張 楠，李 春，王東華，葉 舟，郝文星

（上海理工大學(xué) 能源與動力工程學(xué)院/上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海 200093）

近年來，為了更大程度地獲取風(fēng)能，降低單位風(fēng)電成本，風(fēng)力機單機容量及葉片尺寸不斷增長［1］。葉片尺寸的增長使得葉片極限載荷和疲勞載荷增加，且使沿葉片展向載荷分布不均勻性增大［2］。尾緣襟翼能夠改變翼型的氣動特性，進而實現(xiàn)對葉片的載荷控制，且能夠克服現(xiàn)有變槳技術(shù)慣性大，不能有效控制局部載荷波動的不足，被認(rèn)為是降低葉片疲勞載荷最具可行性的氣動控制部件［3］。但由于尾緣襟翼需要復(fù)雜的機械及控制系統(tǒng)驅(qū)動，且因其對疲勞載荷的控制需要較快的偏轉(zhuǎn)速度，其可靠性較難保證，在風(fēng)力機工程上應(yīng)用較少［4］。隨著風(fēng)力機大型化以及變槳裝置局限性的凸顯，尾緣襟翼的研究一直被廣泛關(guān)注。

美國Sandia國家實驗室、荷蘭Delft理工大學(xué)和丹麥RisDTU對風(fēng)力機葉片尾緣襟翼進行了較多研究，顯示了尾緣襟翼具有較好的降載效果［5］。Troldborg［6］以具有可變參數(shù)的尾緣襟翼Ris-B1-18翼型為研究對象，采用CFD軟件優(yōu)化尾翼形狀、尺寸等，得出占弦比為5%～10%的尾緣襟翼為較優(yōu)設(shè)計方案。Lackner等［7］對比分析了NREL 5 MW風(fēng)力機模型分別采用獨立變槳和尾緣襟翼后對疲勞載荷的影響，指出尾緣襟翼能夠有效降低葉片疲勞載荷。Andersen［8］采用HAWC2軟件模擬了動態(tài)失速模型和近尾流模型，驗證了尾緣襟翼減少疲勞載荷的能力。葉舟等［9］以尾緣擺角為控制變量，研究了尾緣襟翼對翼型升阻特性的控制效果以及其對翼型周圍流場特性的影響。以上研究主要關(guān)注的是尾緣襟翼氣彈特性、控制策略和實現(xiàn)方式等方面，對襟翼附近的流動狀態(tài)以及機理性研究不多，且對襟翼的減載效果也沒有較直觀的驗證。

本文以NREL S809為基礎(chǔ)翼型，采用翼型設(shè)計分析軟件Xfoil中翼型設(shè)計模塊實現(xiàn)翼型尾緣變形，研究變形襟翼對風(fēng)力機翼型氣動特性的影響，以及翼型氣動特性隨襟翼擺角的變化規(guī)律。采用Fluent軟件模擬襟翼對翼型流場特性的影響，并分析其影響機理。以NREL PhaseⅥ風(fēng)力機［10］為參考，對變化來流下襟翼對葉片的減載效果進行驗證。

1 模型建立

1.1 尾緣襟翼模型

S809翼型尾緣變形情況如圖1所示，圖中：c為弦長。尾緣襟翼占弦比為10%，變形范圍為± 20°（變形角順時針為正）。

圖1 尾緣襟翼變形及擺角示意圖Fig.1 Schematic diagram of TEF deformation and tilt angle

1.2 計算模型

采用Xfoil軟件進行翼型氣動特性的計算。該方法將勢流方程和邊界層方程進行耦合，將翼型流動表示為表面上數(shù)量足夠的點源和一個繞流環(huán)量，勢流與邊界層通過迭代耦合逐步進行修正，可實現(xiàn)邊界層自由轉(zhuǎn)捩［11］。該方法在進行風(fēng)力機翼型計算時具有較高的準(zhǔn)確度。Xfoil軟件計算轉(zhuǎn)捩模式為基于法的自由轉(zhuǎn)捩，本文取臨界系數(shù)。

采用基于有限體積法的CFD軟件Fluent對翼型周圍流場特性進行模擬，CFD計算模型采用C型結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，計算域邊界距前緣9倍弦長，距后緣20倍弦長。網(wǎng)格總數(shù)為21 000，其中翼型表面節(jié)點數(shù)經(jīng)無關(guān)性驗證后布置300個節(jié)點，第一層網(wǎng)格厚度根據(jù)湍流模型設(shè)置為2 ×10-3倍弦長（y+約為 30～100）。采用 SIMPLE算法對湍流模型RNG k-ε進行數(shù)值求解。RNG k-ε模型將壁面流動假設(shè)為充分發(fā)展湍流，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)近似黏性底層與過渡層［12］。出口條件設(shè)為壓力出口，翼型設(shè)為固壁無滑移條件。翼型計算區(qū)域及其周圍網(wǎng)格分布如圖2所示。

