于靜梅，陳 誠(chéng)，孟凡丹，張 興，黃遠(yuǎn)遠(yuǎn)

（遼寧工程技術(shù)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，阜新遼寧 123000）

垂直軸風(fēng)力機(jī)槳葉氣膜加熱的數(shù)值研究

于靜梅＊，陳 誠(chéng)，孟凡丹，張 興，黃遠(yuǎn)遠(yuǎn)

（遼寧工程技術(shù)大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，阜新遼寧 123000）

為觀察風(fēng)力機(jī)葉片在前緣開(kāi)孔和不開(kāi)孔兩種情況下旋轉(zhuǎn)葉片表面成膜情況，基于雙向多流管理論模型，采用MATLAB軟件編寫(xiě)程序及Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬，將程序計(jì)算結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行比對(duì)，基于數(shù)值模擬分析兩種模型在不同孔射流速度下的氣動(dòng)特性及流場(chǎng)情況。結(jié)果表明，數(shù)值模擬能夠很好地反映流場(chǎng)特性，在來(lái)流風(fēng)速及轉(zhuǎn)速一定的條件下，孔射流速度過(guò)大會(huì)極大地削弱旋轉(zhuǎn)葉片的氣動(dòng)性能，過(guò)小又不能形成很好的氣膜保護(hù)。研究結(jié)果對(duì)H型垂直軸風(fēng)力機(jī)防除冰葉片的設(shè)計(jì)具有一定的參考意義。

風(fēng)力機(jī)結(jié)冰；氣動(dòng)性能；氣膜加熱；風(fēng)能利用率

0 引 言

隨著經(jīng)濟(jì)社會(huì)的發(fā)展，能源問(wèn)題越來(lái)越引起人們的關(guān)注。開(kāi)發(fā)與利用風(fēng)能日益受到人們的重視。垂直軸風(fēng)力機(jī)因?yàn)榫哂袩o(wú)需對(duì)風(fēng)裝置，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、容易制造、噪聲小、機(jī)組整體穩(wěn)定性好等優(yōu)點(diǎn)，近年來(lái)，廣泛得到人們的關(guān)注［1］。當(dāng)直線翼垂直軸風(fēng)力機(jī)組運(yùn)行在嚴(yán)寒、濕度大等惡劣氣候條件下時(shí)，葉片表面經(jīng)常出現(xiàn)覆冰現(xiàn)象，而覆冰后的葉片氣動(dòng)性能明顯降低，葉片的升力減小，阻力增大，風(fēng)能利用系數(shù)降低［24］。因此，對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片進(jìn)行防除冰技術(shù)研究是非常必要的。

目前，對(duì)于風(fēng)力機(jī)槳葉防除冰主要有以下三大類：機(jī)械除冰方案、被動(dòng)式除冰方案、主動(dòng)式除冰方案［5］。機(jī)械除冰方案主要有人工手動(dòng)除冰、膨脹管除冰兩種，其中手動(dòng)除冰效率極低，且操作危險(xiǎn)系數(shù)高，而加裝膨脹管會(huì)影響葉片的氣動(dòng)性能，且噪聲大，難以維護(hù)；被動(dòng)式除冰主要有槳葉表面防結(jié)冰涂裝及葉片表面噴灑化學(xué)除冰藥劑等，該方案除冰效率稍優(yōu)于手動(dòng)除冰，但維護(hù)成本較高；主動(dòng)式除冰包括電加熱法、內(nèi)部通熱風(fēng)法等，此方案優(yōu)于前兩種，但成本相對(duì)較高，且系統(tǒng)較復(fù)雜。盡管風(fēng)電行業(yè)發(fā)展前景廣闊，但對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片結(jié)冰缺乏有效的解決方案，一定程度上阻礙了風(fēng)電的發(fā)展。

