襟翼改型對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型氣動(dòng)特性的影響研究

黃智峰，蔣笑，王海鵬

（江西理工大學(xué) 能源與機(jī)械工程學(xué)院 江西 南昌 330013）

0 引 言

葉片是風(fēng)力發(fā)電技術(shù)的關(guān)鍵部件，風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)特性直接影響著風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的工作效率。傳統(tǒng)格尼襟翼通常指沿弦線方向垂直安裝在翼型壓力面尾緣處或尾緣附近的小平板，具有一定的增升效果，對(duì)翼型添加襟翼進(jìn)行改型設(shè)計(jì)一直是國內(nèi)外的研究熱點(diǎn)。Liebeck[1]最早將格尼襟翼應(yīng)用于翼型，進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)后發(fā)現(xiàn)翼型升力系數(shù)得到明顯提高，但當(dāng)襟翼高度大于弦長的2 %后，阻力損失較大。后續(xù)學(xué)者針對(duì)格尼襟翼的幾何參數(shù)和襟翼形狀進(jìn)行深入研究。Jang等人[2]將不同高度的格尼襟翼加裝于NACA4412翼型，發(fā)現(xiàn)當(dāng)襟翼高度為弦長的1.25 %時(shí)，對(duì)阻力系數(shù)的影響較小，升阻比達(dá)到最大。葉舟等人[3]通過對(duì)在尾緣處加裝不同高度格尼襟翼的NACA4412翼型進(jìn)行大渦模擬，發(fā)現(xiàn)一定的襟翼高度可延緩失速現(xiàn)象的發(fā)生。趙萬里等人[4]針對(duì)襟翼安裝位置進(jìn)行研究，研究發(fā)現(xiàn)最佳安裝位置為距尾緣2 %弦長處。Bloy等人[5]針對(duì)襟翼形狀對(duì)傳統(tǒng)格尼襟翼進(jìn)行改型設(shè)計(jì)，發(fā)現(xiàn)安裝45°三角形襟翼后翼型升阻比最大，氣動(dòng)特性最佳。沈遐齡等人[6]對(duì)格尼襟翼進(jìn)行鋸齒化處理，進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)30°齒角的襟翼可提供最佳增升效果。鄭楠等人[7]將鋸齒型襟翼加裝在NACA0018翼型尾緣處，通過數(shù)值模擬分析其降噪性能，發(fā)現(xiàn)鋸齒型襟翼在大攻角下能將不斷脫落的分離渦破碎，在各個(gè)攻角下均有較好的降噪效果。因此，加裝合理的改型襟翼可具有增升減阻、降噪、控制流動(dòng)分離等作用。

上述研究主要以NACA航空翼型作為基準(zhǔn)翼型，但在目前風(fēng)力機(jī)葉片大型化成為趨勢(shì)后，需采用相對(duì)厚度較大的翼型作為風(fēng)力機(jī)專用翼型。故本文基于前人關(guān)于襟翼增升技術(shù)的研究結(jié)果，選擇合適的襟翼高度及安裝位置，對(duì)S809翼型通過加裝不同偏轉(zhuǎn)角度的襟翼建立幾何模型，通過數(shù)值計(jì)算將各個(gè)模型對(duì)比分析，確定具有較好增升效果的襟翼安裝角度。

1 數(shù)值計(jì)算模型

1.1 幾何模型

采用由美國可再生能源研究所設(shè)計(jì)的S系列風(fēng)力機(jī)S809翼型為初始幾何模型，為適應(yīng)風(fēng)力機(jī)的特殊工作環(huán)境，該翼型具有高升阻比、運(yùn)行穩(wěn)定性較好、失速攻角較大等優(yōu)點(diǎn)，因此被廣泛應(yīng)用于大型風(fēng)力機(jī)葉片的設(shè)計(jì)[8-9]。

