曾明伍，孫振業(yè)，朱衛(wèi)軍，李松林

(1.東方電氣風(fēng)電有限公司,四川 德陽(yáng) 618000；2.揚(yáng)州大學(xué) 電氣與能源動(dòng)力工程學(xué)院,江蘇 揚(yáng)州 225127)

0 引言

隨著風(fēng)力機(jī)大型化發(fā)展，并逐漸接近人口密集區(qū)域，風(fēng)力機(jī)產(chǎn)生的噪聲問(wèn)題日趨嚴(yán)重.傳統(tǒng)風(fēng)力機(jī)葉片多采用薄翼型，葉片橫截面積小，承載能力有限.隨著大厚度鈍尾緣翼型的廣泛使用[1]，鈍尾緣對(duì)風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能以及氣動(dòng)噪聲起著不可忽視的影響.風(fēng)力機(jī)噪聲主要由兩部分構(gòu)成：機(jī)械噪聲和氣動(dòng)噪聲[2]，前者是由于機(jī)械設(shè)備工作時(shí)，部件和殼體產(chǎn)生振動(dòng)所發(fā)出的[3]，后者是風(fēng)力機(jī)噪聲的主要部分[4]，包含低頻噪聲、湍流入流噪聲、翼型自噪聲.低頻噪聲是旋轉(zhuǎn)葉片與塔架或風(fēng)剪切相互作用產(chǎn)生，由于人耳對(duì)其不太敏感，所以在A加權(quán)噪聲頻譜圖上，此類(lèi)噪聲對(duì)A加權(quán)聲功率級(jí)貢獻(xiàn)較少，湍流入流噪聲是葉片與入流相互作用產(chǎn)生的.翼型自噪聲主要包括尾緣噪聲、葉尖渦噪聲、鈍尾緣噪聲等[5].上述三種翼型氣動(dòng)噪聲中，翼型自噪聲占主導(dǎo)地位，而尾緣噪聲是翼型自噪聲的主要部分，因此研究尾緣厚度對(duì)翼型噪聲的影響具有重要意義.

關(guān)于風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲的研究主要通過(guò)實(shí)驗(yàn)及數(shù)值模擬實(shí)現(xiàn),鈍尾緣翼型的研究主要在氣動(dòng)性能方面，噪聲的相關(guān)研究目前還比較少.朱衛(wèi)軍[6]將可壓縮NS方程分離成不可壓縮流動(dòng)方程和無(wú)粘聲學(xué)方程兩個(gè)部分，使得計(jì)算噪聲仿真計(jì)算效率得以提高；朱衛(wèi)軍等[7]介紹了一種基于二維聲線理論的風(fēng)力機(jī)旋轉(zhuǎn)葉片氣動(dòng)噪聲傳播模型，該模型包括幾何分布的衰減因子、聲指向性、空氣吸收、反射、折射以及溫度和氣流等.陳進(jìn)等[8]提出了一種大厚度鈍尾緣翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，表明新翼型能同時(shí)提高葉片的氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)性能.李志偉[9]利用Fluent 軟件對(duì)NACA0012直葉片進(jìn)行了CFD仿真，分析了葉片尾緣區(qū)域及尾跡流場(chǎng)，采用FW-H方法和FFT變換，得到了葉片氣動(dòng)噪聲的聲場(chǎng)分布.劉雄等[10]以FFA-W3翼型族為研究對(duì)象，對(duì)其系列翼型的后緣進(jìn)行了適當(dāng)?shù)募雍?，?duì)比分析了風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能.任旺等[11]采用大渦模擬對(duì)DU91-W2-250翼型進(jìn)行仿真，利用FW-H方法求解了遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲，分析了翼型尾緣厚度對(duì)噪聲的影響，結(jié)果表明減小尾緣厚度能夠降低翼型氣動(dòng)噪聲水平.