本文提出一種新的防除冰方法—?dú)饽ぜ訜岱?。在風(fēng)力機(jī)葉片前緣開(kāi)設(shè)射流孔，孔射流熱氣在主流的壓力和摩擦力下向下游彎曲，附著在壁面一定區(qū)域上，使葉片前端與冷氣流隔離，以達(dá)到防、除冰目的。相比以往槳葉防除冰方法，該方法具有加熱均勻，對(duì)葉片損傷小，安全可靠等優(yōu)點(diǎn)。

1 基于氣膜加熱的風(fēng)力機(jī)模型建立

1.1 氣膜加熱機(jī)制

本文防、除冰思想來(lái)源于在飛機(jī)機(jī)翼防凍問(wèn)題上應(yīng)用較廣的二維槽縫熱氣噴射方法［6］。利用高溫射流在葉片表面形成一層薄的熱氣膜，使葉片前部與來(lái)流冷空氣隔離，從而起到防冰作用。氣膜加熱有效度是度量氣膜加熱效果的一個(gè)重要參數(shù)，其定義如公式（1）：

式中，Tm為主流溫度，設(shè)定為263K；Tc為射流溫度，設(shè)定為330K；Tw為翼型表面流體溫度。計(jì)算可得η高于14.93%才能起到對(duì)葉片的保護(hù)作用（使Tw≥273K），故在分析加熱效果好壞時(shí)以14.93%為基準(zhǔn)。氣膜加熱原理如圖1。

圖1 氣膜加熱二維結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Two－dimensional structure of gas film heating

1.2 幾何模型

本文葉片采用NACA四位數(shù)系列對(duì)稱翼型建立模型［7］，由于葉片前緣部位開(kāi)設(shè)氣膜孔，考慮到風(fēng)力機(jī)對(duì)葉片強(qiáng)度及高升阻比的要求，為了提高葉片展向強(qiáng)度，故選擇NACA－0020翼型。設(shè)定翼型弦長(zhǎng)為0.25m，風(fēng)輪直徑D為3m，采用三葉片直翼式垂直軸達(dá)里厄風(fēng)力機(jī)。

本文采用氣膜加熱方法在風(fēng)力機(jī)葉片表面形成一層高溫氣體保護(hù)膜，故對(duì)翼型在葉片前緣分別開(kāi)設(shè)三種不同孔型［8－10］：圓柱孔、擴(kuò)張孔、扇形孔。考慮葉片弦長(zhǎng)大小，結(jié)合翼型前緣半徑等翼型參數(shù)，參考?xì)饽こ讓＠?，最終確定三種孔型如圖2所示。

圖2 加熱氣膜孔的幾何結(jié)構(gòu)Fig.2 Geometry of film heating holes

1.3 網(wǎng)格劃分

本文研究對(duì)象為三葉片直翼式垂直軸風(fēng)力機(jī)，該翼型任意橫斷面截面完全相同，故在模擬不同孔型對(duì)葉片表面成膜情況及氣動(dòng)性能影響時(shí)可以簡(jiǎn)化為二維模型。為保證數(shù)值計(jì)算的高效性與可靠性，本文在不同計(jì)算域下進(jìn)行建模并進(jìn)行大量數(shù)值模擬，最終取計(jì)算域長(zhǎng)13m和寬8m進(jìn)行數(shù)值模擬研究，對(duì)比更大計(jì)算域下的大量數(shù)值模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)，其轉(zhuǎn)矩系數(shù)Cm平均值偏差僅為0.0001。在對(duì)模型進(jìn)行非穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬研究時(shí)，將風(fēng)力機(jī)流場(chǎng)劃分為外部風(fēng)場(chǎng)域、中部圓環(huán)旋轉(zhuǎn)域、內(nèi)部旋轉(zhuǎn)域。流場(chǎng)主要采用分塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，中部圓環(huán)域采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并對(duì)翼型表面及中部圓環(huán)域附近網(wǎng)格進(jìn)行加密處理［11］。整體計(jì)算域及局部網(wǎng)格劃分如圖3所示。

