎn)捩條件下迎角為α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106時不同折合頻率k的升力系數(shù)對比曲線。折合頻率k是表征動態(tài)特性最重要的相似準則，其定義為：

可以看出，折合頻率k值對試驗結果的影響較大，隨著k值的增加升力遲滯回路是增大的，這與國外資料也完全一致。試驗結果表明，隨著折合頻率k的增加，動態(tài)失速迎角和最大升力系數(shù)也有增大的趨勢，而對于下行程中某一迎角而言，則k值越大，升力系數(shù)越小。

圖8 固定轉(zhuǎn)捩下不同折合頻率的升力系數(shù)Fig.8 Lift coefficient at different reduced frequencies（fixed transition）

（5）不同平均迎角的對比

圖9是自然轉(zhuǎn)捩條件下振動頻率為f＝0.5Hz，雷諾數(shù)Re＝0.75×106時不同平均迎角的升力系數(shù)比較。從試驗曲線可知，隨平均迎角增加，翼型的動態(tài)失速延遲，最大升力系數(shù)提高，升力曲線的遲滯環(huán)線增寬。

圖9 自然轉(zhuǎn)捩下不同平均迎角的升力系數(shù)Fig.9 Lift coefficient in different mean angles（natural transition）

（6）不同振幅的對比

圖10是自然轉(zhuǎn)捩條件下雷諾數(shù)Re＝0.75×106時，振幅分別為±10°和±15°的升力系數(shù)對比。可以看出，翼型較大振幅俯仰振蕩比小振幅俯仰振蕩具有相對較高的最大升力系數(shù)，而且振幅較大時，遲滯回線也變大。

圖10 自然轉(zhuǎn)捩下不同振幅的升力系數(shù)Fig.10 Lift coefficient in different amplitude angles（natural transition）

4 結 論

通過研究，可以得到以下結論：

（1）通過動態(tài)測壓試驗，與靜態(tài)及國外試驗結果比較表明，S809翼型在NF－3風洞中的動態(tài)試驗結果較好，整個動態(tài)測壓系統(tǒng)涉及的各個環(huán)節(jié)具有一定的精確度和可靠性；

（2）采用的試驗方法、數(shù)據(jù)采集和處理方法都是成功的，在今后的風力機翼型動態(tài)試驗研究中有著重要的實際應用價值，具有一定的指導性作用，也對后期驗證新設計的風力機翼型有指導意義；

（3）驅(qū)動系統(tǒng)在迎角15°后因間隙在一定程度上影響測試結果，故驅(qū)動系統(tǒng)還有改進余地。

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