為研究翼型尾緣厚度對(duì)氣動(dòng)噪聲的影響，本文選取DU系列翼型作為研究對(duì)象，通過(guò)XFOIL計(jì)算翼型氣動(dòng)數(shù)據(jù)，采用修正BPM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ头抡嬉硇蜌鈩?dòng)噪聲，研究翼型的尾緣厚度對(duì)氣動(dòng)特性和翼型氣動(dòng)噪聲的影響.

1 模型

針對(duì)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生機(jī)理，Brooks，Pope和Marcolini提出了風(fēng)力機(jī)翼型噪聲預(yù)測(cè)半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，?jiǎn)稱(chēng)BPM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚12].BPM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪菍?duì)一組NACA0012翼型（弦長(zhǎng)不同）進(jìn)行大量的氣動(dòng)和聲學(xué)測(cè)量總結(jié)得到的，其給出了風(fēng)力機(jī)葉片翼型自噪聲的五種半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚13].在無(wú)大分離流動(dòng)時(shí)，該模型進(jìn)行噪聲預(yù)測(cè)的速度和精度均可滿(mǎn)足實(shí)際工程需要，因此得到大范圍的應(yīng)用.但不同的風(fēng)力機(jī)葉片的翼型形狀、弦長(zhǎng)各不相同，來(lái)流情況也大不相同，因此由相同半經(jīng)驗(yàn)公式來(lái)計(jì)算不同的翼型邊界層參數(shù)，必然會(huì)導(dǎo)致一定的誤差，因此需要對(duì)公式進(jìn)行修正.基于半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，Lowson研究了模型中所用到的邊界層厚度.Moriarty等[14]對(duì)半經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)方法進(jìn)行改進(jìn)，得到更加準(zhǔn)確的風(fēng)力機(jī)噪聲預(yù)估，朱衛(wèi)軍等[15,16]基于翼型噪聲預(yù)測(cè)半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?，引入葉素動(dòng)量理論，在翼尖位置采用了一種新的翼尖修正技術(shù)，提高了模型的準(zhǔn)確度.

1.1 湍流邊界層尾緣噪聲

在一定的條件下，翼型表面的某個(gè)位置會(huì)發(fā)生轉(zhuǎn)捩，湍流會(huì)在尾緣產(chǎn)生壓力波動(dòng).湍流邊界層與尾緣相互作用產(chǎn)生湍流邊界層尾緣噪聲，如圖1所示.在攻角較小時(shí)，湍流邊界層尾緣噪聲是翼型自噪聲的主要部分.湍流邊界層尾緣噪聲由吸力面產(chǎn)生的噪聲和壓力面產(chǎn)生的噪聲疊加而成，見(jiàn)公式（1）～（3）：

圖1 湍流邊界層尾緣噪聲Fig 1 Turbulent boundary layer noise on trailing edge

式中：SPLTBLTE為湍流邊界層尾緣噪聲的聲壓級(jí)；SPLS為翼型吸力面的聲壓級(jí)；SPLP為翼型壓力面的聲壓級(jí)；分別為吸力面邊界層位移厚度和壓力面邊界層位移厚度，與攻角α和雷諾數(shù)Re有關(guān)；M為馬赫數(shù)；r為距觀測(cè)者的距離；?l為翼展為聲指向性函數(shù)；St為斯特勞哈爾數(shù)；A為頻譜形狀函數(shù)；W1為振幅函數(shù)；?W1為聲壓級(jí)修正函數(shù).

1.2 分離流噪聲

當(dāng)攻角較大時(shí)，邊界層發(fā)生分離，吸力面部分的湍流渦不斷增大，邊界層發(fā)生大規(guī)模分離，翼型處于完全失速狀態(tài)，如圖2所示.整個(gè)吸力面轉(zhuǎn)捩成非定常流，此時(shí)分離流噪聲是翼型自噪聲的主要部分，表達(dá)式如下：

圖2 分離流噪聲Fig 2 Boundary layer separation noise

式中：B為頻譜形狀函數(shù)；W2為振幅函數(shù).

