繆維跑+李春+聶佳斌+吳攀

摘 要：對(duì)NACA0012兩段式襟翼翼型進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過弦線變換得到了襟翼擺角與攻角的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)了襟翼翼型在靜態(tài)條件下由擺角引起的攻角遷移現(xiàn)象，并解釋了該現(xiàn)象的流動(dòng)機(jī)理.計(jì)算了7種不同擺角襟翼在不同攻角下的氣動(dòng)性能，得到了襟翼擺角導(dǎo)致的翼型尾跡流場(chǎng)變化情況，并與實(shí)驗(yàn)值及Xfoil軟件計(jì)算值對(duì)比以驗(yàn)證計(jì)算的準(zhǔn)確性.結(jié)果表明，隨襟翼擺角增大，有效攻角范圍減小，翼型攻角產(chǎn)生遷移，受力亦發(fā)生變化.結(jié)果為進(jìn)一步開展襟翼翼型的擺角控制策略研究提供了參考.

關(guān)鍵詞：數(shù)值模擬； 襟翼； 翼型； 攻角

中圖分類號(hào)： TK 89 文獻(xiàn)標(biāo)志碼： A

與水平軸和阻力型風(fēng)力機(jī)相比，垂直軸風(fēng)力機(jī)具有葉片設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、對(duì)風(fēng)向不敏感等優(yōu)點(diǎn).但現(xiàn)有的垂直軸風(fēng)力機(jī)與水平軸風(fēng)力機(jī)相比效率相對(duì)較低，因此有必要對(duì)其進(jìn)行進(jìn)一步的研究，通過各種機(jī)械和控制方法提高其效率[1].而在翼型后部開槽或者采用襟翼是提高和改善整個(gè)翼型的空氣動(dòng)力學(xué)性能的主要技術(shù)方法[2].

國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者均對(duì)帶有襟翼翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行了相關(guān)研究，并得到了一些理論和實(shí)驗(yàn)結(jié)果.文獻(xiàn)[3-4]的研究表明，安裝襟翼的風(fēng)力機(jī)葉片能有效提高風(fēng)能利用系數(shù).文獻(xiàn)[5]測(cè)試了尾緣處安裝有不同高度和安裝角的襟翼翼型，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，葉片加裝襟翼不僅能有效增加翼型的升力，且在襟翼高度相同的條件下，安裝角為90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield[6]通過實(shí)驗(yàn)證明：不同幾何形狀的襟翼可減少風(fēng)力機(jī)葉片流動(dòng)分離，提高效率.研究表明，合理的襟翼結(jié)構(gòu)和對(duì)其采取的控制方法將改善和提高風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能，但單純的固定式襟翼不適用于攻角變化大的垂直軸風(fēng)力機(jī)，且隨尖速比增加無法持續(xù)提高其氣動(dòng)性能，而分段式襟翼能顯著改善翼型背風(fēng)處的流動(dòng)使其在大攻角下的分離區(qū)減小[7-8].上述研究均表明采用襟翼結(jié)構(gòu)的翼型會(huì)改變翼型的攻角，而攻角又是影響翼型氣動(dòng)性能的重要參數(shù).因此有必要研究因襟翼翼型擺角引起的攻角變化.

本文以NACA0012翼型作為基本翼型，對(duì)襟翼擺角引起的攻角變化情況進(jìn)行研究與分析.

2 數(shù)值方法

2.1 控制方程與湍流模型

因風(fēng)力機(jī)運(yùn)行于低雷諾數(shù)Re下，故流場(chǎng)計(jì)算采用黏性不可壓縮N-S方程，即

式中：ρ為流體密度；μ為動(dòng)力黏度；p為壓力平均值；u—i、u—j分別為流體速度在i、j方向上的變化率；u′i、u′j分別為i、j方向上的速度脈動(dòng).

本文采用SpalartAllmaras湍流模型，該模型計(jì)算逆向壓力梯度問題時(shí)具有較高準(zhǔn)確度且速度快、易收斂[9].

