大攻角下仿驼背鲸鳍叶片气动性能分析

田素梅,李东伟,祁武超

(沈阳航空航天大学 飞行器复合材料结构分析与仿真重点实验室,沈阳 110136)

因为没有燃料问题,也不会产生辐射或空气污染,风力发电正在世界上形成一股热潮。风力机经常在微风条件下工作,在失速之前产生增加升力的方法可以转化更多的能量,这样就能产生更大的经济效益,因此增加风力机叶片在较大攻角下的流动性能十分重要。

须鲸类是最大的海洋生物之一,在捕食猎物的过程中由于自身体型过大并不灵活,限制了它们在海洋中的操纵性。Fish等[1-2]生物学家观察发现,体型硕大的驼背鲸捕食猎物的过程中机动性能相当灵活,为了捕捉猎物甚至可以30°至90°的攻角以2.6 m/s的速度从食物下方接近他们。Fish等[3-4]研究认为,驼背鲸具有如此良好的水下性能与其特殊的鲸鳍前缘突节有着很大的关系。Miklosovic等[5]通过风洞实验分析表明,仿驼背鲸鳍叶片模型的失速角比标准叶片的失速角延迟40%左右。Johari等[6-7]对不同前缘突节的仿驼背鲸鳍机翼和标准机翼进行水洞实验,得出前缘突节的幅值是影响大攻角下机翼流动性能的主要原因和前缘突节波长的变化对机翼流动性能影响不大的结论,实验显示当标准机翼上表面流线出现大规模的分离时,仿驼背鲸鳍机翼的上表面依然有大量的附着流动,从而很好地解释了仿驼背鲸鳍机翼延迟失速的原因。Hansen等[8-10]对标准叶片和仿生叶片进行实验分析,结果表明在较小雷诺数下,带有前缘突节的仿生叶片具有延迟失速的特性,但是其性能的提高是微不足道的。接着他们在不同雷诺数下对叶片模型进行实验,得出仿驼背鲸鳍叶片能够延迟失速很大一部分影响因素取决于雷诺数的结论。随后,他们又对相同前缘突节参数条件下的两种不同NACA翼型的仿生叶片与各自翼型的标准叶片进行对比分析,研究发现与标准叶片相比,前缘突节结构的存在使得NACA 0021翼型比NACA 65-021翼型产生更有利的性能效果。为了比较仿驼背鲸鳍叶片的性能特点,Malipeddi等[11]选用NACA2412翼型同时进行了数值模拟和实验分析,研究认为较小波长和幅值的仿生叶片在小攻角下与标准叶片有着相近的性能特点,当攻角之后,仿生叶片的升力比标准叶片提高了48%,而阻力减低了44%。Zhang等[12-13]在低雷诺数下对仿生翼型的气动特性进行了实验研究,正弦前缘的突节结构能有效抑制翼型失速,但是相应的气动性能受到一定程度的损害。在相同前缘突节个数和前缘幅值的前提下,Hasheminejad等[14]变换仿生机翼前缘的曲线类型,分别对半圆形前缘和三角形前缘的仿生机翼进行实验分析,结果表明机翼前缘的曲线类型同样是影响仿生机翼气动性能的主要因素。Wei等[15]在雷诺数Re= 1.4×105的水隧道实验中研究了具有前缘突节的水翼的流体动力特性。通过对流体中颗粒的轨迹跟踪路线显示,前缘突节的存在改善了水翼表面的流线分离行为,分析证实,由于前缘突节的存在,仿生水翼在大攻角下边界层的分离较晚,流线在水翼表面形成涡流。蔡畅等[16]采用NACA634-021为基准翼型,对简化后的标准叶片和仿生叶片进行数值分析,从叶片表面流线分布情况和压力系数分布规律解释了前缘突节结构能延迟失速的原因,但是并未对不同突节参数条件下的仿生叶片的流动特性做进一步的研究。Wei等[17]基于试验研究了在低雷诺数下前缘突起水翼的流动分离控制。横流测量表明在结节上产生了流向相反旋转涡并减轻了流动分离。突节起到涡流发生器的作用。祁武超等[18]基于NACA0018 标准翼型,对具有光滑前缘的标准机翼和具有不同前缘突节的仿生机翼分别进行了流动特性分析。结果表明,标准机翼在20°攻角之后,升力系数急剧下降,失速特性表现明显。而仿生机翼的升力系数也会在某一特定角度出现不同程度的下降,但下降趋势比较缓和。Aftab[19]等在三个波幅(0.025C、0.05C和0.075C)下进行了参数化研究,采用结构化网格和SST湍流模型捕获流动,结果表明球状结节要优于正弦结节。

