趙振宙， 孟令玉， 王同光， 蘇德程， 吳昊， 許波峰

(1.河海大學(xué) 能源與電氣學(xué)院，江蘇 南京 211100；2.內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué) 風能太陽能利用技術(shù)教育部重點實驗室，內(nèi)蒙古 呼和浩特 010000；3.南京航空航天大學(xué) 江蘇省風力機設(shè)計高技術(shù)研究重點實驗室，江蘇 南京 210016)

渦流發(fā)生器是一種流動控制技術(shù)，能延遲氣流分離，有效改善葉片氣動特性[1-2]。文獻[3]通過風洞試驗發(fā)現(xiàn)：DU系列鈍尾緣厚翼型翼段加渦流發(fā)生器后，其失速攻角發(fā)生延遲，最大升阻比增大。Zhang等[4]通過數(shù)值模擬指渦流發(fā)生器改變了上翼面邊界層的壓力梯度分布，揭示了渦流發(fā)生器的流動控制機理。渦流發(fā)生器對翼段靜態(tài)失速的影響規(guī)律方面已經(jīng)做了不少工作[5-8]，這些研究提高了渦流發(fā)生器控制靜態(tài)風力機葉片表面流動的機理認知水平。

在實際環(huán)境中，風機葉片不僅會因為雨蝕、沙蝕、蚊蟲附積、結(jié)冰[9]等問題影響葉片表面流動，在偏航、變槳、剪切風等影響下，風力機葉片因攻角隨時間連續(xù)變化還會產(chǎn)生動態(tài)失速現(xiàn)象[11]。與靜態(tài)失速不同，動態(tài)失速下葉片表面的分離非常復(fù)雜，失速攻角遠比靜態(tài)失速攻角大，升阻力特性隨攻角變化出現(xiàn)明顯的遲滯現(xiàn)象[11-12]。根據(jù)失速特性不同，動態(tài)失速可分為輕失速與深失速[13]，從航空翼型在正弦規(guī)律俯仰運動下動態(tài)失速研究結(jié)果看[14]，輕失速一般發(fā)生在下俯階段，表現(xiàn)為后緣分離，分離邊界層厚度為翼型厚度量級；深失速通常發(fā)生在上仰階段，前緣分離，分離邊界層厚度達翼型弦長量級。與航空翼型不同，風力機專用翼型有其自身的氣動特點，文獻研究發(fā)現(xiàn)后者在深失速下也表現(xiàn)為后緣分離[15]。

有學(xué)者研究了渦流發(fā)生器對翼段正弦規(guī)律俯仰運動下動態(tài)失速過程的影響。如：文獻[16-18]對OA209翼段前緣點附近加渦流發(fā)生器后的動態(tài)失速過程進行了試驗研究，發(fā)現(xiàn)動態(tài)失速渦強度變小，載荷波動性得到了改善，但最大升力系數(shù)有所減小。然而，上述研究均以航空翼型段為對象，且渦流發(fā)生器均安裝于前緣點附近。戴麗萍等[19]對20%弦長處加渦流發(fā)生器的風力機專用翼型DU97-W-300翼段的動態(tài)失速進行數(shù)值模擬，結(jié)果表明加渦流發(fā)生器后翼段氣動性能得到明顯提高。從現(xiàn)有文獻總的來自看，針對加渦流發(fā)生器的風力機專用翼型翼段動態(tài)失速過程的研究很少，渦流發(fā)生器對其深失速和輕失速影響還有待進一步的研究。

本文采用延遲分離渦模擬(DDES)方法，對加渦流發(fā)生器的風力機專用翼型DU91-W2-250翼段深失速和輕失速進行數(shù)值模擬，旨在揭示渦流發(fā)生器對深失速和輕失速的影響規(guī)律。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 模擬方法

分離渦模擬(detached-eddy simulation，DES)方法在近壁區(qū)使用RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法，解決了LES(large eddy simulation)方法近壁面網(wǎng)格數(shù)量龐大的缺點，在遠離壁面主流區(qū)采用可以更精細地捕捉渦結(jié)構(gòu)的LES方法，文獻[20]為解決DES方法的模型應(yīng)力損失問題，提出了改良后的延遲分離渦模擬(delayed DES，DDES)方

法。本文中DDES方法在近壁區(qū)采用k-ωSST模型。由于篇幅原因，本文DDES方法的具體內(nèi)容不再闡述，詳見文獻[21]。

1.2 幾何模型和網(wǎng)格

DU91-W2-250為荷蘭Delft大學(xué)設(shè)計的風力機專用翼型，其展長0.105 m、弦長c為0.6 m，最大厚度為25%c，位于距前緣點32.2%c處。本文在20%c處布置三組反向旋轉(zhuǎn)排列的渦流發(fā)生器。渦流發(fā)生器為三角翼結(jié)構(gòu)，弦長17 mm，高5 mm，攻角為16.4°，組間距35 mm，渦流發(fā)生器結(jié)構(gòu)尺寸如圖1所示。

