渦流發(fā)生器對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能的影響

(中國石油大學(xué)(華東)機(jī)電工程學(xué)院，山東青島，266580)

按照風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)軸與地面的幾何關(guān)系，風(fēng)力發(fā)電機(jī)可分為垂直軸風(fēng)力機(jī)與水平軸風(fēng)力機(jī)。其中，水平軸風(fēng)力機(jī)技術(shù)相對(duì)成熟，應(yīng)用范圍廣；而垂直軸風(fēng)力機(jī)是一種新型風(fēng)力發(fā)電設(shè)備，具有無需對(duì)風(fēng)、易于安裝和維修、結(jié)構(gòu)簡單、成本較低等優(yōu)點(diǎn)[1]。但是，由于當(dāng)前垂直軸風(fēng)力機(jī)實(shí)際風(fēng)能利用率為33%~35%，遠(yuǎn)低于理論值64%[2]，其規(guī)模化和商業(yè)化發(fā)展受到了阻礙[3-4]。這是因?yàn)轱L(fēng)力機(jī)在旋轉(zhuǎn)過程中，葉片攻角實(shí)時(shí)變化，且當(dāng)葉片處于大攻角工況時(shí)，其表面氣流會(huì)發(fā)生流動(dòng)分離，導(dǎo)致翼型升力下降，從而降低了垂直軸風(fēng)力機(jī)的整體性能[5-7]。人們?cè)诟倪M(jìn)翼型、優(yōu)化風(fēng)力機(jī)結(jié)構(gòu)和控制局部流場(chǎng)[8-10]等方面進(jìn)行了很多研究。TAYLOR 等[11]提出渦流發(fā)生器(vortex generator，VG)的概念并成功應(yīng)用在飛機(jī)機(jī)翼上。VG 一般是指布置在葉片表面上的一系列小展弦比小翼，這些小翼與來流風(fēng)向有一定夾角，氣流流過小翼會(huì)產(chǎn)生翼尖渦，將邊界層外部動(dòng)能較高的流體帶入邊界層內(nèi)，達(dá)到延遲甚至消除邊界層分離的作用。目前，國內(nèi)外學(xué)者對(duì)VG 進(jìn)行了較多研究。TIMMER 等[12]對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型進(jìn)行了研究，結(jié)果表明加裝VG 可以增大翼型的失速攻角。YANG等[13]采用計(jì)算流體力學(xué)方法研究了VG對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性的影響，發(fā)現(xiàn)在大攻角下，VG可以起到推遲流動(dòng)分離的作用，增大翼型升力，減小翼型阻力。劉剛等[14]采用數(shù)值模擬方法，研究了VG的形狀、排列方式等參數(shù)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)性能的影響規(guī)律以及VG 參數(shù)的設(shè)計(jì)原則。上述關(guān)于VG 的研究均表明安裝VG 可以提升翼型的氣動(dòng)性能，然而，這些研究大都是集中在VG的機(jī)理分析上，在進(jìn)行VG 參數(shù)分析時(shí)，每個(gè)因素包含的水平數(shù)較少，難以達(dá)到最佳的控制效果，同時(shí)，垂直軸風(fēng)輪運(yùn)轉(zhuǎn)過程中，葉片在上風(fēng)區(qū)和下風(fēng)區(qū)2次掃掠來流風(fēng)，針對(duì)某些雷諾數(shù)下的特定翼型，VG參數(shù)設(shè)計(jì)不佳時(shí)可能會(huì)降低翼型的升力或增加翼型的阻力[15-16]。另外，目前所研究的VG 翼型主要是集中在水平軸風(fēng)力機(jī)和航空葉片上，有關(guān)垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型的研究較少。因此，本文作者針對(duì)加裝VG的NACA0012 翼型進(jìn)行三維流體力學(xué)仿真分析，研究渦流發(fā)生器的高度、安裝角度和安裝位置這3個(gè)設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

1 模型與網(wǎng)格

1.1 計(jì)算模型

本文研究所采用的翼型為對(duì)稱翼型NACA0012，翼型的相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 翼型相關(guān)參數(shù)Table1 Parameters of airfoil

