风力机翼型动态测压试验技术研究

惠增宏，王 龙，徐 倩

（西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家级重点实验室，西安 710072）

0 引 言

动态失速是一种强烈的非线性、非定常空气动力效应，是指一个振荡（或做其它非定常运动）过程中压力面在超过其临界迎角时绕流流场发生非定常分离和失速的现象，这种现象普遍存在于大型风力机叶片的旋转颤振流动中，导致风力机翼型的动态失速流场与相同条件下的静态流场有很大的差别［1］。由于风力机翼型的动态性能对风力机整体性能有重要影响，国外对此进行了广泛的研究。Babbitt采用表面测压和PIV显示，研究了风力机翼型的动态性能［2］。Ramsay研究了粗糙度对风力机翼型动态性能的影响［3］。Seddighi研究了湍流强度对翼型动态性能的影响［4］。Oerlemans研究了风力机翼型不同后缘形状对噪声的影响［5］。为了进一步提高风力机翼型的性能，Bak研究了自适应后缘技术对风力机翼型动态性能的影响［6］。Cerretelli研究了非定常分离控制对风力机翼型性能的影响［7］。Sheng研究了半经验的风力机翼型动态失速模型［8］。Timmer则总结了Delft大学风力机翼型的研究成果［9］。

国内对风力机专用翼型动态性能的试验研究还不够充分，相关成果较少。南京航空航天大学汤瑞源等采用测力法进行了翼型动态实验［10］，并采用PIV技术对风力机翼型的流场结构进行测量［11］。西北工业大学周瑞兴等采用测压法研究了折合频率、截止频率、翼型厚度等因素对直升机旋翼翼型动态性能的影响［12－14］。针对风力机翼型自身形状（大厚度、钝后缘）和工作环境（变风速＼风向、高湍流度来流、表面易污染等）的特点，该研究建立和发展了我国风力机专用翼型的动态测试设备，并采用S809翼型对测试技术进行了详细探讨和验证。

1 试验设备和仪器

1.1 风洞

试验在西北工业大学NF－3大型低速翼型风洞进行。其主要技术指标：试验段尺寸（宽×高×长）为1.6m×3.0m×8.0m；最大风速V＝130m／s，气流湍流度≤0.045%，试验雷诺数可达6.0×106。

1.2 试验模型

以国外使用的经典风力机专用翼型S809作为验证用标模。模型为钢木混合结构，弦长b＝0.5m，展长1.6m，相对厚度21%。模型表面达镜面光，以保证模型的气动光滑性。整个模型在驱动系统的驱动下，可以轻松自由地绕1／4弦长点作正弦振动。

1.3 模型振动驱动系统

模型驱动系统包括：直流电动机（功率18.5kW）、飞轮、减速器（减速比1∶11）、偏心轮、连杆摇臂、直流电机调速系统等，与模型同轴安装角度编码器，测量模型振动的实时角度位置，系统结构如图1所示。

图1 模型驱动机构示意图Fig.1 Airfoil model oscillation system

图1驱动系统中，通过控制直流电机的转速改变模型振动频率f（f＝0～5Hz），根据翼型动态试验的要求，该系统能够正确实现如公式（1）的正弦规律迎角振荡运动：

其中α0为平均迎角，α1为振幅角，ω为振动角频率（ω＝2πf）。

α0通过改变调节螺杆的长度来实现，α1通过改变滑块与偏心轮上不同的径向连接位置来调节。翼型振动时，受周期变化的气动力和力矩的作用，其振动速度会产生波动。因此在机械设计中采用了惯性很大的飞轮作为储能元件，来平滑周期变化的气动力产生的脉动，使机构运动平稳，从而保证试验结果的准确性。

1.4 测控系统及设备

测控系统的整体布局结构如图2所示。

图2 测控系统的整体布局图Fig.2 Hardware schematic for dynamic data acquisition

① 动态压力传感器

为真实反映翼型上、下表面非定常气流的瞬时变化情况，必须采用微型动态压力传感器，将它们装在模型内，其压力感受面与模型表面齐平，获得模型振动时的动态压力信号。试验选用美国Kulite公司生产的XCQ－093、XCS－093系列带温度补偿、高灵敏压差式传感器，外形尺寸为长10mm，直径2.4mm，固有频率＞150kHz，量程范围为2psi，5psi和15psi。在翼型上下表面各安装了15个动态压力传感器，因模型前缘曲率大，因此前5个测压站位间隔20mm，从第6个开始测压站位间隔30mm。

