垂直軸風力機尾緣開裂襟翼氣動性能及其偏轉(zhuǎn)角調(diào)節(jié)規(guī)律

張立軍，顧嘉偉，朱懷寶，胡闊亮，江奕佳，繆俊杰，王旱祥，劉靜

(中國石油大學(華東)機電工程學院，山東青島，266580)

風力發(fā)電機按照主軸相對于地面的安裝位置可分為水平軸風力機和垂直軸風力機。垂直軸風力機以無需偏航系統(tǒng)、結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點越來越受到青睞，然而，垂直軸風力機在旋轉(zhuǎn)過程中，由于上風區(qū)葉片的干擾，下風區(qū)流場出現(xiàn)紊亂，引起垂直軸風力機的整體性能下降，尤其是風能利用率降低[1-3]。當前垂直軸風力機實際風能利用率為33%～35%，遠低于理論值64%[4]，阻礙了垂直軸風力機的大型化和商業(yè)化發(fā)展[5-6]。針對風力機風能利用率低的問題，學者們大量研究改進翼型、優(yōu)化風力機結(jié)構(gòu)和局部流動控制[7-9]等方法。20 世紀70年代末，NASA Lewis中心首次將飛機襟翼應用于風力機葉片尾緣改型[10]，控制局部流動。尾緣襟翼形式多樣，包括簡單襟翼、縫翼、開裂襟翼和格尼襟翼等[11-12]。針對尾緣襟翼的相關(guān)問題，目前國內(nèi)外學者均進行了研究。WEICK 等[13-14]較早開始利用風洞試驗研究帶有開裂襟翼的航空翼型，發(fā)現(xiàn)開裂襟翼能在高葉尖速比下有效降速減載；RICHTER 等[15]對開裂襟翼、格尼襟翼和發(fā)散后緣均進行了實驗與數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)開裂襟翼可以增加翼型的彎度并擴展尾緣的壓力分布，減小翼型阻力并提升升阻比，比柔性后緣相比性能更優(yōu)；NURGROHO[16]利用數(shù)值模擬，研究帶有開裂襟翼的航空翼型，確定出最佳的襟翼偏轉(zhuǎn)角和攻角，并發(fā)現(xiàn)風速和環(huán)境溫度對翼型的升阻力有較大影響。張文廣等[17]利用FAST 平臺，研究大型水平軸風力機尾緣簡單襟翼，獲得不同風況下最優(yōu)的尾緣襟翼位置、長度、展弦比和擺角等結(jié)構(gòu)參數(shù)，并發(fā)現(xiàn)尾緣襟翼可以有效降低葉片載荷，抑制輸出功率波動；張廣興[18]基于Rayleigh-Ritz法建立了水平軸風力機槳葉彈性模型，利用Matlab 研究主動控制型分布式尾緣襟翼，發(fā)現(xiàn)尾緣襟翼能有效減小槳葉揮舞力矩和扭轉(zhuǎn)振動。在垂直軸風力機領域，祖紅亞[19]以NACA0018翼型為研究對象，分析了襟翼對翼型氣動性能的影響，探討了襟翼擺角變化情況下，翼縫寬度對風力機動態(tài)氣動力的影響，并得到最佳翼縫寬度為1.5%c；梅毅[20]在垂直軸風力機葉片尾緣加裝開裂襟翼，建立風力機啟動數(shù)學模型，推導出襟翼閉合條件，并通過風洞試驗發(fā)現(xiàn)隨動的開裂襟翼可以提高垂直軸風力機的啟動性能，且不降低風力機穩(wěn)定運行時的工作效率。上述研究針對風機加裝尾緣襟翼都給出了相應的研究結(jié)果。其中，開裂襟翼由于結(jié)構(gòu)簡單，連接處表面光滑且不需要額外的控制和執(zhí)行機構(gòu)等特點，更適用于垂直軸風力機運行時葉片所處的大攻角分離流動情況。目前開裂襟翼相關(guān)研究多集中于航空翼型或水平軸風力機翼型，在垂直軸風力機領域的研究相對較少。由于垂直軸風力機與水平軸風力機結(jié)構(gòu)差異較大，開裂襟翼對垂直軸風力機氣動性能的提升效果仍有待探討。此外，鑒于垂直軸風力機流場比較紊亂，上述針對開裂襟翼的研究主要采用的是單翼型振蕩的研究方法[21-23]，很難有效評價在葉片大攻角流動分離情況下垂直軸風力機整體性能。為了更好地分析垂直軸風力機葉片尾緣加裝開裂襟翼后的氣動性能，首先，本文利用ANSYS FLUENT軟件，針對加裝開裂襟翼的小型垂直軸風力機進行二維CFD仿真；其次，通過正交設計，初步確定尾緣開裂襟翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)及各因素影響程度，再研究最大影響因素對垂直軸風力機氣動性能的影響，分析開裂襟翼提升垂直軸風力機氣動性能的機理；最后，提出和驗證開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律，為提高風能利用率提供理論支撐。