圖1 渦流發(fā)生器尺寸結(jié)構(gòu)Fig.1 Configuration of VGs

模型計算域分為靜止的圓形外域與運動的圓形內(nèi)域，外域半徑為20c，內(nèi)域半徑為3c，如圖2(a)。翼面第1層網(wǎng)格滿足條件Y+≈1，邊界層處網(wǎng)格法向增長率為1.1。三角翼渦流發(fā)生器采用無厚度三角形面網(wǎng)格代替，若設(shè)三角形面網(wǎng)格為內(nèi)部邊界，幾何模型轉(zhuǎn)變?yōu)楣饣矶?；若設(shè)三角形面網(wǎng)格為無滑移壁面條件，幾何模型即為加渦流發(fā)生器的翼段。這可以保持光滑和加渦流發(fā)生器翼段的網(wǎng)格一致，計算結(jié)果更具對比性。翼段處網(wǎng)格結(jié)構(gòu)如圖2(b)，采用六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)500萬。

圖2 計算模型Fig.2 Computational model

1.3 計算條件

雷諾數(shù)為2×106，空氣密度ρ=1.225 kg/m3，動力粘度μ=1.789 4×10-5kg/(m·s)。采用速度入口邊界條件，速度大小為48.69 m/s，入口湍流度為0.03%，壓力出口條件，翼段表面為無滑移壁面條件。外域與內(nèi)域的交界面設(shè)定為interface條件，并處理成滑移界面對，兩側(cè)面為對稱邊界條件。采用UDF實現(xiàn)內(nèi)域和翼段的俯仰運動，數(shù)值格式設(shè)定均為二階，采用DDES方法進行計算，時間步長為0.001 s。

翼段以正弦規(guī)律進行俯仰運動，攻角變化規(guī)律為：

(1)

式中：α0為平均攻角；Δα為振幅；k為折合頻率；U為來流速度；c為弦長；t為時間，取第4個計算周期的結(jié)果進行分析。

2 計算結(jié)果與分析

2.1 模擬方法精度驗證

現(xiàn)有文獻鮮有報道有關(guān)加渦流發(fā)生器的DU91-W2-250翼段動態(tài)失速試驗結(jié)果，故無法通過試驗數(shù)據(jù)來驗證動態(tài)失速的數(shù)值模擬結(jié)果。本文通過加渦流發(fā)生器的DU91-W2-250翼段靜態(tài)失速數(shù)值模擬結(jié)果與試驗值[3]進行對比，來驗證數(shù)值方法有效性，結(jié)果如圖3所示。從圖3可看出，加渦流發(fā)生器翼段升力系數(shù)計算值與試驗值具有很好的一致性。渦流發(fā)生器使DU91-W2-250翼段靜態(tài)失速攻角從10°延遲到17°左右，最大升力系數(shù)由1.4增大至近2.0。

圖3 DU91-W2-250翼段靜態(tài)失速升力系數(shù)曲線Fig.3 Lift coefficient curve of DU91-W2-250 airfoil segment in static stall

2.2 渦流發(fā)生器對翼段靜態(tài)失速的影響機理

圖4為光滑翼段和加渦流發(fā)生器翼段在14°攻角下展向中心剖面流場圖、速度型圖和渦流發(fā)生器后某處葉尖渦渦量云圖。從圖4(a)、(b)可看出,光滑翼段后緣出現(xiàn)分離，加渦流發(fā)生器翼段上表面為附著流動。圖4(c)、(d)為翼段展向中心剖面弦長位置x/c=50%、90%處的速度型對比。橫坐標為x方向流速u相對與來流速度U的無量綱值，縱坐標為沿壁面法向距離Sn的高度相對弦長c的無量綱值。從圖4(c)看出，x/c=50%處，光滑翼段表面流體為附著狀態(tài)，加渦流發(fā)生器后的近壁面流動速度變大；從圖4(d)看出，x/c=90%處，光滑翼段近壁面流動速度為負，表明x/c=90%處已發(fā)生流動分離；與x/c=50%處相比，加渦流發(fā)生器翼段邊界層的厚度變大，沒有反向流動產(chǎn)生，分離被抑制。這是由于渦流發(fā)生器能夠產(chǎn)生圖4(e)所示的葉尖渦，葉尖渦將主流能量傳遞到附面邊界層流動中，增強邊界層流體抵抗逆壓的能力，起到延遲失速分離和增升減阻的效果[4]。

圖4 翼段表面流動特性分析，α=14°Fig.4 Analysis of flow characteristics on blade section surface, α=14°

