柔性襟翼對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響

郝文星，　葉　舟,2，　丁勤衛(wèi)，　李　春,2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093；2. 上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093)

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柔性襟翼對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響

郝文星1，葉舟1,2，丁勤衛(wèi)1，李春1,2

(1. 上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093；2. 上海市動(dòng)力工程多相流動(dòng)與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093)

摘要：通過(guò)對(duì)柔性尾緣襟翼(DTEF)參數(shù)化建模，實(shí)現(xiàn)了對(duì)尾緣襟翼柔性變形與控制.采用數(shù)值模擬方法研究DTEF對(duì)翼型整體靜態(tài)與動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能的影響及流動(dòng)機(jī)理.結(jié)果表明：DTEF位于不同擺角時(shí)，翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)均有不同程度的明顯改變，隨著攻角的增大，襟翼改變翼型氣動(dòng)性能的能力降低，對(duì)襟翼附近的流動(dòng)影響亦減弱；DTEF動(dòng)態(tài)運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，翼型升力系數(shù)滯后于擺角的變化，DTEF改變升力系數(shù)的能力降低，翼型阻力系數(shù)超前于擺角的變化，DTEF改變阻力系數(shù)的能力增加，此動(dòng)態(tài)效應(yīng)隨擺動(dòng)周期減小而增強(qiáng)，并在翼型表面壓力系數(shù)與尾跡渦量上有一定體現(xiàn).

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī)翼型； 氣動(dòng)性能； 柔性襟翼； 計(jì)算流體力學(xué)

為了更大程度地獲取風(fēng)能，降低單位風(fēng)電成本，風(fēng)力機(jī)單機(jī)容量及葉片尺寸不斷增長(zhǎng)，截止至2014年，已研制出的風(fēng)力機(jī)最大單機(jī)容量為10 MW，風(fēng)輪直徑達(dá)190 m，最大葉片尺寸達(dá)到85 m[1].葉片尺寸的增大使得葉片極限載荷和疲勞載荷增大，且使沿葉片展向載荷分布不均勻性增強(qiáng)[2].尾緣襟翼能夠改變翼型的氣動(dòng)性能，在風(fēng)力機(jī)運(yùn)行過(guò)程中，通過(guò)控制其運(yùn)動(dòng)與幾何特性實(shí)現(xiàn)對(duì)葉片的載荷控制，且能夠克服現(xiàn)有變槳技術(shù)的大慣性以及不能有效控制局部載荷波動(dòng)上的不足[3].

美國(guó)Sandia國(guó)家實(shí)驗(yàn)室、荷蘭Delft理工大學(xué)和丹麥Ris? DTU等幾個(gè)國(guó)外著名實(shí)驗(yàn)室較早地開(kāi)展了風(fēng)力機(jī)葉片尾緣襟翼的研究，初步結(jié)果表明尾緣襟翼具有較好的降載效果[4-5].Troldborg[6]以具有可變參數(shù)的尾緣襟翼Ris?-B1-18翼型為研究對(duì)象，基于數(shù)值模擬重點(diǎn)對(duì)尾翼形狀和尺寸進(jìn)行了優(yōu)化，得出長(zhǎng)度0.05c～0.1c(c為翼型弦長(zhǎng))的尾緣襟翼為較優(yōu)設(shè)計(jì)方案.Lackner等[7]采用GH_BLADED對(duì)比分析了美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室(NREL)5 MW風(fēng)力機(jī)葉片分別采用獨(dú)立變槳和尾緣襟翼后對(duì)疲勞載荷的影響，指出尾緣襟翼可有效降低葉片疲勞載荷.Andersen[8]采用HAWC2模擬動(dòng)態(tài)失速模型和近尾流模型，驗(yàn)證了尾緣襟翼減少疲勞載荷的能力.Lackner等[9]對(duì)尾緣襟翼非定常特性進(jìn)行了研究，并選取折合頻率作為評(píng)價(jià)參數(shù)，如式(1)所示.

