前緣分布式粗糙帶對風力機翼型氣動性能的影響

收稿日期：2022-08-03

基金項目：國家重點研發(fā)計劃（2019YFB1503700）

通信作者：凡 盛（1986—），男，碩士、初級工程師，主要從事風力發(fā)電方面的研究。fansheng@csrzic.com

DOI：10.19912/j.0254-0096.tynxb.2022-1166 文章編號：0254-0096（2023）11-0325-06

摘 要：基于翼型粗糙容忍度，采用三維建模方法模擬分布式粗糙元，代替?zhèn)鹘y(tǒng)粗糙帶，并利用3D打印技術(shù)打印粗糙前緣模型。通過風洞測試，得到前緣粗糙的18%厚度風力機翼型氣動性能數(shù)據(jù)。測試結(jié)果表明，隨著雷諾數(shù)的增加，翼型的升力系數(shù)增加。前緣粗糙會導致翼型的最大升力系數(shù)減小，阻力系數(shù)上升，最大升阻比減小，失速攻角提前。同時，相同粗糙水平下，相較于前緣凸起，前緣凹坑粗糙方式對風力機翼型氣動性能影響較小。

關(guān)鍵詞：粗糙度；風洞；雷諾數(shù)；3D打?。话伎?；凸起

中圖分類號：TK81" "" "" """文獻標志碼：A

0 引 言

風電場在運行幾年后，由于風輪葉片表面粗糙造成氣動性能的下降，進而降低發(fā)電性能。造成葉片前緣粗糙的原因根據(jù)風場環(huán)境的不同而不同，比如沙石、冰雹等造成的涂層剝落、大面損傷，或昆蟲、冰等沉積物導致的外形變化，都會通過降低截面最大升力、增加阻力而降低葉片性能。風場數(shù)據(jù)表明由于昆蟲粗糙可能導致年發(fā)電量減少25%，前緣侵蝕可能導致能量損失20%或更多，對已運行2～3 a的葉片，年發(fā)電損失可能更大。因此，本文研究的表面前緣粗糙度對翼型性能的影響具有非常重要的意義。

目前，翼型粗糙度性影響的研究有理論研究以及計算流體力學仿真的方式。琚亞平等［1］、陳進等［2］采用表征粗糙度系數(shù)隨機特性的模型，對風力機翼型的升力系數(shù)、阻力系數(shù)等進行不確定性分析，并探討了翼型前緣粗糙對升力系數(shù)、阻力系數(shù)的影響。李仁年等［3］、王燕［4］、張歡等［5］、吳攀等［6］、饒帥波［7］采用CFD方法，研究風力機翼型在粗糙表面時的空氣動力學性能，總結(jié)出薄翼型對粗糙度的敏感性低，厚翼型對粗糙度的敏感性高。李長仁等［8］采用黏土作為附著物模擬葉片表面結(jié)冰及結(jié)垢，與光滑翼型相比，粗糙翼型的升力系數(shù)普遍減小，升力系數(shù)隨附著物長度和厚度的增加而降低。包能勝等［9-10］設(shè)計在風洞中實現(xiàn)研究局部增加前緣表面粗糙度對翼型性能的影響方案，測量了相關(guān)參數(shù)并分析了試驗結(jié)果。Tangler［11］通過分析翼型升阻比曲線特性逆向開發(fā)翼型，并在此基礎(chǔ)上研究固定轉(zhuǎn)捩時翼型的氣動性能，發(fā)現(xiàn)升力線斜率、最大升力系數(shù)等均有不同程度降低。Ehrmann等［12］通過在風場掃描葉片損傷外形，然后進行三維重構(gòu)，創(chuàng)建不同密度、高度的粗糙外形并進行粗糙度試驗。Wilcox等［13］提出一種污染收集效率模型，在NREL S814翼型上對不同粗糙高度、密度的模型進行了定量研究。

氣動設(shè)計者在翼型和葉片設(shè)計中也考慮了前緣粗糙的問題（即前緣粗糙敏感性），但在前緣粗糙對氣動性能影響的量化影響程度方面仍有很多問題有待解決。目前的問題主要體現(xiàn)在如下方面：

1）目前所有關(guān)于前緣粗糙敏感度的研究均基于凸粗糙點，即外來沉積物引起的粗糙方面，鮮有關(guān)于前緣侵蝕造成的凹坑對風力機翼型性能影響的試驗研究。

