陳志剛， 李焜林， 楊 波， 李茂東， 盧緒祥

(1.廣州特種承壓設備檢測研究院，廣州 510663；2.長沙理工大學 能源與動力工程學院，長沙 410114)

近年來，由化石燃料造成的環(huán)境污染日益嚴重，清潔能源越來越受到重視。全球的風能資源利用率小于1%，風力發(fā)電是一種能量轉(zhuǎn)換率不到60%的清潔能源。在風力發(fā)電上，國內(nèi)外政府均大力扶持補助。截至2017年3月，我國風力發(fā)電設備容量達151.39 GW，同比增長12.9%，因此如何提高風力發(fā)電機組效率是當今的熱點問題。風力機葉片翼型的設計對機組發(fā)電效率有極大的影響，美國國家航空咨詢委員會(NACA)早期開發(fā)了一系列翼型用于航空航天，由于NACA翼型屬于低速翼型，且具有較高的升力系數(shù)和較低的阻力系數(shù)[1]，現(xiàn)在普遍應用于風力發(fā)電葉片翼型的設計制造上。Liebeck[2]最早提出襟翼，后續(xù)研究者對其進行了大量研究和優(yōu)化。王妙香等[3]將襟翼應用于水陸兩棲飛機翼型尾緣，并對不同高度和偏度的襟翼進行了氣動分析。李潤杰等[4-5]將襟翼應用于水輪機葉片翼型尾緣，研究不同襟翼長度對翼型水動特性的影響。周云龍等[6]將襟翼應用于風力機葉片翼型尾緣，研究了不同幾何形狀尾緣襟翼的氣動特性，發(fā)現(xiàn)三角襟翼的氣動性能相對最佳。目前襟翼廣泛應用于各個學科[7-11]，在風力機葉片制造行業(yè)中，葉片翼型襟翼鑲嵌和改造的技術尚未成熟。筆者在現(xiàn)有研究的基礎上，進一步研究三角襟翼在不同長度和寬度下的氣動特性，并與原始翼型進行對比分析，得出最佳尺度的三角襟翼，從而提高了風力機葉片翼型的氣動效率。

1 計算模型及前處理

選取NACA 4412翼型，此翼型具有中等厚度和彎度，且有良好的氣動性能，在風力機葉片翼型中研究較為廣泛。翼型弦長C為1 m，將翼型尾緣弦長的5%作為三角襟翼生成部分，沿水平方向厚度為襟翼寬度D，沿豎直方向厚度為襟翼長度L，三角襟翼寬度D和長度L值分別取1%、2%、3%、4%和5%倍的弦長值，生成襟翼類型為D%C_L%C，翼型襟翼如圖1和圖2所示。

圖1 三角襟翼不同寬度局部示意圖

在外流場數(shù)值模擬條件中選用SSTk-ω模型，該模型對壁面網(wǎng)格距離尺寸的精度要求高，需對翼型壁面附近網(wǎng)格進行加密處理。入流空氣設定為理想空氣，進口條件給定為速度進口，速度為13.6 m/s，出口條件給定為壓力出口。為使邊界條件中設置的壓力均為絕對壓力，設置流體域的操作壓力為0 Pa，邊界條件為遠場壓力，其中設置來流靜壓為標準大氣壓(101 325 Pa)和來流馬赫數(shù)為0.04。根據(jù)風力機葉片實際工作迎風角度的范圍，選取入流攻角α范圍為0°～18°[6,9]。在計算收斂條件中，殘差變化值降為10-3，流場即在定性上為達到收斂，無量綱的能量、組分殘差應降為10-6，相鄰迭代之間流場k、ω的殘差值均降為10-6，符合收斂標準。

圖2 三角襟翼不同長度局部示意圖

網(wǎng)格劃分是前處理中的關鍵部分，其質(zhì)量的好壞直接影響計算精度和結(jié)果。在模型計算域中創(chuàng)建C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為研究三角襟翼處的氣動特性，將翼型與襟翼切成2個區(qū)域進行網(wǎng)格劃分，對整個翼型和襟翼壁面網(wǎng)格進行加密，除襟翼部分外翼型吸力面和壓力面各分布120個網(wǎng)格點，構(gòu)建襟翼的三條直線分別切分三條關聯(lián)直線，對其分布20個網(wǎng)格點。速度進口邊界距翼型為20C，壓力出口距翼型為30C，因此速度進口距翼型分布120個網(wǎng)格點，壓力出口距翼型分布180個網(wǎng)格點，整個翼型近壁面最小網(wǎng)格尺寸為2×10-5C，整個外部流場網(wǎng)格節(jié)點數(shù)為80 322，翼型模型及前處理如圖3和圖4所示。