(1)

式中：l為特征長(zhǎng)度；f為擾動(dòng)頻率；U為特征速度.以翼型弦長(zhǎng)c為特征長(zhǎng)度，流體流速為特征速度，主要擾動(dòng)為襟翼運(yùn)動(dòng)，可較好地表征襟翼擺動(dòng)頻率.余畏等[10]自主開(kāi)發(fā)了基于尾緣襟翼整機(jī)氣動(dòng)伺服彈性仿真平臺(tái)，驗(yàn)證了湍流風(fēng)況下襟翼減小葉片疲勞載荷的有效性.葉舟等[11]以襟翼擺角為控制變量，研究了尾緣襟翼對(duì)翼型升阻特性的控制效果以及其對(duì)翼型周?chē)鲌?chǎng)特性的影響.李傳峰等[12]采用計(jì)算流體力學(xué)方法研究了尾緣襟翼偏轉(zhuǎn)角頻率對(duì)翼型氣動(dòng)參數(shù)及動(dòng)態(tài)特性的影響，指出襟翼偏轉(zhuǎn)達(dá)到一定角頻率時(shí)流場(chǎng)具有明顯的動(dòng)態(tài)特性.

以上研究主要關(guān)注的是尾緣襟翼氣動(dòng)特性、控制策略和實(shí)現(xiàn)方式等方面，更多地考慮流動(dòng)的宏觀參數(shù)，較少考慮襟翼在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)過(guò)程中對(duì)氣動(dòng)性能的不同影響及其影響機(jī)理.

筆者以NREL S809翼型[13]為基礎(chǔ)翼型，通過(guò)控制襟翼參數(shù)實(shí)現(xiàn)襟翼幾何變形與運(yùn)動(dòng)，利用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法研究襟翼變形對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，進(jìn)而分析其影響機(jī)理，并對(duì)襟翼運(yùn)動(dòng)時(shí)的氣動(dòng)及流場(chǎng)動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行分析.

1計(jì)算模型

1.1尾緣襟翼模型

圖1給出了以S809為基礎(chǔ)翼型的尾緣襟翼變形示意圖.其中，H為變形鉸點(diǎn)，坐標(biāo)為(x0,y0)；θ為襟翼頂端相對(duì)基礎(chǔ)位置擺動(dòng)角度(定義逆時(shí)針為正).柔性尾緣襟翼型線變化規(guī)律如式(2)所示，通過(guò)對(duì)襟翼表面節(jié)點(diǎn)控制實(shí)現(xiàn)襟翼變形，θ′為型線各節(jié)點(diǎn)繞鉸點(diǎn)H的偏轉(zhuǎn)角度.函數(shù)f(x,q,x0)通過(guò)控制節(jié)點(diǎn)偏轉(zhuǎn)角度隨節(jié)點(diǎn)橫坐標(biāo)x的變化來(lái)控制襟翼擺動(dòng)時(shí)的形狀，為保證襟翼變形的連續(xù)性，f(x,q,x0)滿(mǎn)足式(3).采取函數(shù)形式f(x,q,x0)=(x-x0)q，參數(shù)q用以調(diào)節(jié)襟翼型線的曲率變化.函數(shù)R(t)為襟翼擺動(dòng)的時(shí)間函數(shù)，用于描述襟翼的位置隨時(shí)間的變化.

影響尾緣襟翼型線的參數(shù)主要包括鉸點(diǎn)位置(襟翼長(zhǎng)度)、偏轉(zhuǎn)角度和形狀函數(shù)，襟翼擺動(dòng)規(guī)律主要受時(shí)間函數(shù)影響，襟翼變形與控制模擬通過(guò)CFD軟件二次開(kāi)發(fā)端口實(shí)現(xiàn).筆者主要討論襟翼擺動(dòng)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，參考Troldborg[6]的研究結(jié)果，定義襟翼長(zhǎng)度為0.1c，最大偏轉(zhuǎn)角θ為10°，形狀參數(shù)q為1，此時(shí)襟翼外形過(guò)渡性較好，襟翼以正弦規(guī)律擺動(dòng)，如式(4)所示.

