潘文靜

摘? ?要：當(dāng)今的風(fēng)電領(lǐng)域，風(fēng)力發(fā)電機(jī)的氣動(dòng)性能以及在機(jī)組翼形流動(dòng)控制方面的問題依然是阻礙風(fēng)電技術(shù)向前快速發(fā)展的障礙物。因此，研究、修正風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片的翼型形狀，從而進(jìn)一步優(yōu)化其氣動(dòng)性能已經(jīng)成為了提高風(fēng)力發(fā)電機(jī)風(fēng)能利用系數(shù)、大幅度降低風(fēng)力發(fā)電成本的最根本且最有效的措施。本文旨在探究風(fēng)力發(fā)電機(jī)翼型附近的流場分布。選用S809翼型，用ANSYS Fluent軟件分別模擬干凈的翼型、傳統(tǒng)襟翼翼型和格林襟翼翼型的二維流動(dòng)狀況，進(jìn)一步分析其流動(dòng)控制的優(yōu)缺點(diǎn)，對(duì)比其升阻力系數(shù)的變化等。所得結(jié)果在風(fēng)力發(fā)電機(jī)翼型種類的選擇和研究兩個(gè)方面可以作為有效的參考依據(jù)。

關(guān)鍵詞：風(fēng)力機(jī)? 流動(dòng)控制? 數(shù)值模擬? S809翼型

中圖分類號(hào)：TM62? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號(hào)：1674-098X（2019）10（c）-0023-02

1? 二維翼型的形狀及網(wǎng)格劃分

針對(duì)S809型號(hào)下干凈的翼型、傳統(tǒng)襟翼翼型（襟翼偏轉(zhuǎn)角度為15°）、格林襟翼翼型（h=2%C）進(jìn)行了數(shù)值模擬計(jì)算。根據(jù)S809翼型的數(shù)據(jù)，使用ICEM CFD前處理軟件分別建立出三種特定翼型的二維模型以及網(wǎng)格劃分。

本文計(jì)算中，采用的是C型結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，近壁面采用粘性網(wǎng)格，網(wǎng)格量為1.7×105。翼型的上表面和下表面均使用固定壁面邊界條件，對(duì)上游流入的流體使用速度入口條件，對(duì)下游無限遠(yuǎn)處使用壓力出口，其中靜壓大小為0Pa，憑借對(duì)網(wǎng)格的順時(shí)針旋轉(zhuǎn)來改變流動(dòng)攻角。同時(shí)，本次計(jì)算中采用SST k-omega模型，翼型弦長是1m，以此弦長為特征長度的雷諾數(shù)是，來流風(fēng)速設(shè)為7m/s。

使用Fluent軟件進(jìn)行數(shù)值模擬，得出不同翼型的升阻力系數(shù)變化和翼型在不同迎角下的流譜、壓力云分布等二維流動(dòng)狀況。

2? 升阻力系數(shù)對(duì)比分析

在進(jìn)行Fluent軟件數(shù)值模擬計(jì)算的過程中，憑借對(duì)網(wǎng)格的順時(shí)針旋轉(zhuǎn)來改變?nèi)N翼型的流動(dòng)攻角。在攻角為-4°～24°的區(qū)間內(nèi)，對(duì)流動(dòng)攻角每隔2°進(jìn)行一次旋轉(zhuǎn)。隨后通過計(jì)算得出三種翼型的升阻力變化系數(shù)，最后根據(jù)數(shù)據(jù)繪制出相應(yīng)特性曲線。

通過三種特性曲線對(duì)比可知，干凈翼型在攻角為6°時(shí)取得最大升阻比為38.82;傳統(tǒng)襟翼翼型在攻角為6°時(shí)取得最大升阻比為40.45;格林襟翼翼型在攻角為2°時(shí)取得最大升阻比為39.44。

對(duì)于風(fēng)力發(fā)電機(jī)的翼型而言，升阻比的數(shù)值愈大，證明其空氣動(dòng)力性能愈好，氣動(dòng)效率愈高。因此，根據(jù)數(shù)值模擬計(jì)算可知，三種翼型中氣動(dòng)性能相對(duì)最好、氣動(dòng)效率相對(duì)最高的是傳統(tǒng)襟翼翼型，其次是格林襟翼翼型，最后是干凈的翼型。

3? 不同迎角下的翼型壓力變化情況

在進(jìn)行了三種特定翼型的Fluent數(shù)值模擬計(jì)算后，挑選出幾組不同攻角下（0°、4°、8°、10°、16°、24°）的同種翼型，匯總數(shù)據(jù)并繪制出壓力云分布圖，對(duì)比并分析干凈的翼型、傳統(tǒng)襟翼翼型、格林襟翼翼型葉片壓力變化情況得到如下結(jié)論。

