小型水平軸風(fēng)力機(jī)葉片仿生設(shè)計(jì)

田為軍，王驥月，李 明，陳思遠(yuǎn)，劉方圓，叢 茜

（1.吉林大學(xué) 工程仿生教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長春130022；2.吉林大學(xué) 機(jī)械科學(xué)與工程學(xué)院，長春130022）

0 引 言

葉片作為風(fēng)力機(jī)的關(guān)鍵部件，由不同的翼型截面構(gòu)成，翼型氣動特性的好壞直接影響葉片的性能，是葉片設(shè)計(jì)的關(guān)鍵［1］。傳統(tǒng)風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)直接采用航空翼型，20 世紀(jì)90 年代，美國、丹麥、荷蘭等國家先后研究出風(fēng)力機(jī)專用翼型組NACA、Ris、FFA 等系列風(fēng)力機(jī)專用翼型，專用翼型的提出與設(shè)計(jì)改善了風(fēng)力機(jī)的運(yùn)行工況，提高了低風(fēng)速下的功率，改善了高風(fēng)速下的失速性能［2－4］。鳥類飛行時具有低阻力、高升力的特性，將海鷗、長耳鸮等典型鳥類的低阻力、高升力特性應(yīng)用到葉片設(shè)計(jì)上，對風(fēng)力機(jī)葉片進(jìn)行仿生設(shè)計(jì)是提高風(fēng)力機(jī)效率的有效方法［5－9］。

小型風(fēng)力機(jī)研究對于解決邊遠(yuǎn)地區(qū)人們的生活用電有著重要的作用，在我國新能源和可再生能源產(chǎn)業(yè)發(fā)展規(guī)劃中，小型風(fēng)力機(jī)到2015年要形成5 萬臺的年生產(chǎn)能力，市場擁有量累計(jì)裝機(jī)10.5萬千瓦［10］，因此小型風(fēng)力機(jī)研究具有極大的潛在市場和重要的現(xiàn)實(shí)意義。本文基于家燕翼型，對100 W 小型風(fēng)力機(jī)葉片進(jìn)行仿生設(shè)計(jì)，以獲得一種新的性能優(yōu)良的仿生風(fēng)力機(jī)葉片。

1 翼型選取及氣動性能計(jì)算

1.1 翼型提取

采用三維激光掃描儀（加拿大Creaform 公司）掃描家燕翅膀，提取家燕翅膀距翅根25%處的翼型作為“仿生翼型”。將標(biāo)準(zhǔn)100 W 水平軸風(fēng)力機(jī)葉片（深圳市綠電康科技有限公司）等間距截斷，并利用掃描儀進(jìn)行截斷面掃描，獲取截面翼型掃描圖，提取標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力機(jī)葉片翼型作為“標(biāo)準(zhǔn)翼型”。

1.2 計(jì)算方法

采用ICEM－CFD 軟件進(jìn)行網(wǎng)格劃分，用計(jì)算流體力學(xué)軟件Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬。計(jì)算域采用大尺度流場，計(jì)算模型選擇Spalart－Allmaras模型?？諝庖暈椴豢蓧嚎s流，計(jì)算域采用速度入口和壓力出口。模擬所用翼型取弦長c＝1m，計(jì)算域由半徑為12.5c的半圓區(qū)域和長20c、寬25c的矩形區(qū)域構(gòu)成。網(wǎng)格劃分采用C 型網(wǎng)格，翼型前緣、尾緣和壁面處進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，以提高計(jì)算精度。模擬計(jì)算的雷諾數(shù)Re取105。圖1 為二維模擬計(jì)算域及網(wǎng)格圖。

1.3 結(jié)果與分析

圖1 計(jì)算域及網(wǎng)格Fig.1 Calculated domain and grid of airfoil

圖2 翼型升力系數(shù)與升阻比曲線Fig.2 Curves of lift coefficients and lift－drag ratio of airfoils

