何志輝 張永恒 張旭耀 張瀝 李澤 楊文濤

(1 蘭州交通大學(xué), 新能源與動(dòng)力工程學(xué)院, 甘肅 蘭州 730070;2 三峽新能源太陽(yáng)山發(fā)電有限公司, 寧夏 吳忠 751999)

0 引言

近年來(lái), 隨著常規(guī)能源的日益短缺和人們對(duì)氣候變化的普遍關(guān)注, 清潔能源的開(kāi)發(fā)和利用日益受到重視。其中風(fēng)力發(fā)電新增裝機(jī)規(guī)模持續(xù)擴(kuò)大, 寒冷地區(qū)因風(fēng)能資源具有風(fēng)速高、功率密度大的特點(diǎn), 成為風(fēng)電場(chǎng)宏觀選址的首選[1]。此外,據(jù)美國(guó)南極麥克默多站統(tǒng)計(jì), 其附近年平均風(fēng)速高于5 m·s-1, 最高風(fēng)速可達(dá)41 m·s-1。針對(duì)南、北極地區(qū)常年低溫, 具有豐富的風(fēng)能資源這一獨(dú)特優(yōu)勢(shì), 世界各國(guó)積極利用風(fēng)力發(fā)電滿足其供電需求[2]。風(fēng)力發(fā)電機(jī)在寒冷地區(qū)運(yùn)行時(shí), 空氣中的過(guò)冷水滴伴隨著氣流撞擊在風(fēng)力機(jī)葉片表面。若此時(shí)大氣溫度處于-10 ℃以下, 過(guò)冷水滴立即凍結(jié)形成白色不透明的霜冰; 若此時(shí)溫度較高(-10～0 ℃), 過(guò)冷水滴以水膜沿著葉片表面向后移動(dòng)逐漸凍結(jié), 因?yàn)榻Y(jié)冰過(guò)程存在溢流水, 會(huì)形成透明狀的明冰或者混合冰, 附著于葉片表面[3]。葉片一旦結(jié)冰, 會(huì)在不同程度上影響其氣動(dòng)性能, 進(jìn)而影響機(jī)組功率輸出, 對(duì)機(jī)組安全運(yùn)行及服役壽命帶來(lái)嚴(yán)重挑戰(zhàn)。

翼型結(jié)構(gòu)對(duì)于葉片氣動(dòng)性能起著關(guān)鍵作用,因此確定葉片不同翼型在結(jié)冰期間性能退化的差異至關(guān)重要。基于此, 國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)于翼型結(jié)冰進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬和試驗(yàn)研究。鄧曉湖等[4]對(duì)霜冰翼型進(jìn)行數(shù)值模擬, 研究發(fā)現(xiàn)由于結(jié)冰導(dǎo)致翼型失速攻角提前; 朱程香等[5]發(fā)現(xiàn)明冰對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響較霜冰大; Han 等[6]對(duì)NREL-5MW 風(fēng)力機(jī)葉尖處NACA64618 翼型積冰進(jìn)行數(shù)值模擬,發(fā)現(xiàn)葉尖翼型前緣結(jié)冰導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)功率下降約8%～29%; 李巖等[7]對(duì)NACA0018 翼型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)研究, 發(fā)現(xiàn)翼型的迎風(fēng)面積與其表面結(jié)冰量呈正相關(guān)變化; 易賢等[8]利用MRF 方法研究1.5 MW 風(fēng)力機(jī)的結(jié)冰現(xiàn)象, 選取葉尖至葉根處各翼段進(jìn)行分析, 表明當(dāng)葉尖處結(jié)明冰時(shí), 沿葉根方向, 各翼段處的結(jié)冰形狀趨于向規(guī)則的霜冰發(fā)展; 曹慧清等[9]研究翼型結(jié)冰與液態(tài)水含量的關(guān)系, 發(fā)現(xiàn)液態(tài)水含量與結(jié)冰質(zhì)量和厚度呈正相關(guān), 且液態(tài)水含量不影響翼型冰形生長(zhǎng); Gao等[10]對(duì)DU96-W-180 翼型在不同結(jié)冰條件下的動(dòng)態(tài)積冰過(guò)程進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究; 鄭玉巧等[11]以NH02 系列翼型族為例, 研究翼型的幾何特征參數(shù)與結(jié)冰質(zhì)量的相關(guān)性。在考慮葉片覆冰的同時(shí),葉片表面不斷生長(zhǎng)的結(jié)冰顆?？煽醋鞔植诙? 覆冰粗糙度是葉片結(jié)冰過(guò)程中的重要參數(shù)之一, 不但影響對(duì)流換熱系數(shù)和液滴局部收集效率[12], 從而影響結(jié)冰形狀, 而且還會(huì)影響葉片周圍的流場(chǎng),進(jìn)而影響葉片氣動(dòng)性能和機(jī)組出力。

