襟翼改型对风力机专用翼型气动特性的影响研究

黄智峰，蒋笑，王海鹏

（江西理工大学 能源与机械工程学院 江西 南昌 330013）

0 引 言

叶片是风力发电技术的关键部件，风力机翼型的气动特性直接影响着风力发电机组的工作效率。传统格尼襟翼通常指沿弦线方向垂直安装在翼型压力面尾缘处或尾缘附近的小平板，具有一定的增升效果，对翼型添加襟翼进行改型设计一直是国内外的研究热点。Liebeck[1]最早将格尼襟翼应用于翼型，进行风洞实验后发现翼型升力系数得到明显提高，但当襟翼高度大于弦长的2 %后，阻力损失较大。后续学者针对格尼襟翼的几何参数和襟翼形状进行深入研究。Jang等人[2]将不同高度的格尼襟翼加装于NACA4412翼型，发现当襟翼高度为弦长的1.25 %时，对阻力系数的影响较小，升阻比达到最大。叶舟等人[3]通过对在尾缘处加装不同高度格尼襟翼的NACA4412翼型进行大涡模拟，发现一定的襟翼高度可延缓失速现象的发生。赵万里等人[4]针对襟翼安装位置进行研究，研究发现最佳安装位置为距尾缘2 %弦长处。Bloy等人[5]针对襟翼形状对传统格尼襟翼进行改型设计，发现安装45°三角形襟翼后翼型升阻比最大，气动特性最佳。沈遐龄等人[6]对格尼襟翼进行锯齿化处理，进行风洞实验，发现30°齿角的襟翼可提供最佳增升效果。郑楠等人[7]将锯齿型襟翼加装在NACA0018翼型尾缘处，通过数值模拟分析其降噪性能，发现锯齿型襟翼在大攻角下能将不断脱落的分离涡破碎，在各个攻角下均有较好的降噪效果。因此，加装合理的改型襟翼可具有增升减阻、降噪、控制流动分离等作用。

上述研究主要以NACA航空翼型作为基准翼型，但在目前风力机叶片大型化成为趋势后，需采用相对厚度较大的翼型作为风力机专用翼型。故本文基于前人关于襟翼增升技术的研究结果，选择合适的襟翼高度及安装位置，对S809翼型通过加装不同偏转角度的襟翼建立几何模型，通过数值计算将各个模型对比分析，确定具有较好增升效果的襟翼安装角度。

1 数值计算模型

1.1 几何模型

采用由美国可再生能源研究所设计的S系列风力机S809翼型为初始几何模型，为适应风力机的特殊工作环境，该翼型具有高升阻比、运行稳定性较好、失速攻角较大等优点，因此被广泛应用于大型风力机叶片的设计[8-9]。

本文中S809翼型弦长c为600 mm，襟翼安装位置沿弦线与尾缘距离d为5 %c，襟翼高度h为1.5 %c，固定宽度为1 mm。以襟翼与水平方向的弦线之间的夹角为襟翼安装角度，改变安装角度创建几何模型，如图所示，记安装角度为90°时为case-1，记安装角度为60°时为case-2，记安装角度为30°时为case-3。

图1 安装襟翼的几何模型

1.2 计算网格及边界条件

由于本文所研究的二维翼型几何复杂度较低且对网格质量要求较高，故采用结构化网格进行全局网格划分。为有效分析翼型前后流场，创建的计算域分为翼型前的半圆区域和翼型后方的矩形区域。以翼型弦长c为基准，前方半圆来流区半径为20c，后方矩形尾流区长度为40c。同时将前方半圆边界和后方矩形下边界设定为速度进口，确定雷诺数为1.0×106，进口速度为24.35 m/s。后方矩形上边界及右边界为压力出口，翼面及襟翼表面均设置为无滑移壁面，计算域结构如图2所示。

图2 翼型计算域结构

由于整个计算域呈C-H型分布，故进行C型剖分划分网格。对于纯净翼型，在翼型上下表面均设置节点数为201，以翼型网格为基础，切分襟翼区域部分进行二次划分。为更有效的分析翼型边界层内的流场结构，翼型及襟翼壁面附近划分高质量的边界层网格，第一层网格距离均为0.01 mm，变化比率均为1.1。襟翼安装角度为90°时，网格模型如图3所示。

图3 翼型结构化网格模型

1.3 计算方法

在风力机实际运行工况下，气流流动为低马赫数且不可压流动。故基于压力求解器进行定常计算，选择Transition SST模型为湍流模型，选择SIMPLE算法为压力和速度关联算法，采用精度较高的二阶格式对各项物理量进行离散[10-11]。

2 结果与分析

2.1 升阻力系数

本文计算得到各个模型在4.10°～20.16°攻角范围内的升阻力系数变化曲线如图4和图5所示。分析图4可知：在整个攻角范围内，纯净翼型和安装襟翼后的模型升力系数均呈现出先增大后减小的变化趋势，因攻角过大后气流在吸力面发生分离导致升力系数急速下降。当纯净翼型的失速攻角为16.22°，安装三种角度襟翼后翼型失速攻角均提前，case-1和case-2的失速攻角提前至15.23°；襟翼安装角度为30°时，翼型在12.23°开始失速。当攻角小于失速攻角时，case-1和case-2升力系数较S809翼型均有所增加。当攻角小于10.20°时，case-2的增升效果比case-1好。襟翼安装角度为90°和60°时，纯净翼型的最大升力系数1.16分别提升至1.2352和1.2158。但是，当攻角大于失速攻角后，case-1和case-2的升力曲线以较大斜率快速下降；当攻角大于19.18°后，case-1和case-2的升力系数均小于S809翼型。对于case-3，当攻角大于8.20°时，翼型升力系数明显下降且小于纯净翼型，表明在大攻角下安装改型襟翼是不利的。