综上所述,仿驼背鲸鳍叶片正弦前缘突节结构的存在能有效提高大攻角下叶片的气动性能,但是目前国内外的研究尚处在起步阶段,且不同参数条件下的前缘突节对叶片气动性能的影响和作用机理尚未达到统一的认识,为了更好地利用这一延迟失速的控制方式,增加风力机叶片在较大攻角下的气动性能,将前缘突节结构应用在风力机的叶片上进行研究分析就显得十分必要。

1 数值模拟

选取风力机叶片中的一段作为简化后的叶片模型进行数值分析,以NACA0018对称翼型作为计算对象。标准叶片基准弦长c=100 mm,展长s=105 mm,由于叶片尾缘处做弧状处理,因此实际基准弦长c0=100.14 mm。仿驼背鲸鳍叶片模型的前缘为正弦曲线,正弦曲线的波长为0.3C(此时前缘突节个数为4),幅值为0.06C。标准叶片和仿生叶片的具体尺寸特征如表1所示。

图1 叶片三维模型图

叶片类型展长s/m基准弦长c0/m最大弦长(波峰处) /m最小弦长(波谷处)/m投影面积/ m2标准叶片0.105 0.100 140.100 140.100 140.010 5147仿生叶片0.1050.100 140.102 640.097 640.010 5346

计算域为上下边界距叶片前缘10C的半圆弧,出口边界距叶片后缘15C,翼展方向即叶片翼展尺寸为105 mm。为了更好地观察大攻角下叶片附近的流体细节,采用 RNG k-ε湍流模型和从粘性低层就开始计算的增强壁面函数,计算域网格采用C型六面体结构网格的划分,同时对叶片周围网格进行加密处理,首层网格高度满足y+=1,网格总数均在150万左右,满足计算要求如图2所示。雷诺数Re=1.84×105,介质为空气。

基于FLUENT数值计算,计算域的入口和上下边界条件均设置为velocity-inlet,出口设置为pressure-outlet,机翼表面为无滑移壁面处理。计算域两侧设置为symmetry,采用应力修正SIMPLE迭代算法和二阶迎风格式。各个参数的收敛残差值都设置为0.000 01,且每次计算都在2 000步以上,以便提高计算的精确度。计算初始阶段选择默认的松弛因子,之后根据残差曲线的收敛和发散情况适当调节松弛因子的大小,以提高计算速度和准确性。

2 计算结果分析

2.1 升阻力系数变化规律

图3是标准叶片和仿生叶片在各个攻角下的升力系数变化曲线,在攻角α=0°～10°的范围内,标准叶片和带有前缘突节的仿生叶片的升力系数都随着攻角的增加而线性增大,此时仿生叶片的升力系数略小于标准叶片,但相差不大,两条升力系数变化曲线基本重合。当攻角α>10°之后,标准叶片继续以接近线性增长的速率增加,当攻角在α=14°之后增加速率变缓,并且在α=18°时达到最大,此时的最大升力系数为1.29。在攻角α=18°～20°的范围内,升力系数略微下降。当攻角超过20°后,升力系数急速下降至0.56,升力系数下降率超过54%,此时的标准叶片出现严重的失速状态。之后升力系数随着攻角的增加而缓慢回升,但是一直保持在0.6以下。

图2 数值网格

图3 升力系数变化曲线

仿生叶片的升力系数在α>10°之后继续增加,但是增长速率低于标准叶片,当α=16°时升力系数达到最大,此时CLmax=1.21。随后升力系数开始随着攻角的进一步增加而降低,在攻角α=16°～22°范围内的平均下降率为13.5%,远低于标准叶片失速后的升力系数下降率。在α=24°之后升力系数保持在0.73左右,比同等攻角下的标准叶片高24%左右。