目前對(duì)于不同參數(shù)影響下翼型覆冰形狀預(yù)測(cè)及其氣動(dòng)特性影響分析的研究較多, 在對(duì)覆冰粗糙度的研究中, 研究重點(diǎn)一是集中于粗糙度對(duì)結(jié)冰形狀的預(yù)測(cè)方面[13-15], 二是集中于粗糙度對(duì)其他結(jié)冰參數(shù)的影響[16-18]。研究發(fā)現(xiàn), 正確模擬覆冰粗糙度對(duì)于預(yù)測(cè)翼型結(jié)冰具有重要意義[13-15]。

相對(duì)而言, 關(guān)于冰形表面粗糙度對(duì)翼型氣動(dòng)性能影響的研究較少, Sagol[19]將粗糙度在一定程度上進(jìn)行光滑處理, 并基于此深入討論了粗糙度對(duì)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性的影響; 李翰濤等[20]以S809 翼型及三維小型風(fēng)力機(jī)為研究對(duì)象, 研究覆冰粗糙度對(duì)于翼型及風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性的影響; 黃冉冉等[21]量化分析了不同覆冰粗糙度參數(shù)影響下的NACA23012 翼型的失速特性。葉片翼型可分為對(duì)稱型和非對(duì)稱型兩類, 兩類翼型因其曲率特征不同, 具有不同的氣動(dòng)特性。目前關(guān)于覆冰粗糙度對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響研究中大多選擇非對(duì)稱翼型, 而對(duì)對(duì)稱翼型的研究并不多, 因此本文旨在研究對(duì)稱(NACA0012)和非對(duì)稱(NACA23012)兩類翼型在相同結(jié)冰工況下,對(duì)于覆冰粗糙度的敏感性及覆冰粗糙度對(duì)其氣動(dòng)特性的影響。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 結(jié)冰計(jì)算模型

葉片結(jié)冰計(jì)算模型一般包括空氣流場(chǎng)計(jì)算、液滴收集效率計(jì)算、積冰計(jì)算及網(wǎng)格重構(gòu)4 個(gè)部分。本文結(jié)合FLUENT 和FENSAP-ICE 軟件進(jìn)行結(jié)冰數(shù)值模擬研究。利用FENSAP-ICE 中液滴收集、積冰計(jì)算以及網(wǎng)格更新 3 個(gè)模塊。通過(guò)FLUENT 耦合到FENSAP-ICE 當(dāng)中進(jìn)行空氣流場(chǎng)計(jì)算。采用多時(shí)間步長(zhǎng)幾何變形的方法進(jìn)行積冰計(jì)算, 將結(jié)冰事件的整個(gè)周期劃分為一系列的時(shí)間間隔, 在此間隔內(nèi)假定流場(chǎng)和集水結(jié)果不變,得到結(jié)冰計(jì)算。在更新結(jié)冰網(wǎng)格之后, 在前一步的基礎(chǔ)上有限循環(huán)結(jié)冰的4 個(gè)過(guò)程。以準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)假設(shè)的多步結(jié)冰方法達(dá)到高保真度的結(jié)冰計(jì)算。

1.1.1 空氣流場(chǎng)計(jì)算

本文利用帶有湍流模型的N-S 方程來(lái)求解流場(chǎng): 劃分好計(jì)算域網(wǎng)格后, 通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)的有限體積法對(duì)翼型繞流流場(chǎng)進(jìn)行求解, 得到速度矢量等參數(shù)?？刂品匠虨榈退僬承粤黧w的N-S 方程及連續(xù)性方程:

式中,ρ為空氣密度,t為時(shí)間,?為運(yùn)輸變量,為空氣速度,?Γ 為擴(kuò)散系數(shù),q?為源項(xiàng)。

本文采用k-ωSST 湍流模型,k-ωSST 方程如下式所示:

式中,Gk,Gω分別為湍動(dòng)能k及比耗散率ω的產(chǎn)生項(xiàng), Γk和 Γω分別為k,ω的有效擴(kuò)散系數(shù),Yk和Yω分別是k,ω的耗散項(xiàng),Dω為交叉擴(kuò)散項(xiàng),Sk和Sω分別為各輸送方程的自定義源項(xiàng)。

k-ωSST 模型可以準(zhǔn)確解釋結(jié)冰翼型的邊界極限分離, 特別是在大攻角下的運(yùn)行。并且還可以處理再循環(huán)區(qū)域, 準(zhǔn)確預(yù)測(cè)流動(dòng)分離。

