岳敏楠 李 春,2 郝文星 張俊偉

1.上海理工大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，上海，200093 2.上海市動力工程多相流動與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海，200093

0 引言

風(fēng)能因其安全、無污染及可再生等優(yōu)點(diǎn)逐漸成為諸多國家和地區(qū)關(guān)注的焦點(diǎn)[1-2]。隨著風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的大型化與風(fēng)電場的大規(guī)模開發(fā)建設(shè)[3]，遠(yuǎn)離居民區(qū)的空曠風(fēng)場越來越稀缺，風(fēng)電場與居民區(qū)越來越近，因此風(fēng)電機(jī)組的噪聲問題變得突出[4]。在歐美的發(fā)達(dá)國家，風(fēng)電場曾因噪聲問題屢遭當(dāng)?shù)鼐用裢对V[5]。風(fēng)力機(jī)運(yùn)行產(chǎn)生的環(huán)境噪聲已成為限制風(fēng)電發(fā)展的重要因素之一[6]?？刂骑L(fēng)力發(fā)電機(jī)組運(yùn)行過程中的噪聲已成為風(fēng)力發(fā)電機(jī)組設(shè)計(jì)必須考慮的問題。國際上，噪聲已成為風(fēng)力發(fā)電機(jī)組設(shè)計(jì)的一個重要考量指標(biāo)[7]。

風(fēng)力機(jī)組的噪聲主要是機(jī)械噪聲和氣動噪聲[8]。機(jī)械噪聲主要是由機(jī)械設(shè)備運(yùn)轉(zhuǎn)時，不同部件(特別是齒輪箱)之間的摩擦力或非平衡力導(dǎo)致的無規(guī)律振動產(chǎn)生的；氣動噪聲是氣流流經(jīng)葉片界面、產(chǎn)生分離時，附面層及漩渦分裂脫離而引起的非穩(wěn)定流動噪聲。相關(guān)研究表明，葉片產(chǎn)生的氣動噪聲近似與葉尖速度的5次方成正比，因此，風(fēng)力機(jī)制造時通常把葉尖速度限制在65 m/s左右[9]。機(jī)械噪聲在過去的幾十年里顯著降低，因而進(jìn)一步降低風(fēng)力機(jī)噪聲的核心是如何降低氣動噪聲[10]。高氣動性能、低噪聲水平的風(fēng)力機(jī)翼型/葉片成為風(fēng)力機(jī)空氣動力學(xué)領(lǐng)域研究的挑戰(zhàn)和熱點(diǎn)[11]。

風(fēng)力機(jī)氣動噪聲抑制方法主要分為3種[12]。第一種基于噪聲形成理論，通過增加激勵或改變?nèi)~片外形等方式改善非定常流場，從噪聲源處減小噪聲、抑制其傳播。許影博等[13]采用具有全消聲環(huán)境的低速開口風(fēng)洞，研究了鋸齒型尾緣翼型對翼型氣動噪聲的影響。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，鋸齒尾緣對中低頻段的遠(yuǎn)場氣動噪聲有較明顯的降低效果，且降噪效果與鋸齒的齒數(shù)和齒間倒角有關(guān)。第二種方式是應(yīng)用吸聲材料。GEYER等[14]對多孔材料進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)該材料能夠有效抑制尾緣氣動噪聲。第三種是仿生學(xué)降噪，主要是根據(jù)鳥類飛行時翅膀的消聲特性提出降噪方案。李典等[15]研究4種鳥類翅膀并截取其展向40%處截面上的翼型，結(jié)合大渦模擬與福茨威廉姆-霍金斯(Fowcs Willianms-Hawkings，F(xiàn)W-H)方程的聲類比方法，對不同仿生翼型進(jìn)行了流場及聲場的模擬。

