王 穎

上海電氣集團股份有限公司 中央研究院 上海 200070

1 研究背景

風(fēng)能是一種清潔的可再生能源,采用風(fēng)能進行發(fā)電有利于減少對常規(guī)能源的過度依賴,促進環(huán)境保護和社會經(jīng)濟可持續(xù)發(fā)展[1-2]。風(fēng)力發(fā)電機組通過風(fēng)力機葉片將空氣的動能轉(zhuǎn)換為機械能,再由發(fā)電機將機械能轉(zhuǎn)換為電能。其中,風(fēng)力機葉片作為關(guān)鍵部件,在能量轉(zhuǎn)換中起重要作用[3],其捕獲風(fēng)能的效率直接影響風(fēng)力機的風(fēng)能利用效率?？梢?研究風(fēng)力機葉片的空氣動力學(xué)特性,建立并完善其計算模型,顯得尤為重要。翼型作為風(fēng)力機葉片的氣動外形,是風(fēng)力機葉片的核心,翼型的氣動特性極大影響風(fēng)力機葉片的運行效率。作為風(fēng)力機葉片氣動特性計算模型的輸入部分,對葉片展向各個離散翼型的空氣動力學(xué)特性進行研究也很重要。

目前,比較成熟的風(fēng)力機葉片空氣動力學(xué)模型理論主要有葉素動量理論及Pitt-Peters理論,模型輸入除風(fēng)輪的整體參數(shù)外,還有風(fēng)力機葉片不同翼型的升阻力因數(shù)序列。翼型較高的風(fēng)力機葉片,升阻比較大,可以提高風(fēng)力機的捕風(fēng)效率,進而提高風(fēng)力發(fā)電機組的輸出功率。升阻比越高,風(fēng)力機葉片翼型的氣動性能就越強,綜合效率也就越好[4]。當(dāng)前,國際上應(yīng)用較廣泛的低速翼型設(shè)計軟件有XFoil、Profil、Panda、JavaFoil等[5]。國內(nèi)對風(fēng)力機葉片翼型的研究目前相對較少,隨著計算機硬件、計算流體動力學(xué)軟件和相關(guān)方法的發(fā)展,計算流體動力學(xué)將越來越多地應(yīng)用于風(fēng)力機氣動分析中[6-8]。

筆者應(yīng)用計算流體動力學(xué)主流軟件FLUENT對翼型進行氣動特性分析,使用XFoil的計算結(jié)果作為輔助參考,將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進行對比驗證,并進一步修正計算流體動力學(xué)模型,相關(guān)模型參數(shù)還可以應(yīng)用于其它翼型的氣動特性分析中。

2 分析理論

風(fēng)力機葉片翼型氣動特性可采用雷諾時均法求解,其連續(xù)性方程為:

(1)

動量方程為:

(2)

鑒于本次翼型氣動分析對未失速段結(jié)果精度要求較高,筆者所采用的湍流模型為航空分析中常用的Spalart-Allmaras湍流模型。

3 分析流程

風(fēng)力機葉片翼型氣動特性分析流程如圖1所示。首先對翼型進行計算流體動力學(xué)建模,設(shè)置邊界條件及相關(guān)參數(shù),通過計算獲得升力因數(shù)和阻力因數(shù)。然后將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進行對比,修正計算流體動力學(xué)模型網(wǎng)格密度。最后計算并確認(rèn)模型相關(guān)參數(shù),同時可用于其它翼型的氣動分析。

圖1 風(fēng)力機葉片翼型氣動特性分析流程

4 翼型建模

筆者主要分析AE系列翼型,該系列翼型為無量綱化后的標(biāo)準(zhǔn)翼型,呈現(xiàn)圓頭鈍尾的特點。

該翼型雷諾數(shù)為6×106,馬赫數(shù)為0.1,試驗工況下空氣不可壓縮,來流風(fēng)速為34 m/s,翼型弦長LC為2.58 m。

翼型計算域采用C型網(wǎng)格劃分策略,如圖2所示。為了使流動充分發(fā)展,并減小外邊界對流場的影響,計算域前部外圈半徑為20LC,翼型尾流區(qū)域長度為30LC,翼型前緣點位于圓心處。