1.1.2 液滴收集效率計(jì)算

拉格朗日法和歐拉法是求解過(guò)冷水滴撞擊特性的主要計(jì)算方法。歐拉法在計(jì)算時(shí)可將空氣流場(chǎng)與過(guò)冷水滴流場(chǎng)集合到同一套網(wǎng)格中, 適用于復(fù)雜結(jié)構(gòu)的水滴撞擊特性計(jì)算, 因此本文使用歐拉-歐拉兩相流模型。水滴運(yùn)動(dòng)軌跡方程為:

式中,a和分別是粒子濃度和速度平均值, 公式 (6) 右側(cè)第1 項(xiàng)表示作用于平均直徑為d的水滴阻力, 其與相對(duì)粒子速度、阻力系數(shù)CD和液滴雷諾數(shù)Red成正比, 與慣性參數(shù)K成反比。第2項(xiàng)表示浮力和重力, 與局部弗勞德數(shù)Fr成反比。

式中,ρa(bǔ)和ρd分別為氣流密度和水滴密度,Vref為相對(duì)風(fēng)速,分別為氣流速度和水滴速度,d為水滴直徑,μa為運(yùn)動(dòng)黏度,L∞為特征長(zhǎng)度,g∞為來(lái)流重力加速度。

1.1.3 結(jié)冰計(jì)算及網(wǎng)格重構(gòu)

冰形生長(zhǎng)計(jì)算主要是研究水滴凝結(jié)過(guò)程中的導(dǎo)熱、對(duì)流換熱等熱交換及凝華、蒸發(fā)、升華等相變問(wèn)題, 主要依據(jù)模型為Messinger[22]建立的熱力學(xué)積冰模型。

式中,LWC為局部液態(tài)水含量,β為局部水滴收集系數(shù),hf表示水膜厚度,為平均溫度,為過(guò)冷液滴瞬時(shí)蒸發(fā)質(zhì)量,為液滴撞擊翼型表面瞬時(shí)結(jié)冰質(zhì)量,ρf為流體密度,cf為流體比熱容,為自由流溫度,Lfusion為凝固潛熱,ε為固體發(fā)射率,σ為玻爾茲曼常數(shù),Levap為蒸發(fā)潛熱,cs為固體比熱容。本文翼型積冰沒(méi)有考慮風(fēng)力發(fā)電機(jī)自身防冰或除冰系統(tǒng)提供的熱通量, 因此防冰熱通量Qanti-icing可省略。

2 幾何模型及算例驗(yàn)證

2.1 網(wǎng)格與計(jì)算條件

選取對(duì)稱翼型(NACA0012)與非對(duì)稱翼型(NACA23012)為研究對(duì)象(圖1a), 弦長(zhǎng)均取1 m,其中, NACA0012 翼型最大厚度為12%位于弦長(zhǎng)30%處; NACA23012 翼型最大厚度為12%位于弦長(zhǎng)29.5%處, 最大曲面為1.83%位于13%弦長(zhǎng)處。雷諾數(shù)均為5×106。

圖1 數(shù)值模擬翼型及網(wǎng)格。a)NACA0012 及NACA23012 翼型; b)計(jì)算域; c)清潔翼型網(wǎng)格劃分Fig.1. Numerical simulation of airfoil shape and mesh. a) NACA0012 and NACA23012 airfoils; b) computational domain;c) clean airfoils meshing

邊界條件: 計(jì)算域的左側(cè)弧形邊界, 上下邊界、右側(cè)邊界都設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng), 翼型表面為無(wú)滑移壁面條件, 垂直于紙面方向的前后邊界設(shè)置為對(duì)稱邊界(圖1b)。為避免計(jì)算域尺度過(guò)小引起回流等現(xiàn)象影響計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確度, 計(jì)算域中左側(cè)弧形邊界距離翼型前緣為15 倍弦長(zhǎng), 右側(cè)邊界距離翼型前緣為20 倍弦長(zhǎng), 為保證無(wú)量綱壁面距離(y+)小于1, 壁面第1 層網(wǎng)格厚度為0.005 mm。NACA0012 及NACA23012 兩種清潔翼型網(wǎng)格總數(shù)約2×105左右, 在ICEM CFD 中對(duì)流場(chǎng)域進(jìn)行高質(zhì)量網(wǎng)格劃分并對(duì)翼型前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)附近網(wǎng)格進(jìn)行細(xì)化(圖1c)。