圖3 風(fēng)力機(jī)計(jì)算區(qū)域及局部網(wǎng)格圖Fig.3 Wind turbine computing area and local grid map

2 數(shù)值方法

2.1 邊界條件

計(jì)算模型的邊界條件為：進(jìn)口邊界采用速度進(jìn)口邊界條件，給定來(lái)流風(fēng)速為8m／s；部分滑移面采用了滑移網(wǎng)格技術(shù)［12］，轉(zhuǎn)動(dòng)部分網(wǎng)格與靜止部分網(wǎng)格交界面設(shè)置為interface，在moving type選項(xiàng)中設(shè)置運(yùn)動(dòng)區(qū)域旋轉(zhuǎn)速度rpm；出口邊界設(shè)為壓力出口，采用充分發(fā)展的湍流條件；上下固壁區(qū)域邊界采用對(duì)稱邊界symmetry。

2.2 控制方程及計(jì)算方法

根據(jù)對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)流場(chǎng)的模擬對(duì)比分析，本文計(jì)算湍流模型選用RNGk－ε兩方程模型。RNG模型考慮了平均流動(dòng)中的旋轉(zhuǎn)及旋流流動(dòng)。與標(biāo)準(zhǔn)k－ε模型相比可以更好地處理高應(yīng)變率及流線彎曲程度較大的流體。垂直軸風(fēng)力機(jī)為非定常流動(dòng)，風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生強(qiáng)烈擾動(dòng)，選用RNG模型更加合理，而k－ε模型計(jì)算量小，穩(wěn)定性高。壓力速度耦合采用SIMPLE算法，基于有限容積的求解器，黏性項(xiàng)的離散項(xiàng)為中心差分，對(duì)流項(xiàng)為二階迎風(fēng)，收斂精度為10－6，通用控制方程如式（2）所示：

式中，Ф為廣義變量，Γ為相應(yīng)于Ф的廣義擴(kuò)散系數(shù)，s為Ф對(duì)應(yīng)的廣義源項(xiàng)，在源項(xiàng)s中考慮了離心力、哥氏力和浮升力的影響。

3 數(shù)值模擬結(jié)果與分析

3.1 模型佐證

若流過(guò)風(fēng)力機(jī)葉片掃掠面積的風(fēng)功率為E，風(fēng)力機(jī)獲得的功率為P，則風(fēng)能利用系數(shù)Cp，其定義如式（3）所示：

式中，Mavg為平均轉(zhuǎn)矩，ω為風(fēng)輪角速度，S為風(fēng)輪掃掠面積。風(fēng)能利用系數(shù)也稱功率系數(shù)，59.3%為貝茨極限，是風(fēng)力發(fā)電機(jī)組風(fēng)能利用系數(shù)的最大值。

應(yīng)用Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，當(dāng)風(fēng)力機(jī)運(yùn)行達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)以后，風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)一周轉(zhuǎn)矩的平均值為Mavg，計(jì)算公式為：

式中，M（t）為任意時(shí)刻的瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩，n為轉(zhuǎn)一周起始時(shí)間，m為轉(zhuǎn)一周終止時(shí)間。

由于Fluent計(jì)算出的是不同時(shí)刻的瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩，故采用梯形法將公式（4）進(jìn)行處理，處理后得到轉(zhuǎn)矩平均值計(jì)算式為：

式中，M（ti）為任意時(shí)刻ti的瞬時(shí)轉(zhuǎn)矩，t0為轉(zhuǎn)一周起始時(shí)間，tn為轉(zhuǎn)一周終止時(shí)間，Δt為計(jì)算所取的時(shí)間步長(zhǎng)。