2）目前風力機翼型前緣粗糙影響試驗仍采用前緣貼Z-Z粗糙帶的方法，制造方法是使用雙面膠帶粘貼不同目數(shù)的砂礫，模擬粗糙高度。對于風力機翼型，由于厚度增加，邊界層厚度與航空翼型有較大不同，因此仍采用標準Z-Z粗糙帶無法反映真實的前緣粗糙對性能影響。

本文在上述研究基礎(chǔ)上，創(chuàng)新性提出對粗糙范圍、粗糙密度和粗糙元高度、粗糙類型（包括凸粗糙元和凹粗糙元）進行建模的方法，分別模擬前緣侵蝕和沉積物粗糙類型，并采用3D打印方式做成可替換前緣，以實現(xiàn)不同粗糙形式的測試。

1 試驗模型與方法

1.1 翼型模型

西北工業(yè)大學翼型/葉柵空氣動力學國家級重點試驗室有著中國領(lǐng)先的風洞測試群，本次試驗選擇在NF-3低速風洞進行。試驗設(shè)計制作的翼型使用的是公司自主開發(fā)的某相對厚度為18%的翼型，主體采用鋼木混合結(jié)構(gòu)，玻璃鋼蒙皮，模型展長1.595 m，弦長[c=1.1 m]。在模型的上下表面共開設(shè)125個測壓孔，開孔位置垂直于模型表面。為保證能測試不同粗糙度模型，翼型前緣做成可拆卸替換的模型，光滑前緣及不同粗糙形式的前緣均采用3D打印的方式制作，主體模型及3D打印的前緣粗糙模型如圖1所示。

通常尾排管安裝在模型后緣0.8c～1.3c，通過對NF-3風洞進行標定，選擇在模型后緣1.2c位置安裝總壓排管，用于測量模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓，通過翼型尾跡損失來計算翼型的阻力。

1.2 前緣粗糙模型

表面粗糙度也稱表面光潔度，指較小間距下模型表面微小峰谷的不平度，一般描述粗糙度的單位為μm，但為了盡可能真實描述風力機翼型表面粗糙損傷的大小，本文選擇的粗糙尺寸有0.3、0.5、1.0以及2.0 mm。為了確定粗糙模型模擬的范圍，首先通過數(shù)值計算確定翼型的最大升阻比對應角度作為試驗模擬的主設(shè)計狀態(tài)。污染源在隨氣流接近葉片表面時，流線發(fā)生彎曲，此時污染源根據(jù)其質(zhì)量不同有不同的表現(xiàn)：沿原運動方向以較大沖擊角直接撞擊葉片；或偏離原運動方向，在下游以較小沖擊角撞擊葉片；或沿流線運動，在遠后方以小角度撞擊葉片；或隨氣流繞過葉片。決定污染源撞擊形態(tài)的參數(shù)可定義為污染源質(zhì)量因子，用[k]表示：

[k=2mρSrefc]""""" （1）

式中：[m]——污染源質(zhì)量，kg；[ρ]——污染源密度，kg/m3；[Sref]——污染源參考面積，m2。

[k]值的取值范圍為0～1，低[k]值的污染源緊跟流線，[k]→0是污染源完全跟隨流線的極限情況，意味著不會有顆粒撞擊物面。[k]值高的污染源受周圍流場變化的影響較小，傾向于沿相對直線的彈道路徑飛行。圖2為不同[k]值下的污染源的運動軌跡。

[k]值的大小決定了粗糙模擬的范圍。本次試驗要研究粗糙模擬范圍大小的影響，因此一致性選取[k=1]，即污染源以原運動路徑，撞擊葉片表面，表示最惡劣的情況。

為確定污染（粗糙模擬）范圍，引入污染源收集效率[β]：

[β=dy0ds]"""" （2）

式中：[dy0]——上游的兩個粒子與有效風速的垂直距離，m；[ds]——兩個粒子在翼型面上的分離度，為沿翼型表面的弧線長度，m。物面繞流距離[s]為沿翼型表面的曲線長度，定義從翼型的前緣開始，沿上表面向后緣為正，沿下表面向后緣為負，如圖3所示。

通過對設(shè)計狀態(tài)下流場進行分析并結(jié)合式（2），得到試驗翼型污染收集效率[β]與翼型表面弧長的關(guān)系如圖4所示。從圖4中可看出，[β]在前緣附近的駐點位置接近于1，表明在駐點處污染顆粒以接近垂直角度撞擊物面；沿著上表面和下表面向后緣，收集效率逐漸降低，表明污染顆粒撞擊物面的可能性逐漸降低，在某個位置逐漸減小至0。對真實葉片，表面的污染不可避免，無法做到完全不受污染，因此在真實試驗模擬中，需規(guī)定一個污染收集效率的閾值，定義為污染容忍因子。在大于此值的范圍，需考慮粗糙影響；小于此值時忽略粗糙影響。