1 模型與網(wǎng)格

1.1 風力機參數(shù)及開裂襟翼模型

本文基于3.5 kW垂直軸風力機模型進行研究，風力機的相關(guān)參數(shù)如表1所示[24]。

圖1(a)所示為在NACA0015翼型基礎上加裝開裂襟翼并利用CAD 軟件建立的二維翼型模型，其中，襟翼與基礎翼型連接處被優(yōu)化成光滑表面。圖1(b)所示為長度l=10%c、偏轉(zhuǎn)角β=10°和布置位置t=90%c時的葉片尾緣開裂襟翼局部細節(jié)圖(其中，c為葉片弦長)。

表1 垂直軸風力機的主要參數(shù)Table 1 Parameters of wind turbine

圖1 開裂襟翼模型示意圖Fig.1 Schematic diagram of the split flap model

1.2 網(wǎng)格劃分

垂直軸風力機數(shù)值模擬采用二維計算模型[25-26]，計算域劃分及邊界尺寸如圖2 所示，葉輪直徑為D，上邊界、下邊界及左側(cè)邊界均設置為速度入口，右側(cè)邊界設置為壓力出口，中心轉(zhuǎn)軸和各個葉片均設置為無滑移壁面條件。計算時考慮轉(zhuǎn)軸對風機內(nèi)部流場的影響，將整個計算域劃分為3個部分，即外流域、內(nèi)流域和旋轉(zhuǎn)域，葉片處于旋轉(zhuǎn)域并隨之運動，旋轉(zhuǎn)域與穩(wěn)態(tài)域之間設置Interface 面。入流風速為10 m/s，方向沿X軸正方向，風力機沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)，圖2中所示角度為葉片的方位角θ。

為確保近壁面處復雜流動的計算精度，翼型表面劃分邊界層網(wǎng)格，第1 層網(wǎng)格厚度[27]由下式確定：

式中：Δy為邊界層網(wǎng)格第1 層高度，m；L為特征長度，m；y*為量綱一壁面距離。

旋轉(zhuǎn)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分，其余部分采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格示意圖如圖3所示。

1.3 CFD仿真驗證

在進行CFD 數(shù)值模擬前，通過改變網(wǎng)格間隔和邊界層第1 層網(wǎng)格高度Δy，加密翼型邊界層網(wǎng)格和旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格，實現(xiàn)不同數(shù)量網(wǎng)格的劃分，并驗證計算域網(wǎng)格的獨立性。生成的不同密度網(wǎng)格分為粗糙、中等和高質(zhì)量3種，其網(wǎng)格數(shù)和數(shù)值模擬得到的最大壁面距離y*max如表2所示。

當風力機葉尖速比TSR=1.5時，3種不同網(wǎng)格單葉片瞬時轉(zhuǎn)矩系數(shù)Cm隨方位角變化曲線如圖4 所示。由圖4可見：粗糙網(wǎng)格得到的結(jié)果與中等質(zhì)量和高質(zhì)量網(wǎng)格得到的結(jié)果相差較大，而中等質(zhì)量網(wǎng)格與高質(zhì)量網(wǎng)格結(jié)果非常接近。為獲得精度較高的數(shù)值模擬結(jié)果，并更好地觀察葉片表面流場的變化，本文控制計算模型的網(wǎng)格數(shù)量約4.4×105個。

為驗證CFD 數(shù)值模擬的準確性，在風速v為10 m/s時，將3.5 kW垂直軸風力機二維仿真得到的風能利用率CP與文獻[24]中結(jié)果進行對比。對于該外流場模型，研究顯示：相對其他湍流模型，SSTk-ω模型能更好地反映流場的特征[28]，得到的結(jié)果與試驗值吻合度較高，因此，本文仿真均采用SSTk-ω模型。

