基于正交試驗(yàn)凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)數(shù)值研究

收稿日期：2021-08-06

基金項(xiàng)目：國家自然科學(xué)基金（51976131；52006148；52106262）；上?！翱萍紕?chuàng)新行動(dòng)計(jì)劃”地方院校能力建設(shè)項(xiàng)目（19060502200）

通信作者：李 春（1963—），男，博士、教授、博士生導(dǎo)師，主要從事流體機(jī)械及工程、風(fēng)能利用等方面的研究。lichunusst@163.com

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2021-0918 文章編號(hào)：0254-0096（2023）05-0294-08

摘 要：為改善垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性，對凹槽-襟翼開展研究。以NACA0021翼型為研究對象，采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)對格尼襟翼高度、格尼襟翼位置及凹槽直徑等參數(shù)進(jìn)行組合，通過數(shù)值計(jì)算對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能與流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，分析凹槽-襟翼流動(dòng)控制機(jī)理及對垂直軸風(fēng)力機(jī)的作用效果。結(jié)果表明：格尼襟翼高度是影響垂直軸氣動(dòng)性能的主要因素，且襟翼高度為[1.75%c]、位置為[1.50c]及凹槽直徑為[1.50%c]時(shí)效果最佳；同時(shí)，凹槽-襟翼通過改變尾緣庫塔條件以加速翼型吸力面流體流動(dòng)，從而改善流動(dòng)分離，增加翼型表面壓差，提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能；凹槽-襟翼在低尖速比時(shí)對垂直軸風(fēng)力機(jī)作用效果較明顯，當(dāng)尖速比為2.33時(shí)，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)較原始翼型最大可提高35.82%。

關(guān)鍵詞：垂直軸風(fēng)力機(jī)；凹槽-襟翼；流動(dòng)控制；尖速比；風(fēng)能利用系數(shù)

中圖分類號(hào)：TK83 " " "文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

0 引 言

風(fēng)能清潔安全、分布廣泛、儲(chǔ)量豐富等特點(diǎn)，使其在過去幾十年里得到突飛猛進(jìn)的發(fā)展［1］。根據(jù)《2019年全球風(fēng)能報(bào)告》，全球風(fēng)能市場累計(jì)裝機(jī)容量已達(dá)651 GW，其中歐盟風(fēng)電占比達(dá)到16.5%［2］。因此，有效開發(fā)利用風(fēng)能、提高風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率已成為人們關(guān)注的焦點(diǎn)。

目前，水平軸風(fēng)力機(jī)作為風(fēng)電行業(yè)的主流，占據(jù)較大的市場份額，但其葉片的制造工藝復(fù)雜且安裝成本高；垂直軸則因低噪聲排放、安裝和維護(hù)簡單以及無偏航機(jī)構(gòu)等特點(diǎn)漸受重視［3-4］。然而，垂直軸風(fēng)力機(jī)復(fù)雜的運(yùn)行特性導(dǎo)致其葉片易出現(xiàn)流動(dòng)分離，產(chǎn)生動(dòng)態(tài)失速，降低整機(jī)氣動(dòng)性能［5-8］。因此，采用有效的流動(dòng)控制技術(shù)以提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)效率具有重要的現(xiàn)實(shí)意義［9］。