图4所示的是标准叶片和仿生叶片在不同攻角下的阻力系数变化曲线。在攻角α=0°～12°范围内,带有前缘突节的仿生叶片的阻力系数略大于标准叶片的阻力系数,但是两者相差不大。当攻角之后,仿生叶片阻力系数的增长速率开始增大,而此时标准叶片的阻力系数继续缓慢增加,当达到失速角度α=20°时,标准叶片的阻力系数急剧增大,增长率超过55%。在攻角α≥22°之后,两种叶片的阻力系数以接近相同的增长速率继续增大,带有前缘突节的仿生叶片的阻力系数始终大于标准叶片,但相差最大处也不超过10%。

图4 叶片升阻力系数变化曲线

2.2 叶片表面压强云图和流线分布规律

为了解释仿驼背鲸鳍叶片在大攻角下依然具有较大升力系数,现在对标准叶片和仿生叶片在特定攻角下表面压强云图分布和表面流线分布情况进行对比。根据上述叶片升阻力系数曲线变化情况,在攻角α=14°时,标准叶片和仿生叶片的升力系数都处在缓慢增长阶段且接近最大值。而攻角α=24°时两种叶片的升力系数又基本都处在相对恒定阶段且接近最小值,因此选定攻角α=14°和α=24°作为未失速区域和失速区域的代表进行分析。

图5是在攻角α=14°时计算达到收敛后叶片表面的压强云图和流线分布情况。从图中表面的压强分布可以直观地看到,标准叶片的上表面压强从前缘到后缘呈阶梯式分布逐渐递增,在前缘部位处于最低。由于叶片前缘突节的存在使得仿生叶片的上表面前缘位置的压强分布与标准叶片存在着不同,正弦前缘波峰处的压强明显大于波谷处的压强,因此在攻角α=14°时,仿生叶片的上表面压强要大于此时标准叶片的上表面压强,总体而言,在两种叶片下表面压强分布相近的情况下,此时仿生叶片由于前缘突节的存在产生了比标准叶片较小的升力。

图5 攻角α=14°时叶片表面压强云图和表面流线分布规律

图6是在攻角α=24°时计算达到收敛后叶片表面的压强云图和流线分布情况。如图6(a)所示,标准叶片的上表面压强与在攻角α=14°时一样,都是从前缘到后缘递增,但是在过了距叶片前缘六分之一处之后,表面压强较大且相对稳定。而此时的仿生叶片虽然前缘波峰处的压强相对于波谷处的压强较大,但是整体叶片上表面的低压区域的面积要大于标准叶片的低压区域的面积,如图6(b)所示。因此总体而言,在大攻角下仿生叶片产生了比标准叶片较大的升力。

针对叶片表面的流线分布情况,从图5(a)和图6(a)可以看出,标准叶片表面流线分布比较稳定,几乎没有展向流动,并且叶片表面存在着明显的分离线,流线先是附着在叶片表面流动,随后发生分离。在攻角α=14°时,分离线在距前缘四分之三处位置。随着攻角的增大分离线不断提前。当攻角α=24°时,分离线已经非常接近叶片的前缘位置,此时标准叶片表面大多数位置都处于流线分离区域,从而体现出严重的失速特性。对于仿生叶片,由于其正弦前缘突节的存在,改变了流线流动的分布情况,流线在叶片表面存在着明显的展向流动。当攻角α=14°时,流线在靠近叶片后缘附近形成漩涡,同时在凸截面处附近的流动比较稳定,而其他区域的流动相对紊乱。总体来看,此时仿生叶片表面的流线分离区域要大于标准叶片。当攻角增大到α=24°时,此时的标准叶片处于完全失速状态,由于前缘突节的存在,改变了流线在仿生叶片表面的流动,形成一些漩涡附着在叶片的上表面,使得叶片波峰截面处存在较大区域的附着流动,此时仿生叶片表面流线的分离区域要远小于标准叶片,这也是在大攻角下仿生叶片的升力系数大于标准叶片的主要原因。