图4 改型襟翼对升力系数的影响

图5 阻力系数变化图

分析图5可知：当攻角大于8.20°时，安装改型襟翼后翼型阻力系数均增大。在4.10°～8.20°小攻角范围内，case-2的阻力系数小于纯净翼型和case-1。但是当翼型攻角大于失速攻角后，case-2与case-1的阻力变化区线以近乎相同斜率大幅上升。在攻角为20.16°时，各个算例阻力系数达到最大，纯净翼型、case-1、case-2和case-3的阻力系数分别为0.1582、0.2373、0.249和0.2355。基于纯净翼型，最大阻力系数增幅分别为50 %、57.40 %和48.86 %，阻力系数增幅远大于升力系数，表明在大攻角下安装三种襟翼后气动性能明显降低。

2.2 翼型表面压力系数分布

翼型压力系数分布曲线可通过反映翼面上的压力变化对翼型升力和阻力变化进行分析，故计算得到12.23°、17.21°、20.16°三个攻角下的各个襟翼翼型表面压力系数分布曲线，如图6所示。分析图6可知：对于纯净翼型，随着来流攻角的增大，吸力面中部压力逐渐下降，后缘压力系数基本相等的分离区向前发展，说明随着来流攻角的增大，在吸力面上的流动分离点逐渐前移，导致翼型上下表面压力差减小，使翼型升力降低。襟翼安装角度为30°时，会明显加速此趋势，因此case-3的升力系数在各个攻角下均小于纯净翼型。

图6 改型襟翼对压力系数的影响

当攻角为12.23°时，case-1和case-2在翼型前半部分处压力系数分布与纯净翼型基本一致。但是在翼型后缘处吸力面吸力变大，压力面压力增加且在襟翼安装位置处达到峰值，使得翼型后缘压差显著增大，导致升力提高。当攻角为17.21°时，纯净翼型吸力面在40 %c后开始出现分离区，case-1和case-2分离点略微提前；相比于攻角为12.23°时，case-1和case-2翼型尾缘表面压差增幅减小。当攻角为20.16°时，case-1和case-2在翼型中部后压力系数分布曲线几乎与纯净翼型重合。但前缘分离点明显提前，使得压力系数分布曲线上下表面围成面积减小，翼型升力下降。

2.3 流场特性及涡量分布

为进一步研究改型襟翼对翼型流场特性的影响以及襟翼的增升机理，图7为在14.23°攻角下的流线分布、压力云图和后缘襟翼放大图。

图7 流线分布、压力云图和后缘襟翼放大图

分析图7可知，由于逆压梯度和黏性阻力的影响，S809翼型吸力面下流处，发生流动分离，在尾缘处产生旋向相反的分离涡和二次尾涡，此时尾涡的尺度较小。对于case-2和case-3，翼型吸力面二次尾涡变大并向下移到襟翼后方，分离涡的影响区域明显扩大，同时翼型尾缘后方出现较大的负压区。随着襟翼安装角度的减小，二次尾涡的尺寸逐渐变大，吸力面后方的负压区面积增大、颜色加深，使翼型升力得到提高。但是，尾涡变大的同时增大了分离区面积，使翼型阻力也有所增大。

安装改型襟翼后，翼型尾缘处的流线分布和压力分布出现显著变化。由于襟翼的存在导致来流气流受到阻碍，在襟翼前方与翼型压力面的夹角区域处产生一个较小的旋涡。对于case-1，其高度约为襟翼高度的50 %。随着襟翼安装角度的减小，襟翼前旋涡逐渐变小。当襟翼安装角度为30°时，该旋涡几乎消失。同时，由于襟翼前旋涡的存在，襟翼前方翼型压力面正压区颜色加深，正压区面积增大，导致压力面压力升高。另外，安装襟翼后，在襟翼后方也出现一对反向涡，它们的高度约为安装襟翼的垂直高度。由于该对反向涡的存在，襟翼后方压力面区域变为负压区，襟翼前后两处压强变化增加了后缘压力差导致升力提高。

为进一步分析襟翼对翼型流场的影响，采用Q准则计算涡量，得到攻角为17.21°时各个算例的涡量分布，如图8所示。图8中的深红色正涡区域表示此处出现动量较大的涡旋，可直观看到翼型吸力面上方的分离泡和襟翼前后的涡分布，发现与上述流线图所示旋涡分布相同。安装襟翼后，襟翼后方的正涡区向吸力面发展，加速吸力面处较小的二次尾涡的向后脱落，同时使其尺度得到增大，导致分离区面积增大，阻力系数变大，使气动性能降低。

图8 改型襟翼对涡量分布图的影响

3 结论

本文采用Transition SST模型求解N-S方程，对无襟翼的S809翼型和加装不同偏转角度的格尼襟翼的翼型进行数值计算，对得到的不同攻角下的升力系数和阻力系数、表面压力系数等气动参数进行可视化处理。对比分析不同安装角度襟翼的增升效果，根据翼型附近的流线分布、压力分布和涡量分布研究襟翼对流场特性的影响及增升机理，得出结论：

1) 安装角度为90°和60°的襟翼，在中小攻角范围内具有一定的增升效果，最大升力系数(1.169)分别提升至1.2352和1.2158，分别提高5.66%和3.95 %。但在大攻角下加装襟翼后升力系数小于纯净翼型。

2) 安装襟翼使翼型后缘处压力系数差值变大，襟翼前后出现的旋涡产生的正压区和负压区为襟翼增升的主要原因。

3) 安装襟翼后翼型的阻力系数均增大，失速攻角略微提前。安装襟翼后翼型吸力面上方及襟翼前后流场结构发生明显变化，发现分离区的变大是阻力增加的主要原因。