彎度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)噪聲特性的影響

孫振業(yè) 陳昕樂 劉宇新

摘要：指出了陸上風(fēng)電裝機(jī)向著低風(fēng)速區(qū)和分散式發(fā)展，風(fēng)力機(jī)距離居民區(qū)越來越近，風(fēng)力機(jī)的噪聲問題日趨嚴(yán)重，需要在風(fēng)力機(jī)的設(shè)計(jì)階段對(duì)氣動(dòng)噪聲進(jìn)行研究與控制。翼型是風(fēng)力機(jī)葉片的基本元素，是風(fēng)力機(jī)功率及噪聲性能的基石。彎度對(duì)翼型的氣動(dòng)性能有顯著影響，因而也必然影響氣動(dòng)噪聲源。選取NA-CA系列翼型作為研究對(duì)象，翼型的最大厚度及最大厚度的弦向位置、最大彎度的弦向位置相同，而最大彎度不同。采用經(jīng)典的翼型分析軟件XFOIL計(jì)算了上述翼型的升阻力系數(shù)、半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?jì)算氣動(dòng)噪聲源水平，以研究最大相對(duì)彎度對(duì)氣動(dòng)和噪聲性能的影響。結(jié)果表明：在小攻角范圍內(nèi)，翼型的升力系數(shù)、升阻比隨著最大相對(duì)彎度的增加而增加，大攻角時(shí)升阻比隨著最大彎度的增大而減小。翼型最大彎度增加會(huì)使得壓力面尾緣噪聲在低頻段內(nèi)減小;在整個(gè)頻率段內(nèi)，邊界層分離噪聲隨著最大彎度的增加向低頻區(qū)移動(dòng)。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī);氣動(dòng)噪聲;翼型;彎度

中圖分類號(hào)：TK89 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1674-9944（2019）22-0135-03

1 引言

風(fēng)能已經(jīng)成為我國(guó)及世界可再生能源的重要組成部分。我國(guó)風(fēng)能發(fā)展起步晚，但是發(fā)展迅速，中國(guó)已經(jīng)成為風(fēng)電大國(guó)。但是風(fēng)能領(lǐng)域的基礎(chǔ)科研起步晚、投入小，導(dǎo)致中國(guó)還不是風(fēng)電強(qiáng)國(guó)。快速的風(fēng)電發(fā)展及裝機(jī)，也產(chǎn)生一些附帶問題。隨著風(fēng)力機(jī)的廣泛運(yùn)用以及大型化，分散式裝機(jī)及風(fēng)電場(chǎng)距離居民區(qū)越來越近，風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)噪聲對(duì)附近的居民及生物產(chǎn)生了困擾。風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)及噪聲性能的基石是翼型[1]。進(jìn)行鈍尾緣改型和增大相對(duì)彎度是兩種提升翼型氣動(dòng)性能的有效措施。鈍尾緣改型在結(jié)構(gòu)上使葉片能承擔(dān)更大的壓力載荷，在氣動(dòng)特性方面提高了升力系數(shù)[2]。而適當(dāng)增大相對(duì)彎度同樣也可以提高翼型升力和風(fēng)能利用系數(shù)。對(duì)翼型進(jìn)行氣動(dòng)外形優(yōu)化，得到的高升阻比翼型往往具有較大的相對(duì)彎度。因而，提高風(fēng)力機(jī)性能的重要途徑是采用彎度較大的翼型[3]。同時(shí)相對(duì)彎度對(duì)風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)噪聲都也起著不可忽視的影響。風(fēng)力機(jī)的噪聲主要由兩部分構(gòu)成：機(jī)械噪聲和氣動(dòng)噪聲[4]。前者是由于機(jī)械設(shè)備的振動(dòng)等引起。后者是現(xiàn)代商用風(fēng)力機(jī)噪聲的主要部分，包含低頻噪聲、湍流入流噪聲、翼型自噪聲[4]。低頻噪聲是旋轉(zhuǎn)葉片與塔架或風(fēng)剪切相互作用產(chǎn)生，由于人耳對(duì)其不太敏感，所以在A加權(quán)噪聲頻譜圖上，此類噪聲對(duì)A加權(quán)聲功率級(jí)貢獻(xiàn)較少。湍流入流噪聲是葉片與入流湍流渦相互作用產(chǎn)生。翼型自噪聲主要包括：葉尖渦噪聲和尾緣鈍厚度導(dǎo)致渦脫落產(chǎn)生的噪聲等5種[5]。上述3種翼型氣動(dòng)噪聲中，翼型自噪聲通常占主導(dǎo)地位，而最大相對(duì)彎度對(duì)冀型氣動(dòng)性能的影響比較大，因此需要研究最大相對(duì)彎度對(duì)翼型噪聲的影響。關(guān)于風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲的研究主要通過實(shí)驗(yàn)及數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn)。朱衛(wèi)軍[6]將可壓縮NS方程分離成不可壓縮流動(dòng)方程和無粘聲學(xué)方程兩個(gè)部分，使得計(jì)算噪聲仿真計(jì)算效率得以提高。李仁年等[7]數(shù)值研究了彎度對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型原型氣動(dòng)特性的影響，結(jié)果顯示在一定范圍內(nèi)大彎度翼型有更高的升、阻力系數(shù)和升阻比。申振華等[8]通過壓力面的“渦輪化”改造增加了翼型彎度，并進(jìn)行了風(fēng)洞對(duì)比實(shí)驗(yàn)，研究表明翼型“渦輪化”可以顯著提高風(fēng)力機(jī)的風(fēng)能利用系數(shù)。