2.2 算例驗(yàn)證

采用NACA0012 翼型對(duì)本文數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比, 以驗(yàn)證本文結(jié)冰數(shù)值方法的準(zhǔn)確性。文中所對(duì)比的結(jié)冰試驗(yàn)數(shù)據(jù)為Shin和Bond[23]在美國(guó)NASA Lewis 研究中心進(jìn)行的多組風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)其中的兩組, 其計(jì)算條件為: 翼型弦長(zhǎng)c=0.5334 m, 攻角AOA=4°, 環(huán)境溫度T=-5.56℃和T=-26.11 ℃, 來(lái)流速度U=67.05 m·s-1,平均水滴直徑MVD=20 μm, 液態(tài)水含量LWC=1 g·m-3, 結(jié)冰時(shí)間為360 s。

由圖2 可知, 本文數(shù)值模擬的結(jié)冰形狀與試驗(yàn)結(jié)果在一定程度上吻合度較高, 圖2a 為明冰冰形, 圖2b 為霜冰冰形, 所模擬的兩種冰形在結(jié)冰形狀和結(jié)冰極限上與試驗(yàn)結(jié)果基本一致, 證明本文所采取數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性, 進(jìn)而可開(kāi)展后續(xù)對(duì)對(duì)稱及非對(duì)稱結(jié)冰翼型對(duì)于覆冰粗糙度的敏感性分析及覆冰粗糙度對(duì)結(jié)冰翼型氣動(dòng)特性影響的對(duì)比研究。

圖2 NACA0012 翼型數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比。a) -5.56℃明冰形狀; b) -26.11℃霜冰形狀Fig.2. Comparison of numerical simulation results and test data of NACA0012 airfoil. a) -5.56°C glaze ice shape; b) -26.11℃rime ice shape

3 對(duì)稱(NACA0012)及非對(duì)稱(NACA23012)翼型氣動(dòng)性能影響分析

3.1 NACA0012 及NACA23012 翼型結(jié)冰模擬

為對(duì)比研究覆冰粗糙度對(duì)對(duì)稱(NACA0012)及非對(duì)稱(NACA23012)兩種結(jié)冰翼型氣動(dòng)性能的影響, 首先要對(duì)兩種翼型分別進(jìn)行兩種工況下的結(jié)冰計(jì)算, 得到其結(jié)冰外形, 進(jìn)而研究覆冰粗糙度對(duì)兩類結(jié)冰翼型在相同結(jié)冰條件下氣動(dòng)特性的影響。本文所設(shè)置的結(jié)冰工況條件見(jiàn)表1。

表1 結(jié)冰參數(shù)設(shè)計(jì)Table 1. Design of icing parameters

3.1.1 NACA0012 及NACA23012 翼型冰形及結(jié)冰網(wǎng)格

從圖3 可知, 在不同結(jié)冰參數(shù)下, NACA0012翼型及NACA23012 翼型在-5℃時(shí)分別生成角狀冰, 在-15℃時(shí)生成霜冰, 且在相同條件下, 翼型的結(jié)冰形狀也極為相似。將結(jié)冰翼型導(dǎo)出后重新劃分網(wǎng)格, 兩種翼型在角狀冰下的網(wǎng)格數(shù)量達(dá)到3.8×105左右, 霜冰下的翼型網(wǎng)格數(shù)達(dá)到2.8×105左右, 兩種翼型在結(jié)冰后網(wǎng)格數(shù)目接近相同, 網(wǎng)格分布相似。

圖3 NACA0012 及NACA23012 翼型不同結(jié)冰參數(shù)下的數(shù)值冰形。a)NACA0012 角狀冰; b)NACA0012 霜冰; c)NACA23012角狀冰; d)NACA23012 霜冰Fig.3. Numerical ice shapes of NACA0012 and NACA23012 airfoils with different icing parameters. a) NACA0012 horn ice;b) NACA0012 rime ice; c) NACA23012 horn ice; d) NACA23012 rime ice

3.2 覆冰粗糙度模型

翼型結(jié)冰過(guò)程十分復(fù)雜, 會(huì)因翼型的不同以及結(jié)冰條件的不同產(chǎn)生差異, 因此很難準(zhǔn)確捕捉。關(guān)于覆冰粗糙度的數(shù)值研究中, 通常采用經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證的經(jīng)驗(yàn)公式或者假定的熱力學(xué)模型進(jìn)行求解。本文在覆冰表面粗糙度的設(shè)置中, 采用等效沙礫粗糙度模型, 體現(xiàn)結(jié)冰過(guò)程中的粗糙度效應(yīng)。將覆冰粗糙度高度k疊加于翼型前緣覆冰表面, 不考慮結(jié)冰之后覆冰粗糙度對(duì)傳熱傳質(zhì)的影響, 只研究覆冰粗糙度對(duì)于結(jié)冰翼型氣動(dòng)特性的影響。