1.3 層流邊界層渦脫落噪聲

尾緣的渦脫落以及上游層流邊界層形成的不穩(wěn)定循環(huán)產(chǎn)生了渦脫落噪聲.當(dāng)渦從尾緣脫離時(shí)，它引起的壓力會(huì)傳播到上游，從而導(dǎo)致邊界層的波動(dòng)；當(dāng)不穩(wěn)定的邊界層波動(dòng)達(dá)到尾緣，導(dǎo)致渦脫落，如圖3所示.如此循環(huán)往復(fù)導(dǎo)致了層流邊界層渦脫落噪聲，表達(dá)式如下：

圖3 層流邊界層渦脫落噪聲Fig 3 Laminar boundary layer vortex shedding noise

式中：G1、G2、G3為經(jīng)驗(yàn)函數(shù)，與斯特勞哈爾數(shù)、雷諾數(shù)、攻角有關(guān).

1.4 鈍尾緣噪聲

渦從鈍尾緣處脫落，就會(huì)產(chǎn)生鈍尾緣噪聲，如果翼型尾緣厚度與它本身邊界層厚度相差較大時(shí)，鈍尾緣噪聲是翼型自噪聲的主要部分，如圖4所示.由于鈍尾緣噪聲源的頻率和振幅主要由尾緣的幾何形狀決定，一般可以通過(guò)減小尾緣厚度來(lái)降低噪聲，表達(dá)式如下：

圖4 鈍尾緣噪聲Fig 4 Blunt trailing edge vortex shedding noise

1.5 葉尖渦噪聲

葉尖渦與葉尖作用會(huì)產(chǎn)生噪聲，這種噪聲和上述幾種噪聲的產(chǎn)生機(jī)理不同，本質(zhì)上是由于三維流動(dòng)形成的，如圖5所示.葉尖渦噪聲與葉尖的幾何形狀關(guān)系密切，可通過(guò)良好的葉尖幾何外形設(shè)計(jì)來(lái)降葉尖渦噪聲，表達(dá)式如下：

圖5 葉尖渦噪聲Fig 5 Tip vortex noise

式中：Mmax為葉尖位置馬赫數(shù)；ltip為葉尖沿展向的長(zhǎng)度.

對(duì)于圓形葉尖：

對(duì)于扁平狀葉尖：

式中：αtip為葉尖幾何攻角，為修正后的葉尖幾何攻角，該修正基于葉尖載荷特性（主要參照理想條件下大展長(zhǎng)、無(wú)彎扭、定常流）.

式中：L′為在展向位置y處單位展長(zhǎng)對(duì)應(yīng)的升力.

斯特勞哈爾數(shù)

式中：f為1/3倍頻程頻帶；Mmax為葉尖尾緣失速區(qū)域流體最大速度；M為來(lái)流在葉尖區(qū)域的速度.

2 翼型尾緣厚度對(duì)DU21、DU30翼型的影響

為了研究尾緣厚度對(duì)翼型氣動(dòng)特性及噪聲的影響，對(duì)兩種DU翼型的尾緣厚度進(jìn)行對(duì)稱(chēng)加厚變換[17].該方法不改變?cè)家硇妥畲蠛穸群椭谢【€分布，在最大厚度之后對(duì)稱(chēng)地增加翼型尾緣厚度，所增加的厚度以?xún)绾瘮?shù)表達(dá)，以保證變換后翼型的外形連續(xù)且光滑，表達(dá)式如下：

式中：xu為上翼面橫坐標(biāo)；yu為上翼面縱坐標(biāo)；xd為翼面橫坐標(biāo)；yd為翼面縱坐標(biāo)；ax為翼型最大相對(duì)厚度位置處橫坐標(biāo)；δ為尾緣厚度增加值；n為指數(shù)因子，一般選取范圍n=1.5～2.5[18]，本文取n=2；newyu為上翼面縱坐標(biāo)；newyd為下翼面縱坐標(biāo).