2 預(yù)測(cè)模型

美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室的Brooks，Pope和Marco-lini提出了BPM半經(jīng)驗(yàn)翼型噪聲預(yù)測(cè)模型，此模型是根據(jù)一組弦長(zhǎng)不同的NACA0012翼型的大量氣動(dòng)和聲學(xué)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)而得，給出了5種翼型自噪聲的半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。采用BPM模型可以快速地完成噪聲預(yù)測(cè)，比采用數(shù)值仿真或?qū)嶒?yàn)方法節(jié)省大量時(shí)間，可被用于翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)。BPM模型在附著或者小分離流動(dòng)狀態(tài)下的精度可以達(dá)到實(shí)際工程要求，被廣泛使用。但風(fēng)力機(jī)葉片上的翼型形狀、弦長(zhǎng)、入流狀態(tài)等與BPM模型建立時(shí)的實(shí)驗(yàn)狀態(tài)不同，因而采用BPM模型中同一種半經(jīng)驗(yàn)公式來模擬不同的翼型邊界層參數(shù)，會(huì)使降低對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型噪聲的仿真精度。因此，需要對(duì)經(jīng)典BPM模型進(jìn)行修正，使其適用于不同的翼型、不同的工況?；贐PM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，Lowson研究了模型中邊界層厚度參數(shù)的影響。Zhu等[9]基于翼型噪聲預(yù)測(cè)半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，引用葉素動(dòng)量理論，并采用了一種新的葉尖修正技術(shù)，從而提高了該模型的準(zhǔn)確性。模型對(duì)湍流邊界層尾緣噪聲、分離流噪聲、層流邊界層渦脫落噪聲、鈍尾緣噪聲、葉尖渦噪聲都進(jìn)行計(jì)算，詳細(xì)介紹可參考文獻(xiàn)[9，10]。

3 翼型最大相對(duì)彎度的影響

以NACA4數(shù)字系列翼型為研究對(duì)象，選取N A-CA1412，NACA2412，NACA3412，NACA4412四種不同翼型。翼型的最大相對(duì)厚度、最大厚度所在位置、最大彎度所在位置基本相同，最大相對(duì)彎度不同。翼型的氣動(dòng)性能采用XFOIL軟件計(jì)算，該軟件求解速度快，耦合性良好[19]。默認(rèn)雷諾數(shù)為，馬赫數(shù)為0.15，攻角在一5°～20°范圍內(nèi)。在計(jì)算翼型噪聲時(shí)，采用揚(yáng)州大學(xué)開發(fā)的風(fēng)力機(jī)翼型噪聲源仿真軟件。各參數(shù)均為默認(rèn)值：來流風(fēng)速80m/s，接收距離1m，接收角度90°，翼型展長(zhǎng)為1m，翼型弦長(zhǎng)C=1m，入流攻角5”，翼型表面光滑，鋸齒角度-2.5°，鋸齒的長(zhǎng)和寬分別為0.15m和0.25m，聲速為340m/s，粘性系數(shù)為0.000015Pa·S。

3.1 各其型氣動(dòng)性能對(duì)比

不同彎度翼型的外形對(duì)比如圖1所示。在自由轉(zhuǎn)捩工況下，計(jì)算攻角范圍為-5°～20°時(shí)各翼型的升力、阻力系數(shù)和升阻比，結(jié)果對(duì)比分別如圖2一圖4所示。由于人耳對(duì)不同頻率的敏感性不同，為了反映人耳實(shí)際感受到的聲音大小，引入了A加權(quán)法。A加權(quán)聲級(jí)的測(cè)量單位為dB。以下的聲壓級(jí)圖譜中都做了A加權(quán)算法。

由圖2可知，在-50°～20°攻角范圍內(nèi)，翼型的升力系數(shù)隨著最大相對(duì)彎度的增加而增加，且增加的趨勢(shì)基本相同。由圖3可知，攻角小于7°時(shí)，不同彎度的翼型在相同攻角下的阻力系數(shù)基本相同;攻角大于7°時(shí)，翼型的阻力系數(shù)隨著彎度的增加而增加。由圖4可知，攻角小于10°時(shí)，翼型的升阻比隨著彎度的增加而增加，趨勢(shì)較為明顯;當(dāng)攻角大于10°時(shí)，翼型的升阻比隨著攻角的增大而減小，且對(duì)于不同彎度的翼型，各升阻比相差不大。