選用的VG 為小型三角翼[12]，安裝在葉片的吸力側(cè)，安裝方式為反偏型安裝[17]，見圖1。圖1(a)中，VG高度h=6 mm，長度l=18 mm，安裝角度γ=15°，間距d=10 mm，排列間隔D=35 mm。圖1(b)所示為在安裝位置x=0.1c處加裝VG的三維翼型示意圖。

圖1 加裝VG三維翼型示意圖Fig.1 Diagrams of three-dimensional airfoil installed with VG

1.2 網(wǎng)格劃分

圖2 計(jì)算域示意圖Fig.2 Diagram of calculation domain

本文加裝VG的垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片的數(shù)值模擬采用三維計(jì)算模型，計(jì)算域劃分如圖2所示。圖2中，左邊半圓設(shè)置為速度入口邊界，右邊設(shè)置為壓力出口邊界，計(jì)算域前后面設(shè)置為周期性邊界，上下兩側(cè)設(shè)置為對(duì)稱邊界，葉片設(shè)置為無滑移壁面邊界條件。整個(gè)計(jì)算域長度為30 倍弦長，寬度為20 倍弦長。由于VG 的幾何形狀比較特殊，直接生成的網(wǎng)格質(zhì)量比較差，因此，采用分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的方法生成VG及其附近區(qū)域的網(wǎng)格，塊之間交界面處的邊界條件設(shè)置為INTERFACE邊界條件。同時(shí)，為了保證網(wǎng)格的質(zhì)量及拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的良好性，將VG的前段處理成具有一定高度的梯形平面。為了提高計(jì)算效率，避免重新生成模型以及因網(wǎng)格不同而引起數(shù)值模擬誤差，將VG處理為無厚度的平面，在數(shù)值計(jì)算時(shí)只需修改VG的邊界條件(壁面和內(nèi)部面)，即可得到加裝VG 的翼型以及光滑翼型的氣動(dòng)力[18]。

采用ANSYS ICEM 生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在VG處進(jìn)行加密處理，翼型表面第1 層網(wǎng)格高度為2×10-5m，網(wǎng)格增長率設(shè)置為1.1。整個(gè)模型計(jì)算域中包含300 萬個(gè)節(jié)點(diǎn)和310 萬個(gè)網(wǎng)格。圖3所示為翼型和VG附近網(wǎng)格示意圖。

1.3 網(wǎng)格獨(dú)立性與CFD仿真準(zhǔn)確性驗(yàn)證

為確定仿真模型網(wǎng)格數(shù)，減少計(jì)算步驟和提高網(wǎng)格精確度，在雷諾數(shù)Re=5×105、攻角α為14°和16°條件下，采用光滑翼型，即將VG 的邊界條件設(shè)置為內(nèi)部面，針對(duì)網(wǎng)格數(shù)對(duì)翼型升、阻力系數(shù)的影響進(jìn)行研究和對(duì)比，分析結(jié)果如表2所示。由表2可知：當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為3.1×106個(gè)，攻角α=14°時(shí)的葉片升力系數(shù)CL和攻角α=16°時(shí)的葉片阻力系數(shù)CD基本不再變化，且當(dāng)網(wǎng)格數(shù)約為3.1×106個(gè)時(shí)，攻角α=14°時(shí)的葉片阻力系數(shù)和攻角α=16°時(shí)的葉片升力系數(shù)也非常接近，這表明計(jì)算結(jié)果不會(huì)再隨著網(wǎng)格的加密而發(fā)生改變。因此，本文將網(wǎng)格數(shù)控制在3.1×106個(gè)左右。

圖3 翼型和VG附近網(wǎng)格示意圖Fig.3 Diagrams of grids near the airfoil and VG

表2 網(wǎng)格獨(dú)立性驗(yàn)證Table2 Grid independence verification

為驗(yàn)證CFD 仿真的準(zhǔn)確性，將本文采用的光滑翼型仿真結(jié)果與CRITZOS 等[19]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。研究顯示，SSTk-w模型相比其他湍流模型能更好地反映流場(chǎng)的特征[20]，得到的結(jié)果比較理想，因此，以下仿真均采用SSTk-w模型。圖4所示為光滑葉片升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD仿真值與實(shí)驗(yàn)值的對(duì)比圖。由圖4可以看出：仿真得到的CL和CD與CRITZOS 等[19]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果的變化趨勢(shì)一致，二者都在攻角α=12°時(shí)發(fā)生失速。此外，與實(shí)驗(yàn)值相比，仿真得到的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的誤差值也較小。