標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型的氣動特性模擬計(jì)算結(jié)果如圖2所示，圖2（a）為標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型升力系數(shù)隨攻角變化的曲線，由圖2（a）可知，標(biāo)準(zhǔn)翼型與仿生翼型升力系數(shù)變化趨勢一致，均隨攻角的增大呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，在攻角為8°左右出現(xiàn)最大值。在0°～20°攻角變化范圍內(nèi)，仿生翼型升力系數(shù)均高于標(biāo)準(zhǔn)翼型。標(biāo)準(zhǔn)翼型最大升力系數(shù)CLmax為0.7845，仿生翼型最大升力系數(shù)為1.6671，仿生翼型最大升力系數(shù)是標(biāo)準(zhǔn)翼型的2.13倍。圖2（b）為標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型升阻比隨攻角變化的曲線，由圖2（b）可知，標(biāo)準(zhǔn)翼型與仿生翼型升阻比均隨攻角增大呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，在0°～20°攻角變化范圍內(nèi)，仿生翼型升阻比均高于標(biāo)準(zhǔn)翼型。標(biāo)準(zhǔn)翼型在攻角約為5°時，升阻比達(dá)到最大值，最大升阻比CL／CDmax為18.1776；仿生翼型在攻角約為3°時，升阻比達(dá)到最大值，最大升阻比為26.2426，仿生翼型最大升阻比是標(biāo)準(zhǔn)翼型的1.44倍。

圖3為翼型表面靜壓力圖，由圖可知，翼型上表面為負(fù)壓區(qū)，下表面為正壓區(qū)，有助于翼型獲得升力。

圖3 攻角為3°時翼型靜壓力云圖Fig.3 Static pressure nephogram of airfoils at angle of attack of 3°

圖4 為不同攻角下翼型表面靜壓力曲線，由圖可知，在不同攻角下，仿生翼型靜壓力曲線包圍面積均比標(biāo)準(zhǔn)翼型大，即上下表面壓力差均高于標(biāo)準(zhǔn)翼型，使仿生翼型在攻角范圍內(nèi)升力系數(shù)始終比標(biāo)準(zhǔn)翼型高。

圖5為攻角為5°、10°和15°時標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型流線圖。隨著攻角的增大，標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型上表面氣流發(fā)生分離，翼型尾緣發(fā)生分離現(xiàn)象，出現(xiàn)分離渦，并且分離渦逐漸向前移動。在攻角達(dá)到15°時，標(biāo)準(zhǔn)翼型上表面氣流自翼型前緣部分幾乎與翼型發(fā)生分離，分離渦范圍較大，而仿生翼型上表面有40%以上未與氣流發(fā)生分離，只在翼型中后部發(fā)生分離，說明仿生翼型失速特性優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)翼型，能更大程度地適應(yīng)小型風(fēng)力機(jī)復(fù)雜的運(yùn)行工況，有效延遲風(fēng)力機(jī)葉片失速。

圖4 翼型表面靜壓力曲線Fig.4 Static pressure curves of airfoils

圖5 翼型流線圖Fig.5 Streamlines of airfoils

2 葉片仿生設(shè)計(jì)及氣動性能分析

2.1 葉片仿生設(shè)計(jì)

仿生葉片設(shè)計(jì)根據(jù)Glauert設(shè)計(jì)理論，直接采用仿生翼型對100 W 標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力機(jī)葉片翼型進(jìn)行替換，所替換的仿生翼型弦長與標(biāo)準(zhǔn)翼型弦長保持一致。標(biāo)準(zhǔn)100 W 風(fēng)力機(jī)葉片長為550 mm，葉根部分為0～50mm，葉展部分為50～550 mm，將標(biāo)準(zhǔn)葉片葉展10 等分，測出每個截面翼型弦長c。為使翼型更加適應(yīng)風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)工況，避免大風(fēng)速下風(fēng)力機(jī)葉片失速，選擇升力系數(shù)設(shè)計(jì)值為其最大升力系數(shù)的70%～80%。根據(jù)圖2中最大升力系數(shù)CLmax＝1.6671，升力系數(shù)設(shè)計(jì)值CL＝1.3337，最大升阻比時攻角為3°，由Glauert理論計(jì)算安裝角，完成葉片設(shè)計(jì)。

圖6為基于標(biāo)準(zhǔn)葉片，利用仿生翼型進(jìn)行仿生設(shè)計(jì)的風(fēng)力機(jī)葉片三維重構(gòu)圖。

圖6 風(fēng)力機(jī)仿生葉片重構(gòu)模型Fig.6 Reconstruction model of bionic blade

2.2 數(shù)值模擬方法

葉片數(shù)值模擬計(jì)算采用計(jì)算流體力學(xué)軟件Fluent，選取SST k－ω 模型，忽略發(fā)電機(jī)艙、塔架等對風(fēng)力機(jī)葉輪的影響，只對葉輪進(jìn)行三維流場數(shù)值模擬。計(jì)算域選用半徑為2R 的圓柱區(qū)域，如圖7所示，其中R 為葉輪半徑，速度進(jìn)口區(qū)域距離葉輪為R，壓力出口區(qū)域?yàn)?R。計(jì)算域流場采用速度入口、壓力出口，入口速度選擇額定風(fēng)速12m／s，出口壓力設(shè)置為正常外界大氣壓。圖8為計(jì)算網(wǎng)格圖。

