典型风力机翼型的增升技术研究

王 鹏，王 龙，李 亮，孙伦业，来永斌

（1,安徽理工大学 机械工程学院，淮南 232001；2.安徽理工大学 力学与光电物理学院，淮南 232001）

0 引言

我国风力资源丰富，据测算，全国陆上每年可供开发利用的风能为2.53亿千瓦时，海上可供开发利用的风能约为7.5亿千瓦时，共计约10亿千瓦时。风力发电技术具有良好的发展前景，而水平轴风力发电机具有风能利用系数高、生产工艺成熟等优势，在全世界范围内得到更广泛应用。来流大攻角下，空气流过叶片损耗大，风力机组风能利用效率降低，采用流动控制手段，对典型风力机进行优化设计，来获得更高的风能利用系数，进一步提高风力机性能。

干雨新[1]等采用4种湍流模型对S809二维翼型进行全湍流模拟，发现小攻角下升力系数与实验值保持一致，大攻角下升力系数大于实验值；阻力系数随攻角增大而变大，且大于实验值。基于诱导涡控制，宗昕[2]对机翼增升减阻的气动力优化设计进行研究，将Counter AVG应用于机翼分离流控制，提高了最大升力系数，压差阻力大幅降低，对边界层分离控制作用效果明显。通过利用非定常气动力降阶代理模型，上海交通大学的俞国华[3]提出了一种合成射流的主动流动控制思路，经研究发现：S809风力机翼型升力略有减小，但阻力减小幅度大，使翼型获得更大的升阻比，表明了在临界失速状态范围内，合成射流对翼型性能的提升效果显著。风力机翼型在动态失速条件下附壁气流会发生分离，使升力突然下降。奥尔堡大学的J.W. Larsen[4]等提出一种新的动态失速模型，通过对该模型的校准实验数据分析，该模型能很好契合失速情形，为风力机翼型升力研究提供参考。

本文计算分析S809原始翼型静态失速下的气动性能。在此基础上，选取翼型吸力面（x=0.5C）处进行开缝处理，缝宽为0.5%C、1%C、1.5%C、2%C、3%C和4%C，射流角度为2°，在来流攻角12°～20°下，采用课题组自行开发的三维黏性NS方程求解器[5～9]，计算翼型的气动性能，并与原始翼型进行比较分析。

1 控制方程及湍流模型

1.1 控制方程

本文中只考虑翼型在静态时候的绕流情形，模型计算基于理想气体的NS方程，具体表达式如下（笛卡尔坐标系）：

连续性方程：

N-S方程：

式中，ρ为密度，kg/m3；u为脉动平均速度，m/s；ui、uj（i，j=x，y，z）为时均速度分量，m/s；P为流体静压，kg.m/s；μ为流体动力黏性系数，kg/(m.s)；为雷诺应力项，kg/(m.s2)；fi为体积力，kg/(m.s)2；Fi为附加源项。

1.2 S-A紊流模型

目前在工程湍流问题中得到广泛应用的湍流模式是涡粘模式，即雷诺应力为：

式中，表示湍动能；VT表示涡粘性系数。

考虑到在满足精度条件下的计算工作量，本文选取了Spalart．Allmaras(S-A)湍流模型[10]。其表达式如下：

式中，为湍流运动黏度；GV为湍流黏度增加项；Yv为湍流黏度减少项；V为分子运动黏度；为用户自定义源项。

2 参数设置

2.1 叶片几何结构

S809翼型是一种相对厚度为21%，用于水平轴风力机叶片的低速层流翼型，研制目标是对前缘粗糙度不敏感及具有低阻力的特性[11]。S809翼型曾在科罗拉多州大学(CSU)、俄亥俄州立大学(OSU)和代尔夫特理工大学(DUT)等学校进行过风洞实验，实验数据较为丰富[12]。本文选取的S809翼型弦长C=0.556m，图1给出了缝宽为1%C、射流角2°的翼型及开缝轮廓。

图1 S809翼型及开缝轮廓

2.2 叶片网格划分

本文数值计算网格采用结构网格，均在Gambit下生成，整个计算域的长度为45倍叶型弦长，宽度为30倍叶型弦长，采用C型网格。图2是翼型附近网格，对该处网格进行加密处理，总网格数约有64000个单元。

图2 S809翼型网格

2.3 计算条件

研究大攻角条件下的翼型特性，气流攻角选为12°～20°，计算间隔为2°；射流角为2°，设定进口边界来流风速36m/s；远场边界静压为101325Pa，所开缝的进口静压为101825Pa。

进口边界设为圆弧形状，半圆区域半径为8.34m；出口边界设为矩形面，与翼型前缘距离16.68m；S809翼型弦长C为0.556m；计算流量收敛误差设定为1×10-3，其余物理量残差设为1×10-5。

3 计算结果分析

3.1 S809翼型实验对比

图3显示了S809翼型0°～18°攻角范围内升力系数计算值和两种实验值的对比。可以看出，在6°攻角前，计算值和实验值接近，实验值在8°攻角后逐渐转平，说明此时已发生分离，15°攻角时升力系数达到顶峰。计算值则一直上升，在1°后转平，16°攻角下有最大值，表明模拟结果的分离位置发生延迟。可以看出，8°攻角后计算值比实验值偏大，三种数值的最大升力系数分别为1.229、1.062和1.03。