鳥類在應(yīng)對陣風(fēng)與著陸時，羽毛向上抬起，阻止流動分離向前緣方向的發(fā)展，在一定程度上減緩了流動分離，提高了升力。受此啟發(fā)，國外學(xué)者率先研究了風(fēng)力機(jī)葉片吸力面附加氣動彈片的控制策略，以提高其氣動性能。BRAMESFELD等[16]基于S824翼型，通過風(fēng)洞試驗(yàn)研究了原始翼型、在弦長86%處(距前緣)附加1個氣動彈片、在弦長70%和86%處附加2個氣動彈片翼型的氣動性能。試驗(yàn)結(jié)果表明：大攻角時，單氣動彈片翼型和雙氣動彈片翼型的最大升力系數(shù)比原始翼型提高了18%～20%，相比之下，流動分離點(diǎn)也從原來的42%弦長處后移至48%弦長處和45%弦長處。MEYER等[17]結(jié)合數(shù)值模擬和試驗(yàn)的方法，探究了氣動彈片對風(fēng)力機(jī)葉片流動機(jī)理的影響。結(jié)果表明：氣動彈片至少能提高風(fēng)力機(jī)葉片10%的升力，為進(jìn)一步提高其氣動性能，可將彈片與鋸齒型尾緣和襟翼等控制策略相結(jié)合。SCHLUTER[18]研究了自適應(yīng)襟翼在翼型SD8020與NACA4412的作用效果，布置自適應(yīng)襟翼后，最大升力均有一定提升。ARIVOLI等[19]研究了自適應(yīng)襟翼在低展弦比葉片上的作用效果，與高展弦比葉片相比，襟翼對葉片氣動性能的改善效果略有降低。

以上研究僅考慮氣動彈片對流場的改善、氣動性能的提高。除此之外，彈片可把流動分離產(chǎn)生的較大分離渦分割成較小渦，從而減小翼型噪聲，但學(xué)者對此卻鮮有研究。本文基于NACA0018翼型，采用大渦模擬和FW-H相結(jié)合的方法，研究原始翼型和氣動彈片翼型的氣動性能及噪聲特性。

1 翼型氣動性能數(shù)值計(jì)算

以NACA0018翼型為基礎(chǔ)翼型，在距翼型前緣點(diǎn)0.7C(C為弦長，C=0.25 m)處的吸力面布置長為0.2C的固定氣動彈片，如圖1所示，彈片抬起角度β=20°。

圖1 彈片翼型幾何示意圖Fig.1 Geometric sketch of flap

采用ANSYS Fluent 17.0對原始翼型和彈片翼型進(jìn)行流場數(shù)值計(jì)算。速度壓力耦合算法采用Transition SST 4方程模型和Large Eddy Simulation模型(亞格子模型為Smagorinsky-Lilly)，對NACA0018原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角的氣動性能進(jìn)行求解。非定常計(jì)算時，時間與空間的離散精度均采用二階迎風(fēng)格式。

圖2所示為計(jì)算域及邊界條件。計(jì)算域包括內(nèi)部近場區(qū)和外部遠(yuǎn)場區(qū)。近場區(qū)是半徑R1=C的圓形域；遠(yuǎn)場區(qū)是半徑R2=30C的圓形域。計(jì)算域入口條件為速度入口，來流速度為29.4 m/s，介質(zhì)為空氣，以弦長為特征長度的雷諾數(shù)約為5×105；出口邊界條件為壓力出口，相對壓力為0，其余邊界條件為壁面。

圖2 計(jì)算域及邊界條件Fig.2 Computational domain and boundary conditions

圖3所示為計(jì)算域網(wǎng)格，遠(yuǎn)場區(qū)為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近場區(qū)為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。經(jīng)過網(wǎng)格無關(guān)性檢測后，

圖3 計(jì)算域網(wǎng)格Fig.3 Mesh in computational domain

在后翼型表面布置400個節(jié)點(diǎn)，全域網(wǎng)格數(shù)約為84 000。為便于捕捉分離渦流動、提高計(jì)算精度，翼型表面第一層網(wǎng)格高度為0.1 mm，對應(yīng)的壁面距離量綱一參數(shù)Y+約為1。

2 翼型噪聲特性數(shù)值計(jì)算

2.1 計(jì)算方法

風(fēng)力機(jī)氣動噪聲的數(shù)值計(jì)算主要分為直接法和混合法[20]。直接法采用計(jì)算氣動聲學(xué)(computational aerodynamics acoustics，CAA)方法直接求解N-S方程，在求解流場的同時獲得聲場信息?；旌戏椒▽⒘鲌龊吐晥龇珠_求解，首先采用CFD方法求解流場氣動參數(shù)，獲得計(jì)算氣動噪聲最主要的壓力脈動信息，然后結(jié)合選取的噪聲源參數(shù)，得到氣動噪聲的傳播規(guī)律。不同于純理論方法或半經(jīng)驗(yàn)方法，混合法省去了過多的模型假設(shè)，更符合實(shí)際情況，常被用于獲得遠(yuǎn)場噪聲特性[21]。本文采用CFD和FW-H方程相結(jié)合的聲類比方法，得到翼型的噪聲特性。