圖5 所示為CFD 仿真值和風洞試驗值對比圖。由圖5可見：由于二維垂直軸風力機模型忽略了展向風剪切效應、葉尖渦效應以及支撐桿等因素對風力機性能的影響，得到的CP要略高于CP實驗值。但是CFD 計算值與試驗值整體吻合良好，變化趨勢一致，且CPmax都出現(xiàn)在TSR=1.5 附近。因此，本文采用的CFD 數(shù)值模擬方法合理，能夠有效把握流場的基本規(guī)律，為進一步研究加裝尾緣開裂襟翼的風力機性能提供依據(jù)。

圖3 網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid diagram

表2 垂直軸風力機計算網(wǎng)格詳細信息Table 2 Details of the computational grids for VAWT

圖4 3種不同網(wǎng)格單葉片瞬時轉(zhuǎn)矩系數(shù)隨方位角變化曲線Fig.4 Variation curves of instantaneous torque coefficient of single blade with azimuth angle in three different grids

圖5 CFD仿真值和風洞試驗值對比圖Fig.5 Comparison of CFD simulation values and wind tunnel test values

2 開裂襟翼參數(shù)對VAWT氣動性能影響

2.1 襟翼參數(shù)的正交設計

垂直軸風力機運行時，影響風力機性能的主要因素是襟翼長度l、偏轉(zhuǎn)角β和布置位置t。由于影響因素較多、取值范圍廣，為得到最佳的襟翼結(jié)構(gòu)參數(shù)，引入正交設計思想，以部分試驗代替全部試驗進行研究。正交設計可以通過級差分析來判斷不同因素對參考指標的影響，并初步獲得較優(yōu)的水平組合[29]。將襟翼長度、偏轉(zhuǎn)角和布置位置作為正交設計3 個因素，考慮到當襟翼長度過長、偏轉(zhuǎn)角過大時，反而會引起翼型的升力降低、阻力提高，導致風力機整體性能下降，效率變低[30]，所以各因素對應的水平值均選取較小范圍，表3所示為正交設計因素水平表，根據(jù)正交設計方法，選用4因素3水平L9(34)正交設計表[31]。

表3 正交設計因素水平表Table 3 Orthogonal design factor level table

2.2 計算結(jié)果與分析

根據(jù)仿真得到的平均扭矩系數(shù)CMavg，可以由式(2)～(4)計算得到垂直軸風力機驅(qū)動力矩M、風能利用率CP和切向力系數(shù)CT。

式中：ρ為空氣密度，kg/m3；v為來流風速，m/s；A為掃掠面積，m2；L為特征長度，m，其值為葉片弦長c；H為風機高度，m；ω為旋轉(zhuǎn)角速度，rad/s；M為葉片平均扭矩，N·m。

為考察尾緣開裂襟翼對垂直軸風力機性能的影響，選取ΔCP和Δλ作為性能評價指標參數(shù)，其中，ΔCP是加裝襟翼前后垂直軸風力機風能利用率的差，Δλ是加裝襟翼前后垂直軸風力機高效運行區(qū)范圍的差，高效運行區(qū)定義為85%CPmax的葉尖速比范圍。表4 所示為正交設計安排表及參考指標。由表4可見：多數(shù)情況下，開裂襟翼引起風力機的CP和Δλ范圍增大，但部分情況下由于偏轉(zhuǎn)角過大、布置位置靠近前緣而導致CP和Δλ范圍大幅度縮小。

進一步分析表4可以得到各評價指標的均值和級差結(jié)果，如表5 所示。由表5 可見：對于ΔCP，偏轉(zhuǎn)角的級差遠大于其他2項指標，且滿足R1B＞R1C＞R1A，說明偏轉(zhuǎn)角對ΔCP影響較大；而對于Δλ，偏轉(zhuǎn)角的級差略大于其他2 項，且滿足R2B＞R2A＞R2C，說明偏轉(zhuǎn)角對Δλ有一定影響。

表4 正交設計安排及參考指標Table 4 Orthogonal test arrangement and reference indicators

表5 各指標均值和級差Table 5 Average and range of each indicator

較大的ΔCP和Δλ對應較優(yōu)的風力機性能，并且ΔCP更能直接反映風力機輸出功率。因此，根據(jù)表5，得到較優(yōu)的組合為l=20%c，β=10°，t=90%c，即A2B1C1，同時，可以看出尾緣開裂襟翼的結(jié)構(gòu)參數(shù)中，偏轉(zhuǎn)角對風力機性能影響最大，布置位置其次，襟翼長度對風力機性能影響最小。