图3 原始翼型计算值与实验值对比

3.2 开缝S809翼型升力系数

图4显示了来流攻角12°～20°，2°射流角下翼型升力系数。由图可知，来流攻角在14°～18°范围内，缝宽为1%C时翼型达到最佳升力系数状态，峰值为1.4127，较原始翼型升力系数提高14.83%，邻近的缝宽2%C、3%C提升效果稍差。

14°攻角前，开缝处理的翼型升力系数在原始翼型之下，此时流场未出现流动分离现象，加入射流后，不能提高翼型升力。14°攻角后，开缝翼型升力系数有所增加，且升力系数均大于原始翼型，表明在大攻角的条件下，流场存在分离状态，对翼型进行开缝处理，才具有提高升力效果。原始翼型在16°攻角时具有最大升力系数，开缝后18°攻角下达到最大值，开缝处理使翼型静态失速角后移。

图4 射流角α＝2°下翼型升力系数

3.3 翼型开缝前后流场

图5给出来流攻角分别为14°和18°时，原始翼型和开缝宽度1%C时翼型的流场图。图中，“A14”、“A18”分别表示来流攻角为14°和18°，“_0”、“_1%C”表示原始翼型和缝宽为1%C翼型。原始模型攻角14°时，在翼型中部位置，翼型表面气体发生分离和脱落，出现分离区。随着来流攻角增大，翼型附近流场中心部分倒流越严重，漩涡区域进一步增大，向翼型后缘扩散，并伴有回流和尾涡。分离区内气流不再减速增压，导致翼型升力大幅减小，阻力增加，影响风力机效率。

随着攻角增大，开缝翼型流场变化趋势均与原始翼型一致：攻角越大，流场稳定性越差。由流场对比可知，相同条件下，开缝后的翼型气体流动状况得到改善，并延迟了翼型附近流体分离。翼型附面层出现的流体漩涡逐渐向后缘移动，而且逐渐减小。这是因为射流角喷射的流体，增加了翼型吸力面上气体动压，克服过大的逆压，使气体重新附着在壁面上。

图5 翼型开缝前后流场

3.4 S809翼型叶片压强系数曲线

翼型表面流体的压力分布与流动特性息息相关，流动方向上的压力变化直接影响到边界层的特性。一般来说，翼型的升力系数就等于翼型压强系数曲线所围成的面积。

图6(a)给出了在来流攻角20°、射流角2°的时候，原始翼型及六种不同开缝宽度翼型的压强系数曲线，图6(b)是开缝位置处压强放大曲线图。由图6(b)可知：缝宽增大，翼型压力面压力几乎不变；在开缝位置前，翼型升力面压力略减，而在开缝位置处，升力面压力有一个突减的过程；缝宽越大，升力面压力突减越明显。上下表面压差越大，说明在翼型该位置处，射流角喷射的气体越多，这与图5翼型流场变化趋势一致，符合气体流动特性。

图6 20°攻角翼型叶片压强系数曲线

4 结论

本文采用S-A湍流模型对典型S809风力机翼型进行数值模拟，在六种不同开缝宽度下，分别获取了翼型开缝前后的叶片流场和压强系数曲线，得到以下结论：

1）翼型升力系数提升与缝宽有关。射流角为2°、缝宽为1%C时，叶片最大升力系数值为1.4127，较原型提升14.83%。

2）射流技术能提高翼型流场稳定性。在所研究的来流攻角范围12°～20°内，攻角越大，翼型附近流体分离情况越严重，采用射流技术，翼型附近流场稳定性有一定提高，流体分离情况得到改善。

3）六种不同开缝宽度下，开缝宽度在0.01～0.03倍弦长之间，翼型增升效果最优。

[1]干雨新.大型风力机翼型的气动载荷计算与分析[D].南京航空航天大学,2014.

[2]宗昕.大型飞机机翼增升减阻技术研究[D].南京航空航天大学,2012.

[3]俞国华.水平轴风力机叶片失速问题研究[D].上海交通大学,2013.

[4]J.W. Larsen. Dynamic stall model for wind turbine airfoils[J].Journal of Fluids & Structures,2007,23(7):959-982.

[5]Long Wang, Lun-ye Sun, Guang Wu, et al.Research on algorithm of blade vibration for general wind turbine"[A],Proc. SPIE9903,Seventh International Symposium on Precision Mechanical Measurements[C].990325.

[6]王龙,钟易成,吴晴,杨应凯.双锥Bump压缩面设计及气动特性[J].航空动力学报,2013,28(1):82-89.

[7]王龙,李雪斌,来永斌,周毅钧,张瑾.基于预条件技术的风力机叶片计算方法研究[J].安徽理工大学学报(自然科学版),2016,(4):47-51.

[8]王龙.射流参数对风力机叶片气动性能的影响[J].流体机械,2017,45(7):28-33.

[9]王龙.大攻角下开缝位置改变对风力机叶片影响研究[J].合肥工业大学学报:自然科学版,2017,40(8):1037-1041.

[10]Spalart P,Allmaras S. A one-equation turbulence model for aerodynamic flows[J].La Recherche Aérospatiale,1992,439(1):5-21.

[11]Tangler J L, Somers D M.Status of the special-purpose Airfoil Families[A].Wind Power[C].San Francisco,USA,1987, 229-335.

[12]Hand M M, Simms D A,Fingersh L J, et al.Unsteady Aerodynamics Experiment Phase VI:Wind Tunnel Test Configurations and Available Data Campaigns[J].2001.