尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性數(shù)值分析

李東旭，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(上海理工大學(xué))，上海 200093)

世界能源結(jié)構(gòu)變化使得水能、風(fēng)能、太陽能、地?zé)崮芎蜕镔|(zhì)能等可再生能源成為各國關(guān)注重點(diǎn)，其中風(fēng)能是最具前景的新能源之一[1-3]。進(jìn)入21世紀(jì)，風(fēng)電技術(shù)高速發(fā)展極大提高了風(fēng)能使用率，由此迎來風(fēng)能開發(fā)的新一輪熱潮[4-6]。風(fēng)力發(fā)電作為燃燒化石燃料的替代方式，不僅在運(yùn)行過程中不產(chǎn)生任何溫室氣體，且?guī)缀醪徽加酶刭Y源[7]。

風(fēng)力機(jī)是將風(fēng)能轉(zhuǎn)換為電能的一種動(dòng)力裝置，其中垂直軸風(fēng)力機(jī)(VAWTs,Vertical Axis Wind Turbines)旋轉(zhuǎn)軸垂直于地面并具有以下優(yōu)點(diǎn)：1)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)位于地面，易于運(yùn)行及維修[8]；2)葉片重力載荷力矩恒定，不易發(fā)生疲勞損傷[9]；3)適用于任何風(fēng)向，無需偏航裝置[10]。盡管VAWTs存在諸多優(yōu)點(diǎn)，但因其自身固有特性導(dǎo)致葉片有效攻角不可避免地隨運(yùn)行方位角發(fā)生大幅變化，致使翼型極易處于失速狀態(tài)并發(fā)生流動(dòng)分離現(xiàn)象。

流動(dòng)控制是指針對葉片繞流氣體進(jìn)行人為控制，最終使葉片達(dá)到所需技術(shù)要求[11]。射流技術(shù)因具有結(jié)構(gòu)簡單及控制方法多樣性等優(yōu)勢，逐漸被應(yīng)用到風(fēng)力機(jī)葉片的流動(dòng)控制領(lǐng)域。Ciuryla等[12]通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究機(jī)翼射流對流動(dòng)分離的控制效果，結(jié)果表明內(nèi)側(cè)副翼射流可將分離點(diǎn)向尾緣推遲并減小分離區(qū)域。Liu等[13]和Rimasauskiene等[14]研究了不同種類及參數(shù)的激勵(lì)器對射流頻率影響，得出所需不同頻率下射流激勵(lì)器相應(yīng)的最佳輸入功率。Bazdidi-Tehrani等[15]通過數(shù)值模擬方法研究進(jìn)口邊界條件和射流速度的關(guān)系，結(jié)果表明，選用運(yùn)動(dòng)活塞和滑動(dòng)膜片兩種進(jìn)口作動(dòng)方式對射流速度峰值有顯著提高作用。Montazer等[16]基于NACA0015翼型，在改進(jìn)零質(zhì)量射流裝置結(jié)構(gòu)后，得出對射流孔合理優(yōu)化可使翼型最大升阻比提高約66%的結(jié)論。Mcdonald等[17]通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)，合成射流不僅可使圓柱表面阻力系數(shù)減小，而且能降低遠(yuǎn)場尾跡區(qū)湍流強(qiáng)度。Yen等[18]通過實(shí)驗(yàn)研究，分析了共流射流對水平軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能影響，實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，在低尖速比時(shí)采用間斷性共流射流可有效提高風(fēng)力機(jī)安全穩(wěn)定性并減小葉尖損失。

射流技術(shù)已廣泛應(yīng)用于流動(dòng)控制領(lǐng)域，但針對垂直軸風(fēng)力機(jī)的相關(guān)研究并不多，且大多數(shù)研究僅基于靜態(tài)翼型對升阻力進(jìn)行分析。本文將尾緣射流技術(shù)應(yīng)用至旋轉(zhuǎn)狀態(tài)下的垂直軸風(fēng)力機(jī)中，通過數(shù)值模擬方法比較不同射流角度對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，并對流場控制效果等進(jìn)行分析。

1 氣動(dòng)性能數(shù)值計(jì)算

1.1 VAWTs主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)

圖1為垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型在不同方位角時(shí)的受力及速度三角形，翼型攻角表示如下：

(1)

式中：θ為風(fēng)力機(jī)相位角；λ為葉尖速比，為風(fēng)輪葉片尖端速度與來流風(fēng)速之比，表示為

(2)

