賈亞雷, 韓中合, 安 鵬, 李恒凡, 董 帥(. 華北電力大學(xué) 電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與控制教育部重點實驗室, 河北 保定 07003；2. 河北軟件職業(yè)技術(shù)學(xué)院, 河北 保定 07000)

0 引 言

國內(nèi)外對風(fēng)力機的氣動載荷控制已經(jīng)有了廣泛的研究，包括變槳控制和智能葉片控制。變槳控制存在不能控制沿葉片展向局部載荷波動、響應(yīng)速度較慢和變槳零部件易過早磨損等缺點。智能葉片控制是十年前出現(xiàn)的更為先進的主動控制方法[1-2]，智能葉片能精細(xì)快速的控制葉片的整體載荷及展向局部載荷，提高了葉片載荷的控制能力,此控制方法現(xiàn)已成為降低大型風(fēng)力機載荷最有潛力方法。

智能葉片的執(zhí)行機構(gòu)有多種，包括可變形的尾緣襟翼、分離式尾緣襟翼和微型滑動襟翼[3]。李傳峰等提出可變形尾緣襟翼能提高翼型的升力系數(shù)并降低風(fēng)力機的波動載荷[4]，Van Dam等研究了微型滑動襟翼，提出微型滑動襟翼可改善翼型表面壓力系數(shù)分布，提高翼型的升力系數(shù)及升阻比[5-6]。Lee[7]等研究了運動尾緣襟翼，Lackner and Kuik[8]等研究了分離式尾緣襟翼對5 MW上風(fēng)向風(fēng)力機載荷的影響。

可變形的尾緣襟翼結(jié)構(gòu)復(fù)雜，不易實現(xiàn)變角度控制；微型滑動襟翼響應(yīng)速度快，但制造成本較高,分離式尾緣襟翼不但可以提高升力系數(shù)和升阻比，控制襟翼偏轉(zhuǎn)角度也簡單易行，還可以輔助變槳系統(tǒng)進行氣動特性微調(diào)，其響應(yīng)速度要比變槳系統(tǒng)響應(yīng)速度要快。但是分離式尾緣襟翼在制造時不可避免的會出現(xiàn)襟翼與主體之間的縫隙，縫隙會對翼型的氣動性能產(chǎn)生影響[9-10]，高瑞峰研究了縫隙大小對高超聲速分離流的影響，驗證了縫隙存在改變了分離情況下翼面上的壓力分布[11]。鄧一菊等對于不同縫翼內(nèi)型對多段翼氣動性能影響進行了研究[12-13]，韓中合等[14-15]研究了襟翼偏轉(zhuǎn)角度及襟翼長度對翼型的氣動性能的影響，對于縫隙大小對翼型氣動性能的影響沒有充分研究。目前不同的縫隙大小在對風(fēng)力機翼尾緣襟翼的氣動性能的影響方面研究尚屬空白。為了設(shè)計合理的襟翼結(jié)構(gòu)，有必要研究襟翼縫隙大小對翼型氣動性能的影響。

文章以風(fēng)力機翼型S809為基準(zhǔn)翼型，建立了三種不同縫隙大小的尾緣襟翼模型及無縫隙的襟翼模型，襟翼長度為弦長的10%，偏轉(zhuǎn)角為10°。計算分析了襟翼與主體之間的縫隙大小對尾緣襟翼氣動性能的影響，為今后尾緣襟翼的結(jié)構(gòu)設(shè)計、模擬計算及實際應(yīng)用做好準(zhǔn)備工作。

1 計算模型建立

1.1 幾何模型

為了方便計算數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)比較，選取翼型S809作為研究的基準(zhǔn)翼型。弦長設(shè)定為1000 mm，翼型最大厚度為210 mm。在基本翼型距尾緣10%c處增加襟翼，如圖1所示。模型翼型本體與尾緣襟翼之間的縫隙采用CAD軟件進行了局部優(yōu)化處理，使得縫隙在整個分離面上分布均勻，且縫隙處曲線與襟翼上下翼面均相切。襟翼繞襟翼旋轉(zhuǎn)中心向翼型壓力面旋轉(zhuǎn)，構(gòu)成10°偏轉(zhuǎn)角的分離式尾緣襟翼模型，如圖2(a)所示，圖中襟翼模型縫隙大小L分別為1‰c、2‰c、4‰c,圖2(b)為無縫隙襟翼模型。

