鐘 偉，王同光

(南京航空航天大學(xué)江蘇省風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)高技術(shù)研究重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016)

0 引言

風(fēng)力機(jī)翼型的氣動(dòng)特性是風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)輸入?yún)?shù)。要獲得翼型在多個(gè)雷諾數(shù)和較大迎角范圍內(nèi)的完整風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，所需費(fèi)用較高。計(jì)算流體力學(xué)(CFD)數(shù)值模擬技術(shù)逐漸成為獲取和研究翼型氣動(dòng)特性的一種更經(jīng)濟(jì)快捷的選擇。在眾多風(fēng)力機(jī)翼型中，S809翼型［1］是最重要的風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)研究對(duì)象之一，因?yàn)樗粌H風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)充分，而且是美國(guó)國(guó)家可再生能源實(shí)驗(yàn)室(NREL)開(kāi)展的水平軸風(fēng)力機(jī)非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)系列實(shí)驗(yàn)［2］的葉片翼型。S.L.Yang等人［3］于1994年最早對(duì)S809翼型進(jìn)行了全湍流數(shù)值模擬。在附著流動(dòng)階段，升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合，只在個(gè)別迎角下出現(xiàn)壓力分布局部不符;但阻力系數(shù)遠(yuǎn)大于實(shí)驗(yàn)值。Walter P.Wolfe等人［4］于1997年使用指定轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的方式對(duì)S809翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬。附著流動(dòng)階段的阻力系數(shù)誤差相對(duì)全湍流模擬顯著下降，壓力分布局部不符的問(wèn)題也不再存在。他們的結(jié)果表明，轉(zhuǎn)捩對(duì)翼型附著流動(dòng)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性有影響，值得加以研究。

風(fēng)力機(jī)葉片的氣動(dòng)特性與其基于的翼型的氣動(dòng)特性有緊密聯(lián)系。在對(duì)S809翼型的數(shù)值模擬研究基礎(chǔ)上，研究人員對(duì)基于該翼型的NREL Phase VI葉片開(kāi)展了大量的數(shù)值模擬研究。Phase VI實(shí)驗(yàn)于2000年春季在世界上最大的風(fēng)洞——NASA Ames研究中心24.4m×36.6m全尺寸風(fēng)洞中進(jìn)行，是迄今為止可信度最高測(cè)量數(shù)據(jù)最全面的風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)實(shí)驗(yàn)。在實(shí)驗(yàn)結(jié)果公布之前，NREL即組織了世界上多名風(fēng)力機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)研究人員采用多種方法進(jìn)行了計(jì)算盲比。然而盲比的結(jié)果出乎意料的不理想［5］。其中與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)最接近的結(jié)果來(lái)自CFD數(shù)值模擬［6］，但仍然存在較大誤差。此后，眾多學(xué)者采用多種解算器和計(jì)算模型對(duì)Phase VI葉片進(jìn)行了CFD數(shù)值模擬［7-9］。這些結(jié)果較NREL盲比結(jié)果有所改進(jìn)，但距離與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的較好吻合仍然有相當(dāng)?shù)木嚯x，且至今未有對(duì)造成數(shù)值模擬誤差的原因形成合理解釋。以上數(shù)值模擬都是全湍流模擬，關(guān)于轉(zhuǎn)捩對(duì)葉片氣動(dòng)特性影響的研究很少。