圖2 翼型計算區(qū)域及其網(wǎng)格分布Fig.2 Computational domain and mesh of the airfoil

2 適用性驗證

翼型主要氣動特性包括升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及升阻比，其升力系數(shù)、阻力系數(shù)CD和升阻比K可分別表示為

為了驗證上述模型對風(fēng)力機翼型氣動特性分析的適用性，選用S809翼型進行二維氣動特性計算，并將計算值與實驗值進行對比分析，實驗值來自 TU-Delft的實驗［13］。計算時雷諾數(shù)，與實驗時一致，攻角的范圍為。CFD軟件計算得到的來流速度為18 m·s-1，環(huán)境壓強為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。

模擬計算值與實驗值比較如圖3所示，圖中α為攻角。由圖中可看出：α為-5°～11°時，CL的Xfoil軟件計算值與實驗值吻合較好，無論在附著流區(qū)還是在失速區(qū)［13］，其最大偏差均不超過6%；在附著流區(qū)，CL的CFD軟件計算值與實驗值也非常吻合，在失速區(qū)由于流動較復(fù)雜且存在非定?，F(xiàn)象，兩者存在一定誤差。因Xfoil軟件計算時采用的是自由轉(zhuǎn)捩模型，在附著流區(qū)CD計算值與實驗值非常吻合，在失速區(qū)受流體分離影響，計算值稍小于實驗值；在附著流區(qū)CD的CFD軟件計算值略高于實驗值，在失速區(qū)略小于實驗值，整體變化趨勢較為吻合?？梢?，采用全湍流模型模擬翼型氣動特性誤差主要體現(xiàn)在CD。因CD較小，且與模擬趨勢較為吻合，故采用全湍流模型模擬翼型氣動特性時的誤差是可以接受的。通過對比分析可知，利用Xfoil軟件分析風(fēng)力機翼型二維流動具有較高的精度，且計算速度較快。CFD軟件用于風(fēng)力機二維流動分析時，氣動特性計算值一定范圍內(nèi)需要修正，但可體現(xiàn)出翼型流場流動特點，在對流場特性的分析中具有優(yōu)勢。

圖3 模擬計算值與實驗值比較Fig.3 Comparison between the simulation results and experimental ones

3 結(jié)果與分析

3.1 固定擺角尾緣襟翼攻角特性

圖4為采用Xfoil軟件計算得到的S809原始翼型（即尾緣襟翼擺角θ = 0°）及其襟翼擺角分別為10°、-10°的翼型氣動特性隨攻角α的變化。

由圖 4（a）中可知，α 為-5°～20°時，三種不同襟翼擺角翼型的CL均隨α增大呈增大趨勢：當(dāng)α為-5°～6°時呈線性增長，為流動附著區(qū)；當(dāng) α為 6°～20°時增長減緩且個別翼型在α為15°之后有所降低，此階段為非線性階段，為流動分離區(qū)，翼型處于失速狀態(tài)。襟翼擺角為10°的翼型CL總體上大于原始翼型的CL，且在α為-5°～6°（流動附著區(qū)）時增幅較大，約為0.35。原始翼型 CL由 0增加到最大值 1.0時α為0°～15°，而在此升力系數(shù)范圍內(nèi)襟翼擺角為 10°的翼型的 α 為-5°～5°。襟翼擺角為-10°的翼型CL總體上小于原始翼型CL，且在流動附著區(qū)減幅較大，約為0.35。三種翼型中襟翼擺角為10°的翼型隨α增大率先進入非線性階段，此時CL已達1.0，擺角為-10°的翼型進入非線性階段稍滯后于原始翼型，此時CL約為0.5。

圖 4（b）為三種翼型 CD隨 α的變化。當(dāng)α為-5°～5°時，三種翼型CD相差不大，且均隨α增加變化不大；當(dāng)α為5°～20°時，三種翼型CD均隨α增大而增大，且襟翼擺角10°翼型CD總體上大于原始翼型，擺角為-10°的翼型CD總體上小于原始翼型。圖4（c）顯示出襟翼位于正擺角時翼型最大升阻比其他兩種翼型的大。由于提前進入了非線性階段，最大升阻比所對應(yīng)攻角也較小，位于負角度時最大升阻比其他兩種擺角時小，最大升阻比對應(yīng)攻角較大。

