摘要：在小型風(fēng)力機(jī)葉片表面設(shè)置淺凹槽可以實(shí)現(xiàn)對(duì)葉片周圍流場的被動(dòng)控制，以改善葉片的氣動(dòng)性能。文章對(duì)表面不同位置設(shè)置淺凹槽的NACA葉片在均勻流場中的表現(xiàn)進(jìn)行了數(shù)值模擬，考察了前凹槽位置對(duì)葉片升阻比的影響。研究表明：隨著攻角增大，在葉片上表面靠近尾部位置的流體發(fā)生分離；在葉片前緣下表面設(shè)置凹槽可以減小尾部流體分離的區(qū)域，使得后緣的分離泡明顯消失，然而，葉片前緣附近的速度梯度增大；當(dāng)攻角α=2°時(shí)帶凹槽葉片的最大升阻比達(dá)到最大值，為109.5，比未設(shè)置凹槽葉片提升了13.8%；研究結(jié)果可為小型風(fēng)力機(jī)NACA葉片設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī)；葉片；氣動(dòng)載荷；NACA翼型；帶凹槽葉片

中圖分類號(hào)：TU473文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

0引言

傳統(tǒng)化石能源的使用會(huì)產(chǎn)生大量的有害氣體，對(duì)人類的生存環(huán)境構(gòu)成威脅，因此，大力開發(fā)利用清潔能源是世界可持續(xù)發(fā)展的必然途徑。風(fēng)能是世界上最具潛力和最具商業(yè)潛力的可再生能源之一。有效率利用風(fēng)力發(fā)電，能夠防止傳統(tǒng)能源大量使用所帶來的環(huán)境危機(jī)，減少碳排放量，實(shí)現(xiàn)國家能源戰(zhàn)略目標(biāo)［1］。

風(fēng)力機(jī)將風(fēng)動(dòng)能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，并提供給發(fā)電機(jī)產(chǎn)生電能。提高風(fēng)力機(jī)的風(fēng)能轉(zhuǎn)化效率直接影響風(fēng)電廠的成本和效益，是推動(dòng)風(fēng)電行業(yè)發(fā)展的關(guān)鍵［2］。

風(fēng)力機(jī)的轉(zhuǎn)化效率與風(fēng)機(jī)葉片的配置參數(shù)有很大關(guān)系，因?yàn)槿~片的配置會(huì)影響周圍流場的基本動(dòng)力學(xué)特征，例如，動(dòng)態(tài)失速度、脫體渦流強(qiáng)度和葉片-尾流相互作用等，所有這些空氣動(dòng)力學(xué)特征都會(huì)顯著影響風(fēng)機(jī)的氣動(dòng)性能［3］。針對(duì)如何改善風(fēng)機(jī)葉片配置參數(shù)提高風(fēng)機(jī)效率，國內(nèi)外學(xué)者已經(jīng)取得了很多研究成果［4］。

基于CFD的計(jì)算表明，風(fēng)力機(jī)的功率系數(shù)隨著葉片實(shí)度的增加先增加后減小，當(dāng)采用3個(gè)葉片時(shí)功率系數(shù)最高，葉片的翼型變化直接影響風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能［5］；在一定范圍內(nèi)，風(fēng)力機(jī)的功率系數(shù)隨著雷諾數(shù)增大而先增大后減?。?-7］。一些研究人員對(duì)葉片的幾何形狀進(jìn)行局部改變，以提高風(fēng)力機(jī)的效率，例如在葉片上設(shè)置凹坑。研究表明，帶有凹坑的翼型升阻力高于常規(guī)翼型，改進(jìn)后的風(fēng)力機(jī)比普通風(fēng)力機(jī)的升力系數(shù)和切向力有所提高［8-9］。通過對(duì)NACA翼型直葉片前緣開孔或局部微通道的數(shù)值研究表明，前緣開孔能減少渦流干擾，對(duì)升力系數(shù)產(chǎn)生一定的影響，深度2.5%的直孔可以有效地減小機(jī)翼的升力系數(shù)損耗［10］。盡管這些研究證明了在風(fēng)力機(jī)葉片上設(shè)置局部孔道或凹槽可以有效提高風(fēng)力的性能，但這些研究都沒有考察翼型下翼面設(shè)置凹槽對(duì)風(fēng)力機(jī)周圍流場的影響。

本文基于COMSOL平臺(tái)，對(duì)表面不同位置設(shè)置凹槽的NACA翼型葉片的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬。

1數(shù)值計(jì)算模型

1.1幾何模型

通過參數(shù)化曲線在COMSOL軟件中構(gòu)建葉片的二維幾何模型。圖1（a）給出計(jì)算域：左邊為半徑180m的半圓，右端為長360m、寬180m的矩形。圖1（b）是葉片附近部分計(jì)算域的放大顯示。

在葉片弦長0.25c和0.75c處的上下表面，構(gòu)建一個(gè)半徑為0.04c的半圓凹槽，其中，c為弦長。帶凹槽葉片幾何形狀如圖2（b）所示。

1.2湍流模型

進(jìn)行流體動(dòng)力學(xué)分析時(shí)，湍流模型選為時(shí)均SST模型，其中，湍流強(qiáng)度I、湍動(dòng)能k、湍流特征長度l和湍動(dòng)能耗散率ε用公式（1）—（4）計(jì)算。