R.B.Langtry等人［10］于2006 年使用 F.R.Menter等人發(fā)展的 Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模式［11］對(duì) S809翼型和Phase VI葉片進(jìn)行了數(shù)值模擬。他們預(yù)測(cè)的翼型轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置與實(shí)驗(yàn)吻合，且捕捉到了層流分離和湍流再附形成的分離泡，闡述了轉(zhuǎn)捩對(duì)S809翼型在附著流動(dòng)狀態(tài)下氣動(dòng)特性的影響，但還缺乏對(duì)翼型失速特性影響的研究。他們對(duì)Phase VI葉片進(jìn)行的轉(zhuǎn)捩模擬獲得的扭矩值在20m/s風(fēng)速下相對(duì)全湍流模擬更接近實(shí)驗(yàn)值，在其它風(fēng)速下則與全湍流模擬差別不明顯。但其在20m/s風(fēng)速下全湍流模擬得到的扭矩值本身高于實(shí)驗(yàn)值太多，誤差明顯大于其他學(xué)者的數(shù)值模擬結(jié)果，這削弱了其關(guān)于轉(zhuǎn)捩影響的結(jié)論的說(shuō)服力。

本文在以上學(xué)者的研究基礎(chǔ)上，使用Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模式對(duì)S809翼型和Phase VI葉片進(jìn)行了數(shù)值模擬，著重研究了轉(zhuǎn)捩對(duì)翼型和葉片失速特性的影響。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程

求解的控制方程組為守恒型非穩(wěn)態(tài)不可壓縮雷諾平均的Navier-Stokes方程，其在靜態(tài)坐標(biāo)系下的表達(dá)式為:

式中ρ為空氣密度，U為平均速度矢量，u為脈動(dòng)速度矢量，p為靜壓，為分子應(yīng)力張量，ρu?u為雷諾應(yīng)力。

采用有限體積方法進(jìn)行CFD定常求解。方程離散采用二階迎風(fēng)格式。

1.2 湍流模型與轉(zhuǎn)捩模式

湍流模擬采用切應(yīng)力輸運(yùn)(shear stress transport，SST)模型。該湍流模型是公認(rèn)的較好的線性渦粘性模型，對(duì)邊界層流動(dòng)和分離流動(dòng)都能有較好的模擬效果。采用的轉(zhuǎn)捩模式為Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型。該湍流模型和轉(zhuǎn)捩模型均由F.R.Menter提出，被結(jié)合使用。受篇幅限制，本文僅列出Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型的輸運(yùn)方程。關(guān)于該湍流模型和轉(zhuǎn)捩模型的詳盡描述及本文所列輸運(yùn)方程中各參數(shù)的含義可參考相關(guān)文獻(xiàn)［11］。

Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型中間歇因子γ和轉(zhuǎn)捩動(dòng)量厚度雷諾數(shù)～Reθt的輸運(yùn)方程分別為:

該轉(zhuǎn)捩模型的求解順序?yàn)?根據(jù)上一個(gè)時(shí)間步的平均流場(chǎng)及 γ值，通過(guò)的輸運(yùn)方程求出，然后通過(guò)間歇因子γ的輸運(yùn)方程求解出當(dāng)前時(shí)間步的γ，最后通過(guò)有效粘性系數(shù)γut作用于平均流場(chǎng)。

1.3 多參考系模型(MFR)

在對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片的數(shù)值模擬中，葉片相對(duì)地面坐標(biāo)系是旋轉(zhuǎn)的，流場(chǎng)相對(duì)地面坐標(biāo)系是非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)。如果直接以地面坐標(biāo)系為參考系進(jìn)行求解，需要對(duì)葉片的實(shí)際運(yùn)動(dòng)進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)模擬，且涉及網(wǎng)格的運(yùn)動(dòng)問(wèn)題，計(jì)算量和難度都較靜止物體的求解要大。如果定義參考系跟隨葉片一起旋轉(zhuǎn)，則在此旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下流場(chǎng)轉(zhuǎn)化為定常狀態(tài)。因此，考慮采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系的方法來(lái)模擬葉片的轉(zhuǎn)動(dòng)。但為了正確地設(shè)置邊界條件，又需要遠(yuǎn)場(chǎng)邊界在計(jì)算坐標(biāo)系下是靜止的。為了解決模擬葉片旋轉(zhuǎn)與正確設(shè)置遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件這一矛盾，采用多參考系模型(MFR)，將計(jì)算域分為內(nèi)外兩個(gè)區(qū)域，包圍葉片的內(nèi)區(qū)采用旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系，靠近遠(yuǎn)場(chǎng)的外區(qū)則使用地面坐標(biāo)系。