由以上分析可知，相對于原始翼型，正擺角襟翼翼型能夠在滿足相同CL要求時降低CD，同時能夠提供較大的升阻比，進而降低葉片載荷。而對于負擺角襟翼翼型，整個攻角范圍內(nèi)CL低于原始翼型，CD總體上低于原始翼型。這為降低葉片整體載荷和局部載荷提供了一種解決方案。

圖4 不同擺角襟翼翼型氣動特性隨攻角的變化Fig.4 Variation of flap airfoil aerodynamic performance at different tilt angles with angle of attack

3.2 尾緣襟翼擺角特性

通過擺角確定襟翼的位置是控制襟翼的直接方法。由圖4（c）中可看出，S809翼型失速角位于6°附近，此時CL較大，CD較小，升阻比最大。當(dāng)選取6°為襟翼擺動過程中的攻角時可以很好地反映出當(dāng)翼型處于最大升阻比時，襟翼擺角對翼型氣動特性的影響。Xfoil軟件計算的攻角為6°時翼型氣動特性隨襟翼擺角的變化如圖5所示。襟翼正角度變化時，隨著擺動幅度增大，翼型CL增大，CD僅在擺角大于6°時有所增加；襟翼負角度變化時，隨著擺動幅度增大，CL降低，CD略有升高；θ為-10°～6°時，CL隨擺角線性變化，超過此范圍時，CL變化趨勢有一定的減緩。總體來看，隨著θ的增大，CL增加，CD變化不大。這表明，襟翼能夠有效調(diào)節(jié)翼型的氣動特性，進而控制葉片疲勞載荷和局部載荷。

根據(jù)翼型表面靜壓分布和流線分布可以看出尾緣襟翼對翼型流場特性的影響。流場特性采用CFD軟件模擬。限于篇幅，本文僅給出θ分別為10°、-10°的翼型和原始翼型在攻角為6°時的靜壓分布和流線分布，如圖6所示。由圖6（a）中可看出，隨θ的增加，翼型吸力面負壓區(qū)域擴大并向后擴展，負壓強度也隨θ增加而增加；壓力面負壓區(qū)域隨θ增加而減小，負壓強度也逐漸減小。尾緣θ為10°時，可以看出壓力面的負壓區(qū)幾乎消失。這反映出隨θ增加，上、下翼面壓差增加，進而導(dǎo)致翼型升力系數(shù)增加。由6（b）中可以看出，襟翼的擺動導(dǎo)致翼型尾緣的流線方向發(fā)生改變。當(dāng)襟翼擺角為10°時，尾緣出現(xiàn)小范圍漩渦，流體流動出現(xiàn)分離。這也驗證了本文3.1節(jié)中的結(jié)論：較大襟翼擺角的翼型隨著攻角增大率先進入非線性階段。

圖6 攻角為 6°時翼型周圍流場特性Fig.6 Flow field characteristics of airfoil at angle of attack of6°

4 實用性驗證

尾緣襟翼主要用于降低葉片疲勞載荷與局部載荷，對翼型升阻力的影響并不能直觀地反映其對葉片的減載效果。本文從葉素角度以NREL PhaseⅥ風(fēng)力機［12］為參考，驗證陣風(fēng)下尾緣襟翼對葉素在揮舞（x軸方向）、擺振（y軸方向）方向的減載效果。

NREL Phase Ⅵ風(fēng)力機額定功率為19.8 kW，葉片展長為5.03 m，參照實際建立了該葉片某位置處葉素受力模型，葉素展長為1 m。風(fēng)力機葉素受力模型如圖7所示，圖中：v為來流風(fēng)相對速度；u為葉素在風(fēng)輪回轉(zhuǎn)平面內(nèi)運動速度；w為來流風(fēng)相對葉素速度；β為槳距角；為FL和FD在x軸上的分力之和，與來流風(fēng)向垂直，稱為驅(qū)動力，使槳葉旋轉(zhuǎn)做功；為FL和FD在y軸上的分力之和，與來流風(fēng)向平行，稱為軸向推力，通過塔架作用在地面上。