② 角度传感器

模型动态试验时的瞬时迎角采用德国HEI－DENHAIN公司生产的绝对式旋转编码器测量，测量范围±360°，测角精度＜6″。通过在PC机扩展口上插入IK220专用计数卡，记录角度编码器的实时测量值。为保证高速采集，输出为二进制码，作为同步信号与动态压力传感器的输出信号一起被VXI系统采集下来。

③ 动态数据采集系统

动态数据的采集采用32通道VXI系统，采集速度100kHz／通道，可以方便地实现翼型动态压力信号的实时采集、显示与分析，其自动化程度高，操作简便，动态测量精度优于0.1%FS。

2 试验方法与技术

2.1 试验方法

模型采用横跨风洞上下壁的二维测压方法，驱动系统使翼型以给定的频率绕1／4弦线点做正弦规律振动，采用VXI系统同步测量翼型表面的动态压力和实时角度信号，试验在自然转捩和固定转捩条件下进行。固定转捩是通过在模型5%弦线位置粘贴ZZ（Zigzag）型粗糙带的方式来模拟前缘粗糙度，进行边界层转捩控制。试验条件为：振幅角α1＝±10°，±15°；平均迎角α0＝8°，14°，20°；振动频率f＝0.50Hz、1.05Hz、1.60Hz；试验雷诺数为0.75×106和1.4×106。

2.2 采样频率的选择

在正式试验前，必须正确选择采样频率，才能保证获得最佳的试验数据。根据采样定律，采样频率Fs与被测信号最大频率Fm之间必须满足如下关系：

即只有采样频率大于被测信号频谱中最高频率的两倍，采样结果才能真实反映被测信号的特征。因此，在选择采样频率时，必须对被测信号进行预处理，确定信号中的最高次谐波频率，然后根据采样定理来确定采样频率。实际使用中一般采样频率为输入信号最高频率的3～5倍。

2.3 数据采集

试验采用的VXI数据采集系统采用并行采集方式，通过16位独立A／D转换器，对30路传感器信号进行独立并行采样，即采用多个A／D转换器实现多个信号的数据采集技术，数据的准确性和实时性得到了很大程度的改善。这种基于VXI总线的数据采集系统，通过LabWindows／CVI开发平台，借助计算机将应用软件程序与功能化硬件结合起来，用户可通过友好的图形界面来操作，实现实时数据采集和存储，并利用MATLAB程序实现数据计算和结果显示，从而为风力机翼型动态特性研究提供可靠的原始数据。

3 数据处理与结果分析

3.1 预处理

动态试验的特点是测量值随时间历程的推进而快速变化，数据为一系列瞬时值。一方面由于系统性误差等原因，动态瞬时值有一定的随机扰动；另一方面，由于存在机械机构间隙、模型刚度、风洞支撑等的影响，会出现低频的结构振动，动态瞬时值较静态瞬时值而言波动更大，从而使原始数据中产生了更多的噪声和干扰，所以需要对数据进行预处理。其方法是：为消除干扰，数据采集系统的前端配置硬件抗混滤波器，在系统采集软件中采用了低通滤波器，能滤掉一些无用的高频信号。为消除动态数据中的噪声，可对数据进行快速傅里叶变换（FFT），在3个振动频率下，对传感器数据进行频谱分析，均发现在50Hz附近存在一个强干扰信号，可以确认是电源引起的交流干扰，试验最终选用了截止频率为40Hz的低通滤波器进行滤波。

3.2 数据处理

为保证采集信号的实时性，动态压力传感器通过VXI数据采集系统输出得到的是二进制码的压力信号，再经过系统软件转换为十进制压力值Pdi（单位：psi）。通过MATLAB将这些数据进行分析，并作预处理，对每周期相应迎角下的压力值进行5次平均，最终得到相应的结果，从而分析翼型动态气动特性，并探索其试验结果规律与翼型气动特性的联系，进一步验证振动机构和测试设备的精确度和可靠性。

