渦流發(fā)生器對不同弦長風(fēng)力機(jī)翼型氣動性能的影響

龔玉祥，周曉亮，程明哲

(浙江運(yùn)達(dá)風(fēng)電股份有限公司，風(fēng)力發(fā)電系統(tǒng)國家重點實驗室，浙江 杭州 310012)

風(fēng)力機(jī)葉片的大型化趨勢使得葉片長度越來越長，為了保證葉片根部的強(qiáng)度，葉片的結(jié)構(gòu)設(shè)計上大多選用大厚度的翼型，這就導(dǎo)致了在大攻角下，大厚度的翼型更加容易發(fā)生氣動分離現(xiàn)象，導(dǎo)致葉片吸收風(fēng)能的能力降低，從而降低了風(fēng)輪效率[1]；因此，控制流動分離和減小葉片阻力成為風(fēng)力機(jī)氣動研究領(lǐng)域的熱門問題之一。

1947年，美國聯(lián)合飛機(jī)公司的Bmynes和Taylor首次提出了將渦流發(fā)生器(VGs)應(yīng)用于推遲飛機(jī)機(jī)翼的邊界層分離[2]。VGs 安裝在葉片上表面邊界層內(nèi)，并與當(dāng)?shù)貋砹鞅３忠欢ǖ膫?cè)向夾角。VGs產(chǎn)生的尾渦擾動分離區(qū)內(nèi)的氣流，使邊界層上部高能氣流與近壁低能氣流混合，增加近壁流體的動量和能量，延緩分離，同時VGs 技術(shù)安裝工藝簡單，經(jīng)濟(jì)性高；因此，被應(yīng)用于大型風(fēng)力機(jī)上[3-4]。Lin通過風(fēng)洞試驗和數(shù)值模擬，得到了渦流發(fā)生器安裝位置應(yīng)該離分離點較近的結(jié)論[5]。Johansen等在數(shù)值計算中將渦流發(fā)生器兩側(cè)的邊界層條件設(shè)為對稱邊界及周期性邊界，研究了VGs 對風(fēng)力機(jī)葉片氣動性能的影響規(guī)律[6]。張磊等采用CFD方法分析了VGs對風(fēng)力機(jī)專用翼型DU 91-W2-250氣動性能的影響規(guī)律，對比了14°攻角下光滑翼型和VGs 翼型的流動特性，揭示了VGs對翼型的流動控制機(jī)制[7]。趙振宙等考慮了轉(zhuǎn)捩效應(yīng)的影響，采用SST全湍流模型和Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型對翼型DU 91-W2-250進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究結(jié)果表明轉(zhuǎn)捩模型計算結(jié)果較試驗值更加吻合[8-9]。

在翼型上安裝渦流發(fā)生器的研究中使用的翼型弦長大都為0.6 m，而實際風(fēng)力機(jī)葉片的厚翼型截面對應(yīng)的弦長可達(dá)4 m[10]；因此，本文在不改變渦流發(fā)生器尺寸和安裝位置的情況下，研究了弦長變化對翼型氣動特性的影響規(guī)律。

1 計算模型

1.1 幾何模型和網(wǎng)格劃分

翼型選用DU系列風(fēng)力機(jī)專用翼型DU97-W2-300為研究對象，此翼型試驗?zāi)Ｐ拖议L為0.6 m，裝有VGs的試驗數(shù)據(jù)由荷蘭Delft大學(xué)通過風(fēng)洞實驗得到[11]，可驗證數(shù)值計算方法的可靠性，模型如圖1所示。

圖1 幾何模型

計算段翼型的展向長度與試驗?zāi)Ｐ捅３忠恢?，長度為0.175 m，計算弦長分別為0.6 、1和1.5 m，在翼型弦長20%處共安裝5組VGs，具體幾何尺寸如圖2所示。VGs的形狀為三角形，其弦向有效長度為17 mm，高度5 mm，攻角為16.4°，每組內(nèi)的兩個三角形葉尖距離為10 mm，相鄰的兩組VGs的排列周期為35 mm。

采用ANSYS ICEM劃分結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，對VGs處進(jìn)行網(wǎng)格加密處理，第1層網(wǎng)格高度為0.01 mm，網(wǎng)格增長率為1.1，保證y+≤1.5，網(wǎng)格如圖3所示。

圖2 渦流發(fā)生器尺寸參數(shù)

圖3 網(wǎng)格劃分

1.2 數(shù)值模擬方法

3種不同弦長的翼型計算雷諾數(shù)相同，計算雷諾數(shù)為Re=2.0×106，攻角范圍為0°到20°，所采用的數(shù)值計算方法與文獻(xiàn)[8]相同，即使用轉(zhuǎn)捩模型進(jìn)行數(shù)值模擬計算，定義三維翼型兩側(cè)的斷面為周期性邊界條件。