式中：R為風(fēng)力機(jī)旋轉(zhuǎn)半徑，ω為旋轉(zhuǎn)角速度，V∞為來流風(fēng)速。

力矩系數(shù)Cm與風(fēng)能利用率Cp也都是VAWT重要的氣動(dòng)參數(shù)，分別為

(3)

式中：A為風(fēng)力機(jī)掃風(fēng)面積；P為輸出功率；T為轉(zhuǎn)矩；ρ為空氣密度。

圖1 翼型受力及速度三角形Fig.1 Airfoil force and velocity triangle

1.2 垂直軸風(fēng)力機(jī)模型

H型風(fēng)力機(jī)是垂直軸風(fēng)力機(jī)中的典型代表，由于氣動(dòng)性能和結(jié)構(gòu)優(yōu)勢等綜合因素，已成為達(dá)里厄升力型風(fēng)力機(jī)的研究熱點(diǎn)[19]。本文采用H型風(fēng)力機(jī)作為研究對象，其幾何模型及參數(shù)如圖2所示。為與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[20]進(jìn)行對比，依據(jù)表1選取主要參數(shù)。

圖2 垂直軸風(fēng)力機(jī)幾何模型Fig.2 Geometric model of VAWT

表1 垂直軸風(fēng)力機(jī)主要參數(shù)Tab.1 Main parameters of VAWT

1.3 尾緣射流方法及模型

吹氣射流是一種射流強(qiáng)度可觀、實(shí)用性較強(qiáng)且應(yīng)用廣泛的射流方法[21]。本文采用定常吹氣實(shí)現(xiàn)風(fēng)力機(jī)尾緣射流，結(jié)構(gòu)裝置如圖3所示。氣體從葉尖吸入透平式壓縮機(jī)，由葉輪壓縮后流入儲(chǔ)氣室再經(jīng)管道從尾緣射流孔處射出。當(dāng)風(fēng)力機(jī)發(fā)生流動(dòng)分離時(shí)，通過葉片表面壓力傳感器將信號(hào)傳入壓縮機(jī)的控制系統(tǒng)，進(jìn)而結(jié)合管道特性調(diào)節(jié)壓縮機(jī)功率，實(shí)現(xiàn)以40 m/s勻速吹氣射流。由于所需氣流具有連續(xù)穩(wěn)定、流速較高且流量較小等特點(diǎn)，故選用透平式壓縮機(jī)。裝置中儲(chǔ)氣室不僅可以降低壓縮空氣中的水分，平穩(wěn)管道壓力，還可以存儲(chǔ)一定量的臨時(shí)氣體以便在突發(fā)故障時(shí)做應(yīng)急使用。

圖3 吹氣射流裝置Fig.3 Device of blowing jet

圖4為尾緣射流孔的局部放大圖，射流孔中心距翼型尾緣水平距離為D(0.003c)，射流孔徑寬為L(0.002c)，射流速度為v(40 m/s)。射流角度φ定義為翼型弦線與過尾緣中點(diǎn)且垂直于尾緣的直線夾角，由于尾緣邊界幾何參數(shù)的限制，φ取-20°到20°之間，且定義射流吹向風(fēng)輪內(nèi)側(cè)為負(fù)值，相反為正值。

圖4 尾緣射流孔位置及參數(shù)Fig.4 Position and parameters of trailing edge jet slot

1.4 計(jì)算域網(wǎng)格及計(jì)算方法

計(jì)算域拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖5所示，流場計(jì)算域被劃分為內(nèi)流域、旋轉(zhuǎn)域及外流域。其中,外流域由半徑為10R的半圓形區(qū)域和長為20R的長方形區(qū)域組成，內(nèi)流域和旋轉(zhuǎn)域半徑分別為0.58R與1.36R。各計(jì)算域及翼型附近網(wǎng)格劃分如圖6所示。

將進(jìn)口AC邊界設(shè)置為速度入口，來流風(fēng)速為9 m/s；出口BD邊界設(shè)置為壓力出口，相對壓力為0 Pa；外流域AB、CD兩邊界設(shè)置為wall；其余邊界條件為interface。Transition-SST湍流模型在工程需求中應(yīng)用廣泛，且可較為準(zhǔn)確地反應(yīng)宏觀流動(dòng)現(xiàn)象，故選擇Transition-SST作為湍流計(jì)算方法。使用壓力基求解器耦合求解動(dòng)量方程與連續(xù)性方程，為節(jié)省計(jì)算資源，提高計(jì)算穩(wěn)定性，采用SIMPLE算法，二階迎風(fēng)離散格式，收斂誤差為10-6。

圖5 計(jì)算域拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)Fig.5 Topological structure of computational domain