圖1　尾緣襟翼變形示意圖

(2)

(3)

(4)

1.2計(jì)算域劃分及網(wǎng)格

翼型計(jì)算域拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)及襟翼周?chē)W(wǎng)格分布如圖2所示.計(jì)算域由上游來(lái)流區(qū)、動(dòng)態(tài)網(wǎng)格區(qū)和下游尾跡區(qū)3部分組成，其中上游來(lái)流區(qū)Z1為半徑10c的半圓形區(qū)域，下游尾流區(qū)Z3為邊長(zhǎng)20c×20c的正方形區(qū)域，動(dòng)態(tài)網(wǎng)格區(qū)Z2為半徑c的圓形區(qū)域.采用動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)[14]控制變形襟翼周?chē)W(wǎng)格重構(gòu).常用的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)包括以下3種：滑移網(wǎng)格技術(shù)、重構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)和變形動(dòng)網(wǎng)格技術(shù).根據(jù)襟翼的擺動(dòng)特點(diǎn)，采用重構(gòu)動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格變化.

上游來(lái)流區(qū)與下游尾流區(qū)采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，動(dòng)態(tài)網(wǎng)格區(qū)采用三角形非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格.因網(wǎng)格重構(gòu)過(guò)程中翼型周?chē)律傻木W(wǎng)格質(zhì)量會(huì)發(fā)生改變，為防止其影響計(jì)算精度，在翼型周?chē)采w邊界層網(wǎng)格.邊界層網(wǎng)格不參與網(wǎng)格重構(gòu)，采用與襟翼擺動(dòng)相同的運(yùn)動(dòng)規(guī)律控制其隨襟翼一起運(yùn)動(dòng).網(wǎng)格總數(shù)約為30 000，翼型表面布置264個(gè)節(jié)點(diǎn)，對(duì)翼型前緣進(jìn)行了加密處理，第一層網(wǎng)格中心距離壁面約為0.002c(30

(a)計(jì)算域(b)整體網(wǎng)格分布(c)翼型前緣網(wǎng)格分布(d)翼型尾緣網(wǎng)格分布

圖2翼型計(jì)算區(qū)域及其網(wǎng)格分布圖

Fig.2Calculation region and grid distribution of the airfoil

1.3湍流模型

采用湍流模型RNGk-ε模型進(jìn)行數(shù)值求解，RNGk-ε模型將壁面流動(dòng)假設(shè)為充分發(fā)展湍流，主要用于求解處于湍流核心區(qū)的流動(dòng)，故將翼型表面網(wǎng)格放置于湍流核心區(qū)，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)近似黏性底層與過(guò)渡層[16].流域入口邊界類(lèi)型為速度入口，來(lái)流雷諾數(shù)Re=2×106，出口條件設(shè)為壓力出口，壓強(qiáng)為環(huán)境壓強(qiáng)，翼型表面設(shè)為固壁無(wú)滑移條件.因來(lái)流風(fēng)速較小且不涉及傳熱等情況，將來(lái)流視為不可壓，對(duì)連續(xù)性方程和動(dòng)量方程進(jìn)行求解，采用基于壓力求解器，壓力-速度耦合采用Simple算法.動(dòng)態(tài)模擬無(wú)量綱時(shí)間步Δt*經(jīng)無(wú)關(guān)性驗(yàn)證后設(shè)置為2.5×10-4，無(wú)量綱時(shí)間步的計(jì)算如式(5)所示.

(5)

式中：Δt為實(shí)際時(shí)間步；cf為襟翼長(zhǎng)度；T為襟翼擺動(dòng)周期.

2可行性驗(yàn)證

翼型主要?dú)鈩?dòng)性能參數(shù)包括翼型升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD以及升阻比K等，如式(6)所示.

(6)

式中：FL為與來(lái)流方向垂直的力，即翼型的升力；FD為與來(lái)流方向平行的力，即翼型的阻力；ρ為空氣密度;W為相對(duì)翼型來(lái)流風(fēng)速.