圖4 CL和CD仿真值和實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Fig.4 Comparison of simulated values and experimental values ofCLandCD

2 VG參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響

2.1 VG參數(shù)的正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)

VG產(chǎn)生的翼尖渦需要有足夠的強(qiáng)度才能使翼尖渦與附面層流動(dòng)有效混合，實(shí)現(xiàn)能量傳遞。影響翼尖渦強(qiáng)度的主要因素有VG安裝位置、安裝角度和高度等參數(shù)，而VG 長度等參數(shù)的影響較小[21]。由于影響因素較多、取值范圍廣，為得到最佳的VG設(shè)計(jì)參數(shù)，若進(jìn)行全面計(jì)算，所需工作量極大，且很難確定各因素對(duì)翼型性能的影響程度。因此，引入正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法，以部分試驗(yàn)代替全部試驗(yàn)進(jìn)行研究。正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)能通過級(jí)差分析判斷不同因素對(duì)參考指標(biāo)的影響，并初步獲得較優(yōu)的水平組[22]。將VG 高度h(mm)、安裝角度γ(°)和安裝位置x(c)分別作為正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)的A，B和C這3 個(gè)因素，考慮到當(dāng)VG 高度和安裝角度過大時(shí)，翼型的升力會(huì)降低、阻力會(huì)提高，導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)整體性能下降，效率變低[23]，所以，各因素對(duì)應(yīng)的水平值均取較小范圍進(jìn)行研究，而VG 長度l=18 mm、間距d=10 mm 和排列間隔D=35 mm 保持不變[24]。根據(jù)正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)法，本文選用4因素3水平L9(34)正交表[25]，如表3所示。

2.2 計(jì)算結(jié)果與分析

對(duì)于加裝VG 的翼型，當(dāng)攻角較小時(shí)，VG 不但不會(huì)減少翼型的阻力，反而會(huì)使阻力增加；但當(dāng)攻角增大時(shí)，VG能起到延遲流動(dòng)分離作用，即能延遲翼型失速的發(fā)生[26]。因此，為考察加裝VG對(duì)翼型氣動(dòng)性能的提升效果，選取和作為評(píng)價(jià)指標(biāo)參數(shù)，其中為攻角α≥12°時(shí)加裝VG 前后翼型升力系數(shù)差值的均值，為攻角α≥12°時(shí)加裝VG 前后翼型升阻比差值的均值。升阻比CL/CD是葉片翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)的比值，升阻比越大，代表翼型在同一攻角下的阻力系數(shù)遠(yuǎn)小于升力系數(shù)，翼型氣動(dòng)性能越好[27]。表4所示為正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)安排表及對(duì)應(yīng)的較大的對(duì)應(yīng)較優(yōu)的翼型氣動(dòng)性能。由表4可以看出：多數(shù)情況下加裝VG 的翼型的CL和CL/CD都有較大提高，但部分情況下由于安裝角度過大、安裝位置靠后使得作用效果不明顯。

表3 正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)因素及水平表Table3 Orthogonal test design factor and level

表4 正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)及指標(biāo)參考值Table4 Orthogonal test design and reference values of indicators

進(jìn)一步分析表4可以得到各評(píng)價(jià)指標(biāo)參數(shù)的平均值和級(jí)差結(jié)果，如表5所示。其中，均值1，均值2和均值3分別為在不同因素水平下的平均值；R1i和R2i(i=A，B，C)為極差。由表5可以看出：對(duì)于安裝位置的級(jí)差均遠(yuǎn)比其他2 項(xiàng)指標(biāo)的大，且滿足R1C>R1B>R1A，R2C>R2B>R2A，說明安裝位置對(duì)影響較大。

表5 各指標(biāo)平均值和級(jí)差Table5 Average and grade of each indicator

3 最佳VG設(shè)計(jì)參數(shù)確定

為進(jìn)一步確定VG在垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片表面上布置的最佳設(shè)計(jì)方案，本節(jié)將按照VG高度、安裝角度和安裝位置的順序，優(yōu)先確定對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能影響較小的VG參數(shù)，并按照參數(shù)影響情況對(duì)加裝VG的風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能進(jìn)行分析。