圖7 計(jì)算區(qū)域及邊界條件Fig.7 Calculated domain and boundary conditions

圖8 計(jì)算網(wǎng)格圖Fig.8 Calculated grid

2.3 葉片氣動性能分析

圖9 風(fēng)力機(jī)葉片表面靜壓力分布圖Fig.9 Static pressure nephogram of wind turbine blades

圖9 為風(fēng)速在12m／s時標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力機(jī)葉片和仿生風(fēng)力機(jī)葉片表面靜壓力分布圖。由圖可知：風(fēng)力機(jī)葉片迎風(fēng)面主要為正壓力，風(fēng)力機(jī)葉片背風(fēng)面主要為負(fù)壓力，兩者產(chǎn)生壓力差，從而推動風(fēng)力機(jī)葉片旋轉(zhuǎn)。風(fēng)力機(jī)葉片旋轉(zhuǎn)時，壓力主要分布在葉片中上部，靠近翼型前緣為主要壓力區(qū)域。葉片中部至尖部是主要輸出功率部位，葉片根部主要是提供足夠的強(qiáng)度。標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力機(jī)葉片表面壓力主要分布在葉片中上部，靠近葉片翼型前緣部分，自葉片翼型前緣至尾緣，呈帶狀分布，壓力值逐漸減小，主要壓力區(qū)域壓力值為330Pa。風(fēng)輪中心壓力值較葉片尖部壓力值小，全部葉輪中心區(qū)域壓力值為137Pa。仿生葉片表面壓力主要分布在葉片中上部且靠近葉片翼型前緣，呈帶狀向翼型尾緣方向減小，主要壓力區(qū)域壓力值為330Pa，同時葉片壓力自葉片尖部至葉根部逐漸減小，與標(biāo)準(zhǔn)葉片相同。

圖10為風(fēng)速在12m／s時仿生葉片和標(biāo)準(zhǔn)葉片距葉根分別為0.4m、0.5m 處的翼型壓力圖。由圖可知，仿生葉片翼型上下表面壓力差均大于標(biāo)準(zhǔn)葉片，使得葉片的效率明顯提高。

圖10 葉片翼型壓力分布圖Fig.10 Pressure distributions of wind turbine blades

3 風(fēng)力機(jī)葉片效率實(shí)驗(yàn)

3.1 實(shí)驗(yàn)方法

采用木工雕刻機(jī)，對木質(zhì)材料進(jìn)行三維曲面雕刻，加工標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片和仿生風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片。圖11為所加工葉片。

圖11 加工的小型風(fēng)力機(jī)葉片F(xiàn)ig.11 Small wind turbine blades

針對100 W 小型水平軸風(fēng)力機(jī)葉片效率測試實(shí)驗(yàn)要求以及參數(shù)特性，搭建室內(nèi)小型水平軸風(fēng)力機(jī)測試平臺。測試系統(tǒng)主要由軸流風(fēng)機(jī)、風(fēng)速計(jì)、轉(zhuǎn)速計(jì)、變頻器、電子負(fù)載、整流堆等組成，軸流風(fēng)機(jī)提供風(fēng)源。實(shí)驗(yàn)在外界風(fēng)場大小方向均穩(wěn)定的情況下，測試不同風(fēng)速下標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)力機(jī)和仿生風(fēng)力機(jī)的轉(zhuǎn)速和功率。