3 偏轉(zhuǎn)角對VAWT氣動性能影響

為了深入探究開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角對垂直軸風力機氣動性能的影響，本節(jié)將在2.2 節(jié)研究基礎上，進一步分析帶有襟翼偏轉(zhuǎn)角(0°＜β＜40°)的垂直軸風力機模型。

3.1 襟翼偏轉(zhuǎn)角對葉片氣動性能影響

基于正交設計結(jié)果，令固定襟翼的布置位置t=90%c、襟翼長度l=20%c不變，選取啟動(TSR=0.5)、低葉尖速比(TSR=1.5)和高葉尖速比(TSR=2.5)這3個典型階段進行研究。

圖6所示為不同葉尖速比和不同襟翼偏轉(zhuǎn)角的葉片切向力系數(shù)CT變化特征。由圖6(a)可見：在風力機啟動階段，當β分別為0°和5°時可以明顯提升垂直軸風力機的切向力系數(shù)CT。隨著偏轉(zhuǎn)角增大，CT會整體下降，甚至出現(xiàn)負值，嚴重阻礙了垂直軸風力機的啟動。由式(2)計算不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下葉片的驅(qū)動力矩M，并作為風力機在啟動階段的啟動力矩。其中β=0°時，葉片獲得較大的啟動力矩M=26.1 N·m，此時垂直軸風力機的CP為6.8%，相比原型風力機提升了約2.8%。

由圖6(b)和圖6(c)可見：加裝尾緣開裂襟翼后，不同襟翼偏轉(zhuǎn)角對應的CT均有一定提升。其中，當0°≤θ＜180°時，僅當0°＜β＜10°時葉片CT-θ曲線要比原型風力機的高，而當180°≤θ＜360°時，不同襟翼偏轉(zhuǎn)角對應的CT-θ曲線卻基本都比原型風力機的高。根據(jù)式(2)～(4)，并結(jié)合圖6(b)和圖6(c)，可以計算得到此時垂直軸風力機CP。當TSR分別為1.5和2.5時，CP均在β=10°時取得最大值，相比原型風力機分別提升了7.7%和4.6%。

綜合圖6可見：改變開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角可以在一定程度上提升垂直軸風力機葉片CT，且當襟翼偏轉(zhuǎn)角較小時(0°＜β＜10°)，能更加顯著地提升垂直軸風力機氣動性能，導致葉片在旋轉(zhuǎn)過程中，CT在大部分方位角下都能提高，而當襟翼偏轉(zhuǎn)角較大時(15°＜β＜40°)，CT相比原型風力機提升不顯著，甚至會有所降低。

3.2 襟翼偏轉(zhuǎn)角對葉片周圍流場影響

根據(jù)3.1節(jié)的研究結(jié)果可知，在TSR分別為0.5，1.5和2.5時，均會存在一個襟翼偏轉(zhuǎn)角β引起垂直軸風力機的風能利用率達到最大值，且相比原型風力機的氣動性能有一定提升。

為了進一步觀察并分析不同襟翼偏轉(zhuǎn)角對葉片表面流場的影響，以TSR分別為1.5 和2.5 為例，得出當θ=270°時，加裝開裂襟翼的葉片表面在不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下的速度流線圖，如圖7 所示，其中，定義0°≤θ＜180°為上風區(qū)，180°≤θ＜360°為下風區(qū)[32]。在理想情況下，運行于上風區(qū)的葉片，內(nèi)表面受負壓作用，為吸力面；而外表面受正壓，為壓力面，在內(nèi)外表面壓差作用下，風力機才會持續(xù)地旋轉(zhuǎn)運動[33]。當葉片運行于下風區(qū)時，內(nèi)外表面受力情況恰好相反，內(nèi)表面為壓力面，外表面為吸力面。

由圖7(a)～(f)可見：當TSR=1.5 時，與原型葉片相比，開裂襟翼和葉片本體之間存在多個漩渦，當襟翼偏轉(zhuǎn)角較小時，漩渦一直保持在襟翼與葉片本體之間。而隨著襟翼偏轉(zhuǎn)角增大，該漩渦也逐漸增長，且隨著襟翼的偏轉(zhuǎn)更靠近葉片內(nèi)側(cè)。當β=10°時，該漩渦位于襟翼和葉片本體的夾角區(qū)域內(nèi)部，起到吸引和加速外表面流體的作用，進而增大葉片兩側(cè)的壓差，提升葉片升力；而當20°＜β＜40°時，該漩渦逐漸出現(xiàn)脫離和擴散，對葉片尾緣流場產(chǎn)生不利影響。