圖3 翼型模型網(wǎng)格及邊界處理

2 仿真計算結(jié)果及分析

2.1 襟翼長度對翼型氣動特性的影響

圖4 尾緣襟翼網(wǎng)格

將襟翼長度L分別設定為1%C、2%C、3%C、4%C和5%C，固定襟翼寬度D為1%C，模擬各襟翼長度下隨攻角變化的氣動特性，并與原始翼型進行分析對比。圖5和圖6給出了升力系數(shù)Cl和阻力系數(shù)Cd的分布，分析可知：

(1)添加后緣襟翼的翼型，其升力系數(shù)和阻力系數(shù)均增大。在同一攻角下，襟翼長度越長，翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)越大。當翼型攻角為8°時(普遍風力機葉片工作時的迎風角度)，原始翼型的翼型升力系數(shù)為1.289，襟翼長度為1%C、2%C、3%C、4%C、5%C的翼型升力系數(shù)分別為1.498、1.665、1.775、1.803和1.868。在原始翼型的基礎上，升力系數(shù)的增大幅度分別為16.2%、29.2%、37.7%、39.9%和44.9%。在同一翼型攻角下，原始翼型和添加后緣襟翼的翼型阻力系數(shù)分別為0.013 04、0.019 55、0.023 87、0.033 07、0.045 17和0.048 28。在原始翼型的基礎上，阻力系數(shù)的增大幅度分別為49.9%、83.1%、153.6%、246.4%和270.2%，阻力系數(shù)增大的幅度要遠大于升力系數(shù)。

圖5 不同襟翼長度下翼型升力系數(shù)的變化

圖6 不同襟翼長度下翼型阻力系數(shù)的變化

(2)原始翼型和1%C襟翼長度翼型的失速攻角分別為14°和12°，而2%C、3%C、4%C和5%C襟翼長度的翼型在10°附近均已達到失速狀態(tài)，表明隨著襟翼長度的增加，翼型失速角度提前。

(3)原始翼型和1%C、2%C襟翼長度的翼型在16°攻角之后，升力系數(shù)均增大，攻角達到18°時增大幅度分別為16.7%、15.5%和8.8%。由此可知，原始翼型具有良好的失速特性，隨著襟翼長度的增加，失速特性變差。當襟翼長度超過2%C時，翼型失去此特性，且當攻角超過10°時，同一攻角下襟翼越長，升力系數(shù)越小。

圖7為不同襟翼長度下升阻比的變化。由圖7可知，在襟翼寬度一定的條件下，增加襟翼長度不利于翼型整體的氣動性能，同一攻角下襟翼長度越長，翼型的升阻比越小，襟翼長度為1%C時，翼型的氣動性能更接近原始翼型。

圖7 不同襟翼長度下翼型升阻比的變化

將5種不同襟翼長度翼型的最大升力系數(shù)、最大升阻比和失速攻角等氣動參數(shù)進行對比分析,結(jié)果如表1所示，并采用正交表法對各參數(shù)進行分析。由表1可知，隨著襟翼長度的增加，最大升力系數(shù)隨之增大，但由于阻力系數(shù)也大幅度增大，導致升阻比急劇減小，失速攻角提前。由于1%C襟翼長度的氣動性能較有優(yōu)勢，因此選取此長度襟翼，為研究不同寬度襟翼提供固定的翼型襟翼長度。

表1 不同襟翼長度下的氣動參數(shù)

2.2 襟翼寬度對翼型氣動特性的影響

固定翼型襟翼長度為1%C，分別研究襟翼寬度D為1%C、2%C、3%C、4%C和5%C時的氣動特性。圖8和圖9分別為翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的分布，分析可知：

(1)襟翼翼型的升、阻力系數(shù)整體上大于原始翼型。攻角相同時，隨著襟翼寬度的增大，翼型升力系數(shù)增大，阻力系數(shù)減小，在此襟翼寬度范圍內(nèi)，寬度越大，越有利于翼型的氣動性能。

