S型翼缝与尾缘襟翼联合控制风力机翼型气动性能的研究

2024-03-05秦志鹏魏高升崔柳杜小泽

发电技术 2024年1期

秦志鹏，魏高升，崔柳，杜小泽

（电站能量传递转化与系统教育部重点实验室(华北电力大学)，北京市昌平区 102206）

0 引言

风能作为一种取之不尽、用之不竭的清洁能源，在气候和环境问题日益严重的今天得到了越来越多的重视[1]。随着风力机尤其是海上风力机的大型化，叶片越来越长，而通常叶片来风在时间或空间上分布又很不均匀，导致叶片每旋转一周都会产生非稳态的气动载荷，容易造成叶片的挥舞摆振，加剧叶片的疲劳损伤[2-6]。因此，叶片疲劳载荷的抑制对于延长风力机寿命极为重要[7-10]。现有研究[11-14]表明，尾缘襟翼可在一定程度上改变叶片的气动特性，控制叶片的局部气动载荷，从而达到降低疲劳载荷的目的。此外，由于惯性，独立变桨控制很难对大型风力机叶片的高频载荷波动进行有效抑制，而尾缘襟翼可实现高频响应，减小载荷波动。目前，开发的尾缘襟翼包括格林襟翼[11]、分离式襟翼[12]、后退式襟翼[13]、柔性襟翼[14]等。其中：格林襟翼仅能小幅度改善翼型的气动特性；后退式襟翼和柔性襟翼结构较为复杂，可靠性低；分离式襟翼结构较为简单，对气动特性控制效果较好。

鉴于尾缘襟翼的有效性，其近年来受到国内外学者的广泛关注。文献[15]采用三维计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)方法对具有动态尾缘襟翼的风力机进行非稳态模拟，结果发现叶根弯矩可降低38%。文献[16]采用扭力弹簧连接叶片与尾缘襟翼，通过尾缘襟翼的动态调节，可减少25%的载荷波动。文献[17]将二维势流模型与线性弹簧/阻尼器模型耦合，并结合尾缘襟翼控制算法分析了风力机载荷抑制特性。文献[18]采用自由涡尾迹(free vortex wake，FVW)方法研究了尾缘襟翼对气动载荷和尾迹流场的影响，基于叶片方位角的尾缘襟翼控制策略实现了功率稳定和载荷降低。文献[19]在一个全尺寸Vestas V27风力机上进行主动尾缘襟翼降载实验，并采用Flex5气弹载荷仿真软件对尾缘襟翼偏转进行模型预测控制研究，结果表明，1P频率下叶根等效疲劳损伤可降低30%~50%。文献[20]将气动响应、结构响应和襟翼控制模型相耦合，构建气动伺服弹性系统，采用PI控制器控制襟翼偏转，分析不同襟翼安装位置、襟翼展向长度和襟翼是否分段对叶根力矩的影响。文献[21]将气动载荷进行分频，独立变桨用来缓解低频载荷，尾缘襟翼用来缓解高频载荷，比单独使用独立变桨获得了更好的效果。

尾缘襟翼具有一定的降载荷作用，尤其是在小攻角工况下，翼型表面气流处于线性附着区，尾缘襟翼效果更明显，但在大迎角下，翼型表面气流会发生边界层分离，造成失速，进而导致压差阻力增大、升阻力比下降，尾缘襟翼也会因为翼型表面失速而丧失控制效果[22]。为了改善翼型在大攻角下的气动特性，学者们提出了很多边界层控制的方法，包括主动控制和被动控制，其中：主动控制方法包括表面吹吸、合成射流等[23-27]；被动控制方法包括新型表面结构、涡流发生器、增添翼缝等[28-32]。文献[33]在SC1095和SC1094 R8翼型上增添前缘翼缝并进行数值模拟，结果表明，UH-60A直升机的最大推力可提高25%，但在低攻角下阻力相较于基线翼型明显增加。文献[34]对有无翼缝的翼型进行了实验和模拟研究，结果表明：当雷诺数为105时，在0°和10°攻角下，翼缝对升力系数和阻力系数的影响不大；在15°和20°攻角下，翼缝使升力系数增大、阻力系数减小。文献[35]采用数值模拟方法研究了翼缝的位置、斜度和开口大小对翼型气动性能的影响，结果表明，翼缝在大攻角范围内(10°~20°)可明显改善风力机的气动性能。

基于以上研究，本文提出在翼型中部添加S型翼缝来缓解翼型在大攻角下的失速，并研究其对尾缘襟翼气动调控能力的影响。结合主动控制的尾缘襟翼与被动控制的S型翼缝，对不同攻角下翼型的流场进行数值模拟，研究S型翼缝和尾缘襟翼的联合调控效果，并分析其联合作用机理。

