伸縮式斜柱對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能影響研究

收稿日期：2021-12-31

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（51976131；51676131）；國(guó)際（地區(qū)）合作與交流項(xiàng)目（51811530315）；上海“科技創(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：葉 舟（1973—），男，博士、副教授、碩士生導(dǎo)師，主要從事風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)方面的研究。942797177@qq.com

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2021-1616 文章編號(hào)：0254-0096（2023）05-0376-08

摘 要：為改善垂直軸風(fēng)力機(jī)動(dòng)態(tài)失速特性，提出一種可隨風(fēng)力機(jī)方位角變化而自動(dòng)伸縮的斜柱結(jié)構(gòu)翼型。以NACA0021翼型為研究對(duì)象，采用數(shù)值模擬方法，分析其對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)性能的影響。結(jié)果表明：伸縮式斜柱在作用方位角內(nèi)可顯著抑制流動(dòng)分離并提高垂直軸風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)矩，最大風(fēng)能利用系數(shù)較原始翼型提高13.6%；同時(shí)，伸縮式斜柱可使最佳工況點(diǎn)向低尖速比偏移，提高整機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的穩(wěn)定性。

關(guān)鍵詞：垂直軸風(fēng)力機(jī)；主動(dòng)控制；流動(dòng)分離；氣動(dòng)性能；伸縮式斜柱；尖速比

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

0 引 言

風(fēng)能作為一種可再生能源，已成為世界上安全、清潔的主要能源。風(fēng)力機(jī)作為捕獲風(fēng)能的重要裝置，按風(fēng)輪轉(zhuǎn)軸與地面位置關(guān)系可分為水平軸風(fēng)力機(jī)（horizontal axis wind turbine，HAWT）與垂直軸風(fēng)力機(jī)（vertical axis wind turbine，VAWT）［1-2］。相較于水平軸，垂直軸風(fēng)力機(jī)因具有無(wú)需對(duì)風(fēng)、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、制造成本低、維修方便及噪音小等優(yōu)點(diǎn)［3］，廣受?chē)?guó)內(nèi)外關(guān)注。然而，垂直軸風(fēng)力機(jī)固有的結(jié)構(gòu)特性，使其在運(yùn)行過(guò)程中極易出現(xiàn)周期性動(dòng)態(tài)失速，不僅易引起葉片吸力面發(fā)生流動(dòng)分離和降低氣動(dòng)特性，還會(huì)導(dǎo)致整機(jī)氣動(dòng)載荷波動(dòng)劇烈，引發(fā)安全事故［4］。為此，通過(guò)翼型改型或流動(dòng)控制技術(shù)以改善垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能顯得尤為關(guān)鍵［5］。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)外科研工作者在通過(guò)翼型改型的流動(dòng)控制技術(shù)提升其氣動(dòng)性能方面已開(kāi)展了大量研究。Belamadi等［6］基于S809翼型，通過(guò)數(shù)值仿真研究開(kāi)槽位置、寬度以及坡度對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，結(jié)果表明：在10°～20°攻角下，特定位置的開(kāi)槽翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)均優(yōu)于原始翼型。文獻(xiàn)［7］以NACA0018為基準(zhǔn)翼型，研究襟翼相對(duì)長(zhǎng)度對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)襟翼不僅可以改善翼型的失速特性，同時(shí)可顯著提高其升力系數(shù)，且翼型失速攻角隨襟翼相對(duì)長(zhǎng)度增大而減小。劉玥等［8］對(duì)小型風(fēng)力機(jī)NACA4415翼型表面凹槽展開(kāi)研究，發(fā)現(xiàn)凹陷的溝槽表面可消除翼型表面形成的層狀分離氣泡，對(duì)于淺凹槽，較小的凹槽長(zhǎng)寬比可更好地捕獲渦流旋渦；對(duì)于深凹槽，較大的凹槽長(zhǎng)寬比可更好地穩(wěn)定渦流旋渦，且凹槽的端點(diǎn)可影響凹槽內(nèi)潛在的渦流大小。Bramesfeld等［9］在翼型表面加裝氣動(dòng)彈片，得出氣動(dòng)彈片僅適用于大攻角，而在小攻角下會(huì)破壞流體附著壁面的能力，導(dǎo)致翼型升力減小，阻力增大；在大攻角下彈片的存在使得最大升力系數(shù)提高約20%。文獻(xiàn)［10］研究了彈片幾何參數(shù)對(duì)風(fēng)力機(jī)翼型的影響，發(fā)現(xiàn)在小攻角下，彈片會(huì)產(chǎn)生負(fù)面影響，而在大攻角下，尺寸越長(zhǎng)，其增升減阻效果越顯著。每個(gè)攻角下存在一個(gè)最優(yōu)的彈片角度，而并非線(xiàn)性關(guān)系。Bianchini等［11］將格尼襟翼運(yùn)用于垂直軸風(fēng)力機(jī)，分析不同安裝位置對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，得出在中低尖速比時(shí)選擇合適的格尼襟翼構(gòu)型可顯著提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能，且該構(gòu)型可抑制高尖速比葉片尾渦脫落。朱海天等［12］研究了格尼襟翼幾何參數(shù)對(duì)直葉片垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)相較于長(zhǎng)格尼襟翼，短格尼襟翼可有效降低風(fēng)力機(jī)在下風(fēng)區(qū)域的空氣動(dòng)力損失，且最佳格尼襟翼高度為[0.75%c]（c為翼型弦長(zhǎng)）。文獻(xiàn)［13］在葉片尾緣安裝彎板，數(shù)值研究了彎板幾何參數(shù)對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)：彎板在一定程度上可改善直線(xiàn)翼垂直軸風(fēng)力機(jī)自啟動(dòng)特性及動(dòng)態(tài)輸出特性，并提高低尖速比下風(fēng)力機(jī)的功率系數(shù)。Mahdi等［14］將多孔介質(zhì)運(yùn)用于翼型和垂直軸風(fēng)力機(jī)，分析6個(gè)不同的多孔介質(zhì)位置，得出在翼型壓力面布置多孔介質(zhì)后，可顯著提高升阻比，運(yùn)用于整機(jī)后，扭矩系數(shù)及功率系數(shù)均有所提高。

