不同相对厚度前缘缝翼对 S809 翼型气动性能的影响

2020-06-18王海鹏

可再生能源 2020年6期

陈涛，蒋笑，王海鹏，吴洲

（江西理工大学能源与机械工程学院，江西南昌 330013）

0 引言

风能作为一种清洁能源是缓解化石能源短缺的有效途径之一。叶片作为风力机的重要组成部分，其性能对风力机的输出功率具有决定性作用。在大攻角下，叶片的绕流场易发生流动分离，并在附面层后缘形成涡流，导致叶片升力系数降低，阻力系数迅速升高，并且会增加叶片的疲劳载荷，极大地影响风力机的发电效率。因此，国内外学者着力研究翼型和叶片边界层的流动分离控制机理。Taylor H D[1]最早提出涡流发生器这一概念。Johensan J[2]在此基础上发现三角形涡流发生器能够显著地抑制叶片发生流动分离，并提升气动性能。 Liebeck R H[3]证实了安装Gurney 襟翼可以提升翼型升力，减小零升迎角。韩中合[4]提出双层叶片式翼型，并对其升力、阻力系数进行量化分析，结果表明，双层叶片式翼型可以增大失速攻角和提升升力系数。李岩[5]对垂直轴风力机叶片后方加装小翼型进行研究，辅助小翼在低尖速比时可以在一定范围内提升翼型的功率系数。董晓华[6]在翼型前设置微小平板，研究结果表明该方法能显著地抑制流动分离。徐帅[7]发现在攻角为22°时，在翼型前缘设置直径为2%弦长的圆柱可以完全抑制流动分离。因此，在叶片上或其周围安装辅助装置可较好地对翼型周围流场进行控制。

本文以3 种相对厚度不同的NREL-S 系列小翼型作为前缘缝翼，通过数值模拟方法研究了不同相对厚度的前缘缝翼对翼型气动性能的影响。研究结果表明，前缘缝翼能够对翼型吸力面上方气流进行较好地流动控制，并且相对厚度较薄的前缘缝翼流动控制效果更加明显。

1 数值模拟方法

1.1 计算模型

本文以S809 翼型为基准翼型。 S809 翼型是NREL-S 系列翼型之一，由美国可再生能源实验室研制，适应复杂的运行工况。 S809 翼型对前缘粗糙度不敏感，作为风力机专用翼型具有高升阻比、在大攻角下能维持较高的升力系数等特点。同时Colorado State University 和Delft University of Technology 研究机构对S809 翼型进行了大量的风洞实验[8]。图1 为前缘缝翼加装位置翼型图。图1 中，翼型弦长c=600 mm，最大相对厚度为21%，前缘缝翼弦长为cr，最大相对厚度为d，其中cr/c=0.1，SH=54 mm，SL=30 mm，Sβ=20°，以前缘缝翼的最大相对厚度d 为变量。

表1 为前缘缝翼几何位置参数及几何外形参数。

表1 前缘缝翼几何位置参数及几何外形参数Table 1 Geometric position parameters and geometric shape parameters of the leading edge slat

计算区域采用24c×36c 的C-H 型，为了不影响流场和尾流，设置基准翼型与尾部边界的距离为24c，全局使用结构化网格，网格节点总数均为9.57×104个。为了更好地模拟翼型周围的流场，同时对基准翼型及小翼型的边界层进行加密处理，壁面及第一层网格厚度均为0.01 mm，网格厚度比例均为1.1，小翼型吸力面和压力面节点数为201 个，基准翼型吸力面和压力面节点数为206个，如图2 所示。

图2 网格示意图Fig.2 Grids of the computational domain

1.2 计算方法

由于马赫数低于0.3，故翼型的流场可视为不可压缩的流场，湍流模型采用Transition SST湍流模型，压力和速度耦合采用SIMPLE 算法，采用二阶迎风格式计算动量方程、涡量和耗散率。定义前半部分半圆边界以及下边界为速度入口，入口速度U=24.345 6 m/s，空气密度为1.225 kg/m3，定义上边界以及尾部边界为压力出口，前缘缝翼及基准翼型边界定义为无滑移壁面，雷诺数为1.0×106。