本文中S809翼型弦長c為600 mm，襟翼安裝位置沿弦線與尾緣距離d為5 %c，襟翼高度h為1.5 %c，固定寬度為1 mm。以襟翼與水平方向的弦線之間的夾角為襟翼安裝角度，改變安裝角度創(chuàng)建幾何模型，如圖所示，記安裝角度為90°時(shí)為case-1，記安裝角度為60°時(shí)為case-2，記安裝角度為30°時(shí)為case-3。

圖1 安裝襟翼的幾何模型

1.2 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

由于本文所研究的二維翼型幾何復(fù)雜度較低且對(duì)網(wǎng)格質(zhì)量要求較高，故采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行全局網(wǎng)格劃分。為有效分析翼型前后流場(chǎng)，創(chuàng)建的計(jì)算域分為翼型前的半圓區(qū)域和翼型后方的矩形區(qū)域。以翼型弦長c為基準(zhǔn)，前方半圓來流區(qū)半徑為20c，后方矩形尾流區(qū)長度為40c。同時(shí)將前方半圓邊界和后方矩形下邊界設(shè)定為速度進(jìn)口，確定雷諾數(shù)為1.0×106，進(jìn)口速度為24.35 m/s。后方矩形上邊界及右邊界為壓力出口，翼面及襟翼表面均設(shè)置為無滑移壁面，計(jì)算域結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 翼型計(jì)算域結(jié)構(gòu)

由于整個(gè)計(jì)算域呈C-H型分布，故進(jìn)行C型剖分劃分網(wǎng)格。對(duì)于純凈翼型，在翼型上下表面均設(shè)置節(jié)點(diǎn)數(shù)為201，以翼型網(wǎng)格為基礎(chǔ)，切分襟翼區(qū)域部分進(jìn)行二次劃分。為更有效的分析翼型邊界層內(nèi)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，翼型及襟翼壁面附近劃分高質(zhì)量的邊界層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格距離均為0.01 mm，變化比率均為1.1。襟翼安裝角度為90°時(shí)，網(wǎng)格模型如圖3所示。

圖3 翼型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格模型

1.3 計(jì)算方法

在風(fēng)力機(jī)實(shí)際運(yùn)行工況下，氣流流動(dòng)為低馬赫數(shù)且不可壓流動(dòng)。故基于壓力求解器進(jìn)行定常計(jì)算，選擇Transition SST模型為湍流模型，選擇SIMPLE算法為壓力和速度關(guān)聯(lián)算法，采用精度較高的二階格式對(duì)各項(xiàng)物理量進(jìn)行離散[10-11]。

2 結(jié)果與分析

2.1 升阻力系數(shù)

本文計(jì)算得到各個(gè)模型在4.10°～20.16°攻角范圍內(nèi)的升阻力系數(shù)變化曲線如圖4和圖5所示。分析圖4可知：在整個(gè)攻角范圍內(nèi)，純凈翼型和安裝襟翼后的模型升力系數(shù)均呈現(xiàn)出先增大后減小的變化趨勢(shì)，因攻角過大后氣流在吸力面發(fā)生分離導(dǎo)致升力系數(shù)急速下降。當(dāng)純凈翼型的失速攻角為16.22°，安裝三種角度襟翼后翼型失速攻角均提前，case-1和case-2的失速攻角提前至15.23°；襟翼安裝角度為30°時(shí)，翼型在12.23°開始失速。當(dāng)攻角小于失速攻角時(shí)，case-1和case-2升力系數(shù)較S809翼型均有所增加。當(dāng)攻角小于10.20°時(shí)，case-2的增升效果比case-1好。襟翼安裝角度為90°和60°時(shí)，純凈翼型的最大升力系數(shù)1.16分別提升至1.2352和1.2158。但是，當(dāng)攻角大于失速攻角后，case-1和case-2的升力曲線以較大斜率快速下降；當(dāng)攻角大于19.18°后，case-1和case-2的升力系數(shù)均小于S809翼型。對(duì)于case-3，當(dāng)攻角大于8.20°時(shí)，翼型升力系數(shù)明顯下降且小于純凈翼型，表明在大攻角下安裝改型襟翼是不利的。