(a)外流域網(wǎng)格 (b)旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格

1.5 湍流模型與網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

如圖7所示為不同湍流模型的實(shí)驗(yàn)對比驗(yàn)證。由圖7可知，無論是在高尖速比還是低尖速比時(shí)，采用Transition-SST湍流模型均能較為準(zhǔn)確地計(jì)算出所對應(yīng)的風(fēng)能利用系數(shù)(CP)，其中在λ=3.1時(shí)，實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[20]與模擬值誤差最小，為0.49%，其他尖速比時(shí)誤差最大不超過5%。因此，本文針對尾緣射流式VAWTs采取的Transition-SST湍流模型合理且可信。

圖7 湍流模型驗(yàn)證Fig.7 Verification of turbulence model

表2給出了5種不同密度的計(jì)算域網(wǎng)格。由于本文主要針對翼型附近網(wǎng)格進(jìn)行驗(yàn)證，且需要良好的網(wǎng)格過渡性，所以在翼型網(wǎng)格密度增大的同時(shí)旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格數(shù)量也隨之增多。選取并驗(yàn)證λ=2.63時(shí)翼型周圍網(wǎng)格數(shù)，由表2可知，當(dāng)網(wǎng)格為G3、G4和G5時(shí)，CP的計(jì)算偏差很小，并且G5總網(wǎng)格數(shù)量是G4的3倍，而計(jì)算得到的CP卻十分接近，因此綜合考慮計(jì)算精度與計(jì)算資源，選用G4網(wǎng)格用于本文的模擬計(jì)算。

表2 網(wǎng)格分布參數(shù)Tab.2 Parameter of grid distribution

2 計(jì)算結(jié)果與分析

圖8為不同射流角度下風(fēng)能利用系數(shù)曲線。由圖8可知，無射流與有尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)CP曲線變化趨勢基本相同，且最佳尖速比均在2.63左右。在較小尖速比時(shí)(1.68以下)，-20°射流角度對CP的提升效果優(yōu)于-10°;而隨尖速比逐漸增加，射流角度為-10°的風(fēng)力機(jī)CP接近并超過-20°。因此，增加尾緣負(fù)射流角度對CP的影響并不具有線性關(guān)系。除λ=1.68、3.30外，10°射流風(fēng)機(jī)的CP優(yōu)于20°射流風(fēng)力機(jī)的CP，其他尖速比時(shí)，10°和20°射流CP基本接近，故增加尾緣正射流角度對CP幾乎沒有影響。整體上，在尾緣射流角度為0°時(shí)的CP明顯低于其他射流角度的CP；隨尖速比增加，不同射流角度在提升CP能力方面都表現(xiàn)出積極效果，當(dāng)達(dá)到最佳尖速比附近時(shí)，0°射流對CP提升效果可達(dá)5%左右，其他射流角度提升作用更加明顯可到11%左右。在較高尖速比時(shí)(大于2.63)，雖然射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)CP逐漸降低，但仍高于無射流情況。這說明尾緣射流通過對翼型吸力面邊界層提供更多動(dòng)能，增強(qiáng)葉片表面流體再附著能力，有效抑制流動(dòng)分離，進(jìn)而提升風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能。

圖9為無射流與尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)整機(jī)力矩系數(shù)(Cm)的變化曲線，所有曲線均呈現(xiàn)出周期性變化。由圖9(a)可知，在λ=1.68時(shí)，無射流風(fēng)力機(jī)的Cm峰值小于除0°射流外所有尾緣射流，且隨射流角度的增加，Cm提升效果更為顯著；λ=2.63時(shí)所有射流方式都對Cm有提升效果且在整個(gè)周期內(nèi)均優(yōu)于無射流情況，此時(shí)CP基本可以提升10%左右，但射流角度為0°時(shí)，平均力矩系數(shù)與其他角度相比提升較小，因此CP在最佳尖速比附近提升效果僅為5%左右；圖9(c)是λ=3.3時(shí)不同射流角度的Cm曲線，在整個(gè)運(yùn)行周期內(nèi)，0°射流角度出現(xiàn)Cm最小值，-20°射流出現(xiàn)最大值，但此時(shí)不同射流角度的風(fēng)力機(jī)Cm變化范圍基本一致。整體上在λ=1.68時(shí)，Cm波動(dòng)幅度較大，λ=2.63、3.30時(shí)，不同射流角度Cm波動(dòng)幅度較小，但周期性表現(xiàn)上略有差異。在較低尖速比時(shí)，尾緣射流角度從-20°增加至20°，除0°射流外Cm均逐漸提高，其中10°射流對Cm提升效果最好。在較高尖速比時(shí)，尾緣射流在射流角度從-20°至20°，Cm基本沒有變化，此過程Cm對射流角度的敏感程度較低，即尾緣射流對力矩系數(shù)影響較小。