圖1 帶襟翼的S809翼型Fig.1 Airfoil S809 with flap

圖2 S809尾緣襟翼計算模型Fig.2 Model of airfoil S809 with trailing edge flap

1.2 網(wǎng)格劃分

在相同算法下，均勻分布的正交計算網(wǎng)格能獲得高的計算精度[16]，文章采用多塊網(wǎng)格劃分技術(shù)生成了正交性好的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。計算域分成半圓區(qū)域與矩形區(qū)域兩部分，襟翼模型置于半圓圓心附近且水平放置，整個計算域采用C型網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)進行網(wǎng)格劃分，并在翼型的前緣、后緣、縫隙及襟翼連接處進行了局部加密。為避免入口和出口邊界干擾，計算域入口段距翼型前緣20倍弦長，出口段距翼型后緣20倍弦長，上下邊界分別為20倍弦長，定義計算域左邊的半圓為速度入口，定義右側(cè)邊界為壓力出口邊界條件，定義翼型上下翼面為無滑移壁面條件。為較準(zhǔn)確的模擬邊界層內(nèi)流動,翼型壁面附近第一層網(wǎng)格滿足y+值在1附近。計算區(qū)域網(wǎng)格及翼型附近局部網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 網(wǎng)格結(jié)構(gòu)對比Fig.3 Comparison of grid structure

1.3 計算模型

Reynolds平均法(RANS)已經(jīng)成為近年主要的流動分析計算方法，在各種湍流模型中，常用的計算模型有Spalart-Allmaras 提出的S-A一方程湍流模型與Wilcox提出的二方程湍流模型。Menter[17]混合采用k-ε和標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型，得到了SSTk-ω模型，SSTk-ω模型合并了ω方程中的交叉擴散，并且考慮了湍流剪應(yīng)力的傳播，這些改進使得SSTk-ω模型比標(biāo)準(zhǔn)的k-ω模型具有更高的精度和可信度。該文采用了SSTk-ω湍流模型對尾緣襟翼模型流場進行了計算。

1.4 計算相關(guān)參數(shù)

雷諾數(shù)Re為2×106，收斂標(biāo)準(zhǔn)為計算殘差小于10-6。無襟翼S809翼型迎角分別為0°、1.02°、5.13°、9.22°、14.24°、20.15°。三種帶縫隙分離式尾緣襟翼模型以及整體式尾緣襟翼模型迎角0～18°，步長為2°。

2 計算模型可靠性分析

為證明所用算法的可靠性及合理性，對三種網(wǎng)格數(shù)、6種特定迎角下的氣動性能計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)[18-19]進行了對比。

首先對S809模型進行了網(wǎng)格無關(guān)性驗證，選取三種網(wǎng)格數(shù)分別為10500、154800和254600，表1和表2分別為三種網(wǎng)格模型升力系數(shù)和阻力系數(shù)計算結(jié)果對比。由表1和表2表明網(wǎng)格數(shù)為10500模型計算的結(jié)果誤差較其他兩種網(wǎng)格數(shù)模型計算誤差大一倍多，后兩種網(wǎng)格計算誤差近似相等。所以選取網(wǎng)格數(shù)為154800的模型作為計算網(wǎng)格即可保證較高的計算精度，又可以節(jié)約計算時間。

以網(wǎng)格數(shù)為154800的模型計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗值進行對比分析。表1表明該模型升力系數(shù)的數(shù)值計算結(jié)果和試驗值在低迎角時吻合很好，迎角0°時僅差0.9%，在失速迎角附近時誤差稍大， 迎角20.15°時誤差為8.06%；阻力系數(shù)計算值與試驗值差值比升力系數(shù)的差值大，迎角0°誤差為-4.3%，在失速迎角附近誤差增大，當(dāng)迎角為20.15°時誤差為9.81%。雖然計算結(jié)果與試驗結(jié)果存在一定偏差，但偏差值相對較小，而且文章主要研究襟翼與翼型主體間的縫隙大小對襟翼模型氣動性能的影響，屬于各種模型比較性研究，升阻力系數(shù)的偏差并不影響最終結(jié)論，表1和表2的升阻力系數(shù)對比結(jié)果表明，模型采用的算法是可靠的、合理的。

圖4為不同迎角下S809計算模型計算結(jié)果和風(fēng)洞試驗結(jié)果的壓力系數(shù)分布對比曲線圖。圖4表明計算模型的壓力系數(shù)和試驗數(shù)據(jù)有著相同的變化趨勢，壓力系數(shù)值稍有不同，但整體上和試驗數(shù)據(jù)一致。

