唐格斯， 陳 建， 董雅君， 霍德豪， 趙 爽， 馬劍龍，4

（1. 內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 電力學(xué)院， 內(nèi)蒙古 呼和浩特 010080； 2. 營(yíng)口市鋼鐵和鎂產(chǎn)業(yè)基地建設(shè)發(fā)展中心， 遼寧營(yíng)口 115000； 3.內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院， 內(nèi)蒙古 呼和浩特 010051； 4.內(nèi)蒙古自治區(qū)高等學(xué)?？稍偕茉垂こ萄芯恐行模?內(nèi)蒙古 呼和浩特 010051）

0 引言

隨著風(fēng)電機(jī)組設(shè)計(jì)的日益大型化以及其分散式應(yīng)用向人類生存環(huán)境的靠近，對(duì)人類生存環(huán)境的影響越來(lái)越大，葉面流動(dòng)分離惡化問(wèn)題已成為葉片氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)成敗的關(guān)鍵制約[1]。因此，尋找并建立基于葉面流動(dòng)分離有效控制的葉片氣動(dòng)性能優(yōu)化方法，已成為當(dāng)前風(fēng)電產(chǎn)業(yè)發(fā)展中亟待解決的重要課題。 翼型向翼面內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)凹曲變形（以下簡(jiǎn)稱翼型凹變）作為防止和推遲流動(dòng)分離發(fā)生的重要方法，近年來(lái)已成功應(yīng)用于飛機(jī)機(jī)翼氣動(dòng)性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)[2]，[3]。 然而，風(fēng)電葉片結(jié)構(gòu)較飛機(jī)機(jī)翼更為復(fù)雜，由此導(dǎo)致氣體繞流風(fēng)電葉片時(shí)的非定常流動(dòng)特征要比繞流機(jī)翼時(shí)復(fù)雜得多，因此，直接將相關(guān)成果應(yīng)用于風(fēng)電葉片氣動(dòng)性能的優(yōu)化設(shè)計(jì)不具備可靠性。 由此，相關(guān)研究工作的開(kāi)展具有較好的背景和價(jià)值。

翼型凹變?cè)陲L(fēng)電葉片氣動(dòng)性能優(yōu)化中的應(yīng)用屬于全新的課題，但是，翼型凹變屬于翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)范疇。 基于翼型優(yōu)化的葉片氣動(dòng)性能研究主要包括風(fēng)電葉片專用翼型開(kāi)發(fā)和先進(jìn)設(shè)計(jì)方法開(kāi)發(fā)兩個(gè)方面。 早期的葉片設(shè)計(jì)普遍采用航空翼型（如NACA 系列翼型），航空翼型具有最大升力系數(shù)高、最小阻力系數(shù)低等優(yōu)點(diǎn)，對(duì)風(fēng)電產(chǎn)業(yè)的早期發(fā)展起到了極大的推進(jìn)作用。 然而，后續(xù)諸多實(shí)踐證實(shí)航空翼型對(duì)于高氣動(dòng)性能風(fēng)電葉片設(shè)計(jì)的適用性存在較多缺陷， 亟待風(fēng)電葉片專用翼型的研發(fā)。自20 世紀(jì)80 年代中期開(kāi)始，風(fēng)電專用翼型的開(kāi)發(fā)得到重視。至今，已形成了美國(guó)S 系列、荷蘭DU 系列、瑞典FFA-W 系列和丹麥Risφ系列翼型，為大、中、小型風(fēng)電葉片的設(shè)計(jì)提供了基礎(chǔ)翼型數(shù)據(jù)[4]～[7]。 此外，研究人員還專門(mén)針對(duì)大型風(fēng)電葉片開(kāi)發(fā)了WQ-B 系列翼型[8]。