在實(shí)際解算過(guò)程中，處于旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系區(qū)域內(nèi)的流體被賦予了一個(gè)與坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)速度相反的旋轉(zhuǎn)速度。另外，還需要考慮離心力和科氏力的影響，在動(dòng)量方程中添加相關(guān)源項(xiàng)。離心力和科氏力的源項(xiàng)分別為:

1.4 計(jì)算域、網(wǎng)格與邊界條件

本文S809翼型的數(shù)值模擬不考慮翼型實(shí)驗(yàn)的風(fēng)洞洞壁影響(用作參考的OSU實(shí)驗(yàn)報(bào)告［12］的數(shù)據(jù)已經(jīng)過(guò)洞壁干擾修正)，計(jì)算域外邊界為開(kāi)口大氣。計(jì)算域內(nèi)網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)為C型，翼型表面共430個(gè)網(wǎng)格點(diǎn)，首層網(wǎng)格高度保證y+≤1。計(jì)算域入口邊界距離翼型前緣10倍弦長(zhǎng)，出口邊界距離翼型后緣15倍弦長(zhǎng)，上下邊界距離翼型10倍弦長(zhǎng)。入口邊界指定來(lái)流的速度矢量和湍流強(qiáng)度，出口邊界指定出口靜壓。

由于工藝原因，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷奈簿壊豢赡苁峭耆獾模巧杂锈g化的。因此，本文用于模擬的S809翼型尾緣也按照OSU實(shí)驗(yàn)報(bào)告描述的方法進(jìn)行了微小尺度的鈍化。

Phase VI葉片數(shù)值模擬的計(jì)算域如圖1所示，分為葉片附近的旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系區(qū)域和外層的地面坐標(biāo)系區(qū)域，也沒(méi)有考慮風(fēng)洞洞壁的影響。計(jì)算域的外邊界分為迎風(fēng)的入口邊界、背風(fēng)的出口邊界和平行于來(lái)流的開(kāi)口邊界。入口邊界指定來(lái)流的速度矢量和湍流強(qiáng)度，出口邊界指定出口靜壓，開(kāi)口邊界允許氣流流入或流出。應(yīng)用了旋轉(zhuǎn)周期邊界，以利用風(fēng)輪的軸對(duì)稱特點(diǎn)節(jié)省網(wǎng)格數(shù)。對(duì)于兩葉片的Phase VI風(fēng)輪，周期邊界的應(yīng)用使得計(jì)算域只有實(shí)際區(qū)域的一半，從而使網(wǎng)格數(shù)和計(jì)算量減半。計(jì)算域入口邊界與葉片的距離為8L(L為葉片展長(zhǎng))，出口邊界距離葉片15L，開(kāi)口邊界距離葉片10L。葉片表面首層網(wǎng)格高度保證y+≤1。對(duì)不同網(wǎng)格密度的模型進(jìn)行了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性測(cè)試，發(fā)現(xiàn)網(wǎng)格單元總數(shù)大于450萬(wàn)時(shí)達(dá)到網(wǎng)格無(wú)關(guān)性要求，因此選用網(wǎng)格單元總數(shù)為450萬(wàn)的模型用于數(shù)值模擬。

NREL的報(bào)告中沒(méi)有描述Phase VI葉片在加工過(guò)程中尾緣的實(shí)際鈍化情況?？紤]到工藝上可達(dá)到的尾緣尖銳程度應(yīng)當(dāng)是相近的，本文用于模擬的Phase VI葉片模型的尾緣按照與S809翼型相同的方法進(jìn)行了微小尺度的鈍化。