為抑制動(dòng)態(tài)失速，提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能，國內(nèi)外學(xué)者對各種流動(dòng)控制技術(shù)展開大量研究，如開凹槽［10］、縫翼［11］、加裝渦流發(fā)生器［12-13］、前緣鋸齒［14-15］、格尼襟翼［16］及添加葉尖小翼［17］等，其中格尼襟翼因簡易高效的特點(diǎn)得到廣泛應(yīng)用［18］。Liebeck［19］認(rèn)為格尼襟翼結(jié)構(gòu)使得流體在襟翼后的流動(dòng)有明顯的下偏轉(zhuǎn)，從而能減少流動(dòng)過程中的動(dòng)量損失，并進(jìn)行試驗(yàn)研究，結(jié)果表明其高度為弦長的1.25%時(shí)，升力系數(shù)顯著增大，阻力增量很小。Neuhart等［20］研究格尼襟翼幾何參數(shù)對翼型氣動(dòng)性能影響，發(fā)現(xiàn)格尼襟翼高度超過[2%c]（[c]為弦長）時(shí)，翼型阻力系數(shù)明顯增加。Giguere等［21］利用低速風(fēng)洞對格尼襟翼展開研究，指出格尼襟翼最佳高度應(yīng)隨邊界層厚度變化而變化。Myose等［22］研究格尼襟翼的流動(dòng)控制特點(diǎn)，并指出翼型升力的提升是因?yàn)槠溆行澏鹊脑黾?。Kentfield等［23］對格尼襟翼翼型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)在大攻角工況下，升力有明顯提升，而小攻角工況時(shí)升阻比反而降低。Bianchini等［24］將格尼襟翼運(yùn)用于垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片內(nèi)側(cè)，效果較好，且低尖速比下效果更顯著。凹槽結(jié)構(gòu)作為另一種簡易流動(dòng)控制技術(shù)，其通過增強(qiáng)葉片周圍流體湍流度以提高翼型氣動(dòng)性能［25］。Olsman等［26］通過數(shù)值模擬研究凹槽上方剪切層振蕩效應(yīng)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)凹槽上方剪切層產(chǎn)生的小渦可有效延緩邊界層分離。Baweja等［27］研究凹槽對翼型的作用效果，發(fā)現(xiàn)翼型流動(dòng)分離得到明顯改善。Fatehi等［28］采用遺傳算法對凹槽形狀進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)果表明：優(yōu)化后凹槽構(gòu)型可有效抑制動(dòng)態(tài)失速，減小流動(dòng)波動(dòng)的影響，從而提高翼型升阻比。Sobhani等［10］將凹槽作用于葉片內(nèi)側(cè)驗(yàn)證其在垂直軸風(fēng)力機(jī)上的作用效果，發(fā)現(xiàn)改型后垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能可提升25%。

基于格尼襟翼與凹槽的流動(dòng)控制效果，研究人員嘗試格尼襟翼與凹槽聯(lián)合作用以進(jìn)一步改善葉片氣動(dòng)特性。Ismail等［29］首次嘗試將格尼襟翼與凹槽結(jié)合作用于NACA0015翼型尾緣壓力面，結(jié)果表明凹槽-襟翼翼型靜態(tài)平均切向力可增加35%。朱海天等［30］通過計(jì)算力體力學(xué)方法分別對凹槽-襟翼進(jìn)行研究，結(jié)果表明凹槽-襟翼對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能作用效果較高。

綜上，垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片尾緣凹槽-襟翼可改善垂直軸流場結(jié)構(gòu)，提升其氣動(dòng)性能，但上述研究多基于格尼襟翼與凹槽的直接組合。然而，格尼襟翼與凹槽對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性的影響程度并不相同，上述研究未對于此展開討論?；诖耍疚耐ㄟ^正交試驗(yàn)法研究凹槽-襟翼各因素對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能影響程度，得出最佳的凹槽-襟翼參數(shù)，以進(jìn)一步改善垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性。

1 計(jì)算模型與方法

1.1 計(jì)算模型

在翼型尾緣壓力面加裝凹槽-襟翼，實(shí)現(xiàn)對翼型的改型，改進(jìn)后凹槽-襟翼翼型幾何模型如圖1所示。圖1中，[d]為凹槽直徑；[h]為格尼襟翼的高度；[L]為格尼襟翼距翼型尾緣的距離；[α]為格尼襟翼與弦線夾角，90°；[T]為格尼襟翼厚度，[0.4%c]。