3.1 VG高度

根據(jù)正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)分析結(jié)果，VG高度對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)性能影響最小，因此，保持安裝角度為20°、固定安裝位置0.1c不變，選擇VG 高度h為5.0~7.0 mm，設(shè)計(jì)方案如表6所示。

對(duì)5種方案分別進(jìn)行三維流體力學(xué)仿真，整理得到不同h下翼型升力系數(shù)隨攻角的變化曲線，如圖5所示。由圖5可以看出：不同方案下翼型的升力系數(shù)曲線比較接近，h對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響較小；當(dāng)攻角α<10°時(shí)，隨著h增大，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)不斷降低，其中h為5.0 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)要比其他方案的略高；而當(dāng)α≥10°時(shí)，h為5.0 mm對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)比其他方案的小，當(dāng)攻角α>14°時(shí)，不同方案對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)間距開始變大，在同一攻角下，隨著h增大，對(duì)應(yīng)升力系數(shù)也不斷增加，其中h為7.0 mm 對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)要比其他方案的略高；當(dāng)攻角α>22°時(shí)，5 種方案對(duì)應(yīng)的翼型均發(fā)生失速現(xiàn)象。

表6 VG高度設(shè)計(jì)方案Table6 Scheme design of VG height

圖5 不同VG高度方案中各攻角所對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)Fig.5 Lift coefficients of attack angles in schemes with different VG heights

為合理地選擇最優(yōu)VG高度，還通過對(duì)比不同方案下各攻角所對(duì)應(yīng)的翼型升阻比來選擇最佳的設(shè)計(jì)方案。不同VG高度方案中的翼型升阻比如圖6所示。

圖6 不同VG高度方案中各攻角對(duì)應(yīng)的升阻比Fig.6 Lift-drag ratios of attack angles in schemes with different VG heights

由圖6可知：當(dāng)攻角α<8°，即風(fēng)力機(jī)工作在小攻角范圍時(shí)，在同一攻角下，隨著h從5.0 升高到7.0 mm，翼型的升阻比呈現(xiàn)下降趨勢(shì)，其中h為5 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)一直保持在最高水平；當(dāng)攻角α≥8°時(shí)，h為5 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)升力系數(shù)反而大幅下降；當(dāng)攻角α>14°時(shí)，隨著h的增大，同一攻角下升阻比呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢(shì)，其中h為6.5 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)的升阻比要比其他方案的略高。雖然h為7.0 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)在光滑翼型失速區(qū)(14°~22°攻角范圍)保持最高值，但是在攻角α=12°時(shí)，h為6.5 mm 時(shí)對(duì)應(yīng)的升阻比最高。因此，針對(duì)本文研究，h越高，越能提高翼型的升力系數(shù)，而隨著攻角的增大，h過高反而會(huì)降低翼型的升阻比。

表7所示為不同VG 高度下翼型對(duì)應(yīng)的各項(xiàng)性能評(píng)價(jià)指標(biāo)，包括光滑翼型失速區(qū)升力系數(shù)的均值、升阻比均值以及翼型升阻比高幅值區(qū)攻角范圍的差值Δα，其中高幅值區(qū)定義為80%(CL/CD)max的攻角范圍。由表7可知：當(dāng)h在5.0~7.0 mm范圍內(nèi)變化時(shí)，翼型的不斷保持上升趨勢(shì)，且在h為7.0 mm 時(shí)取得最大值；而和Δα則呈現(xiàn)出先增大后減小的趨勢(shì)，且均在h為6.5 mm時(shí)取得最大值。對(duì)比h為6.5 mm 和7.0 mm 時(shí)各項(xiàng)性能評(píng)價(jià)指標(biāo)，h=6.5 mm 時(shí)相比h=7 mm 時(shí)的降低了0.68%，但提高了4.9%，Δα提高了1.7%。因此，綜合考慮翼型的氣動(dòng)性能指標(biāo)，選擇h=6.5 mm作為VG最佳高度。