图6 攻角时叶片表面压强云图和表面流线分布规律

2.3 叶片特定截面处速度云图分布情况

为了进一步解释仿驼背鲸鳍叶片前缘突节能延迟失速,现在对标准叶片和仿生叶片在特定攻角下的特定截面处速度云图分布情况进行对比。同样选定攻角α=14°和α=24°作为未失速区域和失速区域的代表。对于带有前缘突节的仿生叶片,沿着Z轴正方向0.007 5 m处为仿生叶片前缘正弦曲线波峰处所在截面,沿Z轴正方向0.022 5 m处为仿生叶片前缘正弦曲线波谷处所在截面,沿Z轴正方向0.015 m处为正弦曲线平衡位置处所在的截面。标准叶片沿着Z轴正方向各截面处的速度云图相同,此处为了与仿生叶片相互对应,因此选择沿Z轴正方向0.015 m处。

图7所示的是标准叶片和仿生叶片在攻角α=14°时特定截面处的速度云图。由图7(a)中看出,标准叶片在α=14°时,表现出很好的速度性能,后缘处有速度分离区,但是很小。图7(b-d)中可以看出,在波峰截面处,仿生叶片的速度分离区大小与标准叶片相似。但是在平衡位置和波谷截面处,速度分离区域相对于标准叶片同等位置的速度分离区域较大,因此总体而言,在攻角α=14°时仿生叶片的气动特性不如标准叶片。

图7 叶片在攻角时特定截面处的速度云图

图8所示是标准叶片和仿生叶片在攻角α=24°时特定截面处的速度云图。由图8(a)中可以观察到,标准叶片在α=24°时叶片上表面大部分区域速度基本为零,处于失速状态。图8(b)所示的是仿生叶片在z=0.007 5 m处,即在前缘正弦曲线波峰处截面的速度云图,可以清晰地观察到此处叶片表面依然保有很大的速度区域,并未出现失速现象。图8(c)所示的是仿生叶片前缘正弦曲线平衡位置处截面的速度云图,该处位置同样处于失速状态,但失速程度并未达到标准叶片在同样截面处的失速程度。图8(d)所示的是仿生叶片前缘正弦曲线波谷处截面的速度云图,从图中可以看出,仿生叶片波谷处出现失速现象,但是失速情况同样未达到标准叶片此处截面失速的程度。因此总体而言,在攻角α=24°时仿生叶片的气动性能要优于标准叶片。

图8 叶片在攻角α=24°时特定截面处的速度云图

2.4 正弦前缘突节个数和幅值对仿驼背鲸鳍叶片气动性能的影响

为研究相同翼型和展长情况下前缘突节的个数和幅值分别对仿生叶片升阻力系数的影响,确定正弦前缘幅值为0.06C作为第一组叶片参数研究的基础,增加前缘突节个数为2和6时的仿生叶片,为方便说明,将上文中前缘突节个数为4,前缘幅值为0.06C的仿生叶片模型命名为仿生叶片I,突节个数为2和6的仿驼背鲸鳍叶片模型分别命名为仿生叶片II和仿生叶片III,如图9所示。同时确定正弦前缘的突节个数为4作为第二组叶片参数研究的基础,增加正弦前缘幅值为0.03C和0.12C时的仿生叶片,分别命名为仿生叶片IV和仿生叶片V,如图10所示。按照上述的分析方法做进一步的数值计算分析。

图9 前缘突节个数不同时的三维叶片结构

图11是前缘幅值相同突节个数不同时叶片(即第一组叶片)升阻力系数变化曲线,结合着表2所给出的具体数据对比,不同前缘突节个数的仿驼背鲸鳍叶片在不同攻角范围内升力系数有着相似的变化趋势。仿生叶片II和仿生叶片I的升力系数非常接近,同样在α=16°时升力系数达到最大,其中CLmax,随后以较小的速率缓慢降低。仿生叶片III的升力系数在整个攻角范围相对较小,最大升力系数出现在α=14°,其中CLmax=1.11。在大攻角范围内,特别是在α=23°～30°时,第一组叶片中的仿驼背鲸鳍叶片升力系数非常接近,且都大于相同攻角下的标准叶片的升力系数。总体看来,在标准叶片失速后,即攻角α>20°以后,第一组仿驼背鲸鳍叶片相对于标准叶片升力系数分别平均提高了34.8%、28.3%和21.8%,各个仿生叶片间相差约6.5个百分点。图11(b)所示的是第一组叶片在不同攻角下的阻力系数变化曲线。前缘突节个数的增加使各个仿生叶片的阻力系数增大,但相比于升力系数之间的差距,各个叶片在相应攻角下的阻力系数差距并不明显。由此可见前缘突节个数并不是越多越好,相反过多的突节个数降低了仿驼背鲸鳍叶片的气动性能。