為便于與實(shí)驗(yàn)對比，垂直軸風(fēng)力機(jī)基礎(chǔ)模型與文獻(xiàn)［31］保持一致，具體幾何參數(shù)見表1。改進(jìn)后凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)模型如圖2所示。圖2中，[θ]為葉片相位角；[ω]為角速度；[U]為水平方向的來流風(fēng)，9 m/s。

對于垂直軸風(fēng)力機(jī)，其主要性能參數(shù)包括力矩系數(shù)[CM]、風(fēng)能利用系數(shù)[CP]以及尖速比[λ]等。

[CM =2M/（ρAU3）] （1）

[CP =P/（0.5ρAU3）] （2）

[λ=Rω/U] （3）

式中：[M]——平均轉(zhuǎn)矩，N/m；[ρ]——水平來流風(fēng)密度，kg/m3；[A]——掃風(fēng)面積，m2；[P]——輸出功率，W。

1.2 計(jì)算域結(jié)構(gòu)及邊界條件設(shè)置

凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)計(jì)算域拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖3所示。其中，[Z1]為內(nèi)流域；[Z2]為旋轉(zhuǎn)區(qū)域；[Z3]為加密區(qū)域，對遠(yuǎn)場稀疏網(wǎng)格進(jìn)行加密；[Z4]為遠(yuǎn)場域。遠(yuǎn)場域、內(nèi)流域與旋轉(zhuǎn)區(qū)域之間設(shè)置為交界面，葉片表面設(shè)置為無滑移壁面。[AB]為速度入口，[U]為9 m/s，[CD]為壓力出口。

合理的網(wǎng)格分布可提高計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，文獻(xiàn)［32］指出多邊形網(wǎng)格計(jì)算準(zhǔn)確性與網(wǎng)格收斂性相對較好。因此，本文通過STAR-CCM+創(chuàng)建多邊形網(wǎng)格，為更好地捕捉壁面邊界層流動(dòng)，第1層網(wǎng)格高度設(shè)置為[1×10-2]mm，保證無量綱數(shù)[y+≈1]，滑移壁面采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。計(jì)算域與翼型局部網(wǎng)格如圖4所示。

1.3 計(jì)算方法

基于有限體積法對Navier-Stokes（N-S）方程離散，并采用雙時(shí)間步法求解雷諾時(shí)均非定常N-S方程。采用基于壓力速度耦合SIMPLE算法，方程為二階迎風(fēng)格式。

文獻(xiàn)［33-34］對不同湍流模型進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)SST[k-ω]湍流模型穩(wěn)定性較好，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合程度好，且SST[k-ω]應(yīng)用范圍靈活，較適于逆壓梯度及分離流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算。因此，本文選用SST[k-ω]湍流模型展開數(shù)值模擬。

1.4 凹槽-襟翼正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)

凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)參數(shù)主要包括格尼襟翼高度、格尼襟翼位置、凹槽直徑等，由于影響因素較多，針對全部實(shí)驗(yàn)展開計(jì)算，計(jì)算量大且難以確定各因素對垂直軸風(fēng)力機(jī)性能的影響程度，故引入正交試驗(yàn)法，以樣本試驗(yàn)代替整體試驗(yàn)，通過極差分析各因素對參考指標(biāo)的作用效果，從而獲得最優(yōu)組合方式［35］。分別將格尼襟翼高度（[h]）、格尼襟翼距翼型尾緣的距離（[L]）及凹槽直徑（[d]）作為正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)的參數(shù)A、B及C，各參數(shù)選擇如下：

1）[h]，Liebeck［19］指出，格尼襟翼高為[1.25%c]時(shí)效果較優(yōu)，故格尼襟翼高度分別取[1.25%c、1.50%c、1.75%c]。

2）[L]，朱海天等［30］研究發(fā)現(xiàn)，格尼襟翼安裝于翼型尾緣處通過增加繞流環(huán)量、改變壓力分布以提高翼型氣動(dòng)性能，故格尼襟翼位置分別取距尾緣[0.15c、0.10c]、[0.05c]。