為了驗(yàn)證上述模型對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能分析的可行性，選用S809翼型進(jìn)行二維氣動(dòng)性能計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)自TU-Delft的實(shí)驗(yàn)[12].攻角α的范圍為-3°≤α≤18°.對(duì)比結(jié)果如圖3所示.

從社會(huì)和國(guó)家層面來(lái)看，工匠精神是一種高層次的文化形態(tài)，是中國(guó)精神的重要內(nèi)容之一，是社會(huì)主義核心價(jià)值觀的生動(dòng)體現(xiàn)，是國(guó)家和社會(huì)構(gòu)建的價(jià)值觀念和發(fā)展理念，是中華傳統(tǒng)文化在國(guó)家戰(zhàn)略上的支撐和靈魂。作為一種優(yōu)秀的職業(yè)道德文化，它的傳承和發(fā)展契合了時(shí)代發(fā)展的需要，具有重要的時(shí)代價(jià)值和社會(huì)意義。通過(guò)工匠精神的傳承和發(fā)揚(yáng)，新時(shí)代中國(guó)改革建設(shè)發(fā)展取得輝煌成就，使中國(guó)走向了世界舞臺(tái)中央，為世界提供了中國(guó)智慧和中國(guó)方案。培育工匠精神既是實(shí)現(xiàn)中華民族偉大復(fù)興中國(guó)夢(mèng)的現(xiàn)實(shí)需要，也是高校附屬醫(yī)院黨建思想政治教育及其理論研究的一項(xiàng)重要內(nèi)容。

(a)氣動(dòng)性能參數(shù)

(b)α=5.13°時(shí)表面壓力系數(shù)

由圖3(a)可以看出：攻角為-3°～9°時(shí)，翼型主要位于附著流區(qū)[13]，升力系數(shù)的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值吻合較好，其最大偏差均不超過(guò)5%；攻角大于9°時(shí)，翼型靠近尾緣繞流開(kāi)始發(fā)生較大分離，因流動(dòng)情況較為復(fù)雜且存在動(dòng)態(tài)現(xiàn)象，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值存在一定誤差.阻力系數(shù)計(jì)算值在附著流區(qū)大于實(shí)驗(yàn)值，在失速區(qū)與實(shí)驗(yàn)值較為吻合.流體在翼型表面的流動(dòng)過(guò)程為由層流到湍流的轉(zhuǎn)捩過(guò)程[17]，上述模型將流動(dòng)假設(shè)為全湍流，因此產(chǎn)生的模擬誤差主要體現(xiàn)在附著流區(qū)阻力系數(shù)上.但因附著流區(qū)阻力系數(shù)值比較小，且整體模擬趨勢(shì)較為吻合，故可以采用全湍流模型模擬翼型氣動(dòng)性能.

圖3(b)給出了攻角為5.13°時(shí)翼型表面壓力系數(shù)模擬值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比.由圖3(b)可以看出，此計(jì)算模型可較好地模擬翼型表面壓力，各位置處表面壓力系數(shù)計(jì)算值以及變化走勢(shì)均與實(shí)驗(yàn)值較為吻合，對(duì)0.5c附近因上表面流體由層流向湍流轉(zhuǎn)捩而導(dǎo)致此處壓力升高這一現(xiàn)象也有較好的體現(xiàn).通過(guò)對(duì)比分析可知，此CFD計(jì)算模型對(duì)于風(fēng)力機(jī)翼型二維流動(dòng)具有較高的模擬精度，可較好地模擬翼型氣動(dòng)性能以及翼型流場(chǎng)流動(dòng)特點(diǎn).