然而，上述研究大多基于被動(dòng)流動(dòng)控制。垂直軸風(fēng)力機(jī)在實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中，由于葉片攻角周期性變化，使得葉片吸力面和壓力面交替變換，導(dǎo)致多數(shù)被動(dòng)控制方案在部分方位角下得不到較好的流動(dòng)控制效果，甚至?xí)档痛怪陛S風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能。因此，針對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)運(yùn)行特點(diǎn)，本文提出一種新型伸縮式斜柱（telescopic inclined column，TIC）結(jié)構(gòu)，并采用主動(dòng)控制策略實(shí)現(xiàn)斜柱隨葉片方位角做伸縮運(yùn)動(dòng)。通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)（computational fluid dynamics，CFD）軟件STAR-CCM+，采用滑移網(wǎng)格和重疊網(wǎng)格相結(jié)合的方法，分析TIC翼型對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，最終達(dá)到提高整機(jī)氣動(dòng)性能的目的。

1 計(jì)算模型及方法

1.1 幾何模型及氣動(dòng)參數(shù)

本文選用NACA0021［15］作為原始翼型。將TIC結(jié)構(gòu)應(yīng)用于垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片，所研究的直線(xiàn)翼垂直軸風(fēng)力機(jī)幾何模型如圖1a所示。其中，[θ]為葉片方位角，[ω]為風(fēng)力機(jī)旋轉(zhuǎn)角速度，[O]為旋轉(zhuǎn)中心，[V∞]為水平方向均勻來(lái)流風(fēng)速。TIC結(jié)構(gòu)如圖1b所示。在翼型內(nèi)側(cè)距尾緣[0.3c]處布置凹槽-斜柱結(jié)構(gòu)，凹槽寬度[WS=3%c]，斜柱寬度[WC=1%c]，凹槽深度[LS=17%c]，斜柱長(zhǎng)度[LC=15%c]，斜柱角度[α=30°]。