3.2 VG安裝角度

保持VG 高度為6.5 mm 和安裝位置為0.1c不變，選擇VG安裝角度γ在15°~25°范圍內(nèi)變化，設(shè)計(jì)方案如表8所示。

表7 不同VG高度下翼型各項(xiàng)評(píng)價(jià)指標(biāo)Table7 Various evaluation indexes of airfoil performance under different VG heights

表8 VG安裝角設(shè)計(jì)方案Table8 Scheme design of VG installation angle

通過三維流體力學(xué)仿真得到不同VG安裝角度γ下風(fēng)力機(jī)葉片的升力系數(shù)隨攻角的變化曲線，如圖7所示。由圖7可以看出：當(dāng)γ在15°~25°變化，攻角α<8°時(shí)，γ越小對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)越高，其中γ為15°時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)要比其他情況下的大；而當(dāng)攻角α≥8°時(shí)，γ為18°和20°時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)則較高。由圖7還可以看到：當(dāng)γ增大到25°時(shí)，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)整體小于其他方案下的升力系數(shù)。15°與22°安裝角度對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)曲線較為接近。5種安裝角度下的翼型都在攻角α>22°時(shí)發(fā)生失速。

不同VG 安裝角方案中翼型升阻比如圖8所示。由圖8可知：從整體來看，隨著安裝角度在15°~25°范圍內(nèi)變化，翼型最大升阻比逐漸下降。其中γ為22°和25°時(shí)對(duì)應(yīng)的升阻比一直處于較低水平；當(dāng)攻角α<10°時(shí)，在同一攻角下，翼型的升阻比隨著γ的增大而下降，其中，γ為15°時(shí)對(duì)應(yīng)的升阻比要比其他方案下的高，且在α=8°時(shí)得到最大升阻比；當(dāng)攻角α≥10°時(shí)，γ為15°時(shí)對(duì)應(yīng)的升阻比反而迅速下降；當(dāng)攻角α>14°時(shí)，γ為18°和20°時(shí)翼型取得了較高的升阻比。因此，過大和過小的γ均會(huì)降低翼型的升力系數(shù)和升阻比。

圖7 不同VG安裝角度方案中各攻角所對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)Fig.7 Lift coefficients of attack angle in schemes with different VG installation angles

圖8 不同VG安裝角方案中翼型升阻比Fig.8 Lift-drag ratios of attack angles in schenes with different VG installation angles

表9所示為不同方案下翼型對(duì)應(yīng)的各項(xiàng)性能評(píng)價(jià)指標(biāo)，包括光滑翼型失速區(qū)升力系數(shù)均值----CL、升阻比均值以及翼型升阻比高幅值區(qū)攻角范圍的差值Δα。由表9可知：當(dāng)γ在15°~25°范圍內(nèi)變化時(shí)，翼型，和Δα這3 項(xiàng)指標(biāo)均呈先增大后減小趨勢(shì)，其中在γ=20°時(shí)取得最大值，而和Δα在γ=18°時(shí)取得最大值；對(duì)比γ為18°和20°這2 種情況，γ=18°時(shí)相比γ=20°時(shí)的降低了0.6%，但提高了3.9%，Δα提高了0.8%。因此，綜合考慮翼型氣動(dòng)性能指標(biāo)，選擇γ=18°作為VG最佳安裝角度。

3.3 VG安裝位置

在已經(jīng)確定VG的最佳高度為6.5 mm、最佳安裝角度為18°的基礎(chǔ)上，針對(duì)VG不同安裝位置x進(jìn)行研究?？紤]到安裝位置太靠近葉片前緣會(huì)增加翼型邊界層的湍流度，使得翼型表面流場(chǎng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜度增加，且分塊和網(wǎng)格劃分比較困難，因此，x選在0.075c~0.150c之間變化。方案設(shè)計(jì)表如表10所示。

表9 不同VG安裝角度γ下翼型各項(xiàng)評(píng)價(jià)指標(biāo)Table9 Various evaluation indexes of airfoil performance under different VG installation angles

