不同相對(duì)厚度前緣縫翼對(duì) S809 翼型氣動(dòng)性能的影響

陳 濤， 蔣 笑， 王海鵬， 吳 洲

（江西理工大學(xué) 能源與機(jī)械工程學(xué)院， 江西 南昌 330013）

0 引言

風(fēng)能作為一種清潔能源是緩解化石能源短缺的有效途徑之一。 葉片作為風(fēng)力機(jī)的重要組成部分，其性能對(duì)風(fēng)力機(jī)的輸出功率具有決定性作用。在大攻角下，葉片的繞流場(chǎng)易發(fā)生流動(dòng)分離，并在附面層后緣形成渦流，導(dǎo)致葉片升力系數(shù)降低，阻力系數(shù)迅速升高，并且會(huì)增加葉片的疲勞載荷，極大地影響風(fēng)力機(jī)的發(fā)電效率。因此，國(guó)內(nèi)外學(xué)者著力研究翼型和葉片邊界層的流動(dòng)分離控制機(jī)理。Taylor H D[1]最早提出渦流發(fā)生器這一概念。Johensan J[2]在此基礎(chǔ)上發(fā)現(xiàn)三角形渦流發(fā)生器能夠顯著地抑制葉片發(fā)生流動(dòng)分離， 并提升氣動(dòng)性能。 Liebeck R H[3]證實(shí)了安裝Gurney 襟翼可以提升翼型升力，減小零升迎角。 韓中合[4]提出雙層葉片式翼型，并對(duì)其升力、阻力系數(shù)進(jìn)行量化分析，結(jié)果表明， 雙層葉片式翼型可以增大失速攻角和提升升力系數(shù)。 李巖[5]對(duì)垂直軸風(fēng)力機(jī)葉片后方加裝小翼型進(jìn)行研究， 輔助小翼在低尖速比時(shí)可以在一定范圍內(nèi)提升翼型的功率系數(shù)。 董曉華[6]在翼型前設(shè)置微小平板， 研究結(jié)果表明該方法能顯著地抑制流動(dòng)分離。 徐帥[7]發(fā)現(xiàn)在攻角為22°時(shí)， 在翼型前緣設(shè)置直徑為2%弦長(zhǎng)的圓柱可以完全抑制流動(dòng)分離。因此，在葉片上或其周?chē)惭b輔助裝置可較好地對(duì)翼型周?chē)鲌?chǎng)進(jìn)行控制。

本文以3 種相對(duì)厚度不同的NREL-S 系列小翼型作為前緣縫翼， 通過(guò)數(shù)值模擬方法研究了不同相對(duì)厚度的前緣縫翼對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響。研究結(jié)果表明，前緣縫翼能夠?qū)σ硇臀γ嫔戏綒饬鬟M(jìn)行較好地流動(dòng)控制， 并且相對(duì)厚度較薄的前緣縫翼流動(dòng)控制效果更加明顯。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 計(jì)算模型

本文以S809 翼型為基準(zhǔn)翼型。 S809 翼型是NREL-S 系列翼型之一， 由美國(guó)可再生能源實(shí)驗(yàn)室研制，適應(yīng)復(fù)雜的運(yùn)行工況。 S809 翼型對(duì)前緣粗糙度不敏感， 作為風(fēng)力機(jī)專(zhuān)用翼型具有高升阻比、在大攻角下能維持較高的升力系數(shù)等特點(diǎn)。同時(shí)Colorado State University 和Delft University of Technology 研究機(jī)構(gòu)對(duì)S809 翼型進(jìn)行了大量的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[8]。圖1 為前緣縫翼加裝位置翼型圖。圖1 中，翼型弦長(zhǎng)c=600 mm，最大相對(duì)厚度為21%，前緣縫翼弦長(zhǎng)為cr，最大相對(duì)厚度為d，其中cr/c=0.1，SH=54 mm，SL=30 mm，Sβ=20°， 以前緣縫翼的最大相對(duì)厚度d 為變量。

表1 為前緣縫翼幾何位置參數(shù)及幾何外形參數(shù)。

表1 前緣縫翼幾何位置參數(shù)及幾何外形參數(shù)Table 1 Geometric position parameters and geometric shape parameters of the leading edge slat

