尾緣主動式凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機氣動性能研究

李 根， 繆維跑， 李 春,2， 劉青松， 張萬福,2， 向 斌， 金江濤

(1.上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院，上海 200093；2.上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海 200093)

風(fēng)能在過去的二十多年發(fā)展迅速，已成為世界上清潔、安全的主流能源，2019年全球風(fēng)電裝機容量較2018年增加了19%[1-2]。風(fēng)力機作為捕獲風(fēng)能的主要裝置，可根據(jù)風(fēng)輪轉(zhuǎn)軸與地面的位置關(guān)系分為水平軸和垂直軸風(fēng)力機[3-4]。與水平軸風(fēng)力機相比，垂直軸風(fēng)力機因無需對風(fēng)、結(jié)構(gòu)簡單、制造成本低及噪聲小等優(yōu)點受到更多關(guān)注[5-6]。隨著單機容量的不斷增大，垂直軸風(fēng)力機在未來風(fēng)能領(lǐng)域中展現(xiàn)出巨大的潛力[7]。然而，復(fù)雜的運行特性極易引發(fā)垂直軸風(fēng)力機葉片流動分離，導(dǎo)致整機氣動性能下降，疲勞載荷加劇[8-10]。因此，通過翼型改型或流動控制技術(shù)提高垂直軸風(fēng)力機氣動效率尤為重要[11]。

現(xiàn)階段，國內(nèi)外學(xué)者在翼型改型方面已開展大量研究，如開翼縫[12]、采用凹槽[13]、加裝渦流發(fā)生器[14]及格尼襟翼[15-16]等。格尼襟翼作為一種簡易增升裝置，可有效提升風(fēng)力機葉片氣動性能[17]。20世紀(jì)70年代，Liebeck[18]首次提出將格尼襟翼應(yīng)用于翼型，通過實驗研究發(fā)現(xiàn)，格尼襟翼高為1.25%c(c為翼型弦長)時，翼型升阻比顯著升高。Meena等[19]數(shù)值研究了低雷諾數(shù)下格尼襟翼對翼型氣動性能的影響，表明大攻角時格尼襟翼能有效增加翼型升力，升阻比可提升至原始翼型的2倍。Kentfield等[20]利用風(fēng)洞試驗對格尼襟翼開展研究，得出格尼襟翼在大攻角下可增加翼型升力，小攻角下降低翼型升阻比的結(jié)果。Wang等[21]對格尼襟翼的作用機理進行深入研究，發(fā)現(xiàn)當(dāng)格尼襟翼處于流動邊界層內(nèi)部時對風(fēng)力機氣動性能的提升效果最為顯著。凹槽結(jié)構(gòu)作為另一種風(fēng)力機葉片翼型改型方式，通過增大葉片周圍流體湍流度可提升翼型升阻比，同時減少尾跡的產(chǎn)生[22]。Sobhani等[13]基于NACA0021翼型對凹槽氣動性能進行研究，發(fā)現(xiàn)翼型前緣壓力側(cè)半球形凹槽直徑為8%c時氣動效果最佳，且與原始翼型相比，垂直軸風(fēng)力機平均效率可提升25%。Baweja等[23]對機翼尾緣凹槽進行參數(shù)化研究，發(fā)現(xiàn)尾緣凹槽能有效減緩流動分離，提高機翼氣動性能。

基于格尼襟翼與凹槽的流動控制機理，研究人員發(fā)現(xiàn)兩者結(jié)合能進一步提升葉片氣動性能。Ismail等[24]在NACA0015翼型上加裝凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)，結(jié)果顯示凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)翼型振蕩時平均切向力較原始翼型提高40%。Shukla等[25]分別研究格尼襟翼、凹槽及凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)對NACA0015翼型的作用效果，發(fā)現(xiàn)攻角為12°時凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)翼型升力得到極大提高。Zhu等[26]采用數(shù)值模擬方法研究了凹槽、格尼襟翼及凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)對垂直軸風(fēng)力機氣動特性的影響，發(fā)現(xiàn)格尼襟翼和凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)均能提高風(fēng)力機風(fēng)能利用率，且后者提升效果更顯著。