2.2 幾何模型與計(jì)算域劃分

兩段式翼型如圖1所示，圖中：C為翼型弦長(zhǎng)；θ為襟翼擺角.采用NACA0012對(duì)稱翼型，以弦長(zhǎng)1/4處的襟縫為界將翼型分為主翼及襟翼，出于結(jié)構(gòu)考慮將襟縫寬度設(shè)為C/30[1].

計(jì)算域劃分如圖2所示.進(jìn)口為半圓形區(qū)域，

距葉片尾緣10倍弦長(zhǎng)，上、下表面距離葉片均為

10倍弦長(zhǎng)，三者邊界條件均為速度進(jìn)口，來流速度

V=10 m·s-1；出口距葉片尾緣20倍弦長(zhǎng)，以保證尾流發(fā)展充分，減少邊界對(duì)其影響；邊界條件設(shè)為壓力出口，且表壓為0 kPa；翼型上、下表面均設(shè)為無滑移壁面.流體介質(zhì)為空氣，密度為1.225 kg·m-3，馬赫數(shù)Ma=0.03，雷諾數(shù)Re=6.85×105，μ=1.789 4×10-5 kg·m-1·s-1.

圖3為襟翼擺角θ分別為0°、10°和20°時(shí)的網(wǎng)格分布.采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)法劃分邊界層網(wǎng)格，葉片壁面處y+控制在0.9～9.5，以滿足黏流計(jì)算對(duì)壁面網(wǎng)格的要求[10]，網(wǎng)格數(shù)約為18.5萬.本文共計(jì)算了7種不同擺角時(shí)的翼型氣動(dòng)性能，限于篇幅僅給出其中3種擺角時(shí)的網(wǎng)格分布.

對(duì)θ=0°的翼型網(wǎng)格進(jìn)行無關(guān)性驗(yàn)證：當(dāng)網(wǎng)格數(shù)為18.5萬時(shí)，俯仰力矩系數(shù)Cm=-0.778；當(dāng)對(duì)網(wǎng)格加密至21.2萬時(shí)，俯仰力矩系數(shù)保持為Cm=-0.777.可知，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)大于18.5萬時(shí)，計(jì)算結(jié)果與網(wǎng)格數(shù)無關(guān)，因此本文計(jì)算網(wǎng)格均采用總數(shù)為18.5萬的網(wǎng)格.

2.3 有效性驗(yàn)證

為驗(yàn)證流場(chǎng)求解精度、網(wǎng)格質(zhì)量、湍流模型選取及邊界條件設(shè)置的準(zhǔn)確性，將使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil軟件計(jì)算結(jié)果[11]及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[12]進(jìn)行對(duì)比.

圖4為Re=6.85×105時(shí)，翼型升力、阻力系數(shù)

實(shí)

驗(yàn)數(shù)據(jù)、Xfoil軟件及CFD軟件計(jì)算結(jié)果對(duì)比，

圖中：

Cl為升力系數(shù)；Cd為阻力系數(shù)；α為攻角.由圖可

知：失速前三者的升力、阻力系數(shù)均相近，誤差小于5%；但失速后Xfoil和CFD軟件計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比誤差較大，即CFD和Xfoil軟件的計(jì)算結(jié)果在失速前攻角范圍（即有效攻角）內(nèi)具有較高的計(jì)算精度.

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 不同擺角翼型的有效攻角范圍

計(jì)算條件相同、襟翼擺角不同時(shí)流場(chǎng)流線分布如圖5所示.當(dāng)θ=0°時(shí)，隨攻角增大

在尾緣處產(chǎn)生流動(dòng)分離，分離點(diǎn)逐漸向前緣移動(dòng)

且分離范圍逐漸擴(kuò)大，導(dǎo)致氣動(dòng)性能下降.這與原

NACA0012翼型的計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合，也與文獻(xiàn)[13]的結(jié)果一致.當(dāng)12°<α<16°時(shí)，翼型產(chǎn)生尾緣渦并逐步向前發(fā)展，最后完全失速.因此，θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范圍為-16°<α<16°.而對(duì)于θ=10°的襟翼翼型，在α<-12°時(shí)失速分離區(qū)域前移至翼型背風(fēng)面，α<-15°時(shí)完全失速，其有效攻角范圍為-14°<α<16°.