這里選擇4個粗糙容忍因子[β]=0.25、0.30、0.35、0.40，從而得到翼型在該容忍因子情況下前緣粗糙范圍所對應的弦長比例，進而可確定可替換前緣模型的弦向尺寸?？商鎿Q模型展向?qū)挾葹?00 mm。粗糙密度指粗糙點（圓）面積占粗糙模擬范圍的面積。粗糙高度對應凸起模型，為波峰與平面間的最大距離，粗糙深度對應凹坑模型，為波谷與平面間的最大距離。以粗糙容忍因子[β=0.25]、密度15%為例，粗糙模擬的范圍為下表面[19.5%c]，上表面[10.48%c]，在此曲面（展開為矩形平面）范圍內(nèi)，粗糙點（為圓形）占粗糙模擬范圍的面積為15%，對應的有粗糙高度為2 mm的凸起以及粗糙深度為[2 mm]的凹坑模型。本文涉及的粗糙模型如表1所示。

根據(jù)粗糙容忍因子的不同，使用隨機函數(shù)方法在可替換的翼型前緣隨機布置不同密度、不同高度以及范圍的凹坑和凸起來表征翼型的粗糙度，再通過3D打印得到粗糙前緣。

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 自然轉(zhuǎn)捩與固定轉(zhuǎn)捩

試驗攻角[α]設(shè)置在-15°～20°之間，攻角間隔[Δα=1°]。為了對光翼型的性能進行全面評估，試驗雷諾數(shù)范圍從2×106～6×106。圖5給出了該雷諾數(shù)范圍下，翼型的升力系數(shù)曲線以及翼型的極曲線。

從圖5a升力系數(shù)曲線可看到，隨著雷諾數(shù)的增加，升力線斜率增加、失速迎角推遲、最大升力系數(shù)增加。翼型在失速后升力下降和緩，失速性能良好。從圖5b極曲線可看出，在小升力系數(shù)范圍內(nèi)，隨著雷諾數(shù)的增加阻力系數(shù)降低，翼型低阻力系數(shù)范圍寬。但在大升力系數(shù)范圍內(nèi)（如圖5a中升力系數(shù)大于1），翼型阻力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增加，阻力增加幅值小于升力增加幅值，因此升阻比系數(shù)隨雷諾數(shù)增加而增加。

圖6給出了18%翼型不同雷諾數(shù)下固定轉(zhuǎn)捩時的升力系數(shù)和極曲線?？煽闯?，在轉(zhuǎn)捩帶作用下，升力下降、阻力增

加。失速特性滿足雷諾數(shù)規(guī)律，低阻范圍減小。轉(zhuǎn)捩帶造成升阻比下降，但雷諾數(shù)規(guī)律保持一致，最大升阻比對應的迎角基本不變。

表2給出了翼型不同測試情況下的結(jié)果。從對比可看出，在固定轉(zhuǎn)捩條件下，最大升力系數(shù)下降范圍在4%～8%，隨雷諾數(shù)增加，最大升力系數(shù)下降范圍增加。固定轉(zhuǎn)捩造成最大升阻比下降較為劇烈，減小23%～16%，雷諾數(shù)越低，最大升阻比下降越嚴重。隨著雷諾數(shù)的增加，固定轉(zhuǎn)捩會導致失速迎角提前，最大可提前約1°。

圖7給出了18%翼型特征參數(shù)隨雷諾數(shù)變化規(guī)律，從中可看出，不管是自然轉(zhuǎn)捩還是固定轉(zhuǎn)捩：1）最大升力系數(shù)隨雷諾數(shù)的增加而增加；2）最大升阻比隨雷諾數(shù)增加而增加。

2.2 前緣凹坑對翼型性能影響

在研究了雷諾數(shù)對光滑翼型的氣動性能影響后，本文對前緣粗糙的情形進行了風洞測試，試驗雷諾數(shù)Re=6×106。前緣粗糙分前緣凹坑和前緣凸起兩種形式，下面分別從兩個方面進行分析。