本文在來(lái)流風(fēng)速固定條件下僅改變風(fēng)輪圓周速度，也即使風(fēng)力機(jī)在不同葉尖速比下運(yùn)行，將由商業(yè)軟件Fluent計(jì)算出來(lái)的Cp—λ曲線與通過(guò)雙向多流管理論由MATLAB編程計(jì)算出的數(shù)據(jù)做了對(duì)比，結(jié)果如圖4所示。

圖4 三葉片模型數(shù)值模擬值與多流管計(jì)算值對(duì)比Fig.4 Numerical values of three－blade model with multi－stream pipe calculated contrast

由圖4以看出，對(duì)無(wú)孔翼型數(shù)值模擬的結(jié)果基本與根據(jù)多流管理論思想，利用MATLAB軟件編程方法［13］，計(jì)算出的Cp—λ分布吻合，說(shuō)明本文數(shù)值模擬方案可行，并且很好地證明了采用滑移網(wǎng)格對(duì)直葉片垂直軸風(fēng)力機(jī)進(jìn)行非定常數(shù)值模擬能夠很好地反映流場(chǎng)特性，從而證明后續(xù)數(shù)值模擬方案可靠。

從圖4中可以看出當(dāng)葉尖速比為3左右時(shí)，也即風(fēng)輪轉(zhuǎn)速n＝150r／min時(shí)，風(fēng)輪的功率系數(shù)達(dá)到最佳。當(dāng)葉尖速比偏高或偏低時(shí)，風(fēng)輪的功率系數(shù)都將減小。由于本文主要研究翼型表面成膜情況，為保持變量的統(tǒng)一性，因此本文后續(xù)數(shù)值模擬均采用150r／min的風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)速度。

3.2 不同孔型翼型氣動(dòng)性能分析

為了更好地分析翼型前緣不同射流孔及射流速度對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響，本文在來(lái)流風(fēng)速固定為8m／s，風(fēng)輪轉(zhuǎn)速為150r／min條件下，分別對(duì)20m／s、25m／s、30m／s、35m／s、40m／s、45m／s、50m／s七種射流速度下的有孔翼型進(jìn)行數(shù)值模擬［14］。不同射流孔在不同射流速度下的轉(zhuǎn)矩系數(shù)及功率系數(shù)如圖5所示。

由圖5可以看出，翼型前緣開(kāi)射流孔后氣動(dòng)性能與無(wú)孔相比有一定的變化，開(kāi)孔后的功率系數(shù)與轉(zhuǎn)矩系數(shù)隨孔射流速度增加呈下降趨勢(shì)。當(dāng)射流速度不超過(guò)35m／s時(shí)，由于開(kāi)設(shè)的小孔很小，低射流速度下雖然有源源不斷的熱氣進(jìn)入主流，但是相對(duì)于整個(gè)流場(chǎng)來(lái)說(shuō)，熱氣流量是微量的，孔射流在主流的作用下會(huì)隨主流一起運(yùn)動(dòng)，且對(duì)主流的干擾較小，故對(duì)整個(gè)流場(chǎng)的影響非常有限，因此，隨著射流速度增大，功率系數(shù)與轉(zhuǎn)矩系數(shù)下降趨勢(shì)較緩，且與無(wú)孔情況下的功率系數(shù)與轉(zhuǎn)矩系數(shù)相比差距不大；當(dāng)射流速度超過(guò)35m／s后，隨著射流速度的增加，功率系數(shù)與轉(zhuǎn)矩系數(shù)下降變快，氣動(dòng)性能惡化加快，這主要是因?yàn)楫?dāng)射流速度超過(guò)35m／s后，隨著射流速度進(jìn)一步增大，射流氣體摻混進(jìn)主流，對(duì)主流流場(chǎng)擾動(dòng)強(qiáng)烈，進(jìn)而造成較大能量損失；同時(shí)從圖中對(duì)三種不同射流孔翼型氣動(dòng)性能的數(shù)值模擬結(jié)果中可以看出，三種孔型下的翼型功率系數(shù)及轉(zhuǎn)矩系數(shù)基本相當(dāng)，扇形孔的氣動(dòng)性能稍稍優(yōu)于其它兩種孔型的，這主要是扇形孔出流類似于擴(kuò)張孔［15］，孔射流氣體流動(dòng)較為穩(wěn)定，因此本文在做流場(chǎng)及氣膜加熱有效度分析時(shí)主要針對(duì)扇形孔。