2.3 渦流發(fā)生器對翼段動態(tài)失速的影響

2.3.1 渦流發(fā)生器對深失速和輕失速流場的影響

圖5為動態(tài)失速過程中光滑與加渦流發(fā)生器翼段典型攻角處展向中心剖面渦量云圖對比。如圖5(a)、(b)所示，深失速工況，上仰攻角為19.38°時，光滑翼段后緣處出現(xiàn)分離，加渦流發(fā)生器翼段表面流動未出現(xiàn)分離。如圖5(c)、(d)所示，攻角達到最大值24°時，光滑翼段分離點已非常靠近前緣，存在明顯渦脫落現(xiàn)象，加渦流發(fā)生器翼段分離程度相對較輕。如圖5(e)、(f)所示，下俯攻角為12.40°時，光滑翼段的分離繼續(xù)加重，加渦流發(fā)生器翼段表面的附著流動已重建。如圖5(g)、(h)所示，輕失速工況與深失速不同，加渦流發(fā)生器翼段在最大攻角15°處仍未發(fā)生分離，渦流發(fā)生器完全抑制了光滑翼段的分離現(xiàn)象。

總的來說，深失速工況下，渦流發(fā)生器在上仰段延遲了翼段表面流動分離的發(fā)生，在下俯段加快了表面附著流動的重建，深失速過程中的分離現(xiàn)象被明顯改善；輕失速工況下，光滑翼段分離程度較深失速更小，加渦流發(fā)生器后能夠完全抑制分離現(xiàn)象的發(fā)生。

2.3.2 光滑翼段輕失速和深失速升阻力分析

圖6分別為深失速與輕失速工況的升阻力系數(shù)遲滯曲線。從升阻力系數(shù)曲線可知，深失速工況在上仰大攻角階段，翼段表面劇烈渦脫落現(xiàn)象導(dǎo)致了升阻力系數(shù)的劇烈波動，表明發(fā)生失速；輕失速工況下，失速在下俯段發(fā)生，升阻力系數(shù)曲線更加光滑平穩(wěn)，表明輕失速的分離程度較小。

2.3.3 渦流發(fā)生器對深失速和輕失速氣動性能的影響

圖7為深失速工況下光滑和加渦流發(fā)生器翼段的升阻力系數(shù)遲滯曲線。如圖7所示，上仰段，α<13°時，渦流發(fā)生器對升阻力系數(shù)影響較小，加渦流發(fā)生器翼段的升力系數(shù)略高于光滑翼段；α<10°的范圍內(nèi)阻力系數(shù)略低于光滑翼段值，這與渦流發(fā)生器在靜態(tài)失速小攻角階段表現(xiàn)不同，渦流發(fā)生器對后者產(chǎn)生增阻效果[2]。當α>13°后，加渦流發(fā)生器翼段升阻力系數(shù)均明顯高于光滑翼段，增升減阻效果越來越明顯，最大升力系數(shù)增加10%，最大阻力系數(shù)減少56.3%；而且渦流發(fā)生器抑制了光滑翼段

上仰到α>20°后的升阻力系數(shù)波動現(xiàn)象。下俯段，渦流發(fā)生器增升減阻效果更加顯著，平均升力系數(shù)增加29.4%，平均阻力系數(shù)減少59%。

圖5 典型攻角處的渦量云圖對比Fig.5 Comparison of vorticity contour at typical angles of attack

圖6 光滑翼段動態(tài)失速氣動特性Fig.6 Aerodynamic characteristics of smooth wing segments during dynamic stall

圖7 渦流發(fā)生器對深失速氣動性能的影響，F(xiàn)ig.7 The effect of VGs on aerodynamic performance in deep stall， Δα=10°, k=0.078

圖8為輕失速工況光滑和加渦流發(fā)生器翼段的升阻力系數(shù)遲滯曲線。如圖8(a)所示，在上仰段，加渦流發(fā)生器翼段升力系數(shù)整體高于光滑翼段，最大升力系數(shù)增加13.7%；在下俯段，平均升力系數(shù)增加34.8%，且升力系數(shù)比上仰時更高，遲滯曲線成逆時針環(huán)狀。這與深失速工況相反，后者下俯段升力系數(shù)較上仰段更小，遲滯曲線為順時針環(huán)。這是由于深失速分離嚴重，加渦流發(fā)生器延緩了分離，下俯段仍存在分離現(xiàn)象；光滑翼段輕失速過程分離程度低，加渦流發(fā)生器后能完全抑制分離現(xiàn)象發(fā)生，使得翼段能夠在下俯段表現(xiàn)出比上仰段更好的氣動性能。如圖8(b)所示，在上仰段，加渦流發(fā)生器翼段阻力系數(shù)α<8°時較光滑翼段更低，在α>8°時則高于光滑翼段，最大阻力系數(shù)增加約4%；下俯段，加渦流發(fā)生器翼段阻力系數(shù)明顯低于光滑翼段，平均阻力系數(shù)減少32.2%。