圖2 計算域C型網(wǎng)格劃分

網(wǎng)格劃分采用目前最為專業(yè)的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分工具ICEM,對計算域進行全四邊形結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。由于翼型前緣及尾部為氣體流動變化較為劇烈的地方,壓力梯度較大,因此對前后緣均進行網(wǎng)格加密。

對于邊界層網(wǎng)格厚度,由于筆者采用基于時均法的湍流模型,且雷諾數(shù)較大,因此要獲得較高的計算精度,對邊界層網(wǎng)格有較高的精度要求。求解湍流問題比求解層流問題更依賴網(wǎng)格,對于近壁網(wǎng)格而言,不同的近壁處理對網(wǎng)格要求并不相同。衡量近壁區(qū)網(wǎng)格質(zhì)量的參數(shù)是Y+,對于所分析的翼型模型,要求Y+小于30。根據(jù)NACA網(wǎng)站提供的邊界層網(wǎng)格厚度計算器,初定第一層網(wǎng)格高度為0.001LC。最終劃分完成后網(wǎng)格數(shù)量為170 008,網(wǎng)格模型如圖3所示。

邊界條件設(shè)置時,外圈為速度入口,給定來流風(fēng)速,翼型表面為無滑移固壁邊界條件。求解器采用基于壓力的穩(wěn)態(tài)求解器,湍流模型采用航空分析時常用的Spalart-Allmaras模型。

該翼型雷諾數(shù)為6×106,馬赫數(shù)為0.1,風(fēng)速為34 m/s,通過調(diào)整來流速度水平和豎直分量的大小,來實現(xiàn)對來流攻角的調(diào)整。對于湍流參數(shù),選擇湍流強度和湍流尺度,分別為1%和0.001 m。壓力離散格式選擇PRESTO,動量方程采用二階迎風(fēng)格式,殘差收斂值均設(shè)為1×10-5。

5 計算結(jié)果

求解攻角范圍為0～20°的翼型氣動特性參數(shù),翼型的壓力云圖、速度云圖及翼型表面壓力因數(shù)分布曲線依次如圖4、圖5、圖6所示。

圖3 翼型網(wǎng)格模型

圖4 翼型壓力云圖

從壓力云圖可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型下端的壓力不斷增大,上下壓差增大,升力增大。與此同時,隨著攻角增大,壓力云圖出現(xiàn)越來越不規(guī)則的分布。攻角增大到20°左右,翼型尾部有明顯的低壓渦流區(qū)。

從速度云圖可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型上端靠近尾部區(qū)域的低速區(qū)域越來越大,表面流動分離現(xiàn)象越來越明顯。

從表面壓力因數(shù)分布曲線可以看出,隨著攻角的不斷增大,翼型上下表面的壓力差越來越大,但當(dāng)攻角增大至15°以上后,壓力差變化趨緩。

6 參數(shù)修正

通過試驗結(jié)果對比,發(fā)現(xiàn)現(xiàn)有參數(shù)計算對失速預(yù)測較晚,且阻力因數(shù)在失速段偏差較大,如圖7所示。

對所建立的計算流體動力學(xué)模型和參數(shù)進行系統(tǒng)檢查,確認(rèn)對計算結(jié)果影響較大的參數(shù)。

(1) 邊界層厚度。對邊界層網(wǎng)格又進行了加密處理,并對網(wǎng)格質(zhì)量進行了進一步修正與提高,對Y+重新計算,最終得出Y+小于5更為理想。

(2) 湍流參數(shù),包括湍流強度和湍流尺度。由于未失速段流動較為穩(wěn)定,湍流效應(yīng)并不是非常強烈,因此適當(dāng)減小湍流強度和湍流尺度。通過多次迭代分析,最終確定湍流強度為0.05%,湍流尺度為0.000 5 m。

圖5 翼型速度云圖

圖6 翼型表面壓力因數(shù)分布曲線

修正參數(shù)之后的結(jié)果對比如圖8所示。在-5～20°攻角范圍內(nèi),升力因數(shù)模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果較為接近,誤差在10%以內(nèi)。