2.2 FW-H聲類比法

FW-H方程是Lighthill聲類比方法最一般的形式[22]，其表達(dá)式為

(1)

式(1)等號右側(cè)的三個多項(xiàng)式分別表征單極子、偶極子和四級子聲源特性。

2.3 計(jì)算模型及接收點(diǎn)布置

ANSYS Fluent 17.0采用時域積分方法(聲壓、噪聲信號與時間相關(guān))，通過面積分計(jì)算指定位置的噪聲，基于“可穿透面積分”的FW-H模型可實(shí)現(xiàn)對高速、亞速氣動噪聲問題的求解。

氣動噪聲的計(jì)算需要對非定常流場中細(xì)小的壓力波動進(jìn)行較為精準(zhǔn)的捕捉，本文在瞬態(tài)模擬時采用大渦模型；源修正長度為5C；計(jì)算時，每2個時間步讀出一次噪聲信號，每隔200個時間步提取一次數(shù)據(jù)，時間步長Δt=5×10-5s，源數(shù)據(jù)粗糙因子N=2，由f=1/(2NΔt)得截止頻率f=5 000 Hz。

本文主要研究彈片對翼型的影響，故在彈片末端下游C和2C處布置接收點(diǎn)A、B，在彈片末端法向C和2C處布置接收點(diǎn)D、E，如圖4所示。噪聲在不同方向上的傳播強(qiáng)度有所差異，因此翼型氣動噪聲具有指向性。以翼型弦長中點(diǎn)為圓心，5C為半徑，周向每隔10°布置1個噪聲接收點(diǎn)。

圖4 接收點(diǎn)分布Fig.4 Receiver point distribution

3 結(jié)果分析

3.1 氣動性能

3.1.1升阻力系數(shù)及升阻比

NACA0018原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角的升阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果如圖5所示，升阻比如圖6所示。

圖5 升力系數(shù)和阻力系數(shù)Fig.5 Lift coefficient and drag coefficient

圖6 升阻比Fig.6 Lift-drag ratio

攻角較小時，原始翼型和彈片翼型的升力系數(shù)均隨著攻角增大而增大，阻力系數(shù)增幅不明顯，升阻比不斷增大；原始翼型在14°，彈片翼型在16°附近開始出現(xiàn)失速，此時升力系數(shù)明顯下降，阻力系數(shù)大幅度突增，升阻比急劇下降，導(dǎo)致翼型氣動性能降低。

攻角較小時，翼型表面流動分離點(diǎn)出現(xiàn)在彈片之前，彈片破壞了氣流在翼型表面的附著流動，導(dǎo)致彈片翼型的升力系數(shù)明顯小于原始翼型，阻力系數(shù)大于原始翼型，升阻比較原始翼型較大幅度下降。隨著攻角的增大，流動分離點(diǎn)逐漸向前緣方向發(fā)展；當(dāng)分離點(diǎn)前移到彈片前方時，彈片效果開始顯現(xiàn)。在失速區(qū)，彈片翼型的升力系數(shù)比原始翼型下降速度慢，阻力系數(shù)上升速度也較慢，相應(yīng)地，升阻比下降較緩和。

3.1.2翼型表面壓力系數(shù)

原始翼型和彈片翼型在18°攻角時的表面壓力系數(shù)如圖7所示，原始翼型和彈片翼型表面壓力系數(shù)趨勢大致保持一致。氣動彈片減緩了流動分離點(diǎn)前移，使得彈片翼型吸力面壓力系數(shù)較原始翼型稍小，壓力面反之；彈片翼型吸力面的壓力系數(shù)有輕微的階躍變化。

圖7 表面壓力系數(shù)(α=18°)Fig.7 Surface pressure coefficient(α=18°)

3.1.3流場速度云圖

圖8、圖9為原始翼型和彈片翼型在攻角時的速度云圖和流線圖。攻角α=6°，12°時，流動分離點(diǎn)在氣動彈片之后，彈片破壞了翼型表面的附著流動，導(dǎo)致彈片下游產(chǎn)生少量的分離渦，增大了翼型阻力系數(shù)，減小了升力系數(shù)；攻角α=18°時，流體流經(jīng)原始翼型前緣，在吸力面發(fā)生分離，形成較大分離渦。由動量守恒理論，系統(tǒng)相互作用開始時的總動量等于相互作用結(jié)束時的總動量，故分離后的氣流幾乎完全失去了下洗能力，導(dǎo)致升力系數(shù)減小。彈片翼型把較大分離渦分割成較小的兩部分，在一定程度上延遲了流動分離的前移，攻角α=18°時，分離點(diǎn)由原來的距離前緣0.34C處移動到0.4C處。分離渦被彈片分割后，整體尺度變小，提高了氣流下洗能力。