使用公式（3）计算各个动态压力测量点的压力系数

式中：Pd∞为风洞的试验段静压（单位：psi）；qd∞为来流动压，qd∞＝ρv2／2（单位：Pa）。

对于气动力的计算方法，按下列公式进行处理，得到模型动态试验时的升力系数和力矩系数，数据未做洞壁干扰修正。

式中：CP为翼面压力系数；Cyt为法向力系数；Cxt为切向力系数；Cy为升力系数；Cm为俯仰力矩系数；x和y分别为翼型x坐标和y坐标与翼型弦长比值；CPbe和CPof分别为翼型最大厚度之前和之后的压力系数。

3.3 结果比较与分析

（1）翼型动态试验结果与静态比较

图3给出了α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106，f＝0.5Hz自然转捩下动态和静态的升力系数曲线比较。可以看出，在小迎角下，翼型的迟滞回线存在升力线性段，并与静态试验升力线接近。在较大迎角下，升力下降，升力系数随迎角的变化形成明显的迟滞回线。这主要是因为，翼型在一个振动周期内，经历了涡的形成、发展、破裂和恢复过程，翼型气动力系数随迎角变化出现迟滞现象的主要原因是在下行程（˙α＜0）时翼型分离涡重建的迟延引起的。在迎角超过15°后，升力系数出现明显上扬，经分析后确认是由于驱动机构到达上止点时的机械间隙造成的，并不是真实的流动状态，因此还需对机构进行改进。

图3 静态与动态的升力系数比较Fig.3 Comparison of lift coefficient between unsteady and steady tests

（2）自然转捩与固定转捩对比

图4和5分别给出了翼型在α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz，Re＝0.75×106自然转捩和固定转捩下的升力系数变化曲线，并与文献数据［3］的对比。在固定转捩下，该试验与文献数据吻合得更好。就该试验来看，固定转捩下的最大升力系数较自然转捩下的最大升力系数有所降低，但不是很明显。

（3）不同雷诺数的对比

图6和7分别是在自然转捩和固定转捩下，α＝8°±10°sin2πft，f＝0.5Hz不同雷诺数对翼型升力系数的影响。可以看出，随着雷诺数Re增大，曲线的迟滞环有变窄趋势，而升力系数曲线的线性段基本重合。

图5 固定转捩俯仰振动升力系数Fig.5 Comparison of lift coefficient between NF－3 wind tunnel and reference（fixed transition）

图6 自然转捩不同雷诺数俯仰振动升力系数Fig.6 Comparison of lift coefficient at different Re（natural transition）

（4）不同折合频率的对比

图8是固定转捩条件下迎角为α＝8°±10°sin2πft，Re＝0.75×106时不同折合频率k的升力系数对比曲线。折合频率k是表征动态特性最重要的相似准则，其定义为：

可以看出，折合频率k值对试验结果的影响较大，随着k值的增加升力迟滞回路是增大的，这与国外资料也完全一致。试验结果表明，随着折合频率k的增加，动态失速迎角和最大升力系数也有增大的趋势，而对于下行程中某一迎角而言，则k值越大，升力系数越小。

图8 固定转捩下不同折合频率的升力系数Fig.8 Lift coefficient at different reduced frequencies（fixed transition）

（5）不同平均迎角的对比

图9是自然转捩条件下振动频率为f＝0.5Hz，雷诺数Re＝0.75×106时不同平均迎角的升力系数比较。从试验曲线可知，随平均迎角增加，翼型的动态失速延迟，最大升力系数提高，升力曲线的迟滞环线增宽。

图9 自然转捩下不同平均迎角的升力系数Fig.9 Lift coefficient in different mean angles（natural transition）

（6）不同振幅的对比

图10是自然转捩条件下雷诺数Re＝0.75×106时，振幅分别为±10°和±15°的升力系数对比。可以看出，翼型较大振幅俯仰振荡比小振幅俯仰振荡具有相对较高的最大升力系数，而且振幅较大时，迟滞回线也变大。

图10 自然转捩下不同振幅的升力系数Fig.10 Lift coefficient in different amplitude angles（natural transition）

4 结 论

通过研究，可以得到以下结论：

（1）通过动态测压试验，与静态及国外试验结果比较表明，S809翼型在NF－3风洞中的动态试验结果较好，整个动态测压系统涉及的各个环节具有一定的精确度和可靠性；

（2）采用的试验方法、数据采集和处理方法都是成功的，在今后的风力机翼型动态试验研究中有着重要的实际应用价值，具有一定的指导性作用，也对后期验证新设计的风力机翼型有指导意义；

（3）驱动系统在迎角15°后因间隙在一定程度上影响测试结果，故驱动系统还有改进余地。

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