20 世紀(jì)末， 小型風(fēng)電葉片的應(yīng)用陡然升溫，相應(yīng)專用翼型的開(kāi)發(fā)也逐漸增多， 此時(shí)的研究工作不僅著力于專用翼型的開(kāi)發(fā)， 同時(shí)特別關(guān)注葉片低速啟動(dòng)問(wèn)題和失速問(wèn)題[9]～[11]。自2010 年起，建筑用風(fēng)力機(jī)的開(kāi)發(fā)得到重視， 至今已有多款專用翼型問(wèn)世[12]。 隨著專用翼型的豐富，新翼型研發(fā)所需的長(zhǎng)研發(fā)周期和高昂的研發(fā)費(fèi)用使開(kāi)發(fā)企業(yè)望而卻步。 因此，20 世紀(jì)末起至今，針對(duì)于已有翼型的氣動(dòng)性能優(yōu)化設(shè)計(jì)方法受到青睞， 期間風(fēng)電市場(chǎng)的極速擴(kuò)張和投資商不愿在技術(shù)引入費(fèi)上的過(guò)多投入， 更是在極大程度上推動(dòng)了相關(guān)問(wèn)題的研究。 這一時(shí)期，研究人員不僅關(guān)注反設(shè)計(jì)法、失速延遲法、 遺傳算法等先進(jìn)算法在翼型氣動(dòng)性能優(yōu)化中的應(yīng)用， 同時(shí)對(duì)葉面的流動(dòng)分離控制技術(shù)給予了特別的關(guān)注[13]～[16]。 國(guó)內(nèi)外的相關(guān)研究人員分別在葉面流動(dòng)分離的控制問(wèn)題上開(kāi)展了基礎(chǔ)性研究[17]。 但至今，除作者課題組外[18]，仍未見(jiàn)基于翼型凹變的葉片氣動(dòng)性能優(yōu)化方面的報(bào)道。

1 翼型凹變想法提出的理論基礎(chǔ)

圖1 為空氣繞流翼型時(shí)的流動(dòng)特征。

圖1 空氣繞流翼型時(shí)的流動(dòng)特征Fig.1 Flow characteristics of air around airfoil

由圖1 可知，當(dāng)空氣流經(jīng)翼型表面時(shí)，在吸力面上靠近尾緣處往往存在由層流向紊流轉(zhuǎn)變的流動(dòng)分離區(qū)。由流體力學(xué)基礎(chǔ)理論可知，層流邊界層在物體表面上產(chǎn)生的切向應(yīng)力比紊流的要小得多，為了減小流動(dòng)摩擦阻力，應(yīng)使層流邊界層盡可能地長(zhǎng)， 也就是使流動(dòng)分離位置盡可能向下游推移，從而提升葉片的功率輸出。

加速流動(dòng)比減速流動(dòng)更容易使邊界層保持層流，為了實(shí)現(xiàn)流動(dòng)分離點(diǎn)向下游的移動(dòng)，本文嘗試在流動(dòng)分離區(qū)域附近實(shí)現(xiàn)翼型向翼型面內(nèi)側(cè)的結(jié)構(gòu)凹變， 利用凹槽的抽吸作用使已經(jīng)減速的流體得以加速， 從而防止或延后流動(dòng)分離現(xiàn)象的發(fā)生。

2 翼型凹變形式的確定

圖2 為翼型凹變的實(shí)現(xiàn)過(guò)程。

圖2 翼型凹變的實(shí)現(xiàn)過(guò)程Fig.2 Implementation process of airfoil concave

以圖2（a）中翼型為例，假設(shè)流動(dòng)分離常出現(xiàn)在M 處，則選該處為凹變中心。 考慮到翼型弦長(zhǎng)顯著大于其最大厚度， 翼型凹變的幾何結(jié)構(gòu)采用橢圓形，橢圓的長(zhǎng)軸（A）為弦長(zhǎng)（L）的7.2%、短軸（B）為弦長(zhǎng)（L）的3.6%，并使A 與M 處原始翼型曲線相切， 本例中相切后A 與弦長(zhǎng)間的夾角（α）為2.25°。凹變部分與非凹變部分間采用B 樣條曲線連接，具體過(guò)程如圖2（b）所示。

原始翼型葉片的結(jié)構(gòu)如圖3（a）所示。 葉片為實(shí)心結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)為700 mm，設(shè)有10 個(gè)特征翼型面，每個(gè)特征翼型面之間的葉片部分通過(guò)放樣實(shí)現(xiàn)，將原始翼型中的10 個(gè)特征翼型曲線執(zhí)行相應(yīng)的結(jié)構(gòu)凹變， 并對(duì)各翼型曲線進(jìn)行放樣后即可生成凹變翼型葉片[圖3（b）]。

圖3 葉片的生成Fig.3 Blade generation

3 翼型凹變位置和凹槽長(zhǎng)度的確定

3.1 凹變位置和凹槽長(zhǎng)度的預(yù)選

翼型凹變的中心嘗試選取在距離翼型前緣點(diǎn)0.7 倍、0.8 倍和0.9 倍L 處，凹槽的長(zhǎng)度（由葉根指向葉尖）嘗試選取為350，420，700 mm，葉片代號(hào)及相應(yīng)結(jié)構(gòu)形式見(jiàn)表1。 翼型凹變位置和凹槽長(zhǎng)度的最終選定需以葉片做功能力的大小為參考。