為與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行比對(duì)，垂直軸風(fēng)力機(jī)基本幾何參數(shù)均與文獻(xiàn)［16］保持一致，詳細(xì)參數(shù)如表1所示。

翼面壓力系數(shù)[Cp]是衡量翼型表面壓力分布的重要參數(shù)［17］。如式（1）所示：

[Cp=2（p-p∞）/（ρV∞2?c）] （1）

式中：[p]、[p∞]——翼型表面壓力強(qiáng)度與來(lái)流壓力強(qiáng)度，Pa；[ρ]——空氣密度，kg/m3。

衡量垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的兩個(gè)重要指標(biāo)分別為轉(zhuǎn)矩系數(shù)[CM]與風(fēng)能利用系數(shù)[CP]，如式（2）、式（3）所示［18］。

[CM=2M/（ρAV2∞）] （2）

[CP=2P/（ρAV3∞）] （3）

式中：[M]——葉片平均轉(zhuǎn)矩，N·m；[P]——輸出功率，W；[A]——風(fēng)輪掃風(fēng)面積，m2。

葉尖速比[λ]是葉片葉尖線(xiàn)速度與來(lái)流風(fēng)速的比值，其為表示風(fēng)力機(jī)性能的另一個(gè)重要參數(shù)指標(biāo)。

[λ=ω?R/V∞] （4）

1.2 計(jì)算域及網(wǎng)格分布

計(jì)算域及邊界條件如圖2所示，為確保計(jì)算模型的可靠性，將整個(gè)計(jì)算域劃分為4個(gè)子區(qū)域，其中[Z1]為外流域；[Z2]為網(wǎng)格加密區(qū)；[Z3]為葉片旋轉(zhuǎn)域；[Z4]為旋轉(zhuǎn)域。外流域邊界AB為速度進(jìn)口，距離風(fēng)輪中心[20R]；邊界CD為壓力出口，距離風(fēng)輪中心[60R]；邊界AD、BC均設(shè)置為對(duì)稱(chēng)壁面，分別距離風(fēng)輪中心20R。[Z1、Z3、Z4]邊界設(shè)置為Interface，保證不同區(qū)域邊界信息交換的準(zhǔn)確性。翼型及TIC結(jié)構(gòu)表面均設(shè)為無(wú)滑移壁面。流體介質(zhì)為空氣，密度[ρ=1.184 kg/m3]，動(dòng)力黏度[μ=1.855×10-5 kg/（m?s）]。

文獻(xiàn)［19］表明，相較于四面體網(wǎng)格，多面體網(wǎng)格具有更好的收斂性，為減小計(jì)算時(shí)間、節(jié)省計(jì)算資源及保證計(jì)算精度，采用多面體網(wǎng)格，可極大程度上降低計(jì)算過(guò)程中對(duì)網(wǎng)格的依賴(lài)性，因此本文采用二維多邊形網(wǎng)格。為實(shí)現(xiàn)TIC伸縮，TIC區(qū)域采用重疊網(wǎng)格技術(shù)。翼型及TIC壁面采用棱柱層網(wǎng)格以捕捉邊界層流動(dòng)，壁面首層網(wǎng)格高度約為[1×10-5 m]，以滿(mǎn)足[y+≈1]。網(wǎng)格分布如圖3所示。

1.3 湍流模型及計(jì)算方法

文獻(xiàn)［20-21］驗(yàn)證了不同湍流模型計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，發(fā)現(xiàn)SST k-ω模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值擁有更高的吻合度，故本文選用SST k-ω模型進(jìn)行計(jì)算。

基于有限體積法，求解雷諾時(shí)均非定常N-S方程。由于風(fēng)力機(jī)在運(yùn)行過(guò)程中馬赫數(shù)小于0.3，故可將流體視為不可壓縮流動(dòng)。采用基于壓力速度耦合的SIMPLE算法，控制方程各項(xiàng)均采用二階格式。