計(jì)算區(qū)域采用24c×36c 的C-H 型，為了不影響流場(chǎng)和尾流， 設(shè)置基準(zhǔn)翼型與尾部邊界的距離為24c，全局使用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)總數(shù)均為9.57×104個(gè)。為了更好地模擬翼型周?chē)牧鲌?chǎng)，同時(shí)對(duì)基準(zhǔn)翼型及小翼型的邊界層進(jìn)行加密處理，壁面及第一層網(wǎng)格厚度均為0.01 mm， 網(wǎng)格厚度比例均為1.1， 小翼型吸力面和壓力面節(jié)點(diǎn)數(shù)為201 個(gè)， 基準(zhǔn)翼型吸力面和壓力面節(jié)點(diǎn)數(shù)為206個(gè)，如圖2 所示。

圖2 網(wǎng)格示意圖Fig.2 Grids of the computational domain

1.2 計(jì)算方法

由于馬赫數(shù)低于0.3，故翼型的流場(chǎng)可視為不可壓縮的流場(chǎng)，湍流模型采用Transition SST湍流模型，壓力和速度耦合采用SIMPLE 算法，采用二階迎風(fēng)格式計(jì)算動(dòng)量方程、渦量和耗散率。定義前半部分半圓邊界以及下邊界為速度入口， 入口速度U=24.345 6 m/s，空氣密度為1.225 kg/m3，定義上邊界以及尾部邊界為壓力出口， 前緣縫翼及基準(zhǔn)翼型邊界定義為無(wú)滑移壁面，雷諾數(shù)為1.0×106。

2 結(jié)果與分析

本文通過(guò)對(duì)比不同算例下的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)以及3 種攻角（14.23°，17.21°，20.16°）下的壓力系數(shù)、不同弦向位置（x/c=0.2，0.5，0.8）處x 方向速度的分布情況以及流線圖和渦量云圖， 分析了前緣縫翼相對(duì)厚度的不同對(duì)S809 翼型氣動(dòng)性能的影響。

圖3 為前緣縫翼對(duì)S809 翼型升力和阻力系數(shù)的影響曲線。 升、阻力系數(shù)為基準(zhǔn)翼型升、阻力系數(shù)與前緣縫翼升、阻力系數(shù)之和。

圖3 前緣縫翼對(duì)S809 翼型升力和阻力系數(shù)的影響Fig.3 Effects of leading edge slat on lift and drag coefficients of S809 airfoil

由圖3（a）可知：當(dāng)攻角小時(shí)，前緣縫翼相對(duì)厚度對(duì)翼型升力、阻力系數(shù)的影響不明顯，與光滑翼型相比，各算例中翼型S809 的升力系數(shù)在一定范圍內(nèi)有不同程度的提高，阻力系數(shù)相應(yīng)提升，對(duì)于case-0 和case-2，當(dāng)攻角小于8.20°時(shí)，可以看到類(lèi)似的趨勢(shì)；當(dāng)攻角超過(guò)8.20°后，相對(duì)厚度為35%的前緣縫翼S818 能夠使翼型S809 升力系數(shù)小幅度提升， 并將失速攻角從16.22 °推遲至17.21°；對(duì)于前緣縫翼相對(duì)厚度為14%的情況，升力系數(shù)有大幅度的提升； 在攻角為16.22°時(shí)，前者將升力系數(shù)從1.17 增加到1.23，后者升力系數(shù)升至1.52； 當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，case-2 升力系數(shù)已經(jīng)低于光滑翼型升力系數(shù)，而case-0 仍未發(fā)生失速，case-1 的升力系數(shù)曲線與case-0 類(lèi)似，升力系數(shù)值在整個(gè)攻角范圍內(nèi)略低于case-0。 由圖3（b）可知：不同算例阻力系數(shù)從不同攻角開(kāi)始高于光滑翼型阻力系數(shù)，并隨攻角增加，阻力系數(shù)差值逐漸增大；對(duì)于case-1，該攻角值為15.23°，阻力系數(shù)差值較小，case-0 阻力系數(shù)從攻角為12.23°開(kāi)始增加，阻力系數(shù)差值變大；對(duì)于case-2，該攻角值為6.16°，阻力系數(shù)差值進(jìn)一步增加，并且當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，阻力系數(shù)比約為59.17%。