由圖7(g)～(l)可見：當TSR=2.5 時，葉片周圍流場相比較TSR=1.5 時更為平滑。在較小偏轉(zhuǎn)角下，翼型本體和襟翼之間同樣出現(xiàn)了漩渦，并引起尾緣外表面流體加速。而過大的偏轉(zhuǎn)角會引起漩渦逐漸發(fā)散和脫落，反而對流場造成不利影響。在康達效應的作用下，當空氣流過具有一定曲率的葉片尾緣時，會產(chǎn)生附壁作用，導致流體加速并在外表面尾緣形成低壓區(qū)，這增大了葉片內(nèi)外表面壓差，并提高了葉片的升力。但當襟翼偏轉(zhuǎn)角過大時，襟翼反而會阻礙內(nèi)表面流體的運動，再加上尾緣脫落渦的影響，會引起葉片升力明顯降低。

圖6 不同襟翼偏轉(zhuǎn)角下葉片切向力系數(shù)曲線Fig.6 Curves of blade tangential force coefficient at different flap deflection angles

3.3 開裂襟翼提升風力機氣動性能的機理

當β=10°時，分析TSR分別為1.5 和2.5 時葉片周圍流場，獲得在不同葉尖速比下襟翼偏轉(zhuǎn)角提升垂直軸風力機性能的機理。

圖8 所示為當TSR=1.5 時，加裝襟翼前后風力機葉片表面的流線圖。由圖8可見：加裝襟翼前后葉片周圍流場發(fā)生了劇烈變化；當葉片位于上風區(qū)且60°＜θ＜120°時，葉片內(nèi)表面發(fā)生動態(tài)失速；在失速初期(θ=60°)，襟翼有效減小了失速渦，并將多個不規(guī)則的失速渦抑制為一個完整的失速渦。但此時襟翼產(chǎn)生的漩渦引起葉片外表面尾緣處流體加速，由于外表面壓力高于內(nèi)表面壓力，從而導致葉片內(nèi)外表面壓差減小，不利于葉片升力提高。

當葉片位于下風區(qū)時，180°＜θ＜210°時，葉片外表面也發(fā)生了劇烈的動態(tài)失速，在失速初期(θ=180°)，原型葉片失速渦產(chǎn)生于葉片尾緣，而開裂襟翼引起失速渦后移至襟翼與葉片之間的夾角區(qū)域，減輕了失速渦對葉片表面流場的干擾，并明顯減小了失速渦。在θ＞210°時，葉片外表面前緣產(chǎn)生的失速渦開始影響流場發(fā)展，但襟翼與葉片之間的夾角區(qū)域內(nèi)持續(xù)保持著一個低壓低速漩渦。

圖9 所示為TSR=1.5 時方位角270°下葉片表面壓力分布。由圖9可見：漩渦吸引了葉片外表面尾緣流體并導致其加速，降低了外表面尾緣處的壓力，引起的內(nèi)外表面壓力變化增大了葉片兩側(cè)壓差，進而提升了風力機的性能。因此，當TSR=1.5時，風力機氣動性能提升的主要是尾緣失速渦后移和葉片外表面流體流速增加引起的，這增大了葉片內(nèi)外表面壓差，提升了葉片的升力。

圖8 TSR=1.5時加裝襟翼前后葉片表面流線圖Fig.8 Streamline of the surface of the blade before and after the flap added at TSR=1.5

圖9 TSR=1.5時方位角270°下葉片表面壓力分布Fig.9 Blade surface pressure distribution at θ=270°with TSR=1.5

圖10 所示為TSR=2.5 時在加裝襟翼前后風力機葉片表面的流線圖。由圖10 可見：TSR=2.5 時葉片周圍流場僅在方位角120°～210°范圍內(nèi)出現(xiàn)了動態(tài)失速，且失速渦持續(xù)保持在葉片內(nèi)表面尾緣，沒有對周圍流場造成很大影響。在失速初期(θ=120°)，襟翼有效地減小了失速渦，但翼型實際弦長和彎度的增加阻礙了葉片內(nèi)表面流體流動，引起尾緣低速高壓區(qū)擴展，降低葉片力矩。當θ＞210°時，葉片內(nèi)表面失速渦消失，僅在襟翼與葉片之間存在著1 個低速低壓漩渦，結(jié)合圖11 中的葉片表面壓力分布云圖可以看出，該漩渦使葉片外表面尾緣處的流體流速加快，增大了葉片兩側(cè)壓差，減小了葉片所受負力矩，提升了風力機的性能。