3結(jié)果分析

3.1靜態(tài)氣動(dòng)性能

圖4給出了攻角為0°、5°和10°時(shí)S809翼型氣動(dòng)性能參數(shù)隨襟翼擺角位置的變化.由圖4(a)可以看出，在3種攻角下，襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)，升力系數(shù)相對(duì)原始翼型(擺角為0°時(shí))均有增大，并隨著襟翼擺角的增大而增大，最大增幅達(dá)到0.265；襟翼位于正角度位置時(shí)，情況反之，最大減幅約為0.287.攻角為0°和5°時(shí)，升力系數(shù)隨襟翼擺角的變化關(guān)系比較相似，整體成線性發(fā)展，攻角為10°時(shí)，由于此時(shí)翼型尾緣已經(jīng)發(fā)生繞流分離，襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)，升力系數(shù)的增幅較為平緩.

(a)升力系數(shù)

(b)阻力系數(shù)

(c)升阻比

由圖4(b)可以發(fā)現(xiàn)，襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)，阻力系數(shù)相對(duì)原始翼型增大，并隨襟翼擺角的增大而增大，增幅隨著攻角的增大而趨于明顯.襟翼位于正角度位置時(shí)，阻力系數(shù)在不同攻角下的變化情況略有不同：攻角為5°和10°時(shí)，阻力系數(shù)隨襟翼擺角增大而減小，且攻角為10°時(shí)較為明顯；攻角為0°時(shí)，阻力系數(shù)隨襟翼擺角增大而略有增大.升阻比變化情況如圖4(c)所示，攻角為0°時(shí)，襟翼擺角對(duì)翼型升阻比影響較大，隨著攻角增大，升阻比受襟翼擺角的影響減小.

為進(jìn)一步分析尾緣襟翼對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響機(jī)理，對(duì)上述3個(gè)攻角下襟翼擺角分別為-10°、0°和10° 3種情況下翼型表面壓力系數(shù)進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果如圖5所示.圖5(a)中，襟翼擺角為-10°時(shí)，受襟翼影響，翼型整體吸力面壓力系數(shù)較原始翼型減小，壓力面壓力系數(shù)較原始翼型增大，壓力系數(shù)曲線所圍面積增加是翼型升力系數(shù)增大的主要原因.襟翼擺角為10°時(shí)，情況與上述相反，由圖4(a)可知，此時(shí)翼型升力系數(shù)為負(fù)值，結(jié)合圖5(a)可以看出，此時(shí)翼型壓力面與吸力面相對(duì)原始翼型已發(fā)生整體的相互轉(zhuǎn)化.圖5(b)和圖5(c)的情況與圖5(a)類(lèi)似，均出現(xiàn)了相同規(guī)律的壓力變化，且當(dāng)襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)在靠近尾緣位置出現(xiàn)了部分壓力面和吸力面的相互轉(zhuǎn)化，并隨著攻角的增大，轉(zhuǎn)化區(qū)域減小.由以上分析可知，襟翼的擺動(dòng)位置對(duì)翼型各處表面壓力均有較大的影響，甚至導(dǎo)致壓力面和吸力面的相互轉(zhuǎn)化，最終導(dǎo)致翼型升、阻力有較大的變化.

為了較直觀地觀察不同攻角下尾緣襟翼附近流場(chǎng)狀態(tài)，分析尾緣襟翼對(duì)翼型流場(chǎng)特性的影響，圖6給出了翼型在攻角為5°和10°時(shí)襟翼附近流場(chǎng)流線圖，因攻角為0°時(shí)流線變化與攻角為5°時(shí)類(lèi)似，在此不予給出.攻角為5°狀態(tài)下，襟翼處于原始位置，與正角度位置均未發(fā)現(xiàn)分離現(xiàn)象，襟翼的主要作用是改變尾緣附近的流動(dòng)方向；襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)，尾緣上表面附近有輕微流體分離現(xiàn)象，由圖4可知，此處流體分離對(duì)于襟翼對(duì)翼型氣動(dòng)性能的調(diào)控能力影響不明顯.攻角為10°時(shí)，原始翼型尾緣上表面附近已經(jīng)能夠發(fā)現(xiàn)分離現(xiàn)象，并伴有較小漩渦；襟翼處于正角度位置時(shí)分離程度降低，但因襟翼向上彎曲導(dǎo)致尾緣上表面附近壓力增大，使來(lái)流逆壓梯度增大，進(jìn)而導(dǎo)致尾緣上表面出現(xiàn)明顯漩渦；襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)可觀察到尾緣上表面出現(xiàn)明顯分離現(xiàn)象，并伴有漩渦發(fā)生，從圖4可以看出，此處流體分離影響了襟翼對(duì)翼型氣動(dòng)性能的調(diào)控，使得襟翼位于負(fù)角度位置時(shí)翼型氣動(dòng)性能隨襟翼擺角的變化較為平緩.