圖4 為前緣縫翼對(duì)壓力系數(shù)的影響曲線。 由圖4可知：相對(duì)厚度不同的前緣縫翼對(duì)翼型吸力面上的壓力產(chǎn)生了不同的影響；對(duì)于光滑翼型，隨著攻角增大，壓力系數(shù)尾部平緩曲線逐漸變長(zhǎng)，即分離點(diǎn)越來(lái)越提前，壓力系數(shù)積分面積逐漸變小，安裝前緣縫翼S826 和前緣縫翼S809 可以明顯延緩這種趨勢(shì)；與光滑翼型相比，當(dāng)攻角為14.23°和17.21°時(shí)，case-0 和case-1 吸力面前緣壓力略微增加和吸力面中間段壓力明顯減小， 分離點(diǎn)出現(xiàn)后移， 壓力系數(shù)積分面積增大； 當(dāng)攻角為20.16°時(shí)， 吸力面中間段壓力進(jìn)一步減小和吸力面前緣壓力降低， 壓力系數(shù)積分面積進(jìn)一步增大；與case-1 相比，case-0 能更好地降低吸力面中間段壓力；對(duì)于case-2，安裝前緣縫翼S818 使得翼型吸力面前緣壓力發(fā)生波動(dòng)， 壓力的波動(dòng)是由于翼型前緣表面出現(xiàn)微小渦旋造成的； 與光滑翼型相比，吸力面前緣壓力增加，并隨攻角增大，壓力增值越來(lái)越大。 圖4（c）中，除翼型吸力面前緣外，翼型吸力面壓力系數(shù)幾乎水平，壓力系數(shù)積分面積急劇減小。 因此，在該條件下，前緣安裝相對(duì)厚度為35%的前緣縫翼是不利的。

圖4 前緣縫翼對(duì)壓力系數(shù)的影響Fig.4 Effects of leading edge slat on pressure coefficients

圖5 為攻角在18.19°時(shí)，前緣縫翼對(duì)不同弦向位置處x 方向速度的影響曲線。 可以從x 方向速度正負(fù)性看出空氣流動(dòng)方向： 當(dāng)x 方向速度大于零時(shí)，流體沿吸力面向翼型尾緣流動(dòng)；當(dāng)x 方向速度小于零時(shí)，該位置則存在著反向流動(dòng)的流體。由于前緣縫翼的作用， 主流區(qū)x 方向速度出現(xiàn)明顯前凸，即主流區(qū)流體動(dòng)能降低，丟失的動(dòng)能隨流體不斷流入邊界層，進(jìn)而影響邊界層流動(dòng)。與光滑翼型相比，加裝前緣縫翼S826 和前緣縫翼S809可以減小邊界層厚度，而加裝前緣縫翼S818 對(duì)翼型近壁流體影響不大。 由圖5（a）可知，case-0 和case-1 的近壁氣流與壁面都有著很好的貼合，且與光滑翼型相比，x 方向流速均有所提升， 但case-1的x 方向流速提升更高。 由圖5（b）可知，光滑翼型與case-2 已經(jīng)發(fā)生流體反向流動(dòng)，邊界層明顯變厚，case-0 和case-1 仍然較好地沿壁面流動(dòng)，x 方向流速進(jìn)一步提升，case-1 的x 方向流速仍高于case-0， 但此時(shí)case-0 相比case-1 邊界層厚度更薄。 由圖5（c）可知，各case 均發(fā)生流動(dòng)分離， 此時(shí)case-1 中流體x 方向速度減少，case-0 中流體x 方向速度仍高于光滑翼型，且case-0 邊界層厚度仍然小于case-1 邊界層厚度，因此， 相對(duì)厚度薄的前緣縫翼可以更好地將主流區(qū)域動(dòng)量帶入翼型邊界層。 基于以上分析可以得出， 相對(duì)厚度為14%的前緣縫翼S826 能更好地提升S809 翼型氣動(dòng)性能。

圖5 前緣縫翼對(duì)不同弦向位置處x 方向速度的影響Fig.5 Effects of leading edge slat on x velocity at different chord positions

攻角為14.23°時(shí)的流線圖、壓力云圖和前緣縫翼放大圖如圖6 所示， 前緣縫翼對(duì)渦量的影響如圖7 所示。

圖6 流線圖、壓力云圖和前緣縫翼放大圖（AOA=14.23°）Fig.6 Streamline， pressure and enlared view of leading edge slat

圖7 前緣縫翼對(duì)渦量的影響Fig.7 Effects of leading edge slat on vorticity magnitude contour