表1 葉片類型Table 1 Types of blades

3.2 計(jì)算模型

計(jì)算模型如圖4 所示。 該數(shù)學(xué)模型是依據(jù)內(nèi)蒙古自治區(qū)新能源試驗(yàn)示范基地的B1/K2 型低速風(fēng)洞建立， 目的是利用相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)檢驗(yàn)數(shù)值仿真結(jié)果的可靠性。

圖4 數(shù)值仿真模型Fig.4 Numerical simulation model

3.3 網(wǎng)格劃分

3.3.1 流場(chǎng)網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格分為靜止域和旋轉(zhuǎn)域， 交界面間數(shù)據(jù)傳遞通過(guò)滑移網(wǎng)格實(shí)現(xiàn)，其控制方程如式（1）所示。

圖5 所示為計(jì)算域采用分區(qū)域加密。

圖5 網(wǎng)格的分區(qū)加密Fig.5 Partition encryption of mesh

3.3.2 結(jié)構(gòu)場(chǎng)網(wǎng)格劃分

由于風(fēng)力機(jī)葉片包含較多曲面， 葉片扭角較大的位置對(duì)網(wǎng)格劃分質(zhì)量要求較高， 所以對(duì)葉片較薄處區(qū)域利用貼體網(wǎng)格進(jìn)行加密。 計(jì)算域入口以速度作為邊界條件（選擇額定風(fēng)速為8 m/s），出口以靜壓作為邊界條件（相對(duì)壓力設(shè)為0 Pa）。

計(jì)算域的壁面及地面設(shè)置為無(wú)滑移壁面，壁面的粗糙度為光滑壁面。 風(fēng)力機(jī)的壁面設(shè)置為無(wú)滑移壁面，壁面粗糙度為光滑壁面。依據(jù)風(fēng)力機(jī)實(shí)際測(cè)試條件，流體材料設(shè)為25 ℃的空氣，并為連續(xù)流體。

3.4 湍流模型及控制方程

3.4.1 湍流模型

由于所選算法須考慮湍流剪切應(yīng)力， 且不會(huì)對(duì)湍流黏度產(chǎn)生過(guò)度預(yù)測(cè)， 同時(shí)考慮到計(jì)算的時(shí)間成本，因此，本文選用SST k-ω 模型開(kāi)展計(jì)算。

3.4.2 控制方程

控制方程為

計(jì)算域中網(wǎng)格的每一個(gè)單元都是一個(gè)獨(dú)立控制體，式（2）能夠運(yùn)用于每一個(gè)單元，這樣控制體方程可以表達(dá)為

3.5 計(jì)算結(jié)果

在非穩(wěn)態(tài)條件下利用SST k-w 算法開(kāi)展計(jì)算。 以來(lái)流風(fēng)速為8 m/s、葉尖速比為5 為例，7 類葉片氣動(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算結(jié)果如表2 所示。 由表2 可知，6 種翼型結(jié)構(gòu)的凹變形式中，C 葉片的功率輸出提升效果更為顯著。 因此，以下開(kāi)展C 葉片和A 葉片其它方面性能的對(duì)比。

表2 不同凹變形式對(duì)葉片輸出功率的影響Table 2 Influence of different concave types on blade power output

4 翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響

加工制作的A 類和C 類葉片如圖6（a）所示，測(cè)試風(fēng)洞如圖6（b）所示。 風(fēng)洞開(kāi)口實(shí)驗(yàn)段內(nèi)徑為2 m，可提供0～20 m/s 的均勻來(lái)流。 發(fā)電機(jī)輸出信號(hào)由Fluke Norma5000 裝置采集， 其可實(shí)現(xiàn)電頻率、電壓、電流、電功率等多種發(fā)電機(jī)輸出參數(shù)的實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)。 葉片的轉(zhuǎn)速可通過(guò)發(fā)電機(jī)輸出電頻率除以電極數(shù)間接獲得。

圖6 葉片和測(cè)試設(shè)備Fig.6 Blade and test device

4.1 測(cè)試結(jié)果與分析

為了考證不同工況時(shí)翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能改良的適應(yīng)性， 分別在來(lái)流風(fēng)速為5～8 m/s 和葉片轉(zhuǎn)速為400～650 r/min 時(shí)開(kāi)展測(cè)試，結(jié)果如圖7 所示。由圖7 可知：翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能的提升效果不僅僅適用于額定工況，在其它工況時(shí)也有較理想的提升效果； 在來(lái)流風(fēng)速為8 m/s、葉尖速比為5（對(duì)應(yīng)葉片轉(zhuǎn)速為550 r/min）時(shí)，A，C葉片功率輸出的數(shù)值仿真結(jié)果相對(duì)于實(shí)驗(yàn)值的相對(duì)誤差分別為6.2%和6.4%， 由此也證實(shí)了上述仿真結(jié)果的可靠性。 仿真值大于實(shí)驗(yàn)值的原因?yàn)閿?shù)值仿真為理想工況，沒(méi)有考慮葉片實(shí)際運(yùn)行中的流動(dòng)損失。