圖1 Phase VI葉片數(shù)值模擬的計(jì)算域Fig.1 Simulation domain for blade Phase VI

2 S809翼型數(shù)值模擬結(jié)果

考慮到Phase VI實(shí)驗(yàn)中葉片各剖面的工作雷諾數(shù)大部分處于1×106附近，為使S809翼型的數(shù)值模擬結(jié)果與Phase VI葉片的數(shù)值模擬結(jié)果互相具有參考性，本文對(duì)S809翼型數(shù)值模擬的雷諾數(shù)選擇為1×106。

圖2顯示了雷諾數(shù)1×106下S809翼型的實(shí)驗(yàn)值、SST模型轉(zhuǎn)捩模擬結(jié)果和全湍流模擬結(jié)果。升力系數(shù)的實(shí)驗(yàn)值在迎角0°～8°之間基本呈線性增長(zhǎng)，8°～16°之間變得平緩，16°～20°急劇下降，20°以后再次上升。結(jié)合OSU實(shí)驗(yàn)報(bào)告中S809翼型在各迎角下的壓力分布可以判斷，以上四個(gè)階段的流場(chǎng)基本特征分別為:附著流動(dòng)狀態(tài)、尾緣分離的發(fā)生和發(fā)展、尾緣分離向完全分離的急劇轉(zhuǎn)變、完全分離流動(dòng)狀態(tài)。其中除附著流動(dòng)狀態(tài)以外的其它三個(gè)狀態(tài)可以分別被稱為輕失速狀態(tài)、輕失速向深失速的轉(zhuǎn)變、深失速狀態(tài)。

圖2 S809翼型的升力系數(shù)(Re=1×106)Fig.2 Lift coefficient of airfoil S809(Re=1×106)

全湍流模擬的升力系數(shù)在附著流動(dòng)階段與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合，在輕失速階段則明顯高于實(shí)驗(yàn)值。這與其他學(xué)者采用包括SST模型在內(nèi)的各種線性渦粘性模型開(kāi)展數(shù)值模擬得到的結(jié)果是一致的。隨著迎角的繼續(xù)增大，全湍流模擬由輕失速向深失速的轉(zhuǎn)變較實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯著延遲，當(dāng)實(shí)驗(yàn)升力系數(shù)已因深失速而急劇下降時(shí)，全湍流模擬的升力系數(shù)仍處于高位，導(dǎo)致在迎角20°左右出現(xiàn)很大的升力系數(shù)計(jì)算誤差(高達(dá)約80%)。進(jìn)入深失速以后，全湍流模擬的升力系數(shù)低于實(shí)驗(yàn)值，這可能是兩方面原因?qū)е碌?一方面，大迎角下翼型本身對(duì)風(fēng)洞的阻塞度增大，同時(shí)深失速狀態(tài)下翼型背風(fēng)面的漩渦的尺度比翼型本身還大，洞壁干擾的影響大增導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的洞壁干擾修正不足;另一方面，深失速狀態(tài)的實(shí)際流場(chǎng)為非定常，且分離漩渦內(nèi)湍流的發(fā)展對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有較大影響，當(dāng)前的定常數(shù)值模擬只是實(shí)際流場(chǎng)的平均近似，湍流模型也不足以準(zhǔn)確描述漩渦內(nèi)的湍流發(fā)展。

相對(duì)全湍流模擬結(jié)果，轉(zhuǎn)捩模擬的升力系數(shù)在附著流動(dòng)階段略微高一些。關(guān)于轉(zhuǎn)捩在該階段的影響，Wolfe等人［4］和 R.B.Langtry 等人［10］已有相關(guān)論述，本文不再展開(kāi)分析。

