孫振業(yè) 陳昕樂 劉宇新

摘要：指出了陸上風(fēng)電裝機向著低風(fēng)速區(qū)和分散式發(fā)展，風(fēng)力機距離居民區(qū)越來越近，風(fēng)力機的噪聲問題日趨嚴重，需要在風(fēng)力機的設(shè)計階段對氣動噪聲進行研究與控制。翼型是風(fēng)力機葉片的基本元素，是風(fēng)力機功率及噪聲性能的基石。彎度對翼型的氣動性能有顯著影響，因而也必然影響氣動噪聲源。選取NA-CA系列翼型作為研究對象，翼型的最大厚度及最大厚度的弦向位置、最大彎度的弦向位置相同，而最大彎度不同。采用經(jīng)典的翼型分析軟件XFOIL計算了上述翼型的升阻力系數(shù)、半經(jīng)驗?zāi)Ｐ陀嬎銡鈩釉肼曉此?，以研究最大相對彎度對氣動和噪聲性能的影響。結(jié)果表明：在小攻角范圍內(nèi)，翼型的升力系數(shù)、升阻比隨著最大相對彎度的增加而增加，大攻角時升阻比隨著最大彎度的增大而減小。翼型最大彎度增加會使得壓力面尾緣噪聲在低頻段內(nèi)減小;在整個頻率段內(nèi)，邊界層分離噪聲隨著最大彎度的增加向低頻區(qū)移動。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機;氣動噪聲;翼型;彎度

中圖分類號：TK89 文獻標識碼：A 文章編號：1674-9944（2019）22-0135-03

1 引言

風(fēng)能已經(jīng)成為我國及世界可再生能源的重要組成部分。我國風(fēng)能發(fā)展起步晚，但是發(fā)展迅速，中國已經(jīng)成為風(fēng)電大國。但是風(fēng)能領(lǐng)域的基礎(chǔ)科研起步晚、投入小，導(dǎo)致中國還不是風(fēng)電強國?？焖俚娘L(fēng)電發(fā)展及裝機，也產(chǎn)生一些附帶問題。隨著風(fēng)力機的廣泛運用以及大型化，分散式裝機及風(fēng)電場距離居民區(qū)越來越近，風(fēng)力機的氣動噪聲對附近的居民及生物產(chǎn)生了困擾。風(fēng)力機的氣動及噪聲性能的基石是翼型[1]。進行鈍尾緣改型和增大相對彎度是兩種提升翼型氣動性能的有效措施。鈍尾緣改型在結(jié)構(gòu)上使葉片能承擔(dān)更大的壓力載荷，在氣動特性方面提高了升力系數(shù)[2]。而適當增大相對彎度同樣也可以提高翼型升力和風(fēng)能利用系數(shù)。對翼型進行氣動外形優(yōu)化，得到的高升阻比翼型往往具有較大的相對彎度。因而，提高風(fēng)力機性能的重要途徑是采用彎度較大的翼型[3]。同時相對彎度對風(fēng)力機的氣動噪聲都也起著不可忽視的影響。風(fēng)力機的噪聲主要由兩部分構(gòu)成：機械噪聲和氣動噪聲[4]。前者是由于機械設(shè)備的振動等引起。后者是現(xiàn)代商用風(fēng)力機噪聲的主要部分，包含低頻噪聲、湍流入流噪聲、翼型自噪聲[4]。低頻噪聲是旋轉(zhuǎn)葉片與塔架或風(fēng)剪切相互作用產(chǎn)生，由于人耳對其不太敏感，所以在A加權(quán)噪聲頻譜圖上，此類噪聲對A加權(quán)聲功率級貢獻較少。湍流入流噪聲是葉片與入流湍流渦相互作用產(chǎn)生。翼型自噪聲主要包括：葉尖渦噪聲和尾緣鈍厚度導(dǎo)致渦脫落產(chǎn)生的噪聲等5種[5]。上述3種翼型氣動噪聲中，翼型自噪聲通常占主導(dǎo)地位，而最大相對彎度對冀型氣動性能的影響比較大，因此需要研究最大相對彎度對翼型噪聲的影響。關(guān)于風(fēng)力機氣動噪聲的研究主要通過實驗及數(shù)值模擬實現(xiàn)。朱衛(wèi)軍[6]將可壓縮NS方程分離成不可壓縮流動方程和無粘聲學(xué)方程兩個部分，使得計算噪聲仿真計算效率得以提高。李仁年等[7]數(shù)值研究了彎度對風(fēng)力機翼型原型氣動特性的影響，結(jié)果顯示在一定范圍內(nèi)大彎度翼型有更高的升、阻力系數(shù)和升阻比。申振華等[8]通過壓力面的“渦輪化”改造增加了翼型彎度，并進行了風(fēng)洞對比實驗，研究表明翼型“渦輪化”可以顯著提高風(fēng)力機的風(fēng)能利用系數(shù)。