表10 VG安裝位置設(shè)計(jì)方案Table10 Scheme of installation location of VG

通過三維流體力學(xué)仿真得到不同安裝位置x下風(fēng)力機(jī)葉片的升力系數(shù)隨攻角的變化曲線，如圖9所示。由圖9可以看出：當(dāng)攻角α<18°時(shí)，隨著x從0.075c增長到0.150c，安裝位置越靠近翼型前緣，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)越低，其中，x=0.075c時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)最低，其他3種方案對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)比較接近；從延遲翼型臨界攻角效果來看，VG安裝位置越靠近翼型前緣，在增大臨界攻角方面越能起到較好效果。當(dāng)x=0.150c時(shí)，臨界攻角推遲到了18°；當(dāng)x=0.125c時(shí)，臨界攻角推遲到了20°，當(dāng)x=0.100c時(shí)臨界攻角推遲到了22°，而當(dāng)x=0.075c時(shí)，在攻角α=24°之內(nèi)翼型未發(fā)生失速。

圖9 不同VG安裝位置方案中各攻角所對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)Fig.9 Lift coefficients of attack angles in schemes with different VG installation locations

圖10 不同VG安裝位置方案中翼型升阻比Fig.10 Lift-drag ratios of attack angles in schemes with different VG installation locations

VG 不同安裝位置x下翼型升阻比隨攻角的變化如圖10所示。由圖10可知：在2°~18°攻角范圍內(nèi)，x越遠(yuǎn)離翼型前緣，對(duì)應(yīng)的升阻比曲線越高，其中，x=0.075c時(shí)翼型的升阻比比其他方案的小，這是由于VG的安裝位置靠近翼型前緣，產(chǎn)生的摩擦阻力較大，導(dǎo)致升阻比下降；當(dāng)x為0.100c左右時(shí)，其升阻比曲線比x=0.075c下的要高得多，當(dāng)攻角α>16°時(shí)，0.100c安裝位置對(duì)應(yīng)的升阻比曲線與0.125c和0.150c條件下的比較接近。當(dāng)攻角α>18°時(shí)，由于VG3.4 與VG3.3 方案中翼型相繼發(fā)生了失速，翼型升阻比曲線驟降。由此可見，VG的安裝位置應(yīng)布置在前緣附近，但太過靠前或者靠后都會(huì)產(chǎn)生不利的影響；靠近前緣固然在增大臨界攻角方面能起到較好效果，但會(huì)降低翼型的升力系數(shù)和升阻比；而遠(yuǎn)離前緣固然能提高翼型的升力系數(shù)和升阻比，但在增大臨界攻角方面效果較差。

由于0.075c安裝位置時(shí)的翼型升阻比明顯較低，而0.150c安裝位置時(shí)的翼型失速較早，因此，僅比較0.100c與0.125c這2種安裝位置下翼型對(duì)應(yīng)的指標(biāo)參數(shù)，包括光滑翼型失速區(qū)升力系數(shù)均值、升阻比均值以及翼型升阻比高幅值區(qū)攻角范圍的差值Δα，如表11所示，由表11可知：x=0.100c時(shí)相比x=0.125c時(shí)的Δα降低了2.5%，但提高了9.1%，提高了3.2%。因此，綜合考慮翼型的氣動(dòng)性能指標(biāo)，選擇x=0.100c作為VG的最佳安裝位置。

表11 不同VG安裝位置x下翼型各項(xiàng)評(píng)價(jià)指標(biāo)Table11 Various evaluation indexes of airfoil performance under different VG installation locations

4 加裝VG效果分析

4.1 加裝VG前后葉片氣動(dòng)性能對(duì)比

根據(jù)分析可知當(dāng)前工況下最佳的VG安裝設(shè)計(jì)方案，即VG 高度為6.5 mm、安裝角度為18°、安裝位置為0.100c。圖11所示為風(fēng)力機(jī)加裝VG前后葉片與光滑葉片的升力系數(shù)和升阻比對(duì)比。由圖11(a)可以看出：當(dāng)攻角α≥12°時(shí)，光滑翼型出現(xiàn)失速現(xiàn)象，升力驟降；加裝VG后，翼型發(fā)生失速時(shí)的攻角為22°，說明加裝VG 在增大臨界攻角方面起到了較好的效果。由圖11(b)可知：加裝VG 后翼型的最大升阻比并沒有提高，但在12°~22°攻角范圍內(nèi)極大地提高了翼型的升阻比。值得注意的是，當(dāng)垂直軸風(fēng)力機(jī)工作在小攻角范圍即攻角α＜11°時(shí)，加裝VG 反而會(huì)降低翼型的氣動(dòng)參數(shù)，這主要是由于VG的存在增加了對(duì)氣流的阻力。