當(dāng)迎角增大至輕失速狀態(tài)后，轉(zhuǎn)捩模擬的升力系數(shù)逐漸低于全湍流模擬結(jié)果，但仍然明顯高于實(shí)驗(yàn)值。這說(shuō)明轉(zhuǎn)捩對(duì)S809翼型輕失速狀態(tài)的氣動(dòng)特性有一定影響，但并不是造成數(shù)值模擬升力系數(shù)偏高的主要原因。圖3顯示了迎角16°下翼型周?chē)牧骶€。由圖可見(jiàn)，轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本相同，只在流場(chǎng)細(xì)節(jié)上有兩點(diǎn)差異:一是轉(zhuǎn)捩模擬結(jié)果在前緣附近存在層流分離泡，而全湍流模擬結(jié)果不存在;二是轉(zhuǎn)捩模擬的流動(dòng)分離區(qū)域稍大于全湍流模擬結(jié)果。

圖3 迎角16°下S809翼型周?chē)骶€(上:轉(zhuǎn)捩，下:全湍流)Fig.3 Streamlines around airfoil S809 at AOA 16°(up:transitional，down:full turbulence)

迎角16°～22°是轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的升力系數(shù)差別最大的區(qū)域。轉(zhuǎn)捩模擬的升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值同步急劇下降，全湍流模擬的升力系數(shù)則在更大的迎角下才開(kāi)始急劇下降。圖4顯示了迎角20°下翼型周?chē)牧骶€。由圖可見(jiàn)，轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)有明顯不同:前者發(fā)生了從前緣到尾緣的完全分離，漩渦區(qū)域覆蓋了翼型的整個(gè)背風(fēng)面;后者在前緣附近仍然為附著流動(dòng)，漩渦尺度較前者明顯小。結(jié)合16°迎角下轉(zhuǎn)捩模擬中觀察到的前緣分離泡推測(cè)，轉(zhuǎn)捩模擬比全湍流模擬更早進(jìn)入深失速的原因可能是前緣層流分離轉(zhuǎn)捩后因逆壓梯度較大不能再附，與已經(jīng)推進(jìn)至接近前緣的尾緣分離渦一同促成了完全分離的發(fā)生。

圖4 迎角20°下S809翼型周?chē)骶€(上:轉(zhuǎn)捩，下:全湍流)Fig.4 Streamlines around airfoil S809 at AOA 20°(up:transitional，down:full turbulence)

流動(dòng)分離是附面層不能克服逆壓梯度而在其底層發(fā)生“返流”導(dǎo)致的，附面層內(nèi)速度剖面的豐滿程度決定了其可以抵御的逆壓梯度的強(qiáng)弱，而速度剖面的形狀又與附面層的發(fā)展歷程有關(guān)。因此，翼型的尾緣分離是受從前緣駐點(diǎn)開(kāi)始的附面層發(fā)展歷程影響的。在失速階段，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬獲得的附面層發(fā)展歷程中最顯著的區(qū)別在于前緣分離泡的存在。為了進(jìn)一步分析前緣分離泡的影響，作者開(kāi)展了指定轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的數(shù)值模擬，將十分接近前緣的地方(即將發(fā)生層流分離處)設(shè)定為強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，以避免層流分離泡的形成。在失速范圍內(nèi)，強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬結(jié)果與全湍流模擬結(jié)果相近。這說(shuō)明，前緣分離泡的存在與否對(duì)翼型的失速特性有著決定性的影響。因此，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬在S809翼型失速特性上的差異，與其說(shuō)是轉(zhuǎn)捩的影響，不如說(shuō)是前緣層流分離泡的影響更確切。

迎角大于22°以后，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬獲得的升力系數(shù)一致。在這樣大的迎角下，緊鄰翼型前緣的逆壓梯度非常大，以至于無(wú)論層流邊界層還是湍流邊界層都無(wú)法抵御，在幾乎相同的位置發(fā)生分離，因此翼型表現(xiàn)出來(lái)的氣動(dòng)特性也幾乎相同。