2 計算結(jié)果分析

2.1 模型驗證

圖4為轉(zhuǎn)捩模型計算的升力系數(shù)曲線與試驗數(shù)據(jù)的對比圖。從試驗數(shù)據(jù)可以看出，VGs使翼型失速現(xiàn)象明顯延遲，從無VGs翼型的臨界攻角12.37°延遲到有VGs 翼型的16.51°，將最大升力系數(shù)由1.55提升到了1.97。從計算結(jié)果可以看出，轉(zhuǎn)捩模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好。在攻角范圍為0°≤α≤18°時，轉(zhuǎn)捩模型計算誤差僅為5.28%，在α>18°時轉(zhuǎn)捩模型計算誤差僅為6.51%。由此可見，轉(zhuǎn)捩模型對于渦流發(fā)生器的數(shù)值計算精度高，其模擬結(jié)果能真實地反映VGs翼型的氣動特性。

圖4 升力系數(shù)曲線

2.2 VGs對流場和表面壓力分布的影響

從升力系數(shù)的變化趨勢可以看出，α=18°位于VGs翼型的升力系數(shù)曲線的臨界攻角附近，此時翼型表面可能會出現(xiàn)氣流分離現(xiàn)象，截取如圖5所示的位置1和位置2對應(yīng)的截面，截面1為每組VGs的中心線，截面2為相鄰2組VGs的中心線。

圖5 位置1和位置2

圖6為截面1和截面2的流線圖。從兩個截面的流線圖可以發(fā)現(xiàn)兩個截面的流場是不同的，截面1尾緣處未出現(xiàn)明顯分離區(qū)域，截面2尾緣處出現(xiàn)明顯的分離區(qū)域，這表明翼型段上VGs的下游氣流在沿展向分布上是不均勻的。

圖7為截面1和截面2與翼型交線的壓力分布圖。可以看出兩個截面的壓力分布只在安裝VGs附近是不同的，交線1上壓力分布出現(xiàn)負(fù)壓峰值，而交線2上出現(xiàn)負(fù)壓谷值。流線圖和壓力分布揭示了流動產(chǎn)生渦流的根本原因，對于單個渦流發(fā)生器而言，當(dāng)氣流經(jīng)過時，其兩側(cè)變成了壓力面和吸力面，造成兩側(cè)壓力的不平衡，形成高能量的渦流，注入到近壁低能量氣流后，增加了近壁流體的動量和能量，從而抑制邊界層的分離，推遲翼型失速。

圖6 攻角為18°下不同截面的流線圖

圖7 攻角為18°下不同截面壓力分布圖

2.3 翼型弦長變化對流場的影響

圖8為安裝相同VGs，翼型不同弦長的升力系數(shù)變化規(guī)律圖?？梢钥闯?，安裝了相同的渦流發(fā)生器，3種不同弦長翼型的升力系數(shù)較光滑翼型均得到了提升，對翼型弦長為0.6 m的升力系數(shù)的提升最為有效。在攻角范圍為0°≤α≤14°時，3種不同弦長翼型的升阻力系數(shù)變化趨勢基本相同，在α>14°時，相同攻角下，隨著翼型弦長增大，翼型升力系數(shù)減小。當(dāng)攻角為16°時，弦長1 m的翼型升力系數(shù)較0.6 m時減小了4.35%，弦長1.5 m的翼型升力系數(shù)較0.6 m時減小了10.82%。

圖8 弦長對升力系數(shù)的影響

基于以上分析，截取得到3種弦長下攻角分別為14°、16°和18°時截面2的流線圖，如圖9所示?？梢钥闯觯寒?dāng)攻角為14°時，3種弦長的翼型尾緣處均未有明顯的分離區(qū)域；當(dāng)攻角為16°和18°時，隨著翼型弦長的增大，翼型尾緣的分離區(qū)域均逐漸變大。這是因為在雷諾數(shù)相同的情況下，翼型弦長的增大意味著來流速度的減小，當(dāng)流體沿著翼型表面流動并掠過VGs時，形成的渦流的動量和能量減小，與近壁低能流體混合后的流體能量將會減小， 同時混合后的流體所經(jīng)過的距離增大，這就導(dǎo)致了翼型尾緣分離區(qū)域的增大?；诖?，預(yù)測當(dāng)翼型的弦長增大到4 m時，安裝本文中的渦流發(fā)生器于弦長20%處，其性能將進(jìn)一步降低甚至可能失去推遲翼型失速的作用；因此，在設(shè)計適合于風(fēng)場中運(yùn)行的風(fēng)力機(jī)葉片的渦流發(fā)生器時，應(yīng)當(dāng)考慮葉片截面的實際弦長。

(a)α=14°

(b) α=16°

(c) α=18°

3 結(jié)論

1) 轉(zhuǎn)捩模型計算的升力系數(shù)與試驗值吻合良好，計算精度高，可以準(zhǔn)確地反映VGs翼型的氣動特性。VGs翼型下游流動的不均勻性形成的渦流使得近壁流體的能量增強(qiáng)，從而抑制邊界層的分離，推遲失速。

2)在攻角范圍為0°≤α≤14°時，3種不同弦長翼型的升阻力系數(shù)變化趨勢基本一致；在攻角大于14°時，相同攻角和雷諾數(shù)時，翼型弦長增大，升力系數(shù)減小，翼型的尾緣分離區(qū)域增大。本文的研究結(jié)果為設(shè)計適合于實際風(fēng)場中的風(fēng)力機(jī)葉片的渦流發(fā)生器提供了指導(dǎo)。