本文以DU93-W-210、DU97-W-300（下面簡(jiǎn)稱(chēng)DU21、DU30）為基礎(chǔ)，采用上述方法進(jìn)行鈍尾緣設(shè)計(jì).采用XFOIL軟件計(jì)算翼型的氣動(dòng)特性，分析對(duì)比尾緣厚度的影響規(guī)律，默認(rèn)雷諾數(shù)為2×106，馬赫數(shù)為0.15，攻角范圍為?5?到20?.采用揚(yáng)州大學(xué)開(kāi)發(fā)的風(fēng)力機(jī)翼型噪聲源仿真軟件計(jì)算翼型氣動(dòng)噪聲，該軟件基于BPM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了部分修正，研究不同尾緣厚度對(duì)翼型氣動(dòng)噪聲的影響規(guī)律，同時(shí)基于Howe工程模型研究鋸齒尾緣降噪效果.若不做特殊說(shuō)明，軟件中參數(shù)均為默認(rèn)值：來(lái)流合成風(fēng)速80 m/s，接收距離1 m，接收角度90?，翼型展長(zhǎng)1 m，翼型弦長(zhǎng)C=1 m，入流攻角5?，鈍尾緣厚度為弦長(zhǎng)的0.1%，尾緣夾角20?，翼型表面光滑，鋸齒角度?2.5?，鋸齒的長(zhǎng)和寬分別為0.15 m和0.25 m，聲速為340 m/s，粘性系數(shù)為0.000 015 Pa·S.

2.1 不同尾緣厚度DU21翼型氣動(dòng)性能對(duì)比

在相同工況下，對(duì)比不同尾緣厚度的DU21翼型的氣動(dòng)性能，計(jì)算工況選取自由轉(zhuǎn)捩工況.對(duì)DU21翼型進(jìn)行尾緣對(duì)稱(chēng)加厚，厚度分別為：0.005C，0.01C，0.015C，0.02C，尾緣厚度增厚翼型表示為DUxx_xxx（如21%相對(duì)厚度DU翼型尾緣增厚0.005C表示為DU21_005）.DU21翼型及尾緣增厚翼型的型線局部對(duì)比如圖6所示，由尖到鈍依次為DU21原始翼型、DU21005、DU21_010、DU21_015、DU21_020翼型，各翼型的升力、阻力系數(shù)和升阻比的對(duì)比分別如圖7、圖8和圖9所示.

圖6 不同尾緣厚度DU21翼型Fig 6 DU21 airfoil with different trailing edge thickness

由圖7可知，對(duì)于不同的翼型，攻角較小時(shí)，尾緣增厚翼型的升力系數(shù)與原始翼型相差不大，攻角較大時(shí)，鈍尾緣翼型的升力系數(shù)隨尾緣變厚而增加，且均大于原始翼型.由圖8可知，對(duì)于不同的翼型，攻角小于11?時(shí)，各翼型的阻力系數(shù)較為接近，攻角大于11?時(shí)，各翼型的阻力系數(shù)隨著尾緣變厚而增大，且均大于原始翼型.在大攻角處，不同翼型在尾緣厚度遞增的情況下，其阻力系數(shù)的變化趨勢(shì)基本相同.攻角在5?至10?之間時(shí)，尾緣厚度的增加對(duì)DU21翼型阻力系數(shù)的影響最明顯.由圖9可知，攻角小于1?或大于15?時(shí)，尾緣增厚翼型的升阻比與原始翼型相差不大，攻角在1?到15?之間時(shí)，翼型的升阻比隨尾緣厚度的增加而減小，但變化趨勢(shì)不明顯.因此，從功率產(chǎn)出角度考量，在設(shè)計(jì)制造擁有較薄翼型的葉尖區(qū)域時(shí)（葉片的主要功率產(chǎn)生區(qū)），應(yīng)該嚴(yán)格控制尾緣厚度的加工誤差.