3 Phase VI葉片數(shù)值模擬結(jié)果

風(fēng)速7m/s～25m/s下Phase VI風(fēng)輪扭矩的實(shí)驗(yàn)值［5］、轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的數(shù)值模擬結(jié)果如圖5所示。在風(fēng)速為7m/s和9m/s時(shí)，轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬結(jié)果相近，與實(shí)驗(yàn)值基本吻合;在風(fēng)速9m/s～20m/s之間，全湍流模擬結(jié)果明顯高于實(shí)驗(yàn)值，轉(zhuǎn)捩模擬結(jié)果則與實(shí)驗(yàn)值接近。當(dāng)風(fēng)速繼續(xù)增大到20m/s以上，轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的結(jié)果一致。

圖5 Phase VI風(fēng)輪的扭矩Fig.5 Low speed shaft torque of Phase VI rotor

葉片各個(gè)剖面的當(dāng)?shù)赜鞘请S著來(lái)流風(fēng)速的增大而增大的。葉片氣動(dòng)力隨風(fēng)速的變化與S809翼型氣動(dòng)力隨迎角的變化必然存在一定的關(guān)聯(lián)。圖5中同時(shí)畫(huà)出了S809翼型的升力系數(shù)。通過(guò)對(duì)比可見(jiàn)，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬結(jié)果的差異在Phase VI風(fēng)輪的扭矩與S809翼型的升力系數(shù)之間呈現(xiàn)出很強(qiáng)的相似性:小風(fēng)速(小迎角)時(shí)，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬的風(fēng)輪扭矩(翼型升力系數(shù))相近;隨著風(fēng)速(迎角)的增大，轉(zhuǎn)捩模擬結(jié)果明顯低于全湍流模擬結(jié)果;當(dāng)風(fēng)速(迎角)繼續(xù)增大至某一值以后，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬的結(jié)果再次一致。

圖6顯示了Phase VI葉片在風(fēng)速9m/s、13 m/s和20 m/s時(shí)吸力面的摩擦力線，這幾個(gè)風(fēng)速下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)代表了葉片從輕失速到深失速狀態(tài)的典型流態(tài)。

風(fēng)速9m/s時(shí)，葉片吸力面存在局部尾緣分離，越靠近葉根分離越嚴(yán)重，葉尖附近則為附著流動(dòng)狀態(tài)(說(shuō)明葉片剖面迎角由葉根至葉尖逐漸減小)。轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的分離區(qū)域大小相近，但轉(zhuǎn)捩模擬描述了層流分離泡的存在。這與S809翼型模擬中輕失速階段的情況是相符的。

圖6 Phase VI葉片吸力面的表面摩擦力線Fig.6 Friction lines on suction surface of blade Phase VI

風(fēng)速13m/s時(shí)，轉(zhuǎn)捩模擬的葉片吸力面除葉尖局部外的大部分區(qū)域已處于完全分離流動(dòng)狀態(tài)(深失速);全湍流模擬結(jié)果則在葉尖附近存在大一些的尾緣分離流動(dòng)(輕失速)區(qū)域，完全分離(深失速)的區(qū)域相對(duì)轉(zhuǎn)捩模擬結(jié)果小一些。這與S809翼型模擬中轉(zhuǎn)捩模擬更早進(jìn)入深失速的情況是相符的，也是轉(zhuǎn)捩模擬獲得的風(fēng)輪扭矩在中等風(fēng)速下低于全湍流模擬結(jié)果并與實(shí)驗(yàn)值更接近的主要原因。

風(fēng)速20m/s時(shí)，轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬的葉片吸力面均已處于完全分離流動(dòng)狀態(tài)(深失速)，兩者獲得的流場(chǎng)細(xì)節(jié)未見(jiàn)明顯差別。這與S809翼型模擬中轉(zhuǎn)捩模擬和全湍流模擬結(jié)果在深失速以后變得一致的情況是相符的。