上述針對凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)的研究多基于被動流動控制。由于垂直軸風(fēng)力機實際運行過程中葉片攻角發(fā)生周期性變化，葉片吸力面與壓力面交替變換，導(dǎo)致凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)在部分相位角下反而降低了風(fēng)力機氣動性能。因此，筆者結(jié)合垂直軸風(fēng)力機運行特點，采用針對凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)的主動控制方式，實現(xiàn)格尼襟翼隨相位角開合運動，通過STAR-CCM軟件數(shù)值研究了凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)不同控制策略對垂直軸風(fēng)力機氣動性能的影響，以使該結(jié)構(gòu)達到最佳流動控制效果，最終達到提高整機氣動性能的目的。

1 計算模型及方法

1.1 幾何模型及主要氣動參數(shù)

所研究的直線翼垂直軸風(fēng)力機幾何模型如圖1(a)所示。其中，θ為葉片相位角，ω為風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)角速度，R為風(fēng)輪半徑，O為旋轉(zhuǎn)中心，V∞為水平方向均勻來流風(fēng)速，取9 m/s。改進后垂直軸風(fēng)力機模型如圖1(b)所示，在翼型內(nèi)側(cè)距尾緣10%c處布置凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)，格尼襟翼高度為2%c，厚度為0.4%c，擺角為0°～90°，旋轉(zhuǎn)中心為Q1、Q2、Q3，凹槽有效直徑為2%c。

(a)原始

垂直軸風(fēng)力機的基本幾何參數(shù)與文獻[27]保持一致，見表1。

表1 垂直軸風(fēng)力機幾何參數(shù)

力矩系數(shù)Cm和風(fēng)能利用系數(shù)Cp為衡量垂直軸風(fēng)力機氣動性能的重要指標(biāo)：

(1)

式中：ρ為空氣密度，kg/m3；M為葉片平均轉(zhuǎn)矩，N·m；P為輸出功率，W；A為風(fēng)輪掃風(fēng)面積，m2。

尖速比λ為葉片切向速度與來流速度的比值：

λ=Rω/V∞

(2)

1.2 主動式凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)控制策略

在垂直軸風(fēng)力機實際運行過程中，葉片攻角隨相位角周期性變化，而在小攻角時格尼襟翼不利于提升葉片氣動性能[20]。因此，為保證凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)在小攻角下保持原始葉片氣動性能，筆者提出3種控制策略以調(diào)節(jié)格尼襟翼的擺動。圖2為格尼襟翼擺動角速度ωx隨相位角的變化關(guān)系，其中正值為順時針運動，負(fù)值為逆時針運動。

(a)控制策略1

圖2中格尼襟翼旋轉(zhuǎn)速度為風(fēng)輪轉(zhuǎn)速的2倍，擺角為時間的線性函數(shù)。凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)在3種控制策略下角速度ωx函數(shù)分別如下：

(3)

(4)

(5)

1.3 計算域及網(wǎng)格分布

為驗證計算模型的可靠性，首先對計算域進行劃分，如圖3所示。計算域分為4個子域：Z1為外流域；Z2為加密區(qū)，用于加密外流域網(wǎng)格；Z3為旋轉(zhuǎn)域；Z4為內(nèi)流域。Z1、Z4與Z3邊界設(shè)為Interface(虛線表示)，翼型及凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)表面為無滑移壁面，計算域邊界AD設(shè)為速度進口，與旋轉(zhuǎn)中心的距離為20R；邊界BC設(shè)為壓力出口，與旋轉(zhuǎn)中心的距離為60R；邊界AB、CD設(shè)為對稱壁面，與旋轉(zhuǎn)中心的距離為20R。

圖3 計算域及邊界條件

與四邊形網(wǎng)格相比，多邊形網(wǎng)格具有更好的收斂性和網(wǎng)格依賴性，在保證計算精度的同時能節(jié)約計算成本[28]。因此，采用多邊形網(wǎng)格，格尼襟翼區(qū)域采用重疊網(wǎng)格與滑移網(wǎng)格技術(shù)實現(xiàn)格尼襟翼擺動及交界處信息傳遞[29-30]。滑移壁面采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格以更好地捕捉壁面邊界層流動，第一層網(wǎng)格高度約為1×10-5m，以保證無量綱數(shù)y+≈1。旋轉(zhuǎn)域和翼型局部網(wǎng)格分布如圖4所示。

(a)風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格

1.4 計算方法

基于有限體積法對納維-斯托克斯(Navier-Stokes，N-S)流動控制方程進行離散，采用雙時間步法對雷諾時均非定常N-S方程求解。由于來流風(fēng)速較低，故將來流視為不可壓縮流體；壓力速度基于Simple算法求解，控制方程采用二階迎風(fēng)格式。