表1 升力系數(shù)比較Table 1 Comparison of lift coefficient

表2 阻力系數(shù)比較Table 2 Comparison of drag coefficient

(a) α=0° (b) α=5.13°

(c)α=14.24° (d)α=20.15°

圖4無襟翼S809壓力系數(shù)曲線

Fig.4CpdistributionsofairfoilS809withouttrailingedgeflap

從壓力系數(shù)比較分析可判斷，數(shù)值計算結(jié)果與試驗值差值不大，襟翼模型所采用的算法是可靠的、合理的，可以滿足模型計算要求。

3 計算結(jié)果分析

3.1 縫隙對上下翼面流場的影響

圖5左至右分別為4‰c、2‰c、1‰c寬的縫隙襟翼模型和無縫隙襟翼模型流線圖。從各個模型的流場情況可以看出，前兩個模型對流場的影響明顯，而縫隙為1‰c的模型與無縫隙模型的壓力云圖及流場的流線較為接近，表明隨著縫隙的增加，縫隙對流場的影響增大，當(dāng)縫隙小到1‰c時，縫隙對流場的影響很小。這是由于當(dāng)襟翼與主體縫隙較小時，壓力面的氣流經(jīng)縫隙至上翼面時，基本上沿切向流出，對于邊界層的擾動較小，隨著縫隙的加大，流體流出的方向與襟翼上翼面的平均夾角也增大，對于邊界層的擾動增加，導(dǎo)致了流場變化較大。

(a) 迎角0°

(b) 迎角4°

(c) 迎角8°

(d) 迎角12°

3.2 縫隙對壓力系數(shù)分布的影響

圖6為10%弦長、10°偏轉(zhuǎn)角的三種縫隙襟翼模型和無縫隙襟翼模型在0°、4°、8°、12°迎角下壓力系數(shù)比較圖，圖中without gap表示無縫隙襟翼模型壓力系數(shù)，0.001cgap、0.002cgap、0.004cgap分別表示縫隙為1‰c、2‰c、4‰c寬的縫隙襟翼模型壓力系數(shù)。由圖6可以看出，無縫隙襟翼模型的上下翼面壓力差大于有縫隙模型的上下翼面壓力差，縫隙襟翼模型上下翼面的壓力差隨著縫隙的增加逐漸降低，所以升力系數(shù)也隨之降低。小迎角范圍內(nèi)，隨著翼型迎角的增大，縫隙的影響越來越小。2‰c、4‰c兩種縫隙模型壓力系數(shù)變化較明顯，對翼型氣動性能影響較大。而縫隙為1‰c的模型壓力系數(shù)與無縫隙襟翼模型的壓力系數(shù)很相近，說明縫隙小于等于1‰c時，縫隙對翼型的壓力系數(shù)分布影響較小，此現(xiàn)象和升力系數(shù)曲線有類似趨勢。

(a) 迎角0° (b) 迎角4°

(c) 迎角8° (d) 迎角12°

3.3 縫隙對升阻力系數(shù)的影響

3.3.1 縫隙對升力系數(shù)影響

圖7為10%倍弦長、10°偏轉(zhuǎn)角的三種縫隙襟翼模型、無縫隙襟翼模型及S809基準(zhǔn)翼型在各個迎角下的升力特性對比曲線圖，圖中no flap 表示無襟翼的S809基準(zhǔn)翼型計算數(shù)據(jù)，without gap表示S809無縫隙襟翼模型計算數(shù)據(jù)，0.001cgap、0.002cgap、0.004cgap分別表示三種不同縫隙的襟翼模型的計算數(shù)據(jù)。圖7表明三種縫隙襟翼模型和無縫隙襟翼模型的升力系數(shù)在0°至18°迎角范圍內(nèi)均大于S809基準(zhǔn)翼型的計算數(shù)據(jù)，有縫隙襟翼模型的升力系數(shù)小于無縫隙襟翼模型升力系數(shù)，且隨著縫隙加大，升力系數(shù)減小的幅值也增大。0.002c與0.004c縫隙的模型升力系數(shù)比0.001c縫隙的模型升力系數(shù)有明顯的降低。圖7及圖8表明隨著迎角的增大，三種縫隙模型的升力系數(shù)差值逐漸減小，即縫隙的影響逐漸減小，當(dāng)迎角大于10°以后，三者的升力系數(shù)差值又逐漸增大，即縫隙的影響隨迎角的增加而增加，相同迎角下縫隙越大，升力系數(shù)降低幅值越大。縫隙為0.001c縫隙模型與無縫隙襟翼模型升力曲線趨勢基本一致。在最大升力系數(shù)迎角14°時，升力系數(shù)比無縫隙襟翼模型降低0.85%，在常用的6°～18°迎角，升力系數(shù)降低值在0.35%～2%之間。所以對于縫隙小于0.001c的襟翼模型，在對其進行氣動性能數(shù)值計算時，可以忽略縫隙的影響，可以采用無縫隙的襟翼來代替有縫隙的襟翼來分析，以降低網(wǎng)格劃分的難度。而且在設(shè)計襟翼結(jié)構(gòu)時，應(yīng)盡量保證縫隙不大于0.001c，以降低縫隙對翼型的影響。