以上關(guān)于各風(fēng)速下流場(chǎng)形態(tài)的分析進(jìn)一步將葉片模擬結(jié)果與翼型模擬結(jié)果聯(lián)系起來(lái)。說(shuō)明轉(zhuǎn)捩對(duì)葉片失速特性和翼型失速特性產(chǎn)生影響的方式是相似的，都是通過(guò)前緣層流分離泡的作用體現(xiàn)出來(lái)。不過(guò)需要說(shuō)明的是，本文轉(zhuǎn)捩模擬獲得的Phase VI風(fēng)輪扭矩與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)符合較好，除了考慮轉(zhuǎn)捩使葉片進(jìn)入深失速的時(shí)機(jī)與實(shí)驗(yàn)更接近外，還因?yàn)檩p失速剖面的正誤差和深失速剖面的負(fù)誤差相互有所抵消，因此不能認(rèn)為轉(zhuǎn)捩的引入完全解決了Phase VI葉片氣動(dòng)力預(yù)測(cè)不準(zhǔn)確的難題。

4 結(jié)論

本文采用Gamma-Theta轉(zhuǎn)捩模型對(duì)S809翼型和NREL Phase VI葉片進(jìn)行了氣動(dòng)力數(shù)值模擬，分析了轉(zhuǎn)捩對(duì)該翼型和葉片失速特性的影響。S809翼型的數(shù)值模擬結(jié)果表明:在輕失速階段，轉(zhuǎn)捩模擬得到的升力系數(shù)稍低于全湍流模擬結(jié)果，仍明顯高于實(shí)驗(yàn)值;在輕失速向深失速的轉(zhuǎn)變階段，轉(zhuǎn)捩模擬的升力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值同步急劇下降，而全湍流模擬結(jié)果進(jìn)入深失速的時(shí)機(jī)明顯滯后;進(jìn)入深失速以后，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬獲得的升力系數(shù)一致。結(jié)合典型迎角下的流場(chǎng)細(xì)節(jié)，發(fā)現(xiàn)前緣層流分離泡的存在影響了翼型的失速特性，導(dǎo)致深失速更早發(fā)生。

Phase VI葉片的數(shù)值模擬與S809翼型的數(shù)值模擬結(jié)果之間存在較顯著的關(guān)聯(lián)性。小風(fēng)速時(shí)轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬結(jié)果相近;中等風(fēng)速時(shí)轉(zhuǎn)捩模擬得到的風(fēng)輪扭矩顯著低于全湍流模擬結(jié)果，更接近實(shí)驗(yàn)值;大風(fēng)速時(shí)轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬的結(jié)果一致。這與翼型數(shù)值模擬中隨著迎角的增大，轉(zhuǎn)捩模擬與全湍流模擬得到的升力系數(shù)的變化規(guī)律是相符的。結(jié)合對(duì)典型風(fēng)速下葉片表面流動(dòng)狀態(tài)的分析，認(rèn)為轉(zhuǎn)捩對(duì)葉片失速特性和翼型失速特性產(chǎn)生影響的方式是相似的，都是通過(guò)前緣層流分離泡的作用體現(xiàn)出來(lái)。

綜上所述，本文認(rèn)為與層流和轉(zhuǎn)捩相關(guān)的前緣分離泡的存在會(huì)導(dǎo)致S809翼型和Phase VI葉片失速特性的變化，特別是會(huì)導(dǎo)致深失速的更早發(fā)生?？紤]到前緣分離泡對(duì)邊界層流動(dòng)的作用機(jī)制并不因翼型或葉片的不同而不同，因此認(rèn)為以上結(jié)論對(duì)其它翼型和葉片同樣適用。但另一方面，由于S809翼型和Phase VI葉片流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn)結(jié)果的缺乏，導(dǎo)致本文數(shù)值模擬中捕捉到的前緣層流分離泡暫不能得到實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證。不過(guò)這并不影響本文關(guān)于前緣層流分離泡對(duì)翼型和葉片失速特性影響的結(jié)論在性質(zhì)上的正確性。

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