圖8為前緣凹坑翼型，從圖8a升力系數(shù)曲線可看出，前緣凹坑降低了葉片最大升力系數(shù)，圖8b極曲線顯示，此時最小阻力系數(shù)大于光滑翼型。同時，隨著前緣凹坑尺寸的增加，翼型的最大升力系數(shù)降低，阻力也出現(xiàn)一定程度的增加，且失速迎角提前。但整體來看，在粗糙水平為2 mm及以下時，前緣凹坑粗糙對翼型氣動性能的影響相對較小。表3給出了不同凹坑情況下翼型的氣動特性參數(shù)。

從表3可看出，本文涉及的18%厚度的翼型零升迎角約為-4°，前緣凹坑基本不會改變零升迎角的大小。但前緣凹坑會導致失速迎角變化，針對本文考慮的粗糙范圍，前緣凹坑會導致失速迎角提前1°～2°，且最大升力系數(shù)基本都會降低，最大可降低12%（20%粗糙密度，粗糙容忍因子[β]=0.35，粗糙深度為1 mm情況）。

2.3 前緣凸起對翼型性能影響

從以上分析可看出，前緣凹坑會對翼型的氣動性能有影響。在此基礎(chǔ)上，本文同時對前緣凸起的情況進行風洞測試，探討凸起對翼型氣動性能的影響。從圖9中可看出，前緣凸起明顯會降低翼型升力系數(shù)、增加阻力系數(shù)。相同凸起高度下，凸起的范圍越大，密度越大，升力線斜率降低越大，

Re=6×106

最大升力系數(shù)降低也越大，失速迎角也會提前，阻力也會增加。表4給出了不同凸起情況下翼型的氣動特性參數(shù)。從表4可看出，前緣凸起不會改變翼型的零升迎角，但會改變失速迎角。從本文考慮范圍粗糙來看，前緣凸起會導致失速迎角提前1°～2°，且最大升力系數(shù)降低，最大可降低25%（15%粗糙密度，粗糙容忍因子[β]=0.4，粗糙深度為[2 mm]情況）。

從表3與表4對比可看到，相同粗糙水平下，前緣凸起的最大升力系數(shù)均比前緣凹坑的最大升力系數(shù)要低。同時，前緣凸起最大升阻比可下降25%，但前緣凹坑下降為12%，進一步說明前緣凸起粗糙比前緣凹坑粗糙對翼型性能影響要大。粗糙度使翼型表面的邊界層從層流轉(zhuǎn)捩為湍流，湍流邊界層的摩擦阻力與表面粗糙度有關(guān)，使摩擦阻力有很大增加。也是導致粗糙翼型阻力增加，最大升力系數(shù)降低的原因。

3 結(jié) 論

1）無論光滑翼型還是固定轉(zhuǎn)捩翼型，雷諾數(shù)對翼型的氣動性能有一定影響。對本文考慮的翼型，隨著雷諾數(shù)的增加，翼型的升力系數(shù)、升力線斜率、最大升阻比均出現(xiàn)一定程度增加。

2）翼型前緣粗糙（凹坑或凸起）一般都會導致翼型的升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)增加，升阻比降低，失速迎角提前。

3）對凸粗糙元，粗糙元高度和密度越大，氣動性能損失越大。

4）相同粗糙水平下，前緣凹坑對氣動性能的影響比前緣凸起對氣動性能的影響相對要小，特別是粗糙元深度存在一個極限深度（1 mm），此時性能下降最嚴重。

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INFLUENCE OF DISTRIBUTED LEADING EDGE ROUGHNESS ON AERODYNAMIC PERFORMANCE OF WIND FOIL

Fan Sheng，Zhan Jiapu， Hu Jiehua，Liang Pengcheng，F(xiàn)eng Xuebin，Dai Longxia

（Zhuzhou Times New Material Technology Co.， Ltd.， Zhuzhou 412007， China）

Abstract：Based on the roughness tolerance of airfoil， the distributed roughness element was simulated by 3D modeling method to replace the traditional rough band， and the roughness model was printed by 3D printing technology. Through wind tunnel test， the aerodynamic performance of 18% thickness airfoil with rough leading edge was obtained. The test results proved that the lift coefficients improved with the increase of Reynolds numbers. Rough leading edge leads to lower maximum lift coefficient， higher drag coefficient， lower maximum lift-drag ratio， and earlier stall angle of attack. Meanwhile， compared with the leading edge bump， the leading edge pit roughness has less influence on the aerodynamic performance of the wind turbine airfoil.

Keywords：roughness； wind tunnel； Reynolds number； 3D printing； pit； bump