圖7 不同模型升力特性對比Fig.7 Comparison curve of lift coefficients of different models

圖8 不同模型升力系數(shù)變化對比Fig.8 Comparison curve of lift coefficients of different gap models

3.3.2 縫隙對阻力系數(shù)影響

圖9為10%弦長10°偏轉(zhuǎn)角的三種縫隙襟翼模型、無縫隙襟翼模型及S809基準(zhǔn)翼型阻力特性對比曲線圖，結(jié)果表明三種縫隙襟翼模型與無縫隙襟翼模型的阻力系數(shù)在0°～18°迎角范圍內(nèi)均大于S809基準(zhǔn)翼型的計算數(shù)據(jù)，且隨著迎角的增大，無襟翼模型阻力系數(shù)與襟翼模型阻力系數(shù)差值逐漸加大。三種縫隙模型的阻力系數(shù)在小迎角時均大于無縫隙襟翼模型阻力系數(shù)，且縫隙越大阻力系數(shù)越大，迎角為0°時三種縫隙模型與無縫隙模型阻力系數(shù)差值最大，縫隙為0.004c、0.002c、0.001c的襟翼模型比無縫隙襟翼模型分別大10.1%、5.3%、2.6%，且隨迎角的增大，阻力系數(shù)差值逐漸減小，迎角大于10°后，有襟翼模型與無襟翼模型阻力相差接近于0，三種縫隙模型的阻力系數(shù)也相差很小。

圖9 不同縫隙模型阻力特性曲線Fig.9 Curve of drag coefficients of different gap models

3.3.3 縫隙對升阻比影響

圖10為10%倍弦長10°偏轉(zhuǎn)角的三種縫隙襟翼模型、無縫隙襟翼模型及S809基準(zhǔn)翼型在各個迎角下的升阻比特性對比曲線圖，圖中no flap 表示S809基準(zhǔn)翼型升阻比計算值，without gap表示S809無縫隙襟翼模型計算數(shù)據(jù)，0.001cgap、0.002cgap、0.004cgap分別表示三種不同縫隙的襟翼模型的計算數(shù)據(jù)。圖10表明三種縫隙襟翼模型和無縫隙襟翼模型的升阻比在0°至4°迎角范圍內(nèi)均大于S809基準(zhǔn)翼型的計算數(shù)據(jù)，有縫隙襟翼模型的升阻比小于無縫隙襟翼模型升阻比，且隨著縫隙加大，升阻比減小的幅值也增大。0.002倍弦長與0.004倍弦長縫隙的模型升阻比比0.001倍弦長縫隙的模型升力系數(shù)有明顯的降低。隨著迎角的增大，三種縫隙模型的升阻比差值逐漸減小，即縫隙的影響逐漸減小，當(dāng)迎角大于8°以后，三者的升阻比相差很小。縫隙為0.001c縫隙模型與無縫隙襟翼模型升阻比曲線趨勢基本一致。最大的減小比例小于為3%，0.002c與0.004c與無襟翼升阻比最大減小比例19%和28%。

圖10 不同縫隙模型升阻比特性曲線Fig.10 Curve of lift to drag of different gap models

4 結(jié) 論

文章研究了10°偏轉(zhuǎn)角、三種縫隙寬度的10%弦長S809襟翼模型和無縫隙襟翼模型，對其在不同迎角下的流場及升阻力特性進行了對比，得出以下結(jié)論：

1) 翼型尾緣襟翼向壓力面偏轉(zhuǎn)可增大翼型的彎度，使翼型的升力系數(shù)增加，偏轉(zhuǎn)角越大，升力系數(shù)也越大。

2) 縫隙的存在改變了壓力面與吸力面的平衡，降低了升力系數(shù)，使得有縫隙襟翼模型的升力系數(shù)在一定迎角范圍內(nèi)小于無縫隙襟翼模型的升力系數(shù)，阻力系數(shù)在一定范圍內(nèi)大于無縫隙襟翼模型阻力系數(shù)。

3) 縫隙越小對翼型的升阻力系數(shù)影響越小，當(dāng)縫隙為小到1‰c時，縫隙對翼型的氣動性能影響很小，可以忽略不計，在襟翼結(jié)構(gòu)設(shè)計時，可以作為設(shè)計參數(shù)參考。

4) 襟翼縫隙結(jié)構(gòu)設(shè)計合理，使得下翼面的氣體通過縫隙沿翼面的切向流出，降低了對翼型整體氣動性能的影響。

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