風(fēng)電機(jī)組葉片鈍尾緣翼型改型方式的研究

文 | 李磊，王旭玲

風(fēng)電機(jī)組葉片鈍尾緣翼型改型方式的研究

文 | 李磊，王旭玲

柔性葉片應(yīng)用于風(fēng)電越來(lái)越廣泛，葉片最大弦長(zhǎng)處的變形與載荷隨葉片長(zhǎng)度的增加也逐級(jí)增加，為了改善最大弦長(zhǎng)處葉片外形變化的特殊性，減小結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的難度，在該位置應(yīng)用厚尾緣翼型，成了一個(gè)性價(jià)比較高的選擇。它不僅能夠增加葉片的截面面積和慣性矩，而且在氣動(dòng)方面也凸顯了更多優(yōu)勢(shì)。一個(gè)設(shè)計(jì)優(yōu)秀的厚尾緣翼型，不僅能夠提高最大升力系數(shù)和升阻比，其良好的失速性能也讓長(zhǎng)時(shí)間處于失速區(qū)的最大弦長(zhǎng)位置得到良好的運(yùn)行，它可以降低氣流通過(guò)截面最厚點(diǎn)的逆壓力梯度，從而推遲或者避免氣流的分離，并能夠在后緣的后端形成一個(gè)由邊界層形成的自適應(yīng)尖后緣，使氣流一直附著在翼型表面，改善氣動(dòng)性能，從而后緣加厚的改型方式成為風(fēng)力發(fā)電機(jī)組翼型的發(fā)展趨勢(shì)。

該文針對(duì)荷蘭DELFT大學(xué)開(kāi)發(fā)的DU40翼型進(jìn)行一些改型的探索，后緣厚度增大為原始翼型的兩倍，以求獲得較好的氣動(dòng)性能和良好的結(jié)構(gòu)抗載能力。該文針對(duì)DU40翼型進(jìn)行了4種不同的改型，包括改變厚度分布曲線、剛性旋轉(zhuǎn)翼型的上下弧線、在翼型中弧線兩側(cè)對(duì)稱增加厚度和直接進(jìn)行尾緣的切割方式。在四種不同的改型過(guò)程中，計(jì)算了上百個(gè)不同的新翼型，并使用Xfoil軟件對(duì)該系列翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行計(jì)算，從中得到性能優(yōu)良并對(duì)結(jié)構(gòu)特性有較大幫助的翼型。該文針對(duì)不同改型方式進(jìn)行了對(duì)比，得出一個(gè)好的鈍尾緣翼型的改型方法，使用指數(shù)函數(shù)改型過(guò)程中對(duì)指數(shù)冪分別等于1、2、3、4、5的翼型性能進(jìn)行了計(jì)算，從而得到一個(gè)較好的冪的取值，減少在未來(lái)改型過(guò)程中的工作量。

使用Xfoil軟件的理論驗(yàn)證

Xfoil是一個(gè)為設(shè)計(jì)和分析亞音速飛機(jī)獨(dú)立翼型編寫(xiě)的互動(dòng)式程序。它對(duì)一種已經(jīng)存在的翼型進(jìn)行粘流或者無(wú)粘流分析，允許強(qiáng)制或者自由轉(zhuǎn)換、轉(zhuǎn)戾的氣泡分析、卡門(mén)壓縮性修正。它除了計(jì)算最大升力系數(shù)，還可對(duì)升力和阻力進(jìn)行預(yù)測(cè)。Xfoil對(duì)于鈍后緣的處理方法，可參考Drela發(fā)表的《對(duì)鈍后緣的完整邊界層公式》。

葉片最大弦長(zhǎng)處雷諾數(shù)約在2E6—6E6之間，對(duì)于大部分的運(yùn)行時(shí)間所處的雷諾數(shù)為4E6，所以該文選取雷諾數(shù)為4E6，通過(guò)對(duì)DU40翼型計(jì)算的升阻力系數(shù)與實(shí)際測(cè)試的升阻力系數(shù)進(jìn)行對(duì)比，其失速攻角預(yù)測(cè)較為準(zhǔn)確，失速之前，升阻系數(shù)最大誤差為±10%，其中，Xfoil對(duì)于升力系數(shù)的預(yù)估較高，對(duì)于阻力系數(shù)的預(yù)估較低。升阻比對(duì)葉片整體的氣動(dòng)效率有較大作用，所以將升阻比作為該文主要參考目標(biāo)，另外，其升力系數(shù)和阻力系數(shù)的大小對(duì)于氣動(dòng)載荷也有一定的影響。