(2)1%C和2%C襟翼寬度翼型的失速攻角均為12°，3%C、4%C和5%C襟翼寬度翼型的失速攻角延后到14°，說明翼型襟翼寬度越大，失速攻角越大，即越接近原始翼型的失速攻角。翼型達到失速后，襟翼寬度越大，升力系數(shù)減小幅度越平緩，說明襟翼寬度越大，失速特性越好。

(3)當攻角小于10°時，5種寬度襟翼翼型的升力系數(shù)相差不大，當攻角大于10°時，襟翼較窄翼型(1%C、2%C襟翼寬度)的升力系數(shù)損失明顯，襟翼較寬翼型(3%C、4%C和5%C襟翼寬度)的升力系數(shù)變化不大。

圖8 不同襟翼寬度翼型升力系數(shù)

圖9 不同襟翼寬度翼型阻力系數(shù)

由圖10可知，相同攻角下襟翼寬度越大，整體上翼型氣動性能越優(yōu)，且襟翼較寬翼型的升阻比更接近原始翼型，在低攻角下(α<7°)，5%C襟翼寬度翼型的升阻比大于原始翼型。

圖10 不同襟翼寬度翼型的升阻比

如表2所示，采用正交表法對各氣動參數(shù)進行分析。由表2可知，隨著襟翼寬度的增大，翼型最大升力系數(shù)隨之增大，且最大升阻比大幅度增大，在襟翼寬度為5%C時，最大升力系數(shù)和最大升阻比均大于原始翼型數(shù)據(jù)。故選取5%C襟翼寬度為最佳襟翼寬度。

表2 不同襟翼寬度下的氣動參數(shù)

2.3 流場壓力分析

分析可知，5%C_1%C型為最佳襟翼。為進一步論證，選取具有代表性的翼型襟翼進行對比。圖11～圖13為原始翼型與1%C_1%C、1%C_5%C、5%C_1%C型分別在攻角α為0°、8°和16°下的翼型表面壓力分布。攻角為0°時，襟翼翼型表面壓力差大于原始翼型，1%C_5%C型的差值相對較高，這是因為襟翼的添加使得翼型整體結(jié)構(gòu)彎度增大，翼型表面壓力差增大，因此襟翼翼型相對具有較大的升力系數(shù)；1%C_1%C和5%C_1%C型表面壓力差曲線幾乎重合，但后者具有較寬的襟翼，進而使表面壓力面積增大，整體表面壓力差增大，從而提升翼型的氣動性能。攻角為8°時，翼型壓力面中部壓強整體提升，吸力面前緣壓強減小較為明顯，翼型表面壓力差進一步增大。攻角為16°時，5%C_1%C型前緣1/2處表面壓力差均高于其他翼型，其他翼型吸力面中部區(qū)域壓強增大相對平緩，即壓強差減小使得升力系數(shù)減小。從襟翼寬度特性方面分析，對比1%C_1%C和5%C_1%C型，發(fā)現(xiàn)1%C_1%C型的尾緣襟翼上方壓力均較大，說明增大襟翼寬度，尾緣上方壓力減小。從襟翼長度特性方面分析，對比1%C_1%C、1%C_5%C型，在大攻角下較長襟翼翼型的前緣吸力面壓力較大，這是因為長襟翼處產(chǎn)生回流渦動，使得繞流速度相抵，致使翼型吸力面表面壓力增大。

圖11 攻角α為0°時各襟翼翼型的壓力分布

圖12 攻角α為8°時各襟翼翼型的壓力分布

圖13 攻角α為16°時各襟翼翼型的壓力分布

3 結(jié) 論

(1)添加不同長度和寬度的襟翼對翼型的氣動特性均有顯著影響。襟翼長度增加，雖提升了翼型的升力系數(shù)，但阻力系數(shù)也大幅提升，不利于翼型氣動特性的改善。襟翼寬度增加，不僅提升翼型的升力系數(shù)，同時也降低了阻力系數(shù)。

(2)襟翼長度過長，使得翼型失速攻角提前，且失速特性變差，增大襟翼寬度可使失速攻角延后，且具有良好的失速特性，適當減小襟翼長度和增大襟翼寬度，有利于改善翼型的氣動性能。

(3)在研究范圍內(nèi)，5%C_1%C型為最佳襟翼翼型。利用翼型尾緣段5%的弦長提供襟翼安裝空間，不僅提升了翼型的氣動特性，也有效地節(jié)省了襟翼的制造材料。

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