在-3～18°攻角范圍內(nèi),阻力因數(shù)模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合性較高。但攻角小于-3°后,模型計算結(jié)果比試驗結(jié)果要大,這可能是由于大的負(fù)攻角翼型擾流不穩(wěn)定而導(dǎo)致。

對風(fēng)力機翼型氣動特性最關(guān)注的參數(shù)是升阻比,模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比如圖9所示。在-10～20°攻角范圍內(nèi),模型計算結(jié)果與試驗結(jié)果整體較為接近。模型計算的最大升阻比為73.448,對應(yīng)攻角為7°。試驗結(jié)果最大升阻比為70.59,對應(yīng)攻角為6°,兩者基本吻合。

圖7 升、阻力因數(shù)結(jié)果對比

圖8 修正參數(shù)后升、阻力因數(shù)結(jié)果對比

圖9 升阻比結(jié)果對比

7 大攻角流動模擬

翼型在大攻角時往往存在失速現(xiàn)象,流動特性不穩(wěn)定。尤其是大于20°大攻角及小于-15°負(fù)大攻角情況下,翼型流動較為復(fù)雜,且攻角越大,流動越呈現(xiàn)無規(guī)律的復(fù)雜特性。

選取20°、70°、-20°、-70°攻角翼型,分析其流場氣動性能,壓力云圖及流線如圖10所示。

攻角為20°時,翼型尾部上側(cè)存在低壓區(qū),且流線圖表明此處存在兩個小的分離渦。當(dāng)攻角增大到70°時,翼型上部出現(xiàn)兩個非常明顯的低壓渦流區(qū)域,此時翼型的擾流已經(jīng)不再像小攻角時那樣沿翼型表面流動,而是類似平板擾流,翼型氣動性能非常差。

翼型為負(fù)大攻角時,流動分離現(xiàn)象同樣非常明顯,且負(fù)大攻角越大,翼型外流場越復(fù)雜。

在計算過程中對翼型升、阻力因數(shù)進行了監(jiān)控,70°攻角時曲線如圖11所示。

升、阻力因數(shù)在隨流體流動過程中出現(xiàn)類似周期性波動的特點,無法收斂到某個具體數(shù)值。在大攻角下,氣體流動分離較為嚴(yán)重,翼型流動尾流處或翼型背風(fēng)側(cè)出現(xiàn)周期性分離渦。隨著分離渦的不斷產(chǎn)生和脫離,翼型的氣動力不斷變化?？梢?若要準(zhǔn)確計算大攻角下翼型的氣動力參數(shù),可以從兩方面著手:

(1) 了解翼型在氣動試驗中大攻角下氣體動力參數(shù)的計算方法和計算周期。

圖10 翼型壓力云圖及流線

圖11 70°攻角翼型升、阻力因數(shù)曲線

(2) 采用非穩(wěn)態(tài)方法計算翼型氣動參數(shù),并對升、阻力因數(shù)進行監(jiān)控,獲取其隨時間變化的曲線,然后選擇某個周期內(nèi)的氣動參數(shù)進行時間平均計算。

總而言之,在大攻角下對翼型氣動參數(shù)進行分析計算較為復(fù)雜,也較為耗時耗力。

8 結(jié)束語

隨著計算機模擬技術(shù)及計算流體動力學(xué)方法的發(fā)展,計算流體動力學(xué)仿真分析將越來越多地應(yīng)用于風(fēng)力機氣動分析中。筆者建立了風(fēng)力機葉片翼型的計算流體動力學(xué)模型,對翼型流場進行分析,提取不同攻角范圍下的升力因數(shù)和阻力因數(shù),將計算結(jié)果與試驗結(jié)果進行對比,驗證計算流體動力學(xué)模型的正確性和有效性,并進一步修正模型和相關(guān)參數(shù),所使用的方法可應(yīng)用于其它翼型的氣動特性分析中。筆者同時對翼型在大攻角情況下的氣動特性進行了分析,為其它翼型在同類情況下的氣動特性分析提供了參考。