改變厚度分布曲線

一、改變厚度曲線方式

改變厚度曲線方式是通過(guò)指數(shù)函數(shù)進(jìn)行吸力面和壓力面的翼型改良，這種改良方式能夠在較窄的翼型范圍內(nèi)光順地將原始翼型修改到所需翼型，并且可以對(duì)指數(shù)冪進(jìn)行人工選擇，從而得到多種新翼型。改變厚度分布曲線可用方程

其中：n＝1、2、3、4、5，b表示尾緣增加的厚度，C表示弦長(zhǎng)，xt表示厚度改變的起始位置，λ表示上翼面占改變厚度的百分比。針對(duì)改變厚度的分布曲線，xt分別為最大厚度（弦線30%位置）、弦線60%、弦線80%三個(gè)位置進(jìn)行改變后緣厚度為原來(lái)的兩倍，λ為10、8、2、0。我們采用上述方程進(jìn)行DU40翼型的改型，再計(jì)算其氣動(dòng)性能進(jìn)而從中選擇優(yōu)秀的新翼型。

二、計(jì)算結(jié)果的對(duì)比

經(jīng)過(guò)計(jì)算，得到如下結(jié)果，（1）當(dāng)λ＝0、2、8、10，xt＝0.3時(shí)，升阻比對(duì)于原翼型均有所增加，且當(dāng)n＝5時(shí)，升阻比較好，隨著n值的下降，升阻比曲線也開(kāi)始變緩，最大升阻比依次下降。（2）當(dāng)λ＝0、2，xt＝0.6、0.8，且n＝5時(shí)，升阻比較好，此時(shí)有最大升阻比，隨著n值的下降，升阻比曲線也開(kāi)始變緩，最大升阻比依次下降。（3）當(dāng)λ＝8、10時(shí)，xt＝0.6、0.8時(shí)，且當(dāng)n＝1時(shí)，升阻比較好，最大升阻比相差較小，在大攻角區(qū)域升阻比較高。

三、性能良好翼型的比較

經(jīng)過(guò)計(jì)算，選擇性能良好的三個(gè)新翼型和原始翼型的升阻比進(jìn)行比較，當(dāng)λ＝10時(shí)，翼型在高的攻角會(huì)產(chǎn)生較大升阻比，提高翼型性能，翼型修改在吸力面后緣方向可以使翼型失速性能也有較大的提高。從中選取三種修型且升阻比曲線優(yōu)秀的進(jìn)行比較，分別為xt＝0.3，n＝5；xt＝0.6，n=1；xt＝0.8，n＝1。從圖1看，當(dāng)葉片在弦線0.6*C的位置，進(jìn)行吸力面后緣直線增厚可以獲得最優(yōu)升阻比。最大升阻比有較大提高，在失速區(qū)域也可以產(chǎn)生較好的升阻特性。對(duì)于葉片功率的提高有積極的影響。

剛性旋轉(zhuǎn)上下翼型的兩條弧線

剛性旋轉(zhuǎn)翼型的兩條弧線，翼型的吸力面和壓力面的曲線分布都經(jīng)過(guò)改變，包括翼型最大厚度。從圖3看，翼型升阻比有較大的提高，在大攻角下也有較好的性能。翼型產(chǎn)生最大升阻比的攻角沒(méi)有改變。