圖5 不同射流速度下翼型氣動(dòng)性能情況Fig.5 Airfoil aerodynamic performance under different jet velocity

為了進(jìn)一步探究開(kāi)射流孔后翼型附近流場(chǎng)變化，在孔射流速度為35m／s下，取扇形孔翼型與無(wú)孔翼型在t＝1.9s時(shí)的速度矢量及渦量分析，如圖6、圖7所示。

當(dāng)翼型迎角增大到一定程度后，氣流開(kāi)始從翼型表面上分離。翼型氣流分離有兩種類型，一種是前緣分離，這種分離主要發(fā)生在薄翼型；另一種是后緣氣流分離，這種分離一般在較厚的或有彎度的翼型上。本文氣流分流主要是后一種，這從圖7也可以看出來(lái)。由于該位置翼型處于下風(fēng)側(cè)，計(jì)算得到該翼型迎角α＝18.43°，已超出該翼型的失速迎角，翼型葉片已經(jīng)失速，這從圖6中對(duì)無(wú)孔翼型流場(chǎng)的分析可以看出，并且氣流在翼型中部偏下開(kāi)始分離。從圖6中扇形孔翼型尾部流場(chǎng)可以看出，扇孔翼型附面層氣流較無(wú)孔翼型提前離開(kāi)壁面，且圖7中尾部渦范圍相對(duì)較大。這可以解釋為盡管射流流量不大，射流對(duì)翼型附近流場(chǎng)影響有限，但射流與主流摻混后擾動(dòng)下游流場(chǎng)，改變翼型尾部氣流形態(tài)，從而使翼型在原來(lái)的基礎(chǔ)上更進(jìn)一步發(fā)生輕失速狀態(tài)，進(jìn)而改變翼型升阻力，使轉(zhuǎn)矩系數(shù)和功率系數(shù)降低，這印證了打孔后翼型氣動(dòng)性能的改變。通過(guò)對(duì)不同位置翼型流場(chǎng)的觀察分析發(fā)現(xiàn)，這種影響主要發(fā)生在迎角較大的下風(fēng)側(cè)，對(duì)上風(fēng)側(cè)及迎角較小情況下的影響可以忽略不計(jì)，這也是當(dāng)射流速度小于35m／s時(shí)有孔翼型總體氣動(dòng)性能減弱較小的的一個(gè)原因。

圖6 相同條件下有孔與無(wú)孔翼型附近速度矢量圖Fig.6 Under the same conditions without holes and a hole near the airfoil velocity vector

圖7 相同條件下有孔與無(wú)孔翼型表面渦量圖Fig.7 Under the same conditions without holes and hole of airfoil surface vorticity diagram

3.3 扇形孔翼型表面成膜情況

考慮射流速度過(guò)大對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響較大，本文分析射流速度不高于35m／s情況下的扇形孔表面成膜情況，如圖8、圖9所示。

圖8 特定工況下射流速度v＝35m／s時(shí)翼型表面η（t＝1.9s）Fig.8 Airfoil surfaceηwhen the jet velocityv＝35m／s under certain working conditions（t＝1.9s）

圖9 特定工況下射流速度v＝25m／s時(shí)翼型表面η（t＝1.9s）Fig.9 Airfoil surfaceηwhen the jet velocityv＝25m／s under certain working conditions（t＝1.9s）