圖4 改型襟翼對(duì)升力系數(shù)的影響

圖5 阻力系數(shù)變化圖

分析圖5可知：當(dāng)攻角大于8.20°時(shí)，安裝改型襟翼后翼型阻力系數(shù)均增大。在4.10°～8.20°小攻角范圍內(nèi)，case-2的阻力系數(shù)小于純凈翼型和case-1。但是當(dāng)翼型攻角大于失速攻角后，case-2與case-1的阻力變化區(qū)線以近乎相同斜率大幅上升。在攻角為20.16°時(shí)，各個(gè)算例阻力系數(shù)達(dá)到最大，純凈翼型、case-1、case-2和case-3的阻力系數(shù)分別為0.1582、0.2373、0.249和0.2355?；诩儍粢硇?，最大阻力系數(shù)增幅分別為50 %、57.40 %和48.86 %，阻力系數(shù)增幅遠(yuǎn)大于升力系數(shù)，表明在大攻角下安裝三種襟翼后氣動(dòng)性能明顯降低。

2.2 翼型表面壓力系數(shù)分布

翼型壓力系數(shù)分布曲線可通過反映翼面上的壓力變化對(duì)翼型升力和阻力變化進(jìn)行分析，故計(jì)算得到12.23°、17.21°、20.16°三個(gè)攻角下的各個(gè)襟翼翼型表面壓力系數(shù)分布曲線，如圖6所示。分析圖6可知：對(duì)于純凈翼型，隨著來流攻角的增大，吸力面中部壓力逐漸下降，后緣壓力系數(shù)基本相等的分離區(qū)向前發(fā)展，說明隨著來流攻角的增大，在吸力面上的流動(dòng)分離點(diǎn)逐漸前移，導(dǎo)致翼型上下表面壓力差減小，使翼型升力降低。襟翼安裝角度為30°時(shí)，會(huì)明顯加速此趨勢(shì)，因此case-3的升力系數(shù)在各個(gè)攻角下均小于純凈翼型。

圖6 改型襟翼對(duì)壓力系數(shù)的影響

當(dāng)攻角為12.23°時(shí)，case-1和case-2在翼型前半部分處壓力系數(shù)分布與純凈翼型基本一致。但是在翼型后緣處吸力面吸力變大，壓力面壓力增加且在襟翼安裝位置處達(dá)到峰值，使得翼型后緣壓差顯著增大，導(dǎo)致升力提高。當(dāng)攻角為17.21°時(shí)，純凈翼型吸力面在40 %c后開始出現(xiàn)分離區(qū)，case-1和case-2分離點(diǎn)略微提前；相比于攻角為12.23°時(shí)，case-1和case-2翼型尾緣表面壓差增幅減小。當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，case-1和case-2在翼型中部后壓力系數(shù)分布曲線幾乎與純凈翼型重合。但前緣分離點(diǎn)明顯提前，使得壓力系數(shù)分布曲線上下表面圍成面積減小，翼型升力下降。

2.3 流場(chǎng)特性及渦量分布

為進(jìn)一步研究改型襟翼對(duì)翼型流場(chǎng)特性的影響以及襟翼的增升機(jī)理，圖7為在14.23°攻角下的流線分布、壓力云圖和后緣襟翼放大圖。