覆冰粗糙度常數(shù)(Cs)控制粗糙度元素是如何分布在翼型表面上, 為簡(jiǎn)化研究, 設(shè)定 Cs=0.5,即在冰層表面均勻分布等效顆粒微元。

3.3 覆冰粗糙度高度對(duì)結(jié)冰翼型氣動(dòng)性能的影響

研究發(fā)現(xiàn), 覆冰粗糙度高度k介于 0.28～0.79 mm 之間[24], 其中, 0.5 mm 覆冰粗糙度高度為結(jié)冰計(jì)算中較為常見(jiàn)的覆冰粗糙度設(shè)置選擇。因此, 本文對(duì)NACA0012 與NACA23012 兩翼型在覆冰粗糙度高度k為0.5 mm 時(shí)的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值研究。

3.3.1 覆冰粗糙度高度對(duì)霜冰翼型氣動(dòng)性能的影響

霜冰翼型呈流線型, 形狀規(guī)則且符合翼型的氣動(dòng)設(shè)計(jì), 對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響較小, 當(dāng)覆冰粗糙度高度k=0.5 mm 時(shí), 研究12°攻角下NACA0012 與NACA23012 霜冰翼型的氣動(dòng)特性。

由圖4 可以看出, NACA0012 與NACA23012翼型前緣結(jié)霜冰時(shí), 覆冰粗糙度高度使吸力面邊界層提前發(fā)生分離, 改變邊界層再附著點(diǎn)的位置。此外, 覆冰粗糙度高度對(duì) NACA0012 及NACA23012 霜冰翼型流場(chǎng)的改變較為相似, 形成長(zhǎng)分離泡增加翼型后緣的分離渦。

圖4 NACA0012 及NACA23012 霜冰翼型有無(wú)覆冰粗糙度高度k 時(shí)的流線。a)k=0.5 mm 時(shí)NACA0012 霜冰翼型; b)無(wú)k 時(shí)NACA0012 霜冰翼型; c)k=0.5 mm時(shí)NACA23012 霜冰翼型; d)無(wú)k 時(shí)NACA23012 霜冰翼型Fig.4. Streamlines of NACA0012 and NACA23012 rime ice airfoil with and without ice roughness height k. a)NACA0012 rime ice airfoil shape at k=0.5 mm; b)NACA0012 rime ice airfoil without k; c) NACA23012 rime ice airfoil shape at k=0.5 mm; d) NACA23012 rime ice airfoil without k

圖5 為NACA0012 及NACA23012 翼型在干凈及有無(wú)0.5 mm 覆冰粗糙度高度時(shí), 升、阻力系數(shù)在 0°～20°攻角范圍內(nèi)變化的曲線。由圖5可知, 霜冰情況下, 兩種翼型的升力系數(shù)同時(shí)下降, 且阻力系數(shù)同時(shí)增加, 此外, NACA0012 及NACA23012 清潔翼型的失速攻角約為16°左右,霜冰導(dǎo)致失速攻角提前到12°左右。研究發(fā)現(xiàn), 在翼型失速攻角之前, 霜冰翼型表面具有覆冰粗糙度會(huì)使升力系數(shù)下降程度加深, 阻力系數(shù)繼續(xù)增大。因此, 結(jié)霜冰時(shí)覆冰粗糙度對(duì)于NACA0012及NACA23012 兩種翼型氣動(dòng)性能的影響都比較大。同時(shí)發(fā)現(xiàn)增加覆冰粗糙度后并沒(méi)有改變兩種翼型的失速攻角。

圖5 覆冰粗糙度高度k 為0.5 mm 時(shí)兩種霜冰翼型氣動(dòng)性能對(duì)比。a)NACA0012 霜冰翼型; b)NACA23012 霜冰翼型Fig.5. Comparison of aerodynamic performance of two rime ice airfoils with 0.5 mm ice roughness height k. a) NACA0012 rime ice airfoil shape; b) NACA23012 rime ice airfoil shape

3.3.2 覆冰粗糙度高度對(duì)角狀冰翼型氣動(dòng)性能的影響

數(shù)值研究了在 12°攻角下, NACA0012 與NACA23012 兩種角狀冰翼型添加覆冰粗糙度高度k=0.5 mm 時(shí)的氣動(dòng)性能。由圖6 可看出,NACA23012 角狀冰翼型表面具有覆冰粗糙度高度時(shí), 只是增加結(jié)冰翼型表面后緣處分離渦的寬度, 對(duì)翼型表面的分離點(diǎn)并沒(méi)有影響, 這與之前的研究結(jié)果[20]一致。