由圖8、圖9對(duì)比可以看出，當(dāng)射流速度低于35 m／s時(shí)，隨著射流速度增加，翼型表面有效氣膜覆蓋范圍變大，并且射流的中心線會(huì)稍稍遠(yuǎn)離壁面，對(duì)壁面的貼覆效果變差。考慮射流速度過(guò)大對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響較大，本文對(duì)射流速度低于35m／s情況下的扇形孔表面成膜情況進(jìn)行模擬分析發(fā)現(xiàn)，射流氣體都很好的貼覆于翼型表面，因此綜合考慮射流速度對(duì)翼型氣動(dòng)性能及成膜情況的影響，本文選擇射流速度為30m／s。

氣膜加熱有效度η的大小直接反映射流的加熱效果，已知加熱有效度η為14.93%時(shí)葉片表面氣膜溫度為273K。從圖中可以看出三翼型葉片在同一時(shí)刻表面溫度高于273K的覆蓋區(qū)域不同，而且翼型吸力面和壓力面只有一側(cè)有高溫氣膜覆蓋，但是這并不影響氣膜對(duì)翼型葉片的防護(hù)，因?yàn)閺膱D中可以看出單個(gè)翼型葉片運(yùn)動(dòng)到不同位置時(shí)翼型吸力面和壓力面交替得到高溫氣膜的加熱。也即單個(gè)翼型葉片在旋轉(zhuǎn)一周的過(guò)程中，葉片吸力面或壓力面在不同時(shí)刻不同位置溫度高于273K的覆蓋長(zhǎng)度不同，葉片前緣大部分區(qū)域在風(fēng)輪旋轉(zhuǎn)一周的過(guò)程中能交替得到有效的氣膜保護(hù)。

4 結(jié) 論

本文主要采用數(shù)值模擬的方法，并且與雙制動(dòng)盤多流管理論模型相互佐證，針對(duì)不同孔型翼型在不同射流速度下進(jìn)行詳細(xì)的數(shù)值模擬，得到以下結(jié)論：

1）通過(guò)對(duì)比雙制動(dòng)盤多流管模型，確定本文對(duì)無(wú)孔翼型所進(jìn)行的數(shù)值模擬方案可行，并且得到翼型氣動(dòng)性能基本與根據(jù)MATLAB編程思想計(jì)算所得的結(jié)果吻合。

2）通過(guò)分析翼型打孔專利及結(jié)合翼型弦長(zhǎng)與風(fēng)輪直徑，確定三種孔型的具體數(shù)值參數(shù)，為本文分析翼型前緣氣膜加熱提供有力的保障。

3）通過(guò)對(duì)不同孔型的數(shù)值模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)，孔型不同時(shí)，在相同設(shè)置條件下的翼型氣動(dòng)性能也不同，但差別很微弱，從對(duì)有孔與無(wú)孔的數(shù)值模擬結(jié)果可以看出，當(dāng)扇形孔在來(lái)風(fēng)速度固定為8m／s，風(fēng)輪轉(zhuǎn)速為150r／min，射流速度為30m／s時(shí)，有孔與無(wú)孔翼型的氣動(dòng)性能差別不大，但是有孔翼型前緣附近能得到很好的氣膜防護(hù)。且隨著旋轉(zhuǎn)位置的不同，氣膜覆蓋長(zhǎng)度和范圍在交替改變，從而使翼型前緣附近大部分區(qū)域免于過(guò)冷氣流的長(zhǎng)時(shí)間直接沖刷，進(jìn)而免于結(jié)冰的危害。

4）氣膜加熱有效度η充分體現(xiàn)了開(kāi)氣膜孔后翼型表面氣膜加熱效果的好壞，本文以η高于14.93%為基準(zhǔn)，從風(fēng)輪三葉片在同一時(shí)刻的氣膜加熱有效度η的等值線圖可以看出單個(gè)葉片在旋轉(zhuǎn)一周的過(guò)程中翼型吸力面與壓力面交替得到高溫氣膜的防護(hù)。

5）本文提出的風(fēng)力機(jī)葉片防除冰方法，相比于之前的方案，本文通過(guò)開(kāi)設(shè)氣膜孔，并根據(jù)不同情況下的風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特能及氣膜防護(hù)情況，找到最佳工況點(diǎn)，可為將來(lái)風(fēng)力機(jī)翼型葉片防除冰提供一定的參考。

［1］Xiao Jingping，Chen Li，Xu Bofeng.Dynamic performance research of 1.5MW wind turbine gas［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2011，29（4）：529－534.（in Chinese）肖京平，陳立，許波峰，等.1.5MW風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2011，29（4）：529－534.