圖6為不同擺角襟翼完全失速時(shí)的流線.由圖可看出，不同擺角出現(xiàn)的完全失速攻角亦不盡相同：對(duì)于正攻角，所有擺角的失速攻角均為α=17°；而負(fù)攻角的失速攻角隨翼型擺角增大而減小.因此，隨襟翼擺角增大，翼型的有效攻角范圍持續(xù)縮小，負(fù)攻角完全失速趨勢(shì)愈加明顯.

3.2 不同擺角翼型的攻角遷移現(xiàn)象

θ分別為0°、10°、20°、30°時(shí)的升力系數(shù)如圖7所示.隨著擺角增大，翼型有效攻角的升力系數(shù)向右下方移動(dòng).對(duì)比θ=20°時(shí)的最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的攻角與θ=0°時(shí)相同升力系數(shù)的攻角可知，

θ=20°時(shí)攻角右移約6°，而θ=30°時(shí)攻角右移約

8°.也就是說處于不同位置的襟翼，改變了整體翼型的攻角，增加了有效攻角范圍.最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的攻角在原有翼型基礎(chǔ)上有較大的增加，攻角產(chǎn)生了正遷移.同理，對(duì)于負(fù)攻角則產(chǎn)生了負(fù)遷移.

此現(xiàn)象可由圖8所示的弦線變化示意圖解釋，圖中α′為攻角遷移量.當(dāng)擺角變化時(shí)，翼型所對(duì)應(yīng)的弦長(zhǎng)亦發(fā)生變化，而攻角的定義為翼型弦長(zhǎng)與來流風(fēng)速的夾角.因此，欲達(dá)到相同升力系數(shù)則需增大攻角，從而使得升力系數(shù)在增加擺角的情況下向右偏移，相當(dāng)于攻角產(chǎn)生遷移.

據(jù)此可知，當(dāng)θ=10°時(shí)，α′=2.49°，但升力系數(shù)曲線實(shí)際偏移量為3.75°，如圖7所示.

為進(jìn)一步說明升力系數(shù)的偏移現(xiàn)象，表1給出了靜態(tài)情況下擺角與對(duì)應(yīng)攻角遷移量的關(guān)系.從表1中可看出，考慮弦長(zhǎng)改變所引起的攻角遷移量計(jì)算值與CFD軟件模擬值變化趨勢(shì)一致，表明該對(duì)應(yīng)關(guān)系在一定程度上可確定翼型在靜態(tài)情況下改變擺角時(shí)對(duì)應(yīng)的攻角遷移量，從而可通過改變擺角達(dá)到改變攻角的目的.

3.3 不同擺角翼型的表面壓力變化

圖9為α=0°時(shí)，不同擺角翼型上、下表面壓力差分布.從圖中可知，隨襟翼擺角增大，翼型同一坐標(biāo)點(diǎn)的上、下表面壓力差增大，其受力反向增大.

通常風(fēng)力機(jī)通過變漿改變翼型上、下表面壓差，但垂直軸風(fēng)力機(jī)扭轉(zhuǎn)需克服較大翼型俯仰力矩.而通過襟翼擺角改變翼型上、下表面壓力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.該方法對(duì)制定垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片攻角控制策略具有一定理論指導(dǎo)意義.

4 結(jié) 論

本文計(jì)算了不同擺角襟翼翼型在不同攻角下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，并與Xfoil軟件計(jì)算值及實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了可靠性驗(yàn)證.結(jié)果表明：

（1） SpalartAllmaras湍流模型可用于襟翼翼型氣動(dòng)性能的計(jì)算.

（2） 襟翼擺角增大，負(fù)攻角時(shí)翼型的尾緣渦提前分離，有效攻角范圍減小.隨襟翼擺角增大，翼型上、下表面壓力差增大，其受力反向增大.

（3） 通過弦線變化原理得出了擺角θ與攻角遷移量α′的對(duì)應(yīng)關(guān)系.

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