3）[d]，文獻(xiàn)［36］研究表明，凹槽-襟翼可有效提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能，其中，凹槽直徑與格尼襟翼高度相等，故凹槽直徑亦取[1.25%c、1.50%c、1.75%c]。

綜上，正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)因素水平如表2所示。

2 可靠性驗(yàn)證

在不同尖速比時(shí)，分別對3種不同網(wǎng)格數(shù)量進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如圖5所示。由圖5可知，計(jì)算域網(wǎng)格數(shù)量低于39.2萬時(shí)，隨網(wǎng)格數(shù)量增加平均風(fēng)能利用系數(shù)有較大的變化，而網(wǎng)格數(shù)量超過39.2萬時(shí)，繼續(xù)增加網(wǎng)格數(shù)量，平均風(fēng)能利用系數(shù)基本保持不變，說明39.2萬網(wǎng)格數(shù)量可滿足計(jì)算要求，因此本文以39.2萬網(wǎng)格數(shù)量作為基礎(chǔ)網(wǎng)格展開數(shù)值計(jì)算。

根據(jù)已驗(yàn)證的網(wǎng)格，在不同工況下對計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值平均風(fēng)能利用系數(shù)進(jìn)行對比［32］，以驗(yàn)證計(jì)算模型可靠性，結(jié)果如圖6所示。由圖6可知，在[λ=1.44]處，偏差最大，為28.24%；在[λ=2.64]處，偏差為25.88%。其原因是在小尖速比時(shí)，垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片有效攻角非常大，且常處于深失速狀態(tài)，導(dǎo)致數(shù)值計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)較大差異。由于忽略轉(zhuǎn)軸與連桿等支撐結(jié)構(gòu)及葉尖損失隨尖速比增大，導(dǎo)致計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)出現(xiàn)定量差異。但整體而言，計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值變化趨勢基本吻合，且相對誤差大多低于20%，表明本文計(jì)算結(jié)果有較高的精確度及可靠性。

3 結(jié)果分析

3.1 正交試驗(yàn)極差分析

本文在尖速比為2.33的工況下展開正交試驗(yàn)，由于正交試驗(yàn)為3因素3水平，選用L9（34）正交表，其中，[CP]為考查指標(biāo)，[CP]為各因素水平下凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)[CP]較原始垂直軸風(fēng)力機(jī)增加百分比，實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表3所示。由表3可知，對于不同的因素水平，凹槽-襟翼均能有效提升垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)，且凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)最大為0.348，較原始垂直軸風(fēng)力機(jī)可提高33.9%。

為進(jìn)一步分析各因素水平對指標(biāo)影響情況，表4給出了指標(biāo)均值與極差。其中，[K1、K2、K3]分別為因素A、B、C對應(yīng)指標(biāo)之和；[K1]、[K2]、[K3]表示因素A、B、C的算數(shù)平均值；[R]為因素A、B、C的極差。

對于正交試驗(yàn)法而言，極差越大，相應(yīng)因素對指標(biāo)影響程度越高。由表4可知，因素A極差最大，其對指標(biāo)影響較明顯，因素B次之，因素C的重要程度相對較小。

為更直觀展示各因素水平重要性，以因素水平為橫坐標(biāo)，評價(jià)指標(biāo)[CP]為縱坐標(biāo)，得出垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)隨[h、L]及[d]的變化關(guān)系，結(jié)果如圖7所示。

由圖7可知，通過正交試驗(yàn)得出，在所研究參數(shù)范圍內(nèi)A3B3C2為最佳設(shè)計(jì)方案，而對應(yīng)正交試驗(yàn)方案中最佳方案為A3B3C1。為了與正交試驗(yàn)選出的方案進(jìn)行對比，對方案A3B3C2進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，此方案下垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)為0.353，高于正交試驗(yàn)方案A3B3C1的0.348。因此，說明方案A3B3C2確實(shí)為最優(yōu)方案。

