表面浅凹槽对NACA翼型叶片气动特性影响的研究

摘要：在小型风力机叶片表面设置浅凹槽可以实现对叶片周围流场的被动控制，以改善叶片的气动性能。文章对表面不同位置设置浅凹槽的NACA叶片在均匀流场中的表现进行了数值模拟，考察了前凹槽位置对叶片升阻比的影响。研究表明：随着攻角增大，在叶片上表面靠近尾部位置的流体发生分离；在叶片前缘下表面设置凹槽可以减小尾部流体分离的区域，使得后缘的分离泡明显消失，然而，叶片前缘附近的速度梯度增大；当攻角α=2°时带凹槽叶片的最大升阻比达到最大值，为109.5，比未设置凹槽叶片提升了13.8%；研究结果可为小型风力机NACA叶片设计提供有价值的参考。

关键词：风力机；叶片；气动载荷；NACA翼型；带凹槽叶片

中图分类号：TU473文献标志码：A

0引言

传统化石能源的使用会产生大量的有害气体，对人类的生存环境构成威胁，因此，大力开发利用清洁能源是世界可持续发展的必然途径。风能是世界上最具潜力和最具商业潜力的可再生能源之一。有效率利用风力发电，能够防止传统能源大量使用所带来的环境危机，减少碳排放量，实现国家能源战略目标［1］。

风力机将风动能转化为机械能，并提供给发电机产生电能。提高风力机的风能转化效率直接影响风电厂的成本和效益，是推动风电行业发展的关键［2］。

风力机的转化效率与风机叶片的配置参数有很大关系，因为叶片的配置会影响周围流场的基本动力学特征，例如，动态失速度、脱体涡流强度和叶片-尾流相互作用等，所有这些空气动力学特征都会显著影响风机的气动性能［3］。针对如何改善风机叶片配置参数提高风机效率，国内外学者已经取得了很多研究成果［4］。

基于CFD的计算表明，风力机的功率系数随着叶片实度的增加先增加后减小，当采用3个叶片时功率系数最高，叶片的翼型变化直接影响风力机的气动性能［5］；在一定范围内，风力机的功率系数随着雷诺数增大而先增大后减小［6-7］。一些研究人员对叶片的几何形状进行局部改变，以提高风力机的效率，例如在叶片上设置凹坑。研究表明，带有凹坑的翼型升阻力高于常规翼型，改进后的风力机比普通风力机的升力系数和切向力有所提高［8-9］。通过对NACA翼型直叶片前缘开孔或局部微通道的数值研究表明，前缘开孔能减少涡流干扰，对升力系数产生一定的影响，深度2.5%的直孔可以有效地减小机翼的升力系数损耗［10］。尽管这些研究证明了在风力机叶片上设置局部孔道或凹槽可以有效提高风力的性能，但这些研究都没有考察翼型下翼面设置凹槽对风力机周围流场的影响。

本文基于COMSOL平台，对表面不同位置设置凹槽的NACA翼型叶片的气动性能进行了数值模拟。

1数值计算模型

1.1几何模型

通过参数化曲线在COMSOL軟件中构建叶片的二维几何模型。图1（a）给出计算域：左边为半径180m的半圆，右端为长360m、宽180m的矩形。图1（b）是叶片附近部分计算域的放大显示。

在叶片弦长0.25c和0.75c处的上下表面，构建一个半径为0.04c的半圆凹槽，其中，c为弦长。带凹槽叶片几何形状如图2（b）所示。

1.2湍流模型

进行流体动力学分析时，湍流模型选为时均SST模型，其中，湍流强度I、湍动能k、湍流特征长度l和湍动能耗散率ε用公式（1）—（4）计算。

I=0.16Re-1/8（1）

l=0.07c（2）

k=32（UI）2（3）

ε=C34μk32l（4）

式（1）—（4）中：Re为雷诺数；c为弦长；U为初始风速；Cμ为常数。

1.3升力和阻力系数

分别按照公式（5）—（7）计算升力系数CL（α）、阻力系数CD（α）和压力系数cp（s）。

CL（α）=∫ccp（s）c（nycosα-nxsinα）ds（5）

CD（α）=∫ccp（s）c（nysinα+nxcosα）ds（6）

cp（s）=p（s）-p∞12ρU2（7）

式（5）—（7）中：p∞为入口处压力；p为翼面压力；s为积分变量；α为攻角，ρ为空气密度。

2计算结果分析

2.1速度分布云图

基于COMSOL软件平台，分别计算了攻角α=0°、2°、4°、6°、8°、10°、12°的叶片周围的流体流动情况。

图3为攻角α=10°时不同凹槽位置叶片周围的流场分布。可见，在叶片前缘下表面设置凹槽，后缘的分离泡明显消失，并且减小了尾部流体分离的区域，但在叶片前缘处产生了更大的速度梯度。在叶片前缘上表面设置凹槽，尾部流体分离的区域增加，开始出现流体分离点提前。在叶片后缘上表面设置凹槽，流体在凹槽前端发生分离，随着攻角增大，可提高叶片气动性能。2.2升力、阻力系数和升阻比