圖8 渦流發(fā)生器對輕失速氣動性能的影響，F(xiàn)ig.8 The effect of VGs on aerodynamic performance in light

圖9為深失速和輕失速下光滑和加渦流發(fā)生器翼段平均攻角位置處展向中心剖面壓力系數(shù)分布圖。從圖9(a)看出，深失速工況中，加渦流發(fā)生器翼段上仰14°的升力系數(shù)從1.71提升到1.79，增幅為4.7%，而下俯14°升力系數(shù)增加更明顯，從1.09到1.64，增幅達50%。從壓力系數(shù)分布可看出，上仰14°光滑和加渦流發(fā)生器翼段的壓力分布較為一致；從下俯14°看，翼段加渦流發(fā)生器后上表面壓強顯著變小，分離現(xiàn)象導(dǎo)致的壓力系數(shù)平臺消失，下表面壓強明顯增大，氣動性能顯著提升。如圖9(b)，對輕失速工況有關(guān)現(xiàn)象與深失速工況相似，翼段加渦流發(fā)生器后在平均攻角10°位置處的升力系數(shù)增大，其中下俯10°氣動性能的改善效果更加顯著。

圖9 壓力系數(shù)分布Fig.9 Pressure coefficient distribution

由于分離程度不同，渦流發(fā)生器對翼段深失速和輕失速下升力的影響有明顯不同。從圖9平均攻角位置處升力系數(shù)大小可看出，輕失速工況翼段加渦流發(fā)生器后下俯10°升力系數(shù)要大于上仰10°，深失速工況翼段加渦流發(fā)生器后下俯14°升力系數(shù)要小于上仰14°。從平均攻角位置處壓力分布看，相比深失速，輕失速工況中加渦流發(fā)生器翼段上表面前緣附近的下俯10°壓力比上仰10°減小地更為顯著，其余位置壓力分布基本一致，而深失速工況中翼段上表面x/c為30%～70%的下俯14°壓力比上仰14°明顯更小。

從圖9可看出，平均攻角位置處，深失速x/c=55%處和輕失速x/c=10%處加渦流發(fā)生器翼段下俯和上仰狀態(tài)壓力分布有較大差異，截取加渦流發(fā)生器翼段在平均攻角位置x/c=10%和x/c=55%處的速度型圖，如圖10。從圖10中看出，在x/c=10%處，深失速和輕失速工況下俯狀態(tài)速度均比上仰狀態(tài)速度大，特別是在輕失速工況中。根據(jù)伯努利原理可知，加渦流發(fā)生器翼段上表面前緣附近下俯狀態(tài)壓力會比上仰狀態(tài)壓力更小，這現(xiàn)象在輕失速工況中表現(xiàn)地更加明顯。在x/c=55%處，深失速工況中的上仰狀態(tài)速度大于下俯狀態(tài)速度。根據(jù)伯努利原理可知，深失速工況加渦流發(fā)生器翼段下俯狀態(tài)壓力大于上仰狀態(tài);而輕失速工況中兩者速度相近，上仰狀態(tài)和下俯狀態(tài)壓力基本一致。

圖10 加渦流發(fā)生器翼段表面速度型圖Fig.10 Velocity profile above blade segment surface with VGs

3 結(jié)論

1)渦流發(fā)生器能夠抑制動態(tài)失速，表現(xiàn)為：對于深失速，渦流發(fā)生器能延遲翼段上仰段分離和加快下俯段附著，改善分離現(xiàn)象；對于輕失速，渦流發(fā)生器完全抑制了流動分離現(xiàn)象。

2)渦流發(fā)生器能夠明顯改善DU91-W2-250翼段動態(tài)失速下的氣動性能，下俯段氣動性能的提升效果比上仰段更顯著。深失速下，翼段加渦流發(fā)生器后最大升力系數(shù)增加10%，最大阻力系數(shù)減少56.3%，下俯段平均升力系數(shù)增加29.4%，平均阻力系數(shù)減少59%。輕失速下，翼段加渦流發(fā)生器后最大升力系數(shù)增加13.7%，最大阻力系數(shù)增加約4%，下俯段平均升力系數(shù)增加34.8%，平均阻力系數(shù)減少32.2%。

3)由于深失速和輕失速的分離程度不同，渦流發(fā)生器對深失速和輕失速工況升力的影響不同，深失速下俯段升力系數(shù)小于上仰段，升力系數(shù)曲線為順時針遲滯環(huán)，輕失速下俯段升力大于上仰段，升力系數(shù)曲線為逆時針遲滯環(huán)。