3.2 結(jié)果與分析

圖12、圖13 分別為標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片功率和轉(zhuǎn)速隨風(fēng)速變化的曲線。標(biāo)準(zhǔn)葉片和仿生葉片在風(fēng)速為2m／s左右時，開始有輸出功率，并且隨著風(fēng)速的增加，功率增大，且在整個測試風(fēng)速范圍內(nèi)，同風(fēng)速下的仿生葉片輸出功率均高于標(biāo)準(zhǔn)葉片，平均提高25%。在啟動階段，仿生葉片轉(zhuǎn)速較標(biāo)準(zhǔn)葉片小。隨著風(fēng)速的增加，仿生葉片轉(zhuǎn)速曲線斜率增加，轉(zhuǎn)速逐漸與標(biāo)準(zhǔn)葉片轉(zhuǎn)速一致。仿生葉片能夠以較低的轉(zhuǎn)速輸出較高的功率，并且隨著風(fēng)速的增加，仿生葉片功率輸出提升更為明顯，具有較好的氣動性能。

圖12 功率隨風(fēng)速變化曲線Fig.12 Curves of power output

圖13 轉(zhuǎn)速隨風(fēng)速變化曲線Fig.13 Curves of rotation rate

4 結(jié) 論

（1）基于家燕翅膀的仿生翼型可以提高風(fēng)力機(jī)葉片翼型的升力系數(shù)和升阻比，翼型氣動性能有明顯改善。

（2）隨著攻角的增加，標(biāo)準(zhǔn)翼型和仿生翼型均會發(fā)生表面氣流分離，出現(xiàn)分離渦，但仿生翼型分離渦范圍小于標(biāo)準(zhǔn)翼型，具有較好的失速特性。

（3）風(fēng)力機(jī)葉片數(shù)值模擬和效率實(shí)驗(yàn)表明，仿生翼型所具有的優(yōu)良?xì)鈩犹匦詫τ谌~片性能提升具有重要的作用?；诜律硇驮O(shè)計(jì)的仿生葉片中上部翼型上下表面壓力差明顯高于標(biāo)準(zhǔn)葉片，大的壓力差可以提供大的升力，從而使得葉片效率顯著提高，該結(jié)果與風(fēng)力機(jī)效率試驗(yàn)結(jié)果較為吻合。

［1］Snel H.Review of aerodynamics for wind turbines［J］.Wind Energy，2003，6（3）：203－211.

［2］Tangler J L，Somers D M.NREL airfoil families for HAWTs［R］.Springfield：US Department of Commerce National Technical Information Service，1995.

［3］Fuglsang P，Bak C.Development of the Ris？wind turbine airfoils［J］.Wind Energy，2004，7（2）：145－162.

［4］Timmer W A，van Rooij R.Summary of the Delft University wind turbine dedicated airfoils［J］.Journal of Solar Energy Engineering，2003，125（4）：488－496.

［5］金敬福，馬毅，劉玉榮，等.長耳鸮翼型組的氣動特性分析［J］.吉林大學(xué)學(xué)報：工學(xué)版，2010，40（增刊1）：278－281.Jin Jing－fu，Ma Yi，Liu Yu－rong，et al.Aerodynamic analysis of the family of airfoil of owl［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2010，40（Sup.1）：278－281.

［6］叢茜，劉玉榮，馬毅，等.家燕翅展翼型的氣動特性［J］.吉林大學(xué)學(xué)報：工學(xué)版，2011，41（增刊2）：231－235.Cong Qian，Liu Yu－rong，Ma Yi，et al.Aerodynamics analysis of the airfoil when wings of swallow is gliding［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2011，41（Sup.2）：231－235.

［7］徐成宇，錢志輝，劉慶萍，等.基于長耳鸮翼前緣的仿生耦合翼型氣動性能［J］.吉林大學(xué)學(xué)報：工學(xué)版，2010，40（1）：108－112.Xu Cheng－yu，Qian Zhi－h(huán)ui，Liu Qing－ping，et al.Aerodynamic performance of bionic coupled foils based on leading edge of long－eared owl wing［J］.Journal of Jilin University（Engineering and Technology Edition），2010，40（1）：108－112.

［8］Hua Xin，Gu Rui，Jin Jing－fu，et al.Numerical simulation and aerodynamic performance comparison between seagull aerofoil and NACA 4412aerofoil under low－Reynolds［J］.Advances in Natural Science，2010，3（2）：244－250.

［9］Tian W J，Liu F Y，Cong Q，et al.Study on aerodynamic performance of the bionic airfoil based on the swallow＇s wing［J］.Journal of Mechanics in Medicine and Biology，2013，13（6）：1340022.

［10］顧樹華.2000－2015年新能源和可再生能源產(chǎn)業(yè)發(fā)展規(guī)劃［M］.北京：中國經(jīng)濟(jì)出版社，2001.