圖6 NACA23012 角狀冰翼型有無(wú)覆冰粗糙度高度k 時(shí)的流線。a)k=0.5 mm 時(shí)NACA23012 角狀冰翼型; b)無(wú)k 時(shí)NACA23012 角狀冰翼型Fig.6. Streamlines of NACA23012 horn ice airfoil with and without ice roughness height k. a) NACA23012 rime ice airfoil shape at k=0.5 mm; b) NACA23012 rime ice airfoil without k

然而, 從圖7 可知, 12°攻角下, NACA0012 角狀冰翼型表面有無(wú)k=0.5 mm 覆冰粗糙度高度時(shí),翼型前緣與后緣分別出現(xiàn)較大的分離渦, 且分離區(qū)域逐漸發(fā)展在一起。當(dāng)NACA0012 角狀冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), 翼型前后緣所出現(xiàn)的分離渦消失。產(chǎn)生這種情況的原因大致如下: 依據(jù)表1 結(jié)冰條件, NACA0012 在前緣位置生成較為尖銳的角狀冰, 當(dāng)翼型前方氣流流過(guò)時(shí), 會(huì)產(chǎn)生較大的速度, 同時(shí)NACA0012 翼型為對(duì)稱翼型,與NACA23012 翼型相比, 前緣上表面位置流動(dòng)過(guò)渡較差, 因此在無(wú)覆冰粗糙度時(shí)會(huì)產(chǎn)生如圖所示的流場(chǎng), 當(dāng)結(jié)冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí),覆冰粗糙度起到提高流動(dòng)過(guò)渡的作用, 使氣流再度附著。

圖8為覆冰粗糙度高度為0.5 mm 時(shí)兩種角狀冰翼型氣動(dòng)性能對(duì)比, 從圖中也可以看出,NACA23012翼型結(jié)冰后, 失速攻角提前到10°左右, 添加覆冰粗糙度高度不會(huì)改變失速攻角;NACA0012 翼型結(jié)冰后, 失速攻角為10°, 而添加覆冰粗糙度高度后, 失速攻角被延遲到12°左右。

圖8 覆冰粗糙度高度k 為0.5 mm 時(shí)兩種角狀冰翼型氣動(dòng)性能對(duì)比。a)NACA0012 角狀冰翼型; b)NACA23012 角狀冰翼型Fig.8. Comparison of aerodynamic performance of two horn ice airfoils with 0.5 mm ice roughness height k. a) NACA0012 horn ice airfoil shape; b) NACA23012 horn ice airfoil shape

為進(jìn)一步研究NACA0012 翼型流場(chǎng)的改變是否受覆冰粗糙度高度k的影響, 在12°攻角下, 研究覆冰粗糙度高度k分別為0.25 mm、0.28 mm、0.3 mm、0.35 mm、0.4 mm、0.45 mm、0.55 mm、0.6 mm、0.65 mm、0.7 mm、0.75 mm 和0.78 mm時(shí)NACA0012 結(jié)冰翼型速度流場(chǎng)曲線(圖9)。由圖9 可知, 覆冰粗糙度高度k小于0.4 mm 時(shí),NACA0012 角狀冰翼型上表面生成分離渦, 翼型后緣無(wú)法恢復(fù)至最初的壓力狀態(tài), 邊界層大面積脫離葉片表面, 增加流動(dòng)阻力和流動(dòng)損失; 覆冰粗糙度高度k在0.4～0.65 mm 時(shí), 表面粗糙度對(duì)結(jié)冰翼型邊界層產(chǎn)生影響, 增加了粘性力, 使氣流再度附著; 覆冰粗糙度高度k在0.7～0.78 mm時(shí), 翼型上表面后緣處開(kāi)始出現(xiàn)反向的分離渦,即覆冰粗糙度再次導(dǎo)致流動(dòng)分離。

圖9 NACA0012 角狀冰翼型在不同覆冰粗糙度高度k 下的流線。a)0.28 mm; b)0.3 mm; c)0.35 mm; d)0.4 mm; e) 0.45 mm;f)0.5 mm; g)0.55 mm; h)0.6 mm; i)0.65 mm; j)0.7 mm; k)0.75 mm; l)0.78 mmFig.9. Streamlines for NACA0012 horn ice airfoil at different ice roughness height k. a) 0.28 mm; b) 0.3 mm; c) 0.35 mm;d) 0.4 mm; e) 0.45 mm; f) 0.5 mm; g) 0.55 mm; h) 0.6 mm; i) 0.65 mm; j) 0.7 mm; k) 0.75 mm; l) 0.78 mm