由圖6 可知，分離泡小的算例，尾緣壓力因此較大， 在前緣縫翼放大圖中也可以觀察到類(lèi)似的結(jié)果。在前緣縫翼放大圖中，可以觀察到縫翼主要產(chǎn)生兩類(lèi)渦旋， 一類(lèi)是由于流動(dòng)分離而在翼型吸力面產(chǎn)生的分離泡，另一種是翼型尾部回流渦旋，在持續(xù)來(lái)流空氣作用下，兩類(lèi)渦不斷脫落。

由圖7 可知：由于前緣縫翼的作用，吸力面負(fù)壓區(qū)域與基準(zhǔn)翼型吸力面前緣負(fù)壓區(qū)發(fā)生融合，負(fù)壓區(qū)顏色深度也發(fā)生變化。S809 翼型周邊壓力發(fā)生不同程度的改變， 促使翼型吸力面前緣負(fù)壓區(qū)域面積和壓力面前緣正壓區(qū)域面積明顯增大，翼型升力得到提升；對(duì)于case-0，這種作用更加明顯，負(fù)壓區(qū)顏色加深，翼型升力進(jìn)一步提升。 從翼型尾緣可以發(fā)現(xiàn)， 前緣縫翼明顯改變翼型尾緣壓力。 隨前緣縫翼相對(duì)厚度減小， 尾緣壓力逐漸增大，這是由翼型尾部分離泡大小決定的。根據(jù)邊界層理論，速度增大與壓力減小同時(shí)發(fā)生。

由圖7 中可以觀察到翼型吸力面產(chǎn)生的分離泡和翼型尾部回流渦旋的軌跡。

渦量用于描述渦旋的大小和方向， 當(dāng)渦量為正值時(shí)，渦旋逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，反之則順時(shí)針旋轉(zhuǎn)。 圖7 中，翼型吸力面上方存在大片渦量為負(fù)的區(qū)域，即該區(qū)域存在順時(shí)針旋轉(zhuǎn)的渦旋， 而前緣縫翼尾緣產(chǎn)生的渦旋是逆時(shí)針?lè)较蛐D(zhuǎn)的， 尾緣渦旋有助于抑制負(fù)渦區(qū)的大小。如前文所述，安裝前緣縫翼有助于提升邊界層動(dòng)能以補(bǔ)充粘性摩擦和逆壓梯度的損耗，動(dòng)能以渦旋的形式流向邊界層，進(jìn)而抑制流動(dòng)分離。隨著前緣縫翼相對(duì)厚度的增大，前緣縫翼尾緣渦旋流動(dòng)軌跡逐漸平緩， 對(duì)負(fù)渦區(qū)的抑制作用逐漸減小。表2 為不同幾何參數(shù)下S809翼型的流動(dòng)分離點(diǎn)位置。

表2 不同幾何參數(shù)下S809 翼型的流動(dòng)分離點(diǎn)位置Table 2 Flow separation point of S809 airfoil with different geometric parameters

由表2 可知： 在相同的粘性摩擦和逆壓力梯度影響下，與光滑翼型相比，前緣縫翼相對(duì)厚度為35%時(shí)， 分離泡略微減小， 分離點(diǎn)從0.51 推遲到0.54； 相對(duì)厚度為21%的前緣縫翼將分離點(diǎn)推遲到0.65，并使分離泡進(jìn)一步減?。籧ase-0 中流動(dòng)分離點(diǎn)位置為0.78，分離泡變得更小。 因此，相對(duì)厚度為14%的前緣縫翼可以更有效地抑制S809 翼型的流動(dòng)分離。

3 結(jié)論

本文采用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼相對(duì)厚度對(duì)S809 翼型氣動(dòng)性能的影響，通過(guò)定量分析升力系數(shù)、阻力系數(shù)、壓力系數(shù)以及x 方向速度，并對(duì)比流線圖、壓力云圖和渦量云圖，得出以下結(jié)論。

①在小攻角下， 前緣縫翼相對(duì)厚度的大小對(duì)S809 翼型流動(dòng)控制的影響區(qū)別并不大，當(dāng)攻角大于8.20°時(shí)， 相對(duì)厚度薄的前緣縫翼能更好地提高翼型升力系數(shù)、增加最大失速攻角、減小吸力面壓力和減小邊界層厚度。

②前緣縫翼尾部產(chǎn)生的逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)渦旋有助于抑制翼型的流動(dòng)分離， 相對(duì)厚度薄的前緣縫翼可以更有效地抑制流動(dòng)分離。