1.4 TIC主動(dòng)控制策略

風(fēng)力機(jī)在實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中，翼型攻角會(huì)隨方位角產(chǎn)生周期性變化，而TIC結(jié)構(gòu)在小攻角下并不利于葉片氣動(dòng)性能的提升。由文獻(xiàn)［22］可知，風(fēng)力機(jī)在迎風(fēng)區(qū)，尤其方位角處于90°附近時(shí)，葉片吸力面與壓力面存在較大壓差，相反背風(fēng)區(qū)的壓差較小，說(shuō)明風(fēng)力機(jī)提取的風(fēng)能大部分來(lái)自迎風(fēng)區(qū)。因此，針對(duì)這一特性，本文提出一種主動(dòng)式TIC運(yùn)動(dòng)控制策略。圖4為T(mén)IC伸縮速度[VTIC]隨葉片方位角的變化關(guān)系，其中正值為伸出運(yùn)動(dòng)，負(fù)值為回縮運(yùn)動(dòng)。

由圖1a可知TIC結(jié)構(gòu)分別布置于垂直軸風(fēng)力機(jī)3個(gè)葉片的內(nèi)側(cè)。由圖4可知，TIC在方位角[θ=90°～135°]時(shí)，以速度[VTIC]伸出；在[θ=135°～180°]時(shí)以速度[-VTIC]回縮；位于其他方位角時(shí)，TIC結(jié)構(gòu)均處于凹槽內(nèi)，以保證翼型外形不變。所以TIC運(yùn)動(dòng)速度[VTIC]可定義為：

[VTIC=LC/（T/8）] （5）

[T=2π/ω] （6）

式中：[T]——單葉片繞中心軸旋轉(zhuǎn)一周所用時(shí)間，s。

2 可靠性驗(yàn)證

2.1 網(wǎng)格無(wú)關(guān)性

為驗(yàn)證網(wǎng)格無(wú)關(guān)性，采用3套粗糙程度不同的網(wǎng)格進(jìn)行數(shù)值模擬。選取尖速比為2.64時(shí)的轉(zhuǎn)矩作為評(píng)估標(biāo)準(zhǔn)。3種方案下的網(wǎng)格數(shù)量、整機(jī)平均轉(zhuǎn)矩及瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩如表2和圖5所示。

由表2可知，隨網(wǎng)格數(shù)增加，整機(jī)平均轉(zhuǎn)矩也不斷增大，Mesh1和Mesh2對(duì)應(yīng)的平均轉(zhuǎn)矩相差10.9%，而Mesh2與Mesh3對(duì)應(yīng)的平均轉(zhuǎn)矩僅相差1.5%。由圖5可知，隨著風(fēng)力機(jī)的穩(wěn)定運(yùn)轉(zhuǎn)，Mesh2和Mesh3在各方位角下的瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩非常接近。因此，在滿(mǎn)足計(jì)算精度和節(jié)約計(jì)算時(shí)間的情況下，選取Mesh2作為本次研究的最終網(wǎng)格方案。

2.2 模擬可靠性

根據(jù)已驗(yàn)證的網(wǎng)格數(shù)量，對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行可靠性驗(yàn)證并與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，圖6為不同尖速比下垂直軸風(fēng)力機(jī)計(jì)算與實(shí)驗(yàn)下的平均風(fēng)能利用系數(shù)。

由圖6可知，隨尖速比增大，風(fēng)能利用系數(shù)計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值整體變化趨勢(shì)有較好的一致性，計(jì)算結(jié)果略高于試驗(yàn)結(jié)果，主要由于簡(jiǎn)化的二維模型未考慮垂直軸風(fēng)力機(jī)主軸、支撐桿及葉尖損失等影響，忽略試驗(yàn)過(guò)程中存在的摩擦損耗等因素。綜上所述，本研究在非定常條件下的計(jì)算方法具有可靠性。