3.2 較優(yōu)凹槽-襟翼作用機(jī)理分析

本文在不同尖速比下，對最佳凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)與原始垂直軸風(fēng)力機(jī)進(jìn)行計(jì)算，平均風(fēng)能利用系數(shù)變化情況如圖8所示。

由圖8可知，正交試驗(yàn)優(yōu)化后的凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)明顯較大。尖速比小于2.33時(shí)，隨尖速比增加，凹槽-襟翼對垂直軸風(fēng)力機(jī)作用效果不斷提高，當(dāng)尖速比增至2.33時(shí)，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)較原始翼型最高提升0.09，達(dá)到35.82%；尖速比超過2.33時(shí)，由于葉片運(yùn)行攻角不斷降低，凹槽-襟翼對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的提升作用開始減弱，當(dāng)尖速比為2.64時(shí)，平均風(fēng)能利用系數(shù)僅提升4.35%；隨尖速比繼續(xù)增加，葉片長期處于低攻角下運(yùn)行，此時(shí)，凹槽-襟翼會(huì)破壞附面層流體附著流動(dòng)，流體流動(dòng)分離加劇，同時(shí)增加阻力，葉片氣動(dòng)性能下降，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)略低于原始垂直軸風(fēng)力機(jī)。

為分析垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片受力情況，在2.04、2.33、2.51以及2.64的尖速比下，對比垂直軸風(fēng)力機(jī)在優(yōu)化凹槽-襟翼結(jié)構(gòu)作用與原始狀態(tài)下的單葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩，如圖9所示。

由圖9可知，當(dāng)葉片處于［90°，360°］相位角時(shí)，凹槽-襟翼可有效改善垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性，垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩明顯提高，而在［0°，90°］相位角時(shí)，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩略低于原始垂直軸風(fēng)力機(jī)。在［0°，90°］相位角時(shí)，凹槽-襟翼對葉片消極作用較明顯，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩略微降低；當(dāng)葉片方位角超過90°后，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩略大于原始垂直軸風(fēng)力機(jī)；葉片方位角進(jìn)一步增至180°后，凹槽-襟翼明顯提高了葉片氣動(dòng)效率，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩極大提高。

為進(jìn)一步說明凹槽-襟翼對垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片的作用機(jī)理，在尖速比為2.33時(shí)，對凹槽-襟翼與原始垂直軸風(fēng)力機(jī)下風(fēng)區(qū)部分方位角下相對速度場進(jìn)行對比分析，結(jié)果如圖10所示。

在垂直軸風(fēng)力機(jī)下風(fēng)區(qū)，凹槽-襟翼作用使得翼型吸力面的流動(dòng)分離情況得到明顯抑制，加速流體的附著，改善流體流場特性。由圖10可知，120°相位角時(shí)，凹槽-襟翼可有效減小翼型尾緣渦，從而延緩渦脫落過程；當(dāng)翼型處于240°相位角時(shí)，凹槽-襟翼翼型吸力面流動(dòng)分離程度明顯降低，翼型流場穩(wěn)定性明顯增強(qiáng)；隨相位角繼續(xù)增至270°時(shí)，凹槽-襟翼翼型呈現(xiàn)附著流動(dòng)，而原始翼型仍存在一定程度的分離渦；相位角進(jìn)一步增至330°時(shí)，翼型吸力面流體均恢復(fù)附著流，對比發(fā)現(xiàn)凹槽-襟翼翼型尾緣流體出現(xiàn)明顯下洗，吸力面流體流速增加，翼型氣動(dòng)性能得到改善。