3.4 覆冰粗糙度高度對(duì)NACA0012 及NACA23012翼型氣動(dòng)性能的影響

選取不同的覆冰粗糙度高度, 對(duì)比分析了6°攻角與12°攻角時(shí), NACA0012 翼型與NACA23012 翼型在不同結(jié)冰形狀下的氣動(dòng)性能。

3.4.1 覆冰粗糙度高度對(duì)霜冰翼型氣動(dòng)性能的影響

在NACA0012 翼型與NACA23012 翼型結(jié)霜冰時(shí), 研究?jī)煞N翼型在不同攻角下對(duì)于覆冰粗糙度高度的敏感性。從圖10 中可知, NACA0012翼型與 NACA23012 翼型結(jié)霜冰時(shí), 兩種結(jié)冰翼型隨著覆冰粗糙度高度的增加, 升力系數(shù)降低, 阻力系數(shù)增加, 升、阻力系數(shù)的變化趨勢(shì)相似。但是, NACA23012 結(jié)冰翼型在覆冰粗糙度高度為0.25～0.55 mm 時(shí), 阻力系數(shù)增長(zhǎng)速度高于NACA0012 結(jié)冰翼型。

3.4.2 覆冰粗糙度高度對(duì)角狀冰翼型氣動(dòng)性能的影響

分別選取6°攻角、12°攻角研究NACA0012翼型與NACA23012 翼型結(jié)角狀冰時(shí), 兩種翼型對(duì)于覆冰粗糙度高度的敏感性。由圖11 可知,NACA0012 翼型與NACA23012 翼型結(jié)角狀冰時(shí),在小攻角下, 兩種結(jié)冰翼型隨著覆冰粗糙度高度的增加, 升力系數(shù)降低, 阻力系數(shù)增加, 升、阻力系數(shù)的變化趨勢(shì)相似; 在大攻角下, 隨著覆冰粗糙度高度的增加, 兩種翼型的阻力系數(shù)增加趨勢(shì)相似; 當(dāng)覆冰粗糙度高度小于0.55 mm 時(shí), 兩種翼型的升力系數(shù)下降, 當(dāng)覆冰粗糙度高度大于0.55 mm 以后, NACA23012 翼型升力系數(shù)緩慢降低, 而NACA0012 翼型升力系數(shù)開(kāi)始小幅度增加,這與前文覆冰粗糙度對(duì)角狀冰翼型氣動(dòng)性能影響的結(jié)論相似?？梢?jiàn), NACA0012 及NACA23012 翼型在兩種結(jié)冰形狀下的關(guān)鍵覆冰粗糙度高度大約為0.55 mm, 因此選取0.55 mm 的覆冰粗糙度高度研究在幾個(gè)關(guān)鍵位置處布置覆冰粗糙度高度時(shí),對(duì)于對(duì)稱(NACA0012)及非對(duì)稱(NACA23012)結(jié)冰翼型氣動(dòng)性能的影響。

圖11 兩種角狀冰翼型在不同覆冰粗糙度高度下的氣動(dòng)性能對(duì)比。a)6°攻角; b)12°攻角Fig.11. Comparison of aerodynamic performance of two horn ice airfoils at different ice roughness heights. a) attack angles of 6°; b) attack angles of 12°

3.5 覆冰粗糙度位置對(duì)翼型氣動(dòng)性能的影響

根據(jù)表1結(jié)冰參數(shù)對(duì)NACA0012及NACA23012兩種翼型進(jìn)行數(shù)值模擬, 發(fā)現(xiàn)兩種翼型結(jié)冰極限都在弦長(zhǎng)的13%位置處。此外, 分析兩種角狀冰翼型, 發(fā)現(xiàn)以下幾個(gè)關(guān)鍵位置: 即翼型前緣駐點(diǎn)到結(jié)冰形狀的最大處, 這是冰形的主要生長(zhǎng)區(qū),將其命名為 wing1; 前緣駐點(diǎn)到弦長(zhǎng)的2.25%,此位置出現(xiàn)冰形拐角, 將其命名為wing2; 弦長(zhǎng)的2.25%～6.25%處, 有細(xì)微的冰形起伏, 將其命名為wing3, 弦長(zhǎng)的6.25%～13%處, 將其命名為wing4; 剩下位置(弦長(zhǎng)的13%到翼型尾緣)命名為wing5。選取NACA0012翼型在霜冰和角狀冰時(shí)的結(jié)冰形狀, 結(jié)冰翼型覆冰粗糙度位置劃分見(jiàn)圖12。