圖7 流線分布、壓力云圖和后緣襟翼放大圖

分析圖7可知，由于逆壓梯度和黏性阻力的影響，S809翼型吸力面下流處，發(fā)生流動(dòng)分離，在尾緣處產(chǎn)生旋向相反的分離渦和二次尾渦，此時(shí)尾渦的尺度較小。對(duì)于case-2和case-3，翼型吸力面二次尾渦變大并向下移到襟翼后方，分離渦的影響區(qū)域明顯擴(kuò)大，同時(shí)翼型尾緣后方出現(xiàn)較大的負(fù)壓區(qū)。隨著襟翼安裝角度的減小，二次尾渦的尺寸逐漸變大，吸力面后方的負(fù)壓區(qū)面積增大、顏色加深，使翼型升力得到提高。但是，尾渦變大的同時(shí)增大了分離區(qū)面積，使翼型阻力也有所增大。

安裝改型襟翼后，翼型尾緣處的流線分布和壓力分布出現(xiàn)顯著變化。由于襟翼的存在導(dǎo)致來流氣流受到阻礙，在襟翼前方與翼型壓力面的夾角區(qū)域處產(chǎn)生一個(gè)較小的旋渦。對(duì)于case-1，其高度約為襟翼高度的50 %。隨著襟翼安裝角度的減小，襟翼前旋渦逐漸變小。當(dāng)襟翼安裝角度為30°時(shí)，該旋渦幾乎消失。同時(shí)，由于襟翼前旋渦的存在，襟翼前方翼型壓力面正壓區(qū)顏色加深，正壓區(qū)面積增大，導(dǎo)致壓力面壓力升高。另外，安裝襟翼后，在襟翼后方也出現(xiàn)一對(duì)反向渦，它們的高度約為安裝襟翼的垂直高度。由于該對(duì)反向渦的存在，襟翼后方壓力面區(qū)域變?yōu)樨?fù)壓區(qū)，襟翼前后兩處壓強(qiáng)變化增加了后緣壓力差導(dǎo)致升力提高。

為進(jìn)一步分析襟翼對(duì)翼型流場(chǎng)的影響，采用Q準(zhǔn)則計(jì)算渦量，得到攻角為17.21°時(shí)各個(gè)算例的渦量分布，如圖8所示。圖8中的深紅色正渦區(qū)域表示此處出現(xiàn)動(dòng)量較大的渦旋，可直觀看到翼型吸力面上方的分離泡和襟翼前后的渦分布，發(fā)現(xiàn)與上述流線圖所示旋渦分布相同。安裝襟翼后，襟翼后方的正渦區(qū)向吸力面發(fā)展，加速吸力面處較小的二次尾渦的向后脫落，同時(shí)使其尺度得到增大，導(dǎo)致分離區(qū)面積增大，阻力系數(shù)變大，使氣動(dòng)性能降低。

圖8 改型襟翼對(duì)渦量分布圖的影響

3 結(jié)論

本文采用Transition SST模型求解N-S方程，對(duì)無襟翼的S809翼型和加裝不同偏轉(zhuǎn)角度的格尼襟翼的翼型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，對(duì)得到的不同攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)、表面壓力系數(shù)等氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行可視化處理。對(duì)比分析不同安裝角度襟翼的增升效果，根據(jù)翼型附近的流線分布、壓力分布和渦量分布研究襟翼對(duì)流場(chǎng)特性的影響及增升機(jī)理，得出結(jié)論：

1) 安裝角度為90°和60°的襟翼，在中小攻角范圍內(nèi)具有一定的增升效果，最大升力系數(shù)(1.169)分別提升至1.2352和1.2158，分別提高5.66%和3.95 %。但在大攻角下加裝襟翼后升力系數(shù)小于純凈翼型。

2) 安裝襟翼使翼型后緣處壓力系數(shù)差值變大，襟翼前后出現(xiàn)的旋渦產(chǎn)生的正壓區(qū)和負(fù)壓區(qū)為襟翼增升的主要原因。

3) 安裝襟翼后翼型的阻力系數(shù)均增大，失速攻角略微提前。安裝襟翼后翼型吸力面上方及襟翼前后流場(chǎng)結(jié)構(gòu)發(fā)生明顯變化，發(fā)現(xiàn)分離區(qū)的變大是阻力增加的主要原因。