［2］Ren Pengfei，Xu Yu，Song Juanjuan，et al.Rime ice conditions on numerical study of airfoil aerodynamic performance［J］.Journal of Engineering Thermophysics，2014，35（4）：663－668.（in Chinese）任鵬飛，徐宇，宋娟娟，等.霜冰條件對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響數(shù)值研究［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2014，35（4）：663－668.

［3］Zhu Chengxiang，Wang Long，Zhu Chunling.Study on numerical simulation of icing wind turbine airfoil blade［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2011，29（4）：522－528.（in Chinese）朱程香，王瓏，孫志國(guó)，等.風(fēng)力機(jī)葉片翼型的結(jié)冰數(shù)值模擬研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2011，29（4）：522－528.

［4］Ma Linjing，Chen Jiang，Du Gang，et al.Numerical simulation on wind turbine airfoil aerodynamic characteristics［J］.Journal of Solar Energy，2010，31（2）：203－209.（in Chinese）馬林靜，陳江，杜剛，等.風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)特性數(shù)值模擬［J］.太陽(yáng)能學(xué)報(bào)，2010，31（2）：203－209.

［5］Zhuang Hedong，Huang Huixiu，Xv Yang.Fan blade deicing and deicing scheme［J］.Science and Technology Innovation Herald is Discussed in This Pape，2013，22：97－98.（in Chinese）莊恒東，黃輝秀，徐陽(yáng).風(fēng)機(jī)葉片防冰、除冰方案探討［J］.科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào)，2013，22：97－98.

［6］An Botao，Liu Jnjun，Jiang Hongde.Air cooling through calm film cooling numerical study［J］.Journal of Engineering Thermal Physics，2005，26（3）：405－408.（in Chinese）安柏濤，劉建軍，蔣洪德.空冷透平靜葉氣膜冷卻數(shù)值研究［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2005，26（3）：405－408.

［7］Sun Xiaojing，Lu Qidi.Huang Diangui，et al.Choice of lift type vertical axis wind turbine airfoil［J］.Journal of Engineering Thermal Physics，2012，33（3）：408－410.（in Chinese）孫曉晶，陸啟迪，黃典貴，等.升力型垂直軸風(fēng)力機(jī)翼型的選擇［J］.工程熱物理學(xué)報(bào)，2012，33（3）：408－410.

［8］Li Shaohua，Song Donghui，Liu Jiangong，et al.Numerical simulation of different groove plate film cooling［J］.Proceedings of the Csee，2006，26（17）：112－116.（in Chinese）李少華，宋東輝，劉建紅，等.不同孔型平板氣膜冷卻的數(shù)值模擬［J］.中國(guó)電機(jī)工程學(xué)報(bào)，2006，26（17）：112－116.

［9］Zhang Xiaoying，Wang Xiaowei.Comparative study on the cooling effect of a variety of film cooling model［J］.Journal of air power.2002，17（4）：475－479.（in Chinese）張小英，王小煒.比較研究多種氣膜冷卻模型的冷卻效果［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2002，17（4）：475－479.

［10］Dai Ping，Lin Feng.The influence of gas film hole shape on the cooling［J］.Power Engineering，2009，29（2）：117－122.（in Chinese）戴萍，林楓.氣膜孔形狀對(duì)冷卻效率影響的數(shù)值研究［J］.動(dòng)力工程，2009，29（2）：117－122.