升力系数、阻力系数和升阻比是反映叶片空气动力学性能的重要指标，对比设置和未设置凹槽叶片的这3个指标变化，以考察凹槽对叶片空气动力学性能的提升。

图4为在不同位置设置凹槽时叶片的升力系数、阻力系数和升阻比。图4（a）表明带凹槽叶片各攻角的升力系数都有所增加，但凹槽位置对升力系数的影响并不明显。图4（b）表明凹槽位置对阻力系数影响较大，主要表现在前缘上表面设置凹槽时，阻力系数增加较大。图4（c）显示带凹槽叶片的最大升阻比为109.5（α=2°），与不带凹槽叶片相比提升了13.8%；同时可以看出，在叶片前缘上表面设置凹槽的效果最明显，是提升叶片空气动力学性能的最佳位置。3结论

本文通过对NACA翼型的叶片表面设置凹槽综合优化，实现对叶片周围流场的被动控制，改善叶片的气动性能。

（1）随着攻角增大，在NACA翼型上表面尾部出现明显的脱离现象，当α =16°时，边界层流体再次附着在翼型表面形成分离泡。

（2）在叶片前缘下表面设置凹槽，后缘的分离泡明显消失，并且减小了尾部流体分离的区域，但是在叶片前缘处产生了更大的速度梯度。

（3）当攻角为2°时，带凹槽叶片的最大升阻比为109.5，与未设置凹槽翼面相比提升了13.8%。

参考文献

［1］刘玥.翼面凹槽结构改善小型风力机气动性能的数值模拟研究［D］.泉州：华侨大学，2021.

［2］冯涛，程洪贵，杨琳，等.边界层特性对雷诺数变化的敏感性分析［J］.推进技术，2005（4）：328-334.

［3］魏良.基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算［J］.机械工程师，2019（3）：127-129.

［4］刘雄飞，李秋燕，尹彤.风力机叶片的气固两相边界层特性数值模拟研究［J］.太阳能学报，2021（4）：487-492.

［5］ZHU H T， HAO W X， LI C， et al. Numerical study of effect of solidity on vertical axis wind turbine with Gurney flap［J］. Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics，2019（3）：17-31.

［6］李雪.风力机专用钝尾缘翼型非定常特性研究［D］.北京：中国科学院大学，2019.

［7］陈子龙，杨爱玲，陈二云，等.沟槽表面对翼型绕流流场的气动作用研究［J］.能源研究与信息， 2021（3）：160-168.

［8］JOHNY K R. Design and analysis of dimple arrangement on a small wind turbine blade［J］. International Journal of Innovative Technology and Exploring Engineering， 2019（2）： 3552-3557.

［9］OSEI E Y， OPOKU R， SUNNU A K， et al. Development of high performance airfoils for application in small wind turbine power generation［J］. Journal of Energy，2020（1）：9710189.

［10］ARUN K A K， NAVANEETH V R， SAM V K S， et al. Analyzing the effect of dimples on wind turbine efficiency using CFD［J］. International Journal of Applied Engineering Research，2018（6）：4484.

（编辑编辑李春燕）

Research on the influence of surface shallow grooves on aerodynamic characteristics of NACA airfoil blades

Dong  Weijia

（Technical Inspection Center of China Petroleum & Chemical Corporation Shengli Oilfield， Dongying 257000， China）

Abstract：  Setting shallow grooves on the surface of small wind turbine blades can passively control the flow field around the blades to improve the aerodynamic performance of the blades. This paper conducts a numerical simulation on the performance of NACA blades with shallow grooves at different positions on the surface in a uniform flow field， and examines the effect of the front groove position on the lift-to-drag ratio of the blade. Research shows that as the angle of attack increases， the fluid on the upper surface of the blade near the tail is separated; setting a groove on the lower surface of the blade leading edge can reduce the area of fluid separation at the tail， making the separation bubble on the trailing edge disappear significantly. However， the velocity gradient near the blade leading edge increases; when the angle of attack α=2°， the maximum lift-drag ratio of the grooved blade reaches the maximum value as 109.5， which is 13.8% higher than that of the blade without grooves; the conclusion of this article can provide valuable reference for small wind turbine NACA blade design.

Key words： wind turbine; blade; aerodynamic load; NACA airfoil; grooved blade

作者簡介：董伟佳（1990—），男，工程师，硕士；研究方向：油气田地面工程。