圖7 不同尾緣厚度DU21翼型的升力曲線對(duì)比Fig 7 Comparison of lift coefficient curves of DU21 airfoil with different trailing edge thickness

圖8 不同尾緣厚度DU21翼型的阻力曲線對(duì)比Fig 8 Comparison of drag coefficient curves of DU21 airfoil with different trailing edge thickness

圖9 不同尾緣厚度DU21翼型的升阻比曲線對(duì)比Fig 9 Comparison of lift to drag ratio curves of DU21 airfoil with different trailing edge thickness

2.2 不同尾緣厚度DU30翼型氣動(dòng)性能對(duì)比

在DU21相同的工況下，對(duì)比不同尾緣厚度的DU30翼型的氣動(dòng)性能.DU30翼型及尾緣增厚翼型的型線局部對(duì)比如圖10所示，由尖到鈍依次為DU30原始翼型、DU30_005、DU30_010、DU30_015、DU30_020翼型，各翼型的升力、阻力系數(shù)和升阻比的對(duì)比分別如圖11、圖12和圖13所示.

圖10 不同尾緣厚度DU30翼型Fig 10 DU30 airfoil with different trailing edge thickness

圖11 不同尾緣厚度DU30翼型的升力曲線對(duì)比Fig 11 Comparison of lift coefficient curves of DU30 airfoil with different trailing edge thickness

圖12 不同尾緣厚度DU30翼型的阻力曲線對(duì)比Fig 12 Comparison of drag coefficient curves of DU30 airfoil with different trailing edge thickness

圖13 不同尾緣厚度DU30翼型的升阻比曲線對(duì)比Fig 13 Comparison of lift to drag ratio curves of DU30 airfoil with different trailing edge thickness

由圖11可知，DU30翼型升力系數(shù)隨尾緣厚度的變化與DU21翼型相同，對(duì)于DU30翼型來(lái)說(shuō)，尾緣厚度越大，升力系數(shù)的遞增趨勢(shì)越明顯，這與文獻(xiàn)[10]結(jié)果一致.由圖12可知，DU30翼型阻力系數(shù)隨尾緣厚度的變化與DF21翼型相同，攻角在5?至10?之間時(shí)，尾緣厚度的增加對(duì)DU30翼型影響更小.由圖13可知，DU30翼型升阻比隨尾緣厚度的變化與DF21翼型相同，對(duì)于厚度更大的DU30翼型，升阻比隨尾緣厚度的變化更小，這與DU21和DU30翼型的阻力系數(shù)在攻角為5?至10?之間的變化規(guī)律相符.因此，從功率產(chǎn)出角度考量，對(duì)于擁有較厚翼型的近葉根區(qū)域，尾緣厚度的加工誤差可以適當(dāng)放寬，甚至可以主動(dòng)增加尾緣厚度，使得葉片在升阻比損失不大的情況下，獲得較大的結(jié)構(gòu)性能提升.

2.3 不同尾緣厚度DU21DU30翼型氣動(dòng)噪聲對(duì)比

在相同工況下，對(duì)比計(jì)算不同尾緣厚度的DU21、DU30翼型的氣動(dòng)噪聲，翼型尾緣對(duì)稱(chēng)加厚的方法見(jiàn)圖6和圖10，同時(shí)研究鋸齒尾緣翼型的降噪效果，與原始翼型對(duì)比，研究翼型氣動(dòng)噪聲變化規(guī)律.由于人耳對(duì)不同頻率的敏感性不同，為了反映人耳實(shí)際感受到的聲音大小，引入了A、B和C加權(quán)聲級(jí).其中，最常用的是A加權(quán)法.A加權(quán)聲級(jí)的測(cè)量單位為dB(A)，以下的聲壓級(jí)圖譜中都做了A加權(quán)算法，表1和表2分別為DU21、DU30翼型在不同尾緣厚度下的噪聲等級(jí)，圖14表示原始DU21、DU30翼型聲壓級(jí)分布，圖15和圖16分別表示不同尾緣加厚的DU21、DU30翼型聲壓級(jí)分布.