為進(jìn)一步觀察加裝VG對(duì)翼型的影響，仿真得到20°攻角下翼型的渦量分布，如圖12所示。由圖12可知：光滑翼型失速后在后緣位置形成較大的渦，而加裝VG 后，氣流經(jīng)過VG 后產(chǎn)生的翼尖渦將邊界層外部動(dòng)能較高的流體帶入邊界層內(nèi)，從而增加了邊界層內(nèi)流體的動(dòng)能，使處于逆壓梯度中的邊界層流場(chǎng)獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在翼型表面而不致分離，達(dá)到延遲邊界層分離的效果，改善葉片的氣動(dòng)性能。

圖11 加裝VG前后翼型升力系數(shù)和升阻比對(duì)比Fig.11 Comparison of lift coefficient and lift-drag ratio of airfoil before and after VG installation

圖12 加裝VG前后葉片渦量分布圖Fig.12 Vortex distribution map of blade before and after VG installation

4.2 垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片加裝VG前后效果分析

對(duì)于垂直軸風(fēng)力機(jī)，基于雙制動(dòng)盤多流管理論，當(dāng)葉尖速比λ=2時(shí)，葉片攻角隨方位角呈類正弦變化規(guī)律[28]。由本文4.1 節(jié)可知，當(dāng)攻角α≥12°時(shí)，光滑翼型出現(xiàn)失速現(xiàn)象；而加裝VG 方案后，翼型的臨界攻角出現(xiàn)了延遲，當(dāng)攻角α≥22°時(shí)，翼型才進(jìn)入失速狀態(tài)。2種方案下的失速區(qū)范圍如圖13所示。

圖13 加裝VG前后葉片失速區(qū)范圍示意圖Fig.13 Schematic diagram of stall area of the blade before and after VG installation

由圖13可知：在葉片旋轉(zhuǎn)一周過程中，當(dāng)攻角α≥12°時(shí)，光滑翼型失速所對(duì)應(yīng)的方位角處于37o≤θ≤166o和194o≤θ≤323o范圍內(nèi)，處于失速區(qū)方位角區(qū)間占71.6%；采用加裝VG 方案后，當(dāng)攻角α≥22°時(shí)，翼型失速所對(duì)應(yīng)的方位角處于72o≤θ≤149o和211o≤θ≤288o范圍內(nèi)，處于失速區(qū)方位角區(qū)間占42.7%。因此，加裝VG 翼型葉片失速區(qū)范圍相對(duì)光滑翼型的減小了40.3%，葉片在大多數(shù)工況下可以保持高升力系數(shù)運(yùn)行。

5 結(jié)論

1)針對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)在大攻角下的附面層分離問題，提出了在葉片上加裝渦流發(fā)生器的設(shè)計(jì)方案。通過正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)法，對(duì)加裝VG葉片進(jìn)行三維流體力學(xué)仿真分析，發(fā)現(xiàn)安裝位置對(duì)葉片氣動(dòng)性能影響最大，渦流發(fā)生器高度影響最小。

2)對(duì)比不同VG參數(shù)下葉片的升力系數(shù)和升阻比曲線，以攻角α≥12°時(shí)加裝VG 前后翼型升力系數(shù)差值的均值、攻角α≥12°時(shí)加裝VG 前后翼型升阻比差值的均值和翼型升阻比高幅值區(qū)攻角范圍的差值Δα為研究目標(biāo)，得到了本文研究工況下最佳的VG 設(shè)計(jì)參數(shù)：VG 高度為6.5 mm、安裝角度為18°、安裝位置0.1c。

3)VG的高度與安裝角度對(duì)翼型的升力系數(shù)與升阻比產(chǎn)生較大影響，高度和安裝角度過大或過小均產(chǎn)生不利影響；而安裝位置直接影響翼型的失速攻角，安裝位置越靠近前緣越能增大翼型的臨界攻角，但附加的阻力也會(huì)增加。

4)加裝VG方案后，葉片失速區(qū)范圍相對(duì)光滑翼型的減小了40.3%，對(duì)葉片氣動(dòng)性能提升有明顯效果。