因此，在葉尖速比較大時，襟翼對風力機性能的提升主要體現(xiàn)在上風區(qū)失速渦未產(chǎn)生和下風區(qū)失速渦消失后的2個部分，可通過改變?nèi)~片外表面尾緣流場來提高葉片內(nèi)外表面壓差，進而提升葉片的力矩系數(shù)。

4 開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律

4.1 連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律制定

根據(jù)第3節(jié)的結(jié)果可知，加裝尾緣開裂襟翼對垂直軸風力機的氣動性能有較大提升作用，其中，當葉尖速比較低(TSR=1.5)時，改變襟翼偏轉(zhuǎn)角可導致垂直軸風力機CP提高7.7%。由圖6(b)可見：在不同方位角下，存在1個最優(yōu)襟翼偏轉(zhuǎn)角，使葉片切向力系數(shù)最大。因此，制定襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律，可進一步提升垂直軸風力機的氣動性能。

考慮到垂直軸風力啟動階段(TSR=0.5)所經(jīng)歷的時間較短，本節(jié)主要以TSR分別為1.5 和2.5 為例討論襟翼偏轉(zhuǎn)角主動調(diào)節(jié)，并分析調(diào)節(jié)效果。由圖6(b)和圖6(c)可知以CP提升幅度最大為目標，能得到各方位角下對應的最優(yōu)襟翼偏轉(zhuǎn)角，如圖12(a)所示。因此，在垂直軸風力機運行過程中，若控制襟翼偏轉(zhuǎn)角都遵循如圖12(a)所示的最優(yōu)偏轉(zhuǎn)角變化規(guī)律，理論上可以極大地提升垂直軸風力機效率。

圖10 TSR=2.5時加裝襟翼前后葉片表面流線圖Fig.10 Surface streamline of the blade before and after the flap added at TSR=2.5

圖11 TSR=2.5時方位角270°下葉片表面壓力分布Fig.11 Blade surface pressure distribution at 270°with TSR=2.5

圖12 襟翼最優(yōu)偏轉(zhuǎn)角隨方位角變化曲線Fig.12 Various curves of flap optimal deflection angles with azimuth angles

根據(jù)圖12(a)中的襟翼最優(yōu)偏轉(zhuǎn)角變化規(guī)律，將其進行優(yōu)化，使偏轉(zhuǎn)角突變處以平滑的曲線進行連接，以便通過用戶自定義程序(UDF)進行控制，如圖12(b)所示。

4.2 新模型建立

為了實現(xiàn)襟翼偏轉(zhuǎn)角的調(diào)節(jié)并驗證襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律，需要重新建立帶有開裂襟翼的NACA0015翼型模型，如圖13所示。與1.1節(jié)中建立的開裂襟翼模型不同的是，修改后的模型中開裂襟翼與翼型本體之間相互分離，實現(xiàn)襟翼單獨偏轉(zhuǎn)。為了避免襟翼與葉片本體之間的縫隙引起流場及氣動力計算結(jié)果與原模型不一致，需要在開裂襟翼前額外增加1個突出壁面。

利用數(shù)值模擬分別計算β=35°時2 個模型的葉片切向力系數(shù)CT，計算結(jié)果如圖14所示。由圖14可見：修改后模型的CT及CT-θ曲線的變化規(guī)律與原有開裂襟翼模型計算結(jié)果相吻合。因此，采用該修改模型可以計算襟翼偏轉(zhuǎn)角主動變化規(guī)律，并可與第3節(jié)中開裂襟翼模型的相關(guān)計算結(jié)果進行對比。

圖13 修改后開裂襟翼模型及尾緣Fig.13 Modified split flap model and trailing edge

圖14 開裂襟翼模型修改前后葉片切向力系數(shù)Fig.14 CT of airfoil before and after modification of split flap model