S809干凈的翼型其攻角在0°～16°的區(qū)間內(nèi)，隨著攻角的增加，翼型下翼面的壓力逐步增加，翼型上翼面的吸力逐步增加。翼型前緣和尾緣壓力也逐步增加;然而當(dāng)攻角大于16°后，翼型上翼面的吸力逐步下降，翼型中部和下部的壓力也有明顯的降低，這是因?yàn)楦蓛舻囊硇驮诠ソ菫?6°時(shí)發(fā)生了失速的情況，使得翼型的氣動(dòng)性能和氣動(dòng)效率有了明顯的下降;S809傳統(tǒng)襟翼翼型其攻角在0°～8°的區(qū)間內(nèi)，隨著攻角的增加，翼型下翼面的壓力逐步增加，翼型上翼面的吸力也逐步增加，翼型前緣和尾緣壓力也逐步增加;然而當(dāng)攻角大于8°后，翼型上翼面的吸力和下翼面的壓力也開始逐步降低，這是因?yàn)閭鹘y(tǒng)翼型在攻角為8°時(shí)發(fā)生了失速的情況，使得翼型的氣動(dòng)性能和氣動(dòng)效率有了明顯的下降。然而當(dāng)攻角在10°～24°這個(gè)區(qū)間的時(shí)候，翼型上翼面和下翼面分別所受的吸力和壓力不是很穩(wěn)定，呈先增加后降低的態(tài)勢(shì);S809格林翼型攻角在0°～10°的區(qū)間內(nèi)，隨著攻角的增加，翼型下翼面所受的壓力在增加，翼型上翼面所受的吸力也在增加。翼型前緣和尾緣所受的壓力同樣也在逐步增加;然而當(dāng)攻角大于10°后，翼型上翼面的吸力逐步下降，翼型下翼面的壓力也開始逐步下降，同時(shí)翼型中部的壓力也有了明顯的降低，這是因?yàn)楦窳纸笠硪硇驮诠ソ菫?0°時(shí)發(fā)生了失速的情況，使得翼型的氣動(dòng)性能和氣動(dòng)效率有了明顯的下降。

4? 不同迎角下的流譜分析

在進(jìn)行了三種特定翼型的Fluent數(shù)值模擬計(jì)算后，挑選出幾組不同攻角下（0°、6°、16°、24°）的同種翼型，匯總數(shù)據(jù)并繪制出速度流線圖，對(duì)比分析干凈的翼型、傳統(tǒng)襟翼翼型、格林襟翼翼型流譜變化情況得到如下結(jié)論。

S809干凈翼型在小攻角和中等攻角時(shí)，沒有發(fā)生翼型分離現(xiàn)象。在攻角為16°時(shí)，翼型后緣開始出現(xiàn)分離，并形成了逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的渦，翼型開始發(fā)生失速現(xiàn)象。在攻角為16°～24°的區(qū)間內(nèi)，翼型失速現(xiàn)象愈發(fā)嚴(yán)重;在攻角為24°時(shí)，翼型前緣都已發(fā)生分離，并形成旋轉(zhuǎn)方向分別為順時(shí)針和逆時(shí)針兩個(gè)渦;S809傳統(tǒng)襟翼翼型在小攻角時(shí)，沒有發(fā)生翼型分離現(xiàn)象。在攻角為6°時(shí)，傳統(tǒng)襟翼翼型的尾緣氣流向上卷起，不過此時(shí)通過對(duì)其升阻比的分析，它的氣動(dòng)性能與氣動(dòng)效率都為最優(yōu)。在攻角8°時(shí)，翼型后緣逐步發(fā)生分離，翼型開始失速。在攻角為8°～24°的區(qū)間內(nèi)，翼型失速現(xiàn)象愈發(fā)嚴(yán)重;在攻角為24°時(shí)，翼型前緣已發(fā)生分離，翼型完全失速，并形成順、逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的兩個(gè)渦;S809格林襟翼翼型在小攻角時(shí)，不會(huì)發(fā)生翼型分離現(xiàn)象。在攻角為10°時(shí)，翼型出現(xiàn)時(shí)速現(xiàn)象，并在分離后襟翼的上部形成了一個(gè)順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的渦。在攻角為10°～24°的區(qū)間內(nèi)，翼型失速現(xiàn)象愈發(fā)嚴(yán)重;在攻角為24°時(shí)，翼型前緣已發(fā)生分離，翼型處于完全失速狀態(tài)，并形成了旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針的渦。

5? 結(jié)語

通過本文的研究分析得出了以下主要結(jié)論。

（1）S809干凈翼型的失速攻角為16°，傳統(tǒng)襟翼翼型的失速攻角為8°，格林襟翼翼型的失速攻角為10°。

（2）三種特定翼型中，傳統(tǒng)襟翼翼型的升阻比相對(duì)較高，空氣動(dòng)力學(xué)性能相對(duì)較好，氣動(dòng)效率也相對(duì)較高。

（3）二維翼型的表面壓力分布對(duì)攻角的變化十分敏感，尤其是在翼型吸力面前緣的吸力鋒隨著攻角的變化十分明顯。 通過CFD計(jì)算葉片截面的壓力分布，可以確定當(dāng)?shù)厝肓鞴ソ堑拇笮　?/p>

（4）二維翼型周圍的流場分布變化與迎角的變化有著十分密切關(guān)系。其中S809干凈翼型在小攻角和中攻角時(shí)，翼型無分離;在大攻角時(shí)，翼型出現(xiàn)后緣分離。S809傳統(tǒng)襟翼翼型和S809格林襟翼翼型在小攻角時(shí)，翼型無分離;在大攻角和中攻角時(shí)，翼型出現(xiàn)后緣分離。

參考文獻(xiàn)

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