3.2 噪聲特性

3.2.1彈片附近噪聲

圖10所示為彈片附近4個接收點(diǎn)(A、B、D、E)在攻角α=12°的聲壓級(sound pressure level，SPL)。由圖10可知，原始翼型和彈片翼型在各個接收點(diǎn)處的聲壓級趨勢均保持一致，且都沒有明顯主頻，但隨著頻率的增大，各接收點(diǎn)聲壓級有較小幅度的下降，相對而言，彈片附近低頻特性較明顯。攻角α=12°時，彈片翼型的噪聲稍大于原始翼型。對比分析彈片末端接收點(diǎn)A和B(或法向接收點(diǎn)D和E)處的聲壓級可知，隨著與噪聲源距離的增大，聲壓級逐漸減小，這是由于噪聲在空氣中傳播過程中會發(fā)生能量耗散，導(dǎo)致聲壓級衰減。

圖10 彈片附近接收點(diǎn)聲壓級
Fig.10 The sound pressure level of receivers near flap

原始翼型和彈片翼型在4個接收點(diǎn)處總聲壓級如表1所示。表1中，原始翼型和彈片翼型在6°～24°攻角范圍內(nèi)，各接收點(diǎn)處的總聲壓級均隨著攻角增大而升高。這是由于大攻角下，氣流流經(jīng)翼型表面時，流動分離導(dǎo)致渦脫落產(chǎn)生氣動噪聲，且攻角越大，旋渦越大，渦脫落越劇烈，導(dǎo)致更大的氣動噪聲。對比不同攻角下的原始翼型和彈片翼型在接收點(diǎn)上的總聲壓級可知，攻角較小(12°以下)時，流動分離點(diǎn)在彈片位置之后，彈片未產(chǎn)生預(yù)期效果，反而增大了接收點(diǎn)處的總聲壓級，攻角α=6°時，接收點(diǎn)B處增幅最大，約為11.12%；隨著攻角增大，接收點(diǎn)處的彈片翼型較原始翼型的總聲壓級增幅逐漸減?。还ソ铅?14°時，原始翼型與彈片翼型在各接收點(diǎn)處總聲壓級相當(dāng)。攻角進(jìn)一步增大后，彈片逐漸產(chǎn)生預(yù)期效果，從16°攻角開始，彈片翼型總聲壓級均低于原始翼型，接收點(diǎn)A處減小幅度最大，約為4.23%。氣動彈片的噪聲特性與氣動性能效果相符，均是在攻角大于16°時達(dá)到預(yù)期效果，小于16°效果相反。

3.2.2指向性分布

不同方向上的噪聲傳播強(qiáng)度不同，導(dǎo)致翼型氣動噪聲具有指向性。圖11所示為原始翼型和彈片翼型在6°、12°、18°和24°攻角的指向性分布。

表1 各接收點(diǎn)總聲壓級

圖11 翼型噪聲聲壓級指向性分布
Fig.11 Directivity of airfoil noise sound pressure level

由圖10可知，翼型的聲壓級在周向隨攻角的增大而增大；各攻角下，原始翼型和彈片翼型上下表面總聲壓級基本相當(dāng)，且均大于各自翼型的前緣和尾緣，從噪聲指向性上看，呈現(xiàn)較為明顯的偶極子特征；尾緣有脫落渦產(chǎn)生，因此尾緣處總聲壓級稍大于前緣。

4 結(jié)論

(1)氣動彈片在大攻角時開始產(chǎn)生效果，升力系數(shù)最大提高37.11%；在小攻角范圍內(nèi)，氣動彈片的存在產(chǎn)生了與預(yù)期相反的效果，導(dǎo)致翼型阻力系數(shù)增大，升力系數(shù)減小。

(2)氣動彈片在大攻角時，可以把較大的分離渦分割成幾個較小的分離渦，減緩了流動分離向前緣方向發(fā)展，在一定程度上提高了氣流的下洗能力。

(3)小攻角時，氣動彈片導(dǎo)致翼型總聲壓級增大；攻角大于16°時，彈片可以減小翼型在接收點(diǎn)處的總聲壓級，最大減小約4.23%；翼型噪聲總聲壓級在指向性分布上呈現(xiàn)明顯的偶極子特性。