图10 前缘突节幅值不同时的三维叶片结构

图11 前缘突节个数不同时叶片升阻力系数曲线

图12是前缘突节个数相同幅值不同时叶片(即第二组叶片)升阻力系数变化曲线,如图12(a)所示,不同的前缘幅值对叶片气动性能的影响较大,在攻角α=0°～14°的范围内,前缘幅值为0.03C的仿生叶片IV的升力系数曲线十分接近标准叶片。当攻角α=16°时升力系数CLmax=1.2,随后缓慢下降,在攻角α=16°～22°范围内的平均下降率仅为12%,远低于标准叶片在同等攻角范围内的升力系数下降速率(即54%)。在攻角之后升力系数变化不大,基本处在0.8左右。前缘幅值为0.12C的仿生叶片V的升力系数在整个攻角变化范围内与同组的其它仿驼背鲸鳍叶片差距很大,当攻角α=12°时升力系数就达到最大值1.07。之后升力系数以较小的速率降低,在攻角α=16°～22°范围内的平均下降率仅为8%。在标准叶片失速后,第二组仿驼背鲸鳍叶片相对于标准叶片升力系数分别平均提高了40.3%、28.3%和17.7%,各个仿生叶片间相差约11个百分点,大于第一组仿生叶片间的差距。图12(b)所示的是第二组叶片在不同攻角下的阻力系数变化曲线,由阻力系数曲线图中可以看出,前缘幅值越大的仿生叶片在整个攻角变化范围内,相对应的阻力系数就越大。因此相比于前缘突节个数对仿驼背鲸鳍叶片气动性能的影响,正弦前缘突节的幅值对各个叶片气动性能的影响更加明显。

图12 前缘突节幅值不同时叶片升阻力系数曲线

叶片类型最大升力系数最大升力系数所在角度/(°)最大升阻比最小阻力系数失速角/(°)大攻角下升力系数平均提高率/%标准叶片 1.318 31.610.02120-仿生叶片I 1.2116 27.940.0231628.3仿生叶片II 1.2516 29.090.0211634.8仿生叶片III 1.1114 27.460.0231421.8仿生叶片IV 1.261629.810.0221640.3仿生叶片V 1.0712 26.930.0241217.7

3 结论

选用NACA0018翼型的风力机叶片进行数值模拟,研究大攻角下前缘突节结构对风力机叶片气动性能的影响,得出结论如下:

(1)在较小的攻角下(此处α=0°～10°),仿驼背鲸鳍叶片与标准叶片间气动性能的差距并不明显。随着攻角的增大(此处α=10°～20°),仿生叶片相比于标准叶片升力系数增加放缓,阻力系数增加速率提高,此时仿生叶片的气动性能不如标准叶片。

(2)在大攻角下(此处α>20°),标准叶片的升力系数急速下降,出现明显的失速特性,升力系数下降率超过54%。而此时带有前缘突节的仿生叶片的升力系数下降趋势比较平缓,大攻角下各个仿驼背鲸鳍叶片的升力系数都始终高于标准叶片,而阻力系数差距不大,因此大攻角下仿生叶片具有良好的气动性能。

(3)由于前缘突节的作用,使得仿生叶片在大攻角下上表面的压强分布和流线分布朝着有利于升力增加的方向上变化。正弦前缘突节波峰处优良的气动性能是仿生叶片在大攻角下依然具有较高的升力系数的主要原因。正弦前缘突节的个数和突节的幅值对仿驼背鲸鳍叶片的气动性能都有影响,但是相对而言,幅值对叶片气动性能的影响更加明显。