3 結(jié)果及分析

3.1 尖速比影響

為探究尖速比對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，分別計(jì)算尖速比為1.43、1.68、2.03、2.33、2.50、2.64、3.08、3.30這8種工況下風(fēng)力機(jī)對(duì)應(yīng)的風(fēng)能利用系數(shù)，圖7為原始及TIC翼型垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)隨尖速比的變化曲線(xiàn)。

由圖7可知，TIC翼型能夠明顯提升垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)。對(duì)比原始翼型，TIC翼型垂直軸風(fēng)力機(jī)最佳尖速比有所降低，最大風(fēng)能利用系數(shù)得到提高。當(dāng)尖速比為2.03時(shí)，整機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)提高169.3%；當(dāng)尖速比為2.50時(shí)，TIC翼型垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)為0.45，相對(duì)于原始翼型風(fēng)能利用系數(shù)0.36增長(zhǎng)25%，此時(shí)風(fēng)能利用系數(shù)達(dá)到峰值，較原始翼型最大風(fēng)能利用系數(shù)提高13.6%。

TIC翼型導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)最佳工況向低尖速比移動(dòng)，使得風(fēng)力機(jī)在相同風(fēng)速下轉(zhuǎn)速降低，從而減小葉片離心力提高風(fēng)力機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的安全穩(wěn)定性。當(dāng)風(fēng)力機(jī)運(yùn)行工況超過(guò)最佳尖速比時(shí)，TIC翼型主動(dòng)控制策略對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的提升效果開(kāi)始減弱。尖速比超過(guò)2.64后，因垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片攻角較低，翼面未產(chǎn)生明顯分離，但TIC伸出會(huì)破壞原本附著在翼面上的流體，故垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)大幅降低，當(dāng)尖速比為3.08、3.30時(shí)，TIC翼型風(fēng)能利用系數(shù)較原始翼型分別降低12.5%、22.7%。

3.2 旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)動(dòng)態(tài)轉(zhuǎn)矩分析

為研究風(fēng)力機(jī)單葉片轉(zhuǎn)矩變化，不同工況對(duì)應(yīng)原始及TIC翼型垂直軸風(fēng)力機(jī)瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩變化規(guī)律曲線(xiàn)，如圖8所示，其中0°～180°為迎風(fēng)區(qū)，180°～360°為背風(fēng)區(qū)。

由圖8可知，不同尖速比下TIC翼型對(duì)風(fēng)力機(jī)轉(zhuǎn)矩的提升均優(yōu)于原始翼型，且最大轉(zhuǎn)矩均顯著提高。當(dāng)尖速比為2.03時(shí)，原始翼型單葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩在方位角達(dá)到240°后出現(xiàn)明顯波動(dòng)，而采用TIC翼型主動(dòng)控制策略下的單葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩波動(dòng)較小，這說(shuō)明此控制策略下的風(fēng)力機(jī)輸出功率更加穩(wěn)定；當(dāng)尖速比為2.33時(shí)，TIC與原始翼型單葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩差在方位角為90°附近進(jìn)一步增大，轉(zhuǎn)矩變化曲線(xiàn)較尖速比為2.03工況下更為穩(wěn)定；當(dāng)尖速比為2.50時(shí)，TIC翼型主動(dòng)控制策略的作用減弱，兩者差異逐漸減小；當(dāng)尖速比增長(zhǎng)至2.64時(shí)，TIC翼型對(duì)風(fēng)力機(jī)單葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩影響與原始翼型基本保持一致。

3.3 旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)動(dòng)態(tài)切向力分析

根據(jù)上文分析研究，現(xiàn)對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)在不同尖速比下所受平均切向力進(jìn)行分析，探究原始及TIC翼型所受平均切向力對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的機(jī)理，圖9為4種尖速比下，垂直軸風(fēng)力機(jī)平均切向力隨方位角變化規(guī)律曲線(xiàn)。