1 物理及数学模型

1.1 物理模型

图1为本文构建的包含尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型，其中：α为攻角；c为弦长。由于翼型采用的是得到广泛应用的S809风力机翼型[36]，因此可与实验结果进行对比。尾缘襟翼类型为分离式襟翼，与翼型间的缝隙小于1‰弦长。文献[37]的研究结果表明，小于1‰弦长的尾缘缝隙对流场的影响很小，可忽略不计。参考文献[38]的研究结果，确定尾缘襟翼为10%弦长。本文规定尾缘襟翼向下朝压力面偏转时偏转角为正，向上朝吸力面偏转时偏转角为负，偏转角β为-15°~15°。S型翼缝位于弦长50%处，翼缝弧度由2个与翼型上下表面相切的圆组成，翼缝宽度为1%弦长，过渡较为圆滑，尽可能减小翼缝对流动的不利影响(本文暂不研究S型翼缝的位置和尾缘襟翼长度等其他因素对翼型气动特性的影响)。

图1 具有尾缘襟翼及S型翼缝的风力机叶片模型Fig.1 Wind turbine blade model with trailing edge flaps and S-slot

1.2 湍流数学模型

目前有多种湍流模型可用于翼型流场模拟，如直接模拟(direct numerical simulation，DNS)、大涡模拟(large eddy simulation，LES)、Transition剪切应力输运(shear stress transport，SST)模型、SSTk-ω模型、Spalart-Allmaras (SA)模型等。为平衡计算资源和模拟精度，本文选取SSTk-ω湍流模型。文献[39]通过在湍流黏度中引入湍流剪切应力，改善了Wilcox的标准k-ω模型[40]，即SSTk-ω湍流模型，该模型改善了Wilcox模型对自由流初始条件的强烈敏感性，兼顾了远场自由流的独立性和近壁流场的精确性、鲁棒性，能更好地预测壁面的流动分离，其表达式如下：

式中：μt为湍流黏度；ρ为流体密度；k为湍流动能；μ为层流黏度；ω为湍流耗散率；α*为低雷诺数下的修正系数；S为平均应变率张量的模量；ui为流体速度；xi、xj分别为水平、垂直方向的坐标；a1为常数0.31；y为网格到下一个面的距离；Gk、Gω分别为k和ω的生成项；Γk、Γω分别为k和ω的有效扩散率；Yk、Yω分别为k和ω的耗散项；Dω为交叉扩散项；Sk、Sω分别为k和ω的源项；Gkb、Gωb分别为k和ω的浮力项。

1.3 初始值及边界条件

计算域及模型表面网格划分如图2所示，风入口为半径15倍弦长的半圆，尾流区长度为25倍弦长，计算域足够大，以避免自由流边界条件对翼型附近流场的干扰。翼型弦长为0.457 m，深度为1 m，监控单位展向长度的升阻力及升阻力系数。入口为速度入口，流速为31.96 m/s，雷诺数为106；出口为压力出口，为标准大气压。

图2 计算域及模型表面网格划分Fig.2 Computational domain and model surface meshing

2 计算方法及结果验证

控制方程通过有限体积法(finite volume method，FVM)进行差分，压力速度耦合使用Coupled算法，压力、动量、湍流动能的空间离散均为二阶迎风格式，计算残差设置为10-6。在稳态下进行网格无关性验证，一共划分了4套网格，分别为64 000、156 000、257 000和347 000个网格。在4°攻角下，当雷诺数为106时，升力系数和阻力系数变化如图3所示，可以看出，当网格数为257 000时已满足精度要求。在此基础上，将翼型稳态气动特性仿真结果与OSU航空航天研究实验室的风洞测试结果[41]进行对比，如图4所示。可以看出，当翼型攻角小于8°时，仿真结果与实验结果吻合较好；但当攻角大于8°后，仿真结果明显大于实验结果，表明在较大攻角下，数值仿真低估了翼型表面气流的分离程度，但是仿真结果与实验结果的趋势基本一致，误差仍可以接受。因此，该计算模型可以定性研究翼型的静态气动特性。

图3 网格无关性验证Fig.3 Grid independence verification

图4 数值仿真结果与文献[41]实验结果对比Fig.4 Comparison of numerical simulation results and experimental results of reference [41]

3 结果分析

3.1 翼缝对流场的影响

图5为无翼缝和有翼缝2种模型在不同攻角下的压力云图及流线图。可以看出，在4°攻角下，翼缝减小了翼型上表面的负压区域，增加了翼型下表面的负压区域，因此降低了翼型上下表面的压力差，但整个流场状态并未产生明显改变。在9°攻角下，有翼缝、无翼缝模型的压力云图和流场的流线图都较为一致。在14°攻角下，无翼缝模型发生了失速现象，在翼型上表面后半部出现较大的失速涡，翼型上表面的气体分离点约在翼型弦长1/2处，翼缝显著增加了翼型上表面的负压区域，并且消除了无翼缝模型因攻角过大而在翼型尾部产生的分离涡。随着攻角的增加，翼缝对翼型流场的影响由不利转为有利，这是由于增加S型翼缝后，翼型上下表面联通，气流可以从翼缝间流过。在小攻角下，翼缝本身对流场产生了不利的干扰；而在大攻角下，翼缝出口气流动量加强了对下游边界层的扰动作用，促使了原本分离气流的再附着。