圖7 翼型結(jié)構(gòu)凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能的提升Fig.7 Effect of airfoil concave on the aerodynamic performance of blades

為進(jìn)一步量化翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能影響的敏感性， 對(duì)同一工況時(shí)功率的增幅φp做如下定義：

式中：P1為原始翼型葉片功率；P2為凹變翼型葉片功率。

凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能影響的敏感性如圖8所示。 由圖8 可知：當(dāng)風(fēng)速為7 m/s 時(shí)，翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能的增益最??；當(dāng)風(fēng)速為6 m/s 和8 m/s 時(shí)，增益值會(huì)有一定程度的增加；當(dāng)風(fēng)速為5 m/s 時(shí)，隨著葉片轉(zhuǎn)速的增加，翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能的增益效果會(huì)顯著增加；當(dāng)風(fēng)速為7 m/s和8 m/s 時(shí)，隨著葉片轉(zhuǎn)速的增大，由于翼型凹變導(dǎo)致的葉片氣動(dòng)性能的增加量呈先減小后增大的規(guī)律；當(dāng)來(lái)流風(fēng)速為5 m/s 和6 m/s 時(shí)，增益值隨著葉片轉(zhuǎn)速的增大而增大。

圖8 凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能影響的敏感性Fig.8 Influencing sensitivity of the airfoil concave to the aerodynamic performance of blades

4.2 翼型凹變對(duì)葉片氣動(dòng)性能影響的機(jī)理分析

為進(jìn)一步探究翼型凹變對(duì)葉面流動(dòng)影響的機(jī)理。 令葉片長(zhǎng)度為R，考慮到C 葉片的凹槽分布于葉片葉展方向的0.15R～0.65 R（以葉根為起點(diǎn)）的范圍內(nèi)， 將翼型面壓力分布的提取位置設(shè)在0.3R，0.4R，0.5R，0.6R 處（圖9），圖中1，2，3，4 截面分別對(duì)應(yīng)上述4 個(gè)位置。

圖9 壓力數(shù)據(jù)的提取截面Fig.9 Extraction section of pressure data

仍以來(lái)流風(fēng)速為8 m/s， 葉尖速比為5 為例，1～4 截面上的壓力分布如圖10 所示，圖中左側(cè)為原始翼型葉片，右側(cè)為凹變翼型葉片。

圖10 葉片不同位置處的壓力分布Fig.10 Pressure distribution at different locations of the blade

由圖10 可知：在A 葉片的0.8 倍弦長(zhǎng)區(qū)域附近，確實(shí)存在明顯的壓力升高現(xiàn)象，不利于層流流動(dòng)的保持；凹槽的出現(xiàn)會(huì)使附近壓力明顯降低，進(jìn)而對(duì)流體流動(dòng)產(chǎn)生明顯的局部壓力誘導(dǎo)效應(yīng)，使流體產(chǎn)生加速流動(dòng)。

由流體力學(xué)基本理論可知， 加速流動(dòng)比減速流動(dòng)更容易保持層流的流動(dòng)狀態(tài)， 可使層流流動(dòng)向紊流流動(dòng)過(guò)渡的位置向后推移， 有效減小流態(tài)轉(zhuǎn)變誘發(fā)的流動(dòng)阻力增加， 從而使葉片的氣動(dòng)性能提升，這也是相同工況下C 葉片的功率輸出較A 葉片提升的原因。

5 結(jié)論

本文利用橢圓弧在葉片吸力面上實(shí)施了翼型凹變，通過(guò)凹變參數(shù)的合理選擇，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)葉面流動(dòng)分離的有益控制。就本文凹變樣例而言，可以得出以下結(jié)論。

①翼型凹變?cè)诓煌r（不同風(fēng)速和葉片轉(zhuǎn)速）下對(duì)葉片做功能力的增益效果存在明顯差異。

②啟動(dòng)風(fēng)速至額定風(fēng)速間， 翼型凹變對(duì)某一中間風(fēng)速下葉片做功能力的增益效果最差。

③低風(fēng)速時(shí)，隨著葉片轉(zhuǎn)速的增大，增益值變大。

④高風(fēng)速時(shí)，隨著葉片轉(zhuǎn)速的增大，增益值呈先減小后增大的規(guī)律。