從圖9可看出，在所研究尖速比范圍內(nèi)，TIC翼型均不同程度增大了垂直軸風(fēng)力機(jī)平均切向力。當(dāng)尖速比為2.03時(shí)，TIC翼型對(duì)整機(jī)平均切向力提升顯著，較原始風(fēng)力機(jī)平均切向力標(biāo)準(zhǔn)差4.8106提高到4.9016，這說(shuō)明TIC翼型風(fēng)力機(jī)波動(dòng)幅值增大，導(dǎo)致垂直軸風(fēng)力機(jī)所承受的載荷波動(dòng)增強(qiáng)，對(duì)其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度提出更高的要求；當(dāng)尖速比為2.33時(shí)，TIC翼型風(fēng)力機(jī)平均切向力標(biāo)準(zhǔn)差由原始的5.7433降低至3.8175，不僅降低了整機(jī)波動(dòng)幅值，使得整機(jī)輸出功率穩(wěn)定，延長(zhǎng)風(fēng)力機(jī)壽命，而且當(dāng)方位角處于120°～150°內(nèi)，風(fēng)力機(jī)平均切向力顯著提高；當(dāng)尖速比達(dá)到2.50時(shí)，TIC整機(jī)平均切向力增長(zhǎng)趨勢(shì)較2.33尖速比工況下減弱，原始及TIC翼型風(fēng)力機(jī)波動(dòng)幅值接近，但TIC翼型風(fēng)力機(jī)平均切向力仍有所提升；當(dāng)尖速比為2.64時(shí)，原始翼型整機(jī)平均切向力標(biāo)準(zhǔn)差為4.1324，TIC翼型整機(jī)平均切向力標(biāo)準(zhǔn)差為4.0830，采用主動(dòng)控制策略下的TIC翼型作用減弱，原始及TIC翼型整機(jī)平均切向力基本保持一致。

3.4 動(dòng)態(tài)流場(chǎng)及翼面壓力系數(shù)分析

為進(jìn)一步說(shuō)明TIC翼型對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的作用機(jī)理，針對(duì)尖速比為2.50時(shí)風(fēng)能利用系數(shù)達(dá)到峰值情況，取原始及TIC翼型單葉片附近速度與流線(xiàn)分布圖進(jìn)行對(duì)比，因風(fēng)力機(jī)提取的風(fēng)能大部分來(lái)自迎風(fēng)區(qū)，且葉片方位角位于90°～180°時(shí)，葉片兩側(cè)存在較為明顯的壓差，故選擇方位角為90°、120°、150°及180°進(jìn)行相對(duì)速度場(chǎng)分析。

由圖10可知，當(dāng)方位角處于90°～180°時(shí)，原始翼型內(nèi)側(cè)均出現(xiàn)不同程度的流動(dòng)分離，TIC翼型可有效改善流動(dòng)分離現(xiàn)象。當(dāng)葉片方位角由90°轉(zhuǎn)至120°后，附著在原始翼型表面的流體開(kāi)始出現(xiàn)流動(dòng)分離，而采用主動(dòng)控制策略下的TIC結(jié)構(gòu)逐漸伸出，破壞原本應(yīng)該出現(xiàn)的流動(dòng)分離，導(dǎo)致翼型氣動(dòng)性能提高；當(dāng)葉片方位角由120°轉(zhuǎn)至150°時(shí)，原始翼型內(nèi)側(cè)出現(xiàn)大面積流動(dòng)分離，翼面產(chǎn)生的小渦不斷聚集，致大渦形成導(dǎo)致劇烈失速渦脫落現(xiàn)象，分離點(diǎn)向翼型前緣移動(dòng)，而對(duì)于TIC翼型，因斜柱的伸出，將原本大的分離渦打散成幾個(gè)小渦并穩(wěn)定在斜柱兩側(cè)，減少渦脫落；當(dāng)方位角由150°轉(zhuǎn)至180°后，流體雖能重新附著在原始翼型表面，但由于該過(guò)程為瞬態(tài)過(guò)程，之前脫落的渦仍會(huì)影響翼型氣動(dòng)性能，降低整機(jī)風(fēng)能利用率，而TIC翼型因控制策略的作用，斜柱由伸出到回縮，使得流體可以很好地吸附在翼型表面，提高翼型氣動(dòng)性能，最終導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用率增大。