图5 不同模型压力云图及流线图Fig.5 Pressure and flow diagrams for different models

3.2 翼缝和襟翼调控对翼型升力、阻力系数影响

3.2.1 翼缝对襟翼升力系数的影响

图6为2种模型在不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的升力系数。可以看出，在4°攻角下，尾缘襟翼偏转角小于-8°时，有翼缝模型升力系数高于无翼缝模型；偏转角大于-8°时，有翼缝模型升力系数低于无翼缝模型。在9°攻角下，偏转角小于2°时，有翼缝模型升力系数小于无翼缝模型；偏转角大于2°时，有翼缝模型升力系数大于无翼缝模型。在14°攻角下，有翼缝模型的升力系数在全部襟翼偏转下均大于无翼缝模型。

图6 不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的升力系数Fig.6 Lift coefficients for different angles of attack and trailing edge deflection angles

图7为不同攻角下的升力系数改变量，可以看出，随着攻角的增加，无翼缝翼型尾缘襟翼上下偏转所带来的升力系数变化值下降；而增加S型翼缝后对尾缘襟翼升力系数的调控能力有了较大改变，尾缘襟翼在9°攻角下对翼型升力系数的调控能力最高，攻角增大或减小后，对翼型升力系数的调控能力均降低；在大于6°攻角后，S型翼缝使得尾缘襟翼对翼型升力系数的调控能力相比无翼缝翼型大幅提高，仅仅在小攻角下，尾缘襟翼对翼型升力系数的调控能力有少许下降。因此，有翼缝模型的尾缘襟翼能够在较大的攻角范围内有效地调节翼型的升力系数。

图7 不同攻角下的升力系数改变量Fig.7 Change in lift coefficient at different angles of attack

3.2.2 翼缝对襟翼阻力系数的影响

图8是2种模型在不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的阻力系数。可以看出，在4°和9°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均大于无翼缝模型；在14°攻角下，有翼缝模型的阻力系数在全部襟翼偏转角下均小于无襟翼模型，翼缝显著降低了翼型的阻力系数，原因在于S型翼缝改善了原始翼型的失速特性，使得气流分离延迟，这一结果与压力云图、流线图相一致，与文献[35,42]的结论也一致。

图8 不同攻角、尾缘襟翼偏转角下的阻力系数Fig.8 Drag coefficient at different angles of attack and trailing edge deflection angles

图9为不同攻角下的阻力系数改变量，可以明显看出，尾缘襟翼对阻力系数的调控作用随攻角的增加而增大，而S型翼缝在14°攻角下尾缘襟翼对阻力系数的调控作用显著降低。这是由于翼缝在大攻角下，显著改善了原始翼型的失速现象，尤其是无翼缝模型在失速情况下，尾缘襟翼的向下偏转会产生更大的阻力。

图9 不同攻角下的阻力系数改变量Fig.9 Change in drag coefficient at different angles of attack

3.3 翼缝及襟翼联合调控机理

图10为不同攻角、尾缘襟翼偏转角下翼缝及襟翼的流速。可以看出，尾缘襟翼的偏转角显著改变了S型翼缝间的气流状态，翼型上表面S型翼缝口的气体流速是改变翼型气动特性的主要因素之一。有翼缝模型通过调节尾缘襟翼偏转角，控制从S型翼缝流出气体的速度。在4°攻角下，当襟翼偏转角为-15°时，气流从模型上表面的翼缝进入到下表面流出，模型中部的高压气流进入翼型下表面中部的低压区域，减小了模型中部的负升力，使襟翼对翼型升力的调控作用下降，并且由于气流在翼缝中沿来流相反方向流动，在翼缝间形成小涡流，增加了流动阻力。在4°攻角下，翼缝使尾缘襟翼向上偏转的升力系数改变量减小，因此，虽然翼缝出口的流速变化范围最大，但整体升力系数改变量减小。在9°攻角下，翼缝出口的流速变化范围比4°攻角下小。在所有襟翼偏转角下，通过S型翼缝的气流均从模型下表面流向模型上表面，襟翼对升力系数的改变量在9°攻角下达到最大值。在14°攻角下，在所有襟翼偏转角下，通过翼缝的气流都是从模型下表面流向上表面，但与9°攻角相比，尾缘襟翼上下偏转对S型翼缝出口流速的调控范围有所减小，使尾缘襟翼对升力系数调控作用相比9°攻角下有所降低。