［11］Chen Zhongwei.Simulation study on grid division of vertical axis wind turbine flow field［J］.Mechanical Design，2014，41（1）：24－26.（in Chinese）陳忠維.垂直軸風(fēng)力機(jī)流場(chǎng)模擬計(jì)算網(wǎng)格劃分研究［J］.機(jī)械設(shè)計(jì)，2014，41（1）：24－26.

［12］Yang Congxin，Wu Faming，Zhang Yuliang.A vertical axis wind turbine based on sliding mesh unsteady numerical simulation［J］.Journal of Agricultural Machinery，2009，40（6）：98－102.（in Chinese）楊從新，巫發(fā)明，張玉良.基于滑移網(wǎng)格的垂直軸風(fēng)力機(jī)非定常數(shù)值模擬［J］.農(nóng)業(yè)機(jī)械學(xué)報(bào)，2009，40（6）：98－102.

［13］Yang Congxin，Li Zhenpeng，Shi Guangtai.The ratio of height to diameter on the vertical axis wind turbine gas effect of［J］.New Technology and New Process Performance，2013，11：86－88.（in Chinese）楊從新，李振朋，史廣泰.高徑比對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響［J］.新技術(shù)新工藝，2013，11：86－88.

［14］Han Zhenxing，Mo Yongjie，Liu Shi.Blowing ratio on the film cooling efficiency of the experimental study［J］.Acta Aeronautica et Aetronautica Sinica，2004，25（6）：551－555.（in Chinese）韓振興，末永潔，劉石.吹風(fēng)比對(duì)氣膜冷卻效率影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2004，25（6）：551－555.

［15］Liu Cunliang，Zhu Huiren，Bai Jiangtao.Contract－improve the gas film cooling with holes on the expansion form［J］.Journal of Air Power，2008，23（4）：512－517.（in Chinese）劉存良，朱惠人，白江濤.收縮－擴(kuò)張形氣膜孔提高氣膜冷卻效率的機(jī)理研究［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2008，23（4）：512－517.

Numerical studies of wind turbine blade gas film heating

Yu Jingmei＊，Chen Cheng，Meng Fandan，Zhang Xing，Huang Yuanyuan

（School of Mechanical Engineering，Liaoning Technical University，F(xiàn)uxin 123000，China）

Rotating blade surface film forming conditions of wind turbine blade with or without tip holes are investigated.Based on two－way flow tube theory model，using MATLAB software programming and Fluent software for numerical simulation，the calculation results obtained from this two methods were compared，based on numerical simulation analysis of two kinds of models in different jet velocities on the aerodynamic characteristics and flow mechanics.Results show that numerical simulation can well reflect the characteristics of flow field.With certain rotation rate and wind speed，aerodynamic performance of the rotating blade will be seriously weaken when the jet velocity is too large，however，agood air film protection can not be formed with too small rotation rate and wind speed.The research results have certain importance for the design of H type vertical axis wind turbine control ice blade.

wind turbine icing；aerodynamic characteristics；heating gas film；wind energy utilization rate

TK83

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0001

0258－1825（2016）04－0524－06

2015－01－04；

2015－03－02

國(guó)家自然科學(xué)基金（51104083）

于靜梅＊（1973－），女，吉林樺甸人，副教授，碩士生導(dǎo)師，主要研究方向：流體機(jī)械內(nèi)部流動(dòng)的數(shù)值模擬與實(shí)驗(yàn)、氣固兩相流動(dòng)研究.E－mail：18341847677＠163.com

于靜梅，陳誠(chéng)，孟凡丹，等.垂直軸風(fēng)力機(jī)槳葉氣膜加熱的數(shù)值研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（4）：524－529.

10.7638／kqdlxxb－2015.0001 Yu J M，Chen C，Meng F D，et al.Numerical studies of wind turbine blade gas film heating［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（4）：524－529.