圖8 不同射流角度下的風(fēng)能利用系數(shù)Fig.8 Wind power coefficient with different angles of trailing edge jet

(a)λ=1.68

(a)λ=1.68

圖11 不同方位角時(shí)單葉壓力云圖Fig.11 Single blade pressure contour of different azimuth angles

圖12給出了λ=2.63時(shí)，0°與10°尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片旋轉(zhuǎn)一周內(nèi)不同方位角的繞流場流動(dòng)細(xì)節(jié)，并與無射流風(fēng)力機(jī)進(jìn)行對比分析。由圖12可見，無射流風(fēng)力機(jī)整機(jī)流場存在較大尺度的脫落渦，并且在多個(gè)相位角處都發(fā)生了旋渦從翼型吸力面直接產(chǎn)生并脫落的現(xiàn)象。由于垂直軸風(fēng)力機(jī)動(dòng)態(tài)尾跡效應(yīng)，旋轉(zhuǎn)過程中某一葉片會(huì)受到來自其他葉片尾流脫落渦或其他周期未耗散的尾渦干涉，這將導(dǎo)致流場中流動(dòng)的非線性增強(qiáng)，氣動(dòng)載荷分布不均勻及轉(zhuǎn)矩輸出不穩(wěn)定，進(jìn)而使風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能、結(jié)構(gòu)應(yīng)力等受到嚴(yán)重影響。由圖12還可觀察到，0°與10°射流對風(fēng)力機(jī)整機(jī)氣動(dòng)性能均有改善效果，但流場結(jié)構(gòu)及旋渦運(yùn)動(dòng)也存在明顯差異。10°射流可有效減弱翼型尾流脫落渦強(qiáng)度，縮小渦結(jié)構(gòu)，削弱同一周期內(nèi)尾流對下游翼型的干涉影響，并使上一周期翼型拖曳尾渦耗散更迅速，故整機(jī)渦斑區(qū)也明顯減小，作用效果優(yōu)于0°射流。通常葉片大范圍流動(dòng)分離會(huì)造成升阻比降低并致使風(fēng)力機(jī)整體氣動(dòng)性能下降，此外還會(huì)導(dǎo)致非穩(wěn)定的渦脫落，造成葉片受載更為復(fù)雜。合理角度的尾緣射流不僅會(huì)延緩流動(dòng)分離，還會(huì)對動(dòng)態(tài)尾跡效應(yīng)產(chǎn)生良好的控制作用，使脫落渦與葉片撞擊頻率和強(qiáng)度減小，進(jìn)而提高風(fēng)力機(jī)的整機(jī)效率及運(yùn)行穩(wěn)定性。

圖12 不同方位角時(shí)整機(jī)渦量云圖Fig.12 Whole vorticity contour of different azimuth angles

5 結(jié) 論

本文將NACA0021作為原始翼型，以原始翼型為基礎(chǔ)在尾緣處添加射流裝置構(gòu)成尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)。通過數(shù)值模擬方法計(jì)算相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)，并分析不同射流角度對風(fēng)力機(jī)葉片附近流場影響，數(shù)值模擬結(jié)論如下：

1)無射流與尾緣射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)變化趨勢基本相同，最佳尖速比均在2.63左右。在較大尖速比時(shí)所有角度射流對風(fēng)能利用系數(shù)均有提高作用，其中10°射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)可提高約11%，而0°射流最低也提升5%左右。

2)在低尖速比時(shí)，10°射流角度對垂直軸風(fēng)力機(jī)整機(jī)力矩系數(shù)的提升效果較為明顯，0°射流對力矩系數(shù)大小幾乎沒有影響；在較高尖速比時(shí)，整機(jī)力矩系數(shù)大小對射流角度敏感程度較低，射流角度僅在力矩系數(shù)周期性上略有影響；在最佳尖速比時(shí)，10°射流可有效減小渦核尺度與渦間距，對風(fēng)力機(jī)尾跡控制效果優(yōu)于0°射流。

3)隨尖速比逐漸增加，前半周期單葉力矩系數(shù)趨勢逐漸趨于一致，均是先增至峰值后逐漸降低至最小值；后半周期在任何射流角度下單葉力矩曲線均比較平緩，無較大范圍波動(dòng)。當(dāng)風(fēng)力機(jī)處于最佳尖速比時(shí)，在前半周期10°射流式垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能優(yōu)于-10°的，而后半周期恰好相反。