2 預(yù)測模型

美國可再生能源實驗室的Brooks，Pope和Marco-lini提出了BPM半經(jīng)驗翼型噪聲預(yù)測模型，此模型是根據(jù)一組弦長不同的NACA0012翼型的大量氣動和聲學(xué)實驗數(shù)據(jù)而得，給出了5種翼型自噪聲的半經(jīng)驗?zāi)Ｐ?。采用BPM模型可以快速地完成噪聲預(yù)測，比采用數(shù)值仿真或?qū)嶒灧椒ü?jié)省大量時間，可被用于翼型的優(yōu)化設(shè)計。BPM模型在附著或者小分離流動狀態(tài)下的精度可以達到實際工程要求，被廣泛使用。但風(fēng)力機葉片上的翼型形狀、弦長、入流狀態(tài)等與BPM模型建立時的實驗狀態(tài)不同，因而采用BPM模型中同一種半經(jīng)驗公式來模擬不同的翼型邊界層參數(shù)，會使降低對風(fēng)力機翼型噪聲的仿真精度。因此，需要對經(jīng)典BPM模型進行修正，使其適用于不同的翼型、不同的工況?；贐PM半經(jīng)驗?zāi)Ｐ?，Lowson研究了模型中邊界層厚度參數(shù)的影響。Zhu等[9]基于翼型噪聲預(yù)測半經(jīng)驗?zāi)Ｐ?，引用葉素動量理論，并采用了一種新的葉尖修正技術(shù)，從而提高了該模型的準確性。模型對湍流邊界層尾緣噪聲、分離流噪聲、層流邊界層渦脫落噪聲、鈍尾緣噪聲、葉尖渦噪聲都進行計算，詳細介紹可參考文獻[9，10]。

3 翼型最大相對彎度的影響

以NACA4數(shù)字系列翼型為研究對象，選取N A-CA1412，NACA2412，NACA3412，NACA4412四種不同翼型。翼型的最大相對厚度、最大厚度所在位置、最大彎度所在位置基本相同，最大相對彎度不同。翼型的氣動性能采用XFOIL軟件計算，該軟件求解速度快，耦合性良好[19]。默認雷諾數(shù)為，馬赫數(shù)為0.15，攻角在一5°～20°范圍內(nèi)。在計算翼型噪聲時，采用揚州大學(xué)開發(fā)的風(fēng)力機翼型噪聲源仿真軟件。各參數(shù)均為默認值：來流風(fēng)速80m/s，接收距離1m，接收角度90°，翼型展長為1m，翼型弦長C=1m，入流攻角5”，翼型表面光滑，鋸齒角度-2.5°，鋸齒的長和寬分別為0.15m和0.25m，聲速為340m/s，粘性系數(shù)為0.000015Pa·S。

3.1 各其型氣動性能對比

不同彎度翼型的外形對比如圖1所示。在自由轉(zhuǎn)捩工況下，計算攻角范圍為-5°～20°時各翼型的升力、阻力系數(shù)和升阻比，結(jié)果對比分別如圖2一圖4所示。由于人耳對不同頻率的敏感性不同，為了反映人耳實際感受到的聲音大小，引入了A加權(quán)法。A加權(quán)聲級的測量單位為dB。以下的聲壓級圖譜中都做了A加權(quán)算法。

由圖2可知，在-50°～20°攻角范圍內(nèi)，翼型的升力系數(shù)隨著最大相對彎度的增加而增加，且增加的趨勢基本相同。由圖3可知，攻角小于7°時，不同彎度的翼型在相同攻角下的阻力系數(shù)基本相同;攻角大于7°時，翼型的阻力系數(shù)隨著彎度的增加而增加。由圖4可知，攻角小于10°時，翼型的升阻比隨著彎度的增加而增加，趨勢較為明顯;當攻角大于10°時，翼型的升阻比隨著攻角的增大而減小，且對于不同彎度的翼型，各升阻比相差不大。