Balduzzi等[31-32]對比了不同湍流模型對計算結(jié)果的影響，其中SSTk-ω湍流模型具有比較靈活的適應(yīng)范圍，且表現(xiàn)出優(yōu)良的穩(wěn)定性和準(zhǔn)確度。因此，筆者選用SSTk-ω湍流模型進行求解，每一個非定常時間步長對應(yīng)風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)1°。

2 可靠性驗證

基于上述網(wǎng)格分布，首先進行網(wǎng)格無關(guān)性驗證。分別對16.2萬、19.4萬及23.5萬網(wǎng)格進行數(shù)值計算，尖速比為2.64，圖5為不同密度網(wǎng)格單葉片轉(zhuǎn)矩隨相位角的變化曲線。

圖5 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

由圖5可知，網(wǎng)格數(shù)量為16.2萬時，垂直軸風(fēng)力機單葉片轉(zhuǎn)矩偏小，風(fēng)能利用率較低；隨著網(wǎng)格數(shù)量遞增，單葉片轉(zhuǎn)矩不斷升高；當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量增加到19.4萬時，轉(zhuǎn)矩逐漸趨于穩(wěn)定。因此，選取19.4萬網(wǎng)格數(shù)量可滿足計算精度要求。

根據(jù)已驗證的網(wǎng)格分布方式，對計算模型進行可靠性驗證。計算了不同尖速比下垂直軸風(fēng)力機平均風(fēng)能利用系數(shù)，并與同工況下實驗值進行對比，結(jié)果如圖6所示。

圖6 平均風(fēng)能利用系數(shù)計算值與實驗值的對比

由圖6可知，在低尖速比時，平均風(fēng)能利用系數(shù)計算值與實驗值吻合程度較高；隨著尖速比增大，兩者變化趨勢基本一致。由于二維數(shù)值計算忽略了支撐桿、塔架及葉尖損失等因素對風(fēng)力機的影響，兩者之間仍存在一定差異。但整體而言，非定常條件下該計算模型與網(wǎng)格分布具有較高的精確度及可靠性。

3 結(jié)果與分析

圖7為原始翼型、固定凹槽-襟翼及不同控制策略主動式凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機平均風(fēng)能利用系數(shù)隨尖速比的變化曲線。

圖7 不同結(jié)構(gòu)翼型垂直軸風(fēng)力機平均風(fēng)能利用系數(shù)

由圖7可知，與原始翼型相比，固定凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)可有效提高垂直軸風(fēng)力機氣動性能，而對格尼襟翼施加主動控制可得到進一步的優(yōu)化效果。對比不同主動控制策略，發(fā)現(xiàn)控制策略1在不同尖速比下平均風(fēng)能利用系數(shù)均較高，其最佳尖速比較原始翼型減小至2.50，最大平均風(fēng)能利用系數(shù)由0.41增大到0.46，增大了11.68%。當(dāng)尖速比為2.03時，控制策略1的平均風(fēng)能利用系數(shù)為0.29，與固定凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)平均風(fēng)能利用系數(shù)(0.21)相比增大了36.78%。因此，采用主動控制策略使垂直軸風(fēng)力機最佳工況點向低尖速比移動，有效提高了運行安全性和穩(wěn)定性。當(dāng)風(fēng)力機尖速比超過最佳尖速比時，不同控制策略下主動式凹槽-襟翼對垂直軸風(fēng)力機的作用效果開始減弱，且隨著尖速比增大，平均風(fēng)能利用系數(shù)急劇減小，這是由于高尖速比下葉片理論攻角較小，凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)會破壞附面層，致使流體繞流葉片時發(fā)生流動分離，從而降低葉片氣動性能。

為比較葉片受力情況，選取4種尖速比，分別對比原始翼型、固定凹槽-襟翼翼型及不同控制策略主動式凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機葉片瞬時轉(zhuǎn)矩的變化曲線，如圖8所示。