2 结果与分析

本文通过对比不同算例下的升力系数、阻力系数以及3 种攻角（14.23°，17.21°，20.16°）下的压力系数、不同弦向位置（x/c=0.2，0.5，0.8）处x 方向速度的分布情况以及流线图和涡量云图，分析了前缘缝翼相对厚度的不同对S809 翼型气动性能的影响。

图3 为前缘缝翼对S809 翼型升力和阻力系数的影响曲线。升、阻力系数为基准翼型升、阻力系数与前缘缝翼升、阻力系数之和。

图3 前缘缝翼对S809 翼型升力和阻力系数的影响Fig.3 Effects of leading edge slat on lift and drag coefficients of S809 airfoil

由图3（a）可知：当攻角小时，前缘缝翼相对厚度对翼型升力、阻力系数的影响不明显，与光滑翼型相比，各算例中翼型S809 的升力系数在一定范围内有不同程度的提高，阻力系数相应提升，对于case-0 和case-2，当攻角小于8.20°时，可以看到类似的趋势；当攻角超过8.20°后，相对厚度为35%的前缘缝翼S818 能够使翼型S809 升力系数小幅度提升，并将失速攻角从16.22 °推迟至17.21°；对于前缘缝翼相对厚度为14%的情况，升力系数有大幅度的提升；在攻角为16.22°时，前者将升力系数从1.17 增加到1.23，后者升力系数升至1.52；当攻角为20.16°时，case-2 升力系数已经低于光滑翼型升力系数，而case-0 仍未发生失速，case-1 的升力系数曲线与case-0 类似，升力系数值在整个攻角范围内略低于case-0。由图3（b）可知：不同算例阻力系数从不同攻角开始高于光滑翼型阻力系数，并随攻角增加，阻力系数差值逐渐增大；对于case-1，该攻角值为15.23°，阻力系数差值较小，case-0 阻力系数从攻角为12.23°开始增加，阻力系数差值变大；对于case-2，该攻角值为6.16°，阻力系数差值进一步增加，并且当攻角为20.16°时，阻力系数比约为59.17%。

图4 为前缘缝翼对压力系数的影响曲线。由图4可知：相对厚度不同的前缘缝翼对翼型吸力面上的压力产生了不同的影响；对于光滑翼型，随着攻角增大，压力系数尾部平缓曲线逐渐变长，即分离点越来越提前，压力系数积分面积逐渐变小，安装前缘缝翼S826 和前缘缝翼S809 可以明显延缓这种趋势；与光滑翼型相比，当攻角为14.23°和17.21°时，case-0 和case-1 吸力面前缘压力略微增加和吸力面中间段压力明显减小，分离点出现后移，压力系数积分面积增大；当攻角为20.16°时，吸力面中间段压力进一步减小和吸力面前缘压力降低，压力系数积分面积进一步增大；与case-1 相比，case-0 能更好地降低吸力面中间段压力；对于case-2，安装前缘缝翼S818 使得翼型吸力面前缘压力发生波动，压力的波动是由于翼型前缘表面出现微小涡旋造成的；与光滑翼型相比，吸力面前缘压力增加，并随攻角增大，压力增值越来越大。图4（c）中，除翼型吸力面前缘外，翼型吸力面压力系数几乎水平，压力系数积分面积急剧减小。因此，在该条件下，前缘安装相对厚度为35%的前缘缝翼是不利的。