圖11為尖速比[λ=2.50]時(shí)，原始與TIC翼型在不同方位角下翼面壓力系數(shù)[Cp]隨弦長(zhǎng)（[x/c]）的分布曲線(xiàn)。由圖11可知，不同方位角下TIC翼型吸力面壓力產(chǎn)生顯著變化。當(dāng)[θ=90°]時(shí)，原始及TIC翼型壓力面壓力系數(shù)基本吻合，但TIC翼型吸力面壓力系數(shù)略高于原始翼型吸力面壓力系數(shù)；當(dāng)[θ=120°]時(shí)，在［[0，0.6c]］內(nèi)原始翼型表面壓差略高于TIC翼型，在［[0.6c，0.9c]］內(nèi)TIC翼型吸力面壓力系數(shù)較原始翼型有較大波動(dòng)；當(dāng)[θ=150°]時(shí)，TIC翼型在［0，[0.4c]］內(nèi)吸力面壓力系數(shù)遠(yuǎn)高于原始翼型，大幅提高翼型前緣吸力面負(fù)壓峰值，使翼型分離點(diǎn)后移，減小失速對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，且在［[0.4c，0.9c]］內(nèi)TIC結(jié)構(gòu)明顯降低了翼型表面壓力系數(shù)波動(dòng)，提高結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性、安全性；當(dāng)[θ=180°]時(shí)，TIC翼型完成斜柱縮回凹槽運(yùn)動(dòng)，此時(shí)相較于原始翼型，TIC翼型表面仍有較大的壓差，整機(jī)受力性能增加，進(jìn)而導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)整體氣動(dòng)性能得到提升。

4 結(jié) 論

為提高垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能，提出一種伸縮式斜柱結(jié)構(gòu)，利用CFD方法，模擬研究該結(jié)構(gòu)翼型對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響，得到以下結(jié)論：

1）在翼型尾緣布置伸縮式斜柱，采用主動(dòng)控制策略，可顯著提高垂直軸風(fēng)力機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)，與原始翼型相比，最大風(fēng)能利用系數(shù)提高13.6%。

2）TIC翼型令風(fēng)力機(jī)最佳工況向低尖速比移動(dòng)，使風(fēng)力機(jī)在相同風(fēng)速下轉(zhuǎn)速降低，減小葉片離心力以提高風(fēng)力機(jī)運(yùn)行過(guò)程中的安全穩(wěn)定性。當(dāng)運(yùn)行尖速比超過(guò)最佳工況后，TIC翼型對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能提升作用開(kāi)始減弱。

3）TIC翼型使垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩、切向力及翼型吸力面壓力系數(shù)在迎風(fēng)區(qū)明顯提升，大幅提高翼型前緣吸力面負(fù)壓峰值，使翼型分離點(diǎn)后移，減小失速對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。

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STUDY ON EFFECT OF TELESCOPIC INCLINED COLUMNS ON AERODYNAMIC PERFORMANCE OF VERTICAL AXIS WIND TURBINE

Ou Huahao 1，Ye Zhou1，2，Liu Qingsong1，Li Gen1，Luo Shuai1，Li Chun1，2

（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 dynamic stall characteristics of vertical axis wind turbine， an airfoil with inclined column structure that can automatically expand and contract with the change of wind turbine azimuth angle is proposed. Taking the NACA0021 airfoil as the research object， the numerical simulation method is used to analyze its influence on the dynamic aerodynamic performance of the vertical axis wind turbine. The results show that the telescopic inclined column can significantly suppress the flow separation and increase the torque of the vertical axis wind turbine within the action phase angle， and the maximum power coefficient is increased by 13.6% compared with the original airfoil. At the same time， the telescopic inclined column can make the best working point offset to low tip speed ratio to improve the stability of the VAWT during operation.

Keywords：vertical axis wind turbine； active control； flow separation； aerodynamic performance； telescopic inclined column； tip speed ratio