文獻［10］中風(fēng)力機模型的葉片產(chǎn)生的最大功率區(qū)域在 0.75倍展長附近，該區(qū)域 β = 0，c = 0.5 m，v = 11 m·s-1，額定工況下 α = 6°。陣風(fēng)模型與攻角變化如圖8（a）所示，v以額定風(fēng)速經(jīng)過0.4 s上升為16 m·s-1。由于存在較大的慣性，風(fēng)力機轉(zhuǎn)速來不及發(fā)生變化，即u不變。由圖7中可看出，v增加將導(dǎo)致w大小和方向發(fā)生改變，進而使葉素攻角發(fā)生改變。圖8（b）為葉素在陣風(fēng)下的受力情況，揮舞方向受力由額定工況下0.27 kN增大到0.45 kN，增幅為0.18 kN，約為額定工況下的67%；擺振方向受力由額定工況下2.86 kN增大到3.34 kN，增幅為0.48 kN，約為額定工況下的17%。由此可知，風(fēng)速短時間快速增加會使葉素在揮舞和擺振方向受力不同程度地增加，其中在揮舞方向增加較為顯著。

圖7 風(fēng)力機葉素受力模型Fig.7 Force model of the wind turbine blade element

圖8 陣風(fēng)下葉素受力情況Fig.8 Force of the blade element in a gust of wind

尾緣襟翼對翼型升阻力系數(shù)具有很好的調(diào)控能力，且由于其反應(yīng)快，具有很好地結(jié)構(gòu)和安全特性，可有效降低葉片疲勞載荷和局部載荷［3］。由圖 8（a）中可知，風(fēng)速增大后葉素 α變?yōu)?.74°，襟翼將在此狀態(tài)下動作進而控制載荷。圖9（a）為α = 8.74°時襟翼擺動過程中的升阻力系數(shù)。由圖中可知，襟翼向負角度擺動時，升阻力系數(shù)均有下降。擺角擺至-18°時，CL已由0.98下降至0.50，降幅約為51%；CD由0.016 5降至0.010 5，降幅約為36%。襟翼對翼型升阻力系數(shù)的控制最終體現(xiàn)為葉素受力的變化。圖9（b）為襟翼擺動時葉素揮舞、擺振方向上氣動力的變化。由圖中可知，襟翼向負角度擺動時，隨著擺動幅度的增加，揮舞、擺振方向上的受力均減小，襟翼向正角度擺動時反之。當(dāng)襟翼擺動至-18°時，揮舞受力由最初的0.45 kN降為0.23 kN，擺振方向受力由3.34 kN降至1.71 kN；當(dāng)襟翼擺動至-14°時，揮舞受力為2.76 kN，此時與葉素陣風(fēng)之前揮舞受力相差不大，擺振方向受力為2.07 kN，小于陣風(fēng)之前擺振受力2.86 kN。

圖9 升阻力系數(shù)、葉素受力隨襟翼擺角的變化Fig.9 Variation of lift and drag forces and the blade element force with flap tilt

由此可知，襟翼有效地調(diào)整了葉素在陣風(fēng)下的載荷，風(fēng)速增加后能夠及時使揮舞方向受力降至最初狀態(tài)，在控制葉素載荷的同時保證了風(fēng)力機功率的穩(wěn)定，擺振方向受力也得到了控制，甚至低于最初狀態(tài)，進而能夠減小葉片擺振幅度，有效地改善了葉片的工作狀態(tài)。

5 結(jié) 論

通過對尾緣襟翼進行建模，分析了襟翼對翼型氣動特性的影響及其機理，進而對襟翼的減載效果進行驗證，得出以下結(jié)論：

（1）襟翼擺動位置對翼型氣動特性影響較大。襟翼處于正擺角時，升阻力系數(shù)均較原始翼型增大，在提供相同升力系數(shù)的同時阻力系數(shù)可較原始翼型??；襟翼處于負角度時，升阻力系數(shù)均較原始翼型減小。這為風(fēng)速增大時降低葉片載荷提供了一種解決方案。

（2）翼型處于最大升阻比狀態(tài)時，襟翼正角度擺動。隨著擺動幅度的增加，翼型升力系數(shù)增加，負角度擺動時則反之。阻力系數(shù)整個過程中略有增加，整體增幅不大。

（3）襟翼擺動可影響翼型表面的靜壓分布，改變翼型上、下表面壓差，進而影響翼型升阻力系數(shù)。在攻角增大時與原始翼型相比，正擺角襟翼翼型提前進入失速狀態(tài)，負擺角襟翼翼型則反之。

（4）風(fēng)速突然增大會使葉素攻角發(fā)生改變，揮舞、擺振方向受力均不同程度地顯著增加。改變襟翼擺角可快速有效降低揮舞、擺振方向受力，進而控制并減小葉片載荷，保持功率穩(wěn)定。