(a)λ=2.03

由圖8可知，與原始翼型相比，凹槽-襟翼能有效提高垂直軸風(fēng)力機轉(zhuǎn)矩，施加主動控制的凹槽-襟翼改進效果更加顯著。當(dāng)尖速比為2.03時，垂直軸風(fēng)力機轉(zhuǎn)速相對較低，葉片處于深失速狀態(tài)，出現(xiàn)嚴(yán)重的流動分離現(xiàn)象，此時單葉片轉(zhuǎn)矩較小，而采用固定凹槽-襟翼與不同控制策略主動式凹槽-襟翼均能明顯提高單葉片轉(zhuǎn)矩，其中控制策略1的作用效果最明顯。當(dāng)尖速比為2.33時，葉片平均轉(zhuǎn)矩由1.11(原始翼型)提升到1.40(固定凹槽-襟翼)、1.63(控制策略1)、1.63(控制策略2)和1.62(控制策略3)，分別提高了26.05%、47.23%、47.05%和45.60%。當(dāng)尖速比繼續(xù)增大時，垂直軸風(fēng)力機單葉片轉(zhuǎn)矩逐漸趨于穩(wěn)定，且凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)對垂直軸風(fēng)力機的優(yōu)化作用開始減弱。

為進一步說明主動式凹槽-襟翼作用機理，選取尖速比為2.50，對固定凹槽-襟翼和主動式凹槽-襟翼(控制策略1)部分相位角下相對速度場進行分析，如圖9所示。

由圖9可知，固定凹槽-襟翼翼型尾緣均出現(xiàn)不同程度的流動分離，這是由于垂直軸風(fēng)力機葉片處于0°～90°及270°～360°相位角時，固定格尼襟翼高于層流邊界，加劇了尾緣流動分離，使得垂直軸風(fēng)力機氣動性能下降。控制策略1中格尼襟翼在此相位角范圍內(nèi)處于閉合狀態(tài)，維持翼型原始型線不變，從而有效抑制尾緣流動分離。

(a)固定凹槽-襟翼

圖10為尖速比為2.50時，固定凹槽-襟翼和主動式凹槽-襟翼(控制策略1)分別在30°、120°和270°相位角時翼型表面壓力系數(shù)沿弦長(x/c)的分布。

由圖10可知，當(dāng)θ=30°時，在[0.7c,0.9c]內(nèi)固定凹槽-襟翼增大了翼型表面壓差，但在[0.1c,0.7c]內(nèi)，其表面壓差明顯低于主動式凹槽-襟翼(控制策略1)；當(dāng)θ=120°時，主動式凹槽-襟翼(控制策略1)翼型壓力面壓力系數(shù)與固定凹槽-襟翼壓力面壓力系數(shù)基本吻合，但吸力面壓力系數(shù)高于固定凹槽-襟翼吸力面壓力系數(shù)；當(dāng)θ=270°時，主動式凹槽-襟翼(控制策略1)翼型最大壓力系數(shù)出現(xiàn)在翼型吸力面前緣，接近1.95，較固定凹槽-襟翼增大約0.40。與被動流動控制的固定凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)相比，主動式凹槽-襟翼(控制策略1)明顯增大了翼型表面壓差，提高了垂直軸風(fēng)力機葉片受力性能，對整機氣動性能提升具有積極作用。

(a)θ=30°

以上研究表明，主動式凹槽-襟翼對提高垂直軸風(fēng)力機氣動性能效果較好。為探究格尼襟翼最大擺角對垂直軸風(fēng)力機氣動性能的影響，在控制策略1作用下，分別對最大擺角為45°、60°和90°的葉片進行了數(shù)值模擬，其平均風(fēng)能利用系數(shù)如表2所示。

由表2可知，格尼襟翼最大擺角為90°時，垂直軸風(fēng)力機具有更高的風(fēng)能利用率。隨格尼襟翼最大擺角的減小，凹槽有效直徑與格尼襟翼有效高度開始縮短，減弱了凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)對葉片氣動性能的改善效果。因此，格尼襟翼最大擺角為90°最佳。

表2 格尼襟翼不同最大擺角時平均風(fēng)能利用系數(shù)

4 結(jié) 論

(1)尾緣凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)可有效提高垂直軸風(fēng)力機風(fēng)能利用率，而通過對格尼襟翼施加主動控制能進一步提高垂直軸風(fēng)力機氣動性能，且在低尖速比時效果更為顯著，其中控制策略1的平均風(fēng)能利用系數(shù)較固定凹槽-襟翼最高可提升36.78%。

(2)主動式凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)能有效提升流場穩(wěn)定性，使最佳運行工況點向低尖速比移動，增強垂直軸風(fēng)力機在低轉(zhuǎn)速時的啟動性能。

(3)當(dāng)尖速比大于2.50時，凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)對翼型的優(yōu)化作用開始減弱，且隨著尖速比增大，平均風(fēng)能利用系數(shù)急劇減小。