圖15 計算域示意圖Fig.15 Calculation domain diagram

開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化的數(shù)值模擬計算域如圖15 所示。計算域分為外流域和旋轉(zhuǎn)域等，各域之間通過Interface進行數(shù)據(jù)交互，網(wǎng)格劃分均采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。設置入口邊界為速度入口，出口邊界為壓力出口，入流風速為10 m/s，方向沿水平軸正方向，風力機沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)。在數(shù)值模擬過程中，湍流模型與1.3節(jié)中的保持一致，利用滑移網(wǎng)格實現(xiàn)翼型旋轉(zhuǎn)，通過調(diào)用動網(wǎng)格宏DEFINE_CG_MOTION，實現(xiàn)襟翼繞旋轉(zhuǎn)軸公轉(zhuǎn)的同時襟翼繞自身轉(zhuǎn)軸自轉(zhuǎn)。其中，襟翼公轉(zhuǎn)通過定義角速度Omega[z]實現(xiàn)，襟翼自轉(zhuǎn)通過定義速度Velocity[x]和Velocity[y]實現(xiàn)。應用彈簧光順法和網(wǎng)格重構(gòu)法對網(wǎng)格進行更新。

4.3 開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律驗證

圖16 所示為不同葉尖速比下應用襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化規(guī)律前后葉片切向力系數(shù)變化曲線。由圖16可見：3條曲線的變化規(guī)律基本一致；當TSR=1.5時，應用偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化規(guī)律后對應的CT-θ曲線明顯比原型風力機的高，且相對于β=10°時的風力機模型，CT在90°＜θ＜280°時有明顯提升，在40°＜θ＜90°和280°＜θ＜360°時有一定降低；當TSR=2.5，葉片方位角60°＜θ＜160°時，葉片切向力系數(shù)CT要低于原型風力機和固定偏轉(zhuǎn)角對應的CT，而在其他方位角下，CT均高于原型風力機和固定偏轉(zhuǎn)角對應的CT。

圖16 應用襟翼偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化規(guī)律前后葉片切向力系數(shù)曲線Fig.16 Curves of blade tangential force coefficient before and after applying the law of continuous variation of flap deflection angle

結(jié)合圖16 所示結(jié)果，由式(3)可以計算得到垂直軸風力機在應用襟翼連續(xù)調(diào)節(jié)規(guī)律前后CP的變化。當TSR=1.5 時，偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化對應的垂直軸風力機CP相比β=10°時提升了約4.8%，相比原型風力機提升高達12.4%。當TSR=2.5 時，偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化對應的垂直軸風力機CP相比β=10°時提升了約5.8%，相比原型風力機提升了10.4%。因此，保持偏轉(zhuǎn)角β=10°不變，本節(jié)提出的偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化規(guī)律能更有效地提升垂直軸風力機的氣動性能，且在低葉尖速比時提升效果更顯著。

5 結(jié)論

1)提出一種在葉片尾緣加裝開裂襟翼的方案。通過正交設計和數(shù)值模擬技術(shù)，得出在襟翼的3個結(jié)構(gòu)參數(shù)中，襟翼偏轉(zhuǎn)角對風力機氣動性能的影響最大，襟翼長度的影響最小，其中，襟翼長度l=20%c、偏轉(zhuǎn)角β=10°、布置位置t=90%c為較優(yōu)組合。

2)較小的開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角(0°＜β＜10°)能顯著地提升不同葉尖速比下葉片的切向力系數(shù)CT。當TSR=1.5，β=10°時，對應的垂直軸風力機CP相比原型風力機的提升了7.7%。

3)開裂襟翼對葉片兩側(cè)壓力差的提高和對葉片外表面失速渦的抑制是風力機風能利用率提升的主要影響因素。當葉尖速比較小(TSR=1.5)時，開裂襟翼引起下風區(qū)葉片尾緣失速渦后移至襟翼與葉片之間的夾角區(qū)域并明顯減小失速渦；當葉尖速比較大(TSR=2.5)時，襟翼改變了上風區(qū)失速渦未出現(xiàn)和下風區(qū)失速渦消失后2個階段的葉片尾緣流場，加速了流體速度，增大了葉片兩側(cè)壓力差。

4)將偏轉(zhuǎn)角連續(xù)變化規(guī)律應用于開裂襟翼控制，在TSR=1.5和TSR=2.5時，垂直軸風力機CP相比開裂襟翼偏轉(zhuǎn)角β=10°時分別提升了約4.8%和5.8%，相比原型風力機分別提升了12.4% 和10.4%。