圖11為尖速比為2.33時(shí)，下風(fēng)區(qū)部分相位角下原始翼型與凹槽-襟翼翼型表面壓力沿弦長分布情況。

由圖11可知，當(dāng)[θ=240°]時(shí)，凹槽-襟翼可有效避免原始翼型［[0.5c，1.0c]］區(qū)間內(nèi)吸壓力面壓力波動(dòng)，增加了葉片結(jié)構(gòu)安全性。當(dāng)[θ=270°]時(shí)，凹槽-襟翼翼型最大壓力出現(xiàn)在翼型吸力面前緣，接近800 Pa，較之原始翼型約提高35.8%。當(dāng)[θ=330°]時(shí)，凹槽-襟翼翼型［[0.5c，1.0c]］區(qū)間內(nèi)吸力面負(fù)壓有效降低，較之原始翼型，翼型表面壓差明顯增加。綜上可知，相比原始翼型，凹槽襟翼翼型表面壓力波動(dòng)得到明顯改善，葉片結(jié)構(gòu)安全性明顯增強(qiáng)，同時(shí)，凹槽-襟翼可有效增加翼型表面壓差，改善葉片受力特性，對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能提升發(fā)揮積極作用。

4 結(jié) 論

為提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)效率，本文采用正交試驗(yàn)設(shè)計(jì)對凹槽-襟翼進(jìn)行優(yōu)化，并結(jié)合數(shù)值計(jì)算方法對原始與凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)開展研究，通過對比垂直軸風(fēng)力氣動(dòng)性能與流場特性，主要結(jié)論如下：

1）基于正交設(shè)計(jì)試驗(yàn)分析，凹槽-襟翼3個(gè)參數(shù)中，[h]對垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能影響較明顯，其次為[L]，且當(dāng)[h=1.75%c、][L=0.05c]及[d=1.50%c]為較優(yōu)組合。

2）較優(yōu)凹槽-襟翼可有效提高垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率，且低尖速比時(shí)作用效果較明顯。在尖速比為2.33時(shí)，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)平均風(fēng)能利用系數(shù)較原始翼型最大可提高35.82%。

3）凹槽-襟翼可有效抑制垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片翼型表面流動(dòng)分離，加速吸力面流體流動(dòng)，增大翼型表面壓差，改善葉片受力特性，垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能明顯提升。

4）當(dāng)垂直軸風(fēng)力機(jī)運(yùn)行尖速比超過2.64時(shí)，由于凹槽-襟翼阻礙了葉片于小攻角下的貼附流動(dòng)，風(fēng)能利用系數(shù)逐漸降低，且當(dāng)尖速比繼續(xù)增大，凹槽-襟翼垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能急劇下降。

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NUMERICAL STUDY OF VERTICAL AXIS WIND TURBINE WITH

DIMPLE-FLAPS BASED ON ORTHOGONAL TEST

Li Gen1，Liu Qingsong1，Li Chun1，2，Miao Weipao1，Yue Minnan1

（1. School of Energy and Power Engineering， University of Shanghai for Science and Technology， Shanghai 200093， China；

2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering， Shanghai 200093， China）

Abstract：In order to improve the aerodynamic characteristics of vertical axis wind turbine， the dimple-flap was studied in this paper. Taking NACA0021 airfoil as the research object， orthogonal experimental design was used to combine the parameters such as Gurney flap height， Gurney flap position and dimple diameter. The aerodynamic performance and flow field structure of vertical-axis wind turbine were studied by numerical calculation， and the dimple-flap flow control mechanism and its effect on vertical axis wind turbine were analyzed. The results show that the height of Gurney flap is the main factor affecting the aerodynamic performance of the vertical axis， and the best effect is achieved when the height of the flap is [1.75%c]， the position is [0.05c] and the dimple diameter is [0.15%c]. At the same time， dimple-flap can accelerate the flow on the suction surface of airfoil by changing the trailing edge kutta conditions， so as to improve the flow separation， increase the airfoil surface differential pressure， and improve the aerodynamic performance of the vertical axis wind turbine. The effect of dimple-flap on vertical axis wind turbine is more obvious at low tip speed ratio. When the tip speed ratio is 2.33， the average wind energy utilization coefficient of dimple-flap vertical axis wind turbine can increase by 35.82% compared with the original airfoil.

Keywords：vertical axis wind turbines； dimple-flap； flow control； tip speed ratio； power coefficient