圖14 原始DU21、DU30翼型的聲壓級(jí)Fig 14 Sound pressure level of original DU21 and DU30 airfoils

圖15 不同尾緣厚度DU21翼型的聲壓級(jí)Fig 15 Sound pressure level of DU21 airfoil with different trailing edge thickness

圖16 不同尾緣厚度DU30翼型的聲壓級(jí)Fig 16 Sound pressure level of DU30 airfoil with different trailing edge thickness

表1 不同尾緣厚度下DU21翼型的聲壓級(jí)Tab 1 Sound pressure level of DU21 airfoil with different trailing edge thickness

表2 不同尾緣厚度下DU30翼型的聲壓級(jí)Tab 2 Sound pressure level of DU30 airfoil with different trailing edge thickness

由圖14～圖16可知，尾緣厚度的變化會(huì)影響鈍尾緣脫落噪聲在總輻射噪聲中的比例.當(dāng)尾緣厚度增大到一定值時(shí)，總輻射噪聲的變化尤為明顯.對(duì)于不同的翼型，尾緣厚度的變化均主要影響200 Hz到2 000 Hz頻率的聲壓級(jí).尾緣厚度依次增加，其原始翼型和帶鋸齒翼型的最大聲壓級(jí)從較高頻率到較低頻率依次變化.由表1和表2可知，DU21翼型尾緣增厚時(shí)，其聲壓級(jí)呈現(xiàn)出明顯的先增加后減小趨勢(shì)，原始DU21翼型擁有最低的聲壓級(jí).對(duì)于更厚的DU30翼型，其聲壓級(jí)在尾緣厚度較小時(shí)變化規(guī)律不明顯；但在尾緣厚度大于0.01C 時(shí)，聲壓級(jí)隨尾緣厚度增加而減小，且均小于原始DU30翼型聲壓級(jí).上述尾緣增厚但聲壓級(jí)降低的情況，可能是尾緣增厚引起了氣流分離滯緩，進(jìn)而引起了噪聲的降低.翼型加裝鋸齒后的聲壓級(jí)也呈現(xiàn)同一趨勢(shì)，且均小于對(duì)應(yīng)尾緣厚度的原始翼型.因此，從氣動(dòng)噪聲角度考慮，在設(shè)計(jì)制造葉尖區(qū)域時(shí)，應(yīng)該嚴(yán)格控制尾緣厚度的加工誤差；而對(duì)于葉根區(qū)域，尾緣厚度誤差精度可放寬.甚至可以適當(dāng)增加尾緣厚度，在提高結(jié)構(gòu)性能的同時(shí)，獲得較小的噪聲水平.

3 結(jié)論

本文以風(fēng)力機(jī)專(zhuān)用翼型DU 93-W-210和DU 97-W-300為研究對(duì)象，探索尾緣厚度與氣動(dòng)噪聲的關(guān)系，分別采用XFOIL軟件和BPM半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ头治鲆硇偷臍鈩?dòng)性能和氣動(dòng)噪聲特性，得出以下結(jié)論：

（1）升阻比隨尾緣厚度的增加而降低，尾緣增厚對(duì)較大厚度的DU 97-W-300翼型升阻比的影響較小，對(duì)較薄的DU 93-W-210翼型升阻比影響明顯.

（2）氣動(dòng)噪聲并不是隨著尾緣鈍度的增加而單調(diào)遞增，在某個(gè)尾緣厚度范圍內(nèi)，氣動(dòng)噪聲先增加后降低.對(duì)較大厚度的DU 97-W-300翼型，隨著尾緣厚度的增大，聲壓級(jí)變化幅度較大；對(duì)于較小厚度的DU 93-W-210，聲壓級(jí)變化幅度較小，帶鋸齒的翼型聲壓級(jí)呈現(xiàn)同一趨勢(shì).

（3）在設(shè)計(jì)制造擁有較薄翼型的葉尖區(qū)域時(shí)，應(yīng)該嚴(yán)格控制尾緣厚度的加工誤差.對(duì)于擁有較厚翼型的近葉根區(qū)域，尾緣厚度的加工誤差可以適當(dāng)放寬，必要時(shí)可以主動(dòng)增加尾緣厚度，在確保較低的氣動(dòng)噪聲水平前提下，提升葉片結(jié)構(gòu)性能.