(a)α=0°

(b)α=5°

(c)α=10°

(a)α=5°，θ=0°

(b)α=5°，θ=10°

(c)α=5°，θ=-10°

(d)α=10°，θ=0°

(e)α=10°，θ=10°

(f)α=10°，θ=-10°

3.2動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能

圖7(b)顯示的阻力系數(shù)的動(dòng)態(tài)變化亦為一條封閉“O”形曲線，且隨著折合頻率的增大，“O”形曲線開(kāi)頭增大，相同襟翼擺角下，襟翼由正角度位置向負(fù)角度位置擺動(dòng)時(shí)阻力系數(shù)大于襟翼向相反方向擺動(dòng)時(shí)的阻力系數(shù)，動(dòng)態(tài)阻力系數(shù)對(duì)襟翼擺角的響應(yīng)為超前響應(yīng)，與升力系數(shù)變化情況相反.“O”形曲線整體外形隨著擺動(dòng)頻率的增大，相對(duì)于靜態(tài)結(jié)果順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，CD最大值增大，最小值減小，動(dòng)態(tài)阻力系數(shù)CD整體變化幅度隨擺動(dòng)頻率增大而增大.

(a)升力系數(shù)隨襟翼擺角的變化

(b)阻力系數(shù)隨襟翼擺角的變化

Fig.7Dynamic changes of aerodynamic characteristics along with the angle of flap for different oscillation cycles

圖8給出了翼型在攻角為5°、襟翼擺角為0°時(shí)靜止?fàn)顟B(tài)與襟翼折合頻率k=0.027時(shí)表面壓力系數(shù)的對(duì)比.由圖8可以看出，襟翼處于上擺狀態(tài)時(shí)，翼型上表面壓力小于靜止?fàn)顟B(tài)下，下表面壓力大于靜止?fàn)顟B(tài)下，差距主要體現(xiàn)在翼型前半段，后半段差距不明顯.襟翼處于下擺狀態(tài)時(shí)，情況與上述相反.綜合以上分析可知，襟翼擺動(dòng)遲滯現(xiàn)象導(dǎo)致翼型表面壓力遲滯，這種遲滯主要體現(xiàn)在翼型前半段，表面壓力遲滯使升力系數(shù)發(fā)生遲滯.

圖9給出了翼型在攻角為5°、襟翼擺角為0°時(shí)靜止?fàn)顟B(tài)與襟翼折合頻率k=0.027時(shí)尾跡渦量圖.由圖9可以看出，襟翼運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)特性在尾跡渦量變化中亦有一定體現(xiàn).襟翼處于靜止?fàn)顟B(tài)時(shí)，翼型上表面的尾跡渦量略小于下表面.襟翼處于上擺狀態(tài)時(shí)，翼型上表面的尾跡渦量較靜止?fàn)顟B(tài)增大，下表面的尾跡渦量減小，致使升力系數(shù)增大.襟翼處于下擺狀態(tài)時(shí)，情況與上擺狀態(tài)相反，升力系數(shù)減小.尾跡渦量的大小在一定程度上反映了翼型升力的大小，襟翼運(yùn)動(dòng)時(shí)壓力場(chǎng)與渦量場(chǎng)均存在一定的遲滯效應(yīng)，體現(xiàn)在宏觀參數(shù)上為升、阻力的遲滯回環(huán).在襟翼實(shí)際應(yīng)用中，尤其是襟翼快速動(dòng)作時(shí)，動(dòng)態(tài)效應(yīng)不應(yīng)忽視.