I=0.16Re-1/8（1）

l=0.07c（2）

k=32（UI）2（3）

ε=C34μk32l（4）

式（1）—（4）中：Re為雷諾數(shù)；c為弦長；U為初始風(fēng)速；Cμ為常數(shù)。

1.3升力和阻力系數(shù)

分別按照公式（5）—（7）計(jì)算升力系數(shù)CL（α）、阻力系數(shù)CD（α）和壓力系數(shù)cp（s）。

CL（α）=∫ccp（s）c（nycosα-nxsinα）ds（5）

CD（α）=∫ccp（s）c（nysinα+nxcosα）ds（6）

cp（s）=p（s）-p∞12ρU2（7）

式（5）—（7）中：p∞為入口處壓力；p為翼面壓力；s為積分變量；α為攻角，ρ為空氣密度。

2計(jì)算結(jié)果分析

2.1速度分布云圖

基于COMSOL軟件平臺(tái)，分別計(jì)算了攻角α=0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的葉片周圍的流體流動(dòng)情況。

圖3為攻角α=10°時(shí)不同凹槽位置葉片周圍的流場分布?？梢?，在葉片前緣下表面設(shè)置凹槽，后緣的分離泡明顯消失，并且減小了尾部流體分離的區(qū)域，但在葉片前緣處產(chǎn)生了更大的速度梯度。在葉片前緣上表面設(shè)置凹槽，尾部流體分離的區(qū)域增加，開始出現(xiàn)流體分離點(diǎn)提前。在葉片后緣上表面設(shè)置凹槽，流體在凹槽前端發(fā)生分離，隨著攻角增大，可提高葉片氣動(dòng)性能。2.2升力、阻力系數(shù)和升阻比

升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比是反映葉片空氣動(dòng)力學(xué)性能的重要指標(biāo)，對(duì)比設(shè)置和未設(shè)置凹槽葉片的這3個(gè)指標(biāo)變化，以考察凹槽對(duì)葉片空氣動(dòng)力學(xué)性能的提升。

圖4為在不同位置設(shè)置凹槽時(shí)葉片的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比。圖4（a）表明帶凹槽葉片各攻角的升力系數(shù)都有所增加，但凹槽位置對(duì)升力系數(shù)的影響并不明顯。圖4（b）表明凹槽位置對(duì)阻力系數(shù)影響較大，主要表現(xiàn)在前緣上表面設(shè)置凹槽時(shí)，阻力系數(shù)增加較大。圖4（c）顯示帶凹槽葉片的最大升阻比為109.5（α=2°），與不帶凹槽葉片相比提升了13.8%；同時(shí)可以看出，在葉片前緣上表面設(shè)置凹槽的效果最明顯，是提升葉片空氣動(dòng)力學(xué)性能的最佳位置。3結(jié)論

本文通過對(duì)NACA翼型的葉片表面設(shè)置凹槽綜合優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)對(duì)葉片周圍流場的被動(dòng)控制，改善葉片的氣動(dòng)性能。

（1）隨著攻角增大，在NACA翼型上表面尾部出現(xiàn)明顯的脫離現(xiàn)象，當(dāng)α =16°時(shí)，邊界層流體再次附著在翼型表面形成分離泡。

（2）在葉片前緣下表面設(shè)置凹槽，后緣的分離泡明顯消失，并且減小了尾部流體分離的區(qū)域，但是在葉片前緣處產(chǎn)生了更大的速度梯度。

（3）當(dāng)攻角為2°時(shí)，帶凹槽葉片的最大升阻比為109.5，與未設(shè)置凹槽翼面相比提升了13.8%。

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（編輯編輯李春燕）

Research on the influence of surface shallow grooves on aerodynamic characteristics of NACA airfoil blades

Dong ?Weijia

（Technical Inspection Center of China Petroleum & Chemical Corporation Shengli Oilfield， Dongying 257000， China）

Abstract： ?Setting shallow grooves on the surface of small wind turbine blades can passively control the flow field around the blades to improve the aerodynamic performance of the blades. This paper conducts a numerical simulation on the performance of NACA blades with shallow grooves at different positions on the surface in a uniform flow field， and examines the effect of the front groove position on the lift-to-drag ratio of the blade. Research shows that as the angle of attack increases， the fluid on the upper surface of the blade near the tail is separated; setting a groove on the lower surface of the blade leading edge can reduce the area of fluid separation at the tail， making the separation bubble on the trailing edge disappear significantly. However， the velocity gradient near the blade leading edge increases; when the angle of attack α=2°， the maximum lift-drag ratio of the grooved blade reaches the maximum value as 109.5， which is 13.8% higher than that of the blade without grooves; the conclusion of this article can provide valuable reference for small wind turbine NACA blade design.

Key words： wind turbine; blade; aerodynamic load; NACA airfoil; grooved blade

作者簡介：董偉佳（1990—），男，工程師，碩士；研究方向：油氣田地面工程。