图4 前缘缝翼对压力系数的影响Fig.4 Effects of leading edge slat on pressure coefficients

图5 为攻角在18.19°时，前缘缝翼对不同弦向位置处x 方向速度的影响曲线。可以从x 方向速度正负性看出空气流动方向：当x 方向速度大于零时，流体沿吸力面向翼型尾缘流动；当x 方向速度小于零时，该位置则存在着反向流动的流体。由于前缘缝翼的作用，主流区x 方向速度出现明显前凸，即主流区流体动能降低，丢失的动能随流体不断流入边界层，进而影响边界层流动。与光滑翼型相比，加装前缘缝翼S826 和前缘缝翼S809可以减小边界层厚度，而加装前缘缝翼S818 对翼型近壁流体影响不大。由图5（a）可知，case-0 和case-1 的近壁气流与壁面都有着很好的贴合，且与光滑翼型相比，x 方向流速均有所提升，但case-1的x 方向流速提升更高。由图5（b）可知，光滑翼型与case-2 已经发生流体反向流动，边界层明显变厚，case-0 和case-1 仍然较好地沿壁面流动，x 方向流速进一步提升，case-1 的x 方向流速仍高于case-0，但此时case-0 相比case-1 边界层厚度更薄。由图5（c）可知，各case 均发生流动分离，此时case-1 中流体x 方向速度减少，case-0 中流体x 方向速度仍高于光滑翼型，且case-0 边界层厚度仍然小于case-1 边界层厚度，因此，相对厚度薄的前缘缝翼可以更好地将主流区域动量带入翼型边界层。基于以上分析可以得出，相对厚度为14%的前缘缝翼S826 能更好地提升S809 翼型气动性能。

图5 前缘缝翼对不同弦向位置处x 方向速度的影响Fig.5 Effects of leading edge slat on x velocity at different chord positions

攻角为14.23°时的流线图、压力云图和前缘缝翼放大图如图6 所示，前缘缝翼对涡量的影响如图7 所示。

图6 流线图、压力云图和前缘缝翼放大图（AOA=14.23°）Fig.6 Streamline， pressure and enlared view of leading edge slat

图7 前缘缝翼对涡量的影响Fig.7 Effects of leading edge slat on vorticity magnitude contour

由图6 可知，分离泡小的算例，尾缘压力因此较大，在前缘缝翼放大图中也可以观察到类似的结果。在前缘缝翼放大图中，可以观察到缝翼主要产生两类涡旋，一类是由于流动分离而在翼型吸力面产生的分离泡，另一种是翼型尾部回流涡旋，在持续来流空气作用下，两类涡不断脱落。

由图7 可知：由于前缘缝翼的作用，吸力面负压区域与基准翼型吸力面前缘负压区发生融合，负压区颜色深度也发生变化。S809 翼型周边压力发生不同程度的改变，促使翼型吸力面前缘负压区域面积和压力面前缘正压区域面积明显增大，翼型升力得到提升；对于case-0，这种作用更加明显，负压区颜色加深，翼型升力进一步提升。从翼型尾缘可以发现，前缘缝翼明显改变翼型尾缘压力。随前缘缝翼相对厚度减小，尾缘压力逐渐增大，这是由翼型尾部分离泡大小决定的。根据边界层理论，速度增大与压力减小同时发生。

由图7 中可以观察到翼型吸力面产生的分离泡和翼型尾部回流涡旋的轨迹。

涡量用于描述涡旋的大小和方向，当涡量为正值时，涡旋逆时针旋转，反之则顺时针旋转。图7 中，翼型吸力面上方存在大片涡量为负的区域，即该区域存在顺时针旋转的涡旋，而前缘缝翼尾缘产生的涡旋是逆时针方向旋转的，尾缘涡旋有助于抑制负涡区的大小。如前文所述，安装前缘缝翼有助于提升边界层动能以补充粘性摩擦和逆压梯度的损耗，动能以涡旋的形式流向边界层，进而抑制流动分离。随着前缘缝翼相对厚度的增大，前缘缝翼尾缘涡旋流动轨迹逐渐平缓，对负涡区的抑制作用逐渐减小。表2 为不同几何参数下S809翼型的流动分离点位置。

表2 不同几何参数下S809 翼型的流动分离点位置Table 2 Flow separation point of S809 airfoil with different geometric parameters

由表2 可知：在相同的粘性摩擦和逆压力梯度影响下，与光滑翼型相比，前缘缝翼相对厚度为35%时，分离泡略微减小，分离点从0.51 推迟到0.54；相对厚度为21%的前缘缝翼将分离点推迟到0.65，并使分离泡进一步减小；case-0 中流动分离点位置为0.78，分离泡变得更小。因此，相对厚度为14%的前缘缝翼可以更有效地抑制S809 翼型的流动分离。