圖8　α=5°時(shí)靜止與擺動(dòng)狀態(tài)下表面壓力系數(shù)的對(duì)比

(a)θ=0°， 靜止

(b)θ=0° ，上擺

(c)θ=0° ，下擺

圖9α=5°時(shí)靜止與擺動(dòng)狀態(tài)下尾跡渦量圖

Fig.9Vorticity magnitude in static and oscillating state forα=5°

4結(jié)論

(1)采用湍流模型RNGk-ε模型并采用壁面貼體運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對(duì)襟翼靜止與擺動(dòng)狀態(tài)下的氣動(dòng)性能模擬均具有一定的精度，可較好地模擬翼型流場(chǎng)氣動(dòng)特性.

(2)襟翼擺角位置對(duì)翼型升、阻力系數(shù)有較大影響，主要基于翼型表面壓力系數(shù)的變化，整體升阻比變化隨攻角增大受襟翼影響減小.

(3)襟翼運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下，翼型升力系數(shù)滯后于襟翼擺角，阻力系數(shù)超前于襟翼擺角，氣動(dòng)性能隨襟翼擺角變化的曲線近似為封閉“O”形曲線，并隨著擺動(dòng)周期的減小，曲線開(kāi)口增大；升力系數(shù)曲線整體隨擺動(dòng)周期減小逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，升力系數(shù)變化幅度減小，阻力系數(shù)曲線整體隨擺動(dòng)周期減小順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，阻力系數(shù)變化幅度減小.

(4)尾緣襟翼的運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致相同擺角位置翼型表面壓力系數(shù)與靜止?fàn)顟B(tài)下存在差別，且主要體現(xiàn)在翼型的前半段，此動(dòng)態(tài)特性在翼型尾跡渦量發(fā)展中也有一定體現(xiàn).

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Influence of Deformable Trailing Edge Flap on Aerodynamic Performance of the Wind Turbine Airfoil

HAOWenxing1,YEZhou1,2,DINGQinwei1,LIChun1,2

(1. School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology,Shanghai 200093, China; 2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering, Shanghai 200093, China)

Abstract：Parametric programming was adopted on the modeling of deformable trailing edge flap (DTEF) to realize its flexible deformation and control, based on which numerical simulations were conducted to analyze the effects of DTEF on aerodynamic performance of the wind turbine airfoil and to study its flow mechanism respectively under static and dynamic conditions. Results show that under static conditions, the angle of flap affects the lift coefficient and drag coefficient obviously; with the rise of attack angle, the ability of DTEF reduces in changing the aerodynamic performance of the airfoil, and its influence on neighboring flow field weakens accordingly. Swing DTEF makes the change of lift coefficient of airfoil lags the change of flap angle, with reduced ability of DTEF on the control of lift coefficient; whereas swing DTEF makes the change of drag coefficient leads the change of flap angle, with enhanced ability of DTEF on the control of drag coefficient; these unsteady effects of flap oscillation are enhanced with the decrease of the oscillation cycle, reflecting in the variation of surface pressure coefficient of airfoil and in the development of wake vortex.

Key words：wind turbine airfoil; aerodynamic performance; deformable trailing edge flap; CFD

收稿日期：2015-07-15

修訂日期：2015-08-26

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(E51176129)；上海市教育委員會(huì)科研創(chuàng)新基金資助項(xiàng)目(13YZ066)；上海市研究生創(chuàng)新基金資助項(xiàng)目(JWCXSL1402)

作者簡(jiǎn)介：郝文星(1991-)，男，河南商丘人，碩士研究生，主要從事風(fēng)力發(fā)電方面的研究.

文章編號(hào)：1674-7607(2016)06-0473-07中圖分類(lèi)號(hào)：TK83

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A學(xué)科分類(lèi)號(hào)：470.30

葉舟(通信作者)，男，副教授，博士，電話(Tel.)：13917515193；E-mail：wstar_usst@163.com.