不同迎角的翼型气弹特性风洞实验研究

刘畅畅， 刘子强， 季 辰

（中国航天空气动力技术研究院，北京100074）

0 引 言

风能作为一种相对廉价的清洁能源普遍受到各国重视。我国虽然发展相对较晚，但风力资源丰富，存在巨大的风力发电潜力，目前已在多地建立大型风电场。而作为重要发展方向的大功率风力机，其最长叶片尺寸已达到60多米［1］。伴随着风力机叶片的大型化、柔性化，气动弹性效应影响日趋显著。因此气动弹性问题的研究，在大型风力机的研制过程中至关重要。

做大范围空间旋转的柔性叶片在气动力和弹性变形的耦合作用下，可能面对多种气动弹性问题，包括危害性极强的颤振。按照发生机理的不同划分为两类：第一类称为“经典颤振”，一般发生在小迎角范围内，并无气流分离现象出现；第二类称为“失速颤振”，与气流分离和漩涡形成有关。该类振动往往只与单自由度有关［2］，相对振动快速发散的经典颤振，气动力特性会有所改变，可能出现“极限环振荡”。

传统的气动弹性实验一般采用零迎角，而风力机叶片经常要在大迎角甚至深度失速状态下运行，因此具备不同于普通飞机翼型的特殊动力学失效行为。本文设计可在多种给定迎角下作沉浮／俯仰运动的翼段振动装置，在低速风洞中分别针对普通薄翼型NACA0012和风力机翼型NREL S809，进行气动弹性测试，用以研究不同迎角、不同风速、不同翼型对气动弹性响应的影响。

1 气动弹性实验

风洞实验装置如图1所示。其中，翼段伸入风洞流场中，提供系统气动力，截面运动自由度如图2所示；配重盘上安装角度卡可改变翼面迎角；两端固支的弹性元件提供系统沉浮和俯仰两自由度的支撑刚度，支板上贴有应变片以测量沉浮／俯仰位移；支撑底座用来固定整个实验装置。设计要求实验装置的一阶模态为配重盘和翼段的沉浮运动，二阶模态为配置盘和翼段绕翼展方向的俯仰运动，并满足风洞实验条件。

NACA0012翼段的尺寸为0．4m×0．2m，NREL S809翼段的尺寸为0．3m×0．2m。地面振动实验获取结构固有频率，一阶沉浮运动为5．66Hz，二阶俯仰运动为7．10Hz。

图1 实验装置示意图Fig．1 The experiment system

图2 模型截面示意图Fig．2 The section of the wing

实验是在中国航天空气动力技术研究院直流式低速风洞FD－10中进行的。实验段截面尺寸为0．6m×0．6m，实验段长度为2．4m，风速范围为5m／s至60m／s。利用基于NI数采硬件设备的Labview信号采集系统［3］可实现沉浮／俯仰应变信号的多通道实时显示和采集。风洞中的实验装置照片中见图3。

图3 安装在风洞中的实验装置图Fig．3 Experiment model in the wind tunnel

2 NACA0012翼型实验结果

风洞实验的过程是逐渐提高风速直至颤振发生为止。风速控制由人工调节压缩机转速实现，实验段前端放置的皮托管连接压力变送器将压力信号转换为电信号，再经过放大器进行电压信号放大，最后传递给计算机采集板卡。

实验过程中更换模型的角度卡可改变迎角α，本文给出了迎角2．5°、7．5°和12．5°三种状态的实验结果。各状态的实验颤振临界速度如表1，根据观察沉浮／俯仰应变信号的变化趋势来判定。易知，迎角为2．5°和7．5°，实验所得颤振临界速度相差并不明显，随迎角增加略有提升，约为8%。但迎角增至12．5°时，颤振临界速度下降剧烈，大约只有前两者临界速度的50%。

表1 颤振临界速度Table 1 The critical velocity of flutter

选择最小迎角2．5°和最大迎角12．5°作为重点分析状态。图4～图8分别给出两种角度在不同来流速度下的沉浮／俯仰响应信号。风速在颤振临界速度以下时，人为对系统施加较大的扰动，系统产生的运动都是衰减的，随着风速的提升，运动衰减的速度愈加缓慢。当来流速度接近颤振临界速度后，很小的扰动都会使系统产生振幅递增的振动，若进一步增加来流速度，模型的发散现象则更加明显。