圖1 當(dāng)λ=10，不同xt取值，幾個(gè)翼型的升阻比對(duì)比

圖2 當(dāng)λ=10，不同xt取值，幾個(gè)翼型的外形對(duì)比

圖3 旋轉(zhuǎn)前后翼型升阻比對(duì)比

圖4 旋轉(zhuǎn)前后翼型翼型變化情況

翼型中弧線兩側(cè)對(duì)稱增加厚度

其中：n＝1、2、3、4、5，b表示尾緣增加的厚度，C表示弦長(zhǎng)，xt表示厚度改變的起始位置。針對(duì)改變厚度的分布曲線，xt分別為最大厚度（弦線30%位置），弦線60%，弦線80%三個(gè)位置進(jìn)行改變后緣厚度為原來(lái)的2倍。我們采用上述方法進(jìn)行DU40翼型的改型，再計(jì)算其氣動(dòng)性能。

經(jīng)計(jì)算，當(dāng)xt＝0.3時(shí)，取n＝5；當(dāng)xt＝0.6時(shí)，取n＝1；當(dāng)xt＝0.8時(shí)，取n＝1，選取三個(gè)優(yōu)良翼型，從圖5看，當(dāng)xt＝0.6會(huì)得到較好的升阻比曲線。

直接進(jìn)行切割

在翼型的0.95*弦長(zhǎng)處進(jìn)行切割，此時(shí)后緣厚度為原來(lái)的兩倍，為了得到標(biāo)準(zhǔn)翼型，再對(duì)切割后的翼型按照比例進(jìn)行弦向方向的放大，這種修型較大的改變了最大厚度的位置，翼型的厚度分布和彎度分布，切割后翼型靠近后緣位置變化較大，葉片彎度變小，使該切面結(jié)構(gòu)力的分布更均勻。從圖7看，切割后的翼型升阻比較原始翼型下降較多，但曲線緩和，對(duì)于最大弦長(zhǎng)位置氣動(dòng)性能要求不高的葉片來(lái)說(shuō)也是可取的，切割后的翼型在大攻角區(qū)域相對(duì)原始翼型的升阻比曲線好。

圖5 不同xt，三種較好修型的升阻比對(duì)比

圖6 不同xt，三種較好修型的翼型對(duì)比

圖7 切割前后翼型升阻比的對(duì)比

圖8 切割前后翼型外形的對(duì)比

圖9 四種改型的升阻比比較

改型翼型的比較

通過(guò)計(jì)算，對(duì)中弧線對(duì)稱增加和改變厚度分布曲線兩種改型方式均選擇一種氣動(dòng)性能優(yōu)秀的翼型，然后對(duì)四種改型方式后的翼型進(jìn)行比較?？梢园l(fā)現(xiàn)對(duì)于翼型的改型方式，改變厚度分布曲線能夠得到較好的翼型分布，其中改變厚度分布曲線的時(shí)候，對(duì)于吸力面進(jìn)行后緣加厚，不改變壓力面的形狀可以得到較好的性能，當(dāng)n＝1時(shí)能夠取得較好的分布形態(tài)。

結(jié)論

（1）對(duì)于改變厚度分布曲線的修型，對(duì)翼型的吸力面進(jìn)行后緣增厚，不改變壓力面弧線的形狀，這樣能夠得到較好性能的翼型。當(dāng)xt＝0.6時(shí)，修型翼型氣動(dòng)性能最好。當(dāng)選取指數(shù)函數(shù)進(jìn)行修型時(shí)，n的取值是隨修型的起始位置改變的，一般的當(dāng)n＝5或者n＝1時(shí)，其修型翼型性能較好。

（2）對(duì)于剛性旋轉(zhuǎn)翼型的修型，能夠提高翼型的氣動(dòng)性能。

（3）對(duì)于中弧線兩側(cè)對(duì)稱增加厚度的修型，一般也能夠增加翼型的氣動(dòng)性能。當(dāng)xt＝0.6時(shí)，修型翼型氣動(dòng)性能最好。

（4）對(duì)于直接進(jìn)行切割的修型方法會(huì)減小修型后翼型的氣動(dòng)性能。這種修型對(duì)于翼型最大厚度位置、彎度分布、厚度分布都較大，這樣對(duì)于一個(gè)已經(jīng)成為優(yōu)秀的翼型的修型都處于不利的地位。

(作者單位 :中航惠騰風(fēng)電設(shè)備股份有限公司)