文献［4］中给出针对NACA0012翼型在中等及大迎角下的气动弹性计算结果，图9是采用N－S方程计算的升力系数随迎角的变化规律，图10是计算所得颤振临界速度随迎角的变化规律，其变化特征与前文中所示实验结果有相似之处。在给定计算条件下，迎角小于10°时，升力系数随迎角线性增加，对应颤振临界速度随迎角基本保持稳定，甚至略有提升。而在迎角10°以后，颤振临界速度开始明显下降，文献［4］中到迎角14°时，颤振临界速度与零迎角相比下降30%。

图9 升力系数随迎角的变化规律［4］Fig．9 The lift coefficient change with angle of attack

由此可见，颤振临界速度随迎角变化的转折点与最大升力系数位置相关，当升力系数接近最大升力系数附近时，颤振临界速度会明显下降。

图10 颤振临界速度随迎角的变化规律［4］Fig．10 The critical velocity change with angle of attack

3 NREL S809翼型实验结果

同样更换不同角度卡，基于NREL S809翼型完成不同迎角下的颤振实验。图11～图15给出迎角－5°和－25°的风洞实验结果。随着迎角的显著增大，该翼段的颤振临界速度下降明显，－5°迎角在来流30m／s时尚未发生快速的发散振动，而－25°迎角仅在来流10m／s时就出现了俯仰分支的发散振动。

大迎角导致的气流分离可能会引起失速颤振和大迎角抖振，两者容易产生混淆，因此需加以区分。抖振与颤振不同，它不是自激振动，是当翼面受到某种非定常脉动绕流的激励而产生的随机强迫振动，主要考虑刚体翼面情况，涉及结构、气流的耦合效应。机翼发生抖振的激振力由气流分离引起，机翼本身或处于机翼尾流中的尾翼会在分离流的紊流激励下产生剧烈的振动响应，称为大攻角抖振。

低速时失速颤振和抖振发生在不同迎角状态，见图16。图17为某典型失速颤振和抖振的时域图［6］，失速颤振是失速后发生的一种非经典型颤振，涉及非线性的非定常气动力与翼面弯扭变形耦合。而抖振情况往往是带有随机性质，如图机翼弯曲模态响应明显，而扭转模态响应微弱。下方时域图则是增大迎角后得到近乎同类型的弯曲运动轨迹，但此时扭转信号则呈现明显简谐振动波形，且频率与模型一阶扭转频率相近。

由此判定上述NREL S809翼型在大迎角状态下发生的俯仰分支发散振动是属于失速颤振现象。

4 结 论

文中考虑从离散的角度考察风力机叶片的稳定性，尝试在固定的位置、固定的迎角等条件下确定危险状态。一方面有助于观察气动弹性现象，揭示发展规律，另一方面可以避免有害气动弹性不稳定性的出现。

通过实验数据分析，观察到以下现象：（1）NACA0012翼型在小范围内增加迎角时，颤振临界速度基本保持不变，甚至略有提高。而在迎角增加到10°以上，颤振临界速度开始明显下降。（2）小迎角状态下的NREL S809翼段随着风速的增加，俯仰分支可观察到由振荡收敛转为振荡发散。（3）大迎角状态下的NREL S809翼段在较小来流风速时就出现等幅振荡现象，来流进一步增大时俯仰分支转为振荡发散。通过实验现象说明：当升力系数接近最大升力系数附近时，颤振临界速度会明显下降；NREL S809翼型与NACA0012翼型实验结果相比存在较大差异，该风力机翼型更易于出现以单自由度颤振为特征的失速颤振。

［1］ 马晓爽，高日，陈慧．风力发电发展简史及各类型风力机比较概述［J］．应用能源技术，2007，（9）：24－27．

［2］ 乔印虎，张春燕．风力发电机叶片振动失效机理分析［J］．机械工程师，2007，（4）：55－57．

［3］ 冉景洪，赵玲，季辰．基于Labview的颤振激励信号生成与测试系统研究［A］．第十一届全国空气弹性学术交流会会议论文集［C］，2009．

［4］ 叶正寅，谢飞．中等及大迎角下的翼型气动弹性性质研究［J］．风机技术，2009，（2）：9－13．

［5］ 袁新，江学忠．翼型大攻角低速分离流动的数值模拟［J］．工程热物理学报，1999，20（2）：161－165．

［6］ GERALD RAINEY A．Some observation on stall flutter and buffeting［C］．National Advisory Committee for Aeronautics．Washington，June 25，1953．