圖12 結(jié)冰翼型覆冰粗糙度位置劃分。a)霜冰; b)角狀冰Fig.12. Location division of icing roughness for icing airfoils. a) rime ice; b) horn ice

3.5.1 覆冰粗糙度位置對(duì)霜冰翼型氣動(dòng)性能的影響

為研究NACA0012 及NACA23012 兩種翼型在霜冰情況下不同位置布置粗糙度時(shí)的氣動(dòng)特性,選取6°攻角和12°攻角, 分析升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨覆冰粗糙度位置的變化曲線。

如圖13 可知, 對(duì)NACA0012 及NACA23012兩種霜冰翼型在前緣不同位置布置0.55 mm 高度的覆冰粗糙度時(shí), 兩種攻角下, 在wing2 位置處,兩種結(jié)冰翼型升力系數(shù)增加, 阻力系數(shù)減小。這種情況可能是由于覆冰粗糙度在一定程度上改善了兩種結(jié)冰翼型的氣動(dòng)外形, 空氣動(dòng)力學(xué)行為往往會(huì)增強(qiáng); 在wing3 及wing4 位置處, 兩種結(jié)冰翼型的升力系數(shù)緩慢降低, 且趨勢(shì)接近, 阻力系數(shù)大幅增加, 且NACA23012 結(jié)冰翼型的阻力系數(shù)增加速度大于NACA0012 結(jié)冰翼型。可知, 當(dāng)NACA0012 及NACA23012 兩種霜冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), 除冰形自身對(duì)于氣動(dòng)性能的影響外, 覆冰粗糙度帶寬度越小, 對(duì)于覆冰翼型氣動(dòng)性能的影響越小。

圖13 兩種霜冰翼型在不同覆冰粗糙度位置處的氣動(dòng)性能對(duì)比。a)6°攻角; b)12°攻角Fig.13. Comparison of aerodynamic performance of two rime ice airfoils at different ice roughness positions. a) attack angles of 6°; b) attack angles of 12°

3.5.2 覆冰粗糙度位置對(duì)角狀冰翼型氣動(dòng)性能的影響

為研究NACA0012 及NACA23012 兩種角狀冰翼型在不同位置布置覆冰粗糙度時(shí)的氣動(dòng)特性,選取6°攻角和12°攻角, 分析兩種結(jié)冰翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)變化。

如圖14 可知, 對(duì)NACA0012 及NACA23012兩種角狀冰翼型在前緣不同位置布置0.55 mm 高度的覆冰粗糙度時(shí), 在小攻角下, wing1 處布置覆冰粗糙度, 兩種結(jié)冰翼型升力系數(shù)降低, 阻力系數(shù)增加, wing2—wing4 位置布置粗糙度時(shí), 升力系數(shù)緩慢降低, 阻力系數(shù)持續(xù)增加, 且NACA23012結(jié)冰翼型阻力系數(shù)的增加趨勢(shì)較NACA0012 結(jié)冰翼型更為迅速; 大攻角下, NACA0012 結(jié)冰翼型在wing1—wing4 處, 升力系數(shù)持續(xù)降低, 阻力系數(shù)在 wing2 位置增大, 之后逐漸減小, 對(duì)于NACA23012 結(jié)冰翼型, 在wing1 及wing2 處升力系數(shù)增加, 隨后在wing3 及wing4 處減小, 在wing1 及wing2 處阻力系數(shù)減小, 隨后在wing3及wing4 處增加。此外, 12°攻角下, NACA0012結(jié)冰翼型在不同覆冰粗糙度位置處的阻力系數(shù)遠(yuǎn)高于NACA23012 翼型。

圖14 兩種角狀冰翼型在不同覆冰粗糙度位置處的氣動(dòng)性能對(duì)比。a)6°攻角; b)12°攻角Fig.14. Comparison of aerodynamic performance of two horn ice airfoils at different ice roughness positions. a) attack angles of 6°; b) attack angles of 12°

由此可知, 當(dāng)NACA0012 及NACA23012 兩種角狀冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), wing2 處布置覆冰粗糙度, 可以改善冰形表面邊界層的流動(dòng)過(guò)渡, 降低對(duì)氣動(dòng)性能的不利影響。

4 結(jié)論

本文基于計(jì)算流體力學(xué)的數(shù)值計(jì)算方法, 對(duì)比研究了對(duì)稱翼型(NACA0012)和非對(duì)稱翼型(NACA23012)在相同結(jié)冰條件和粗糙度參數(shù)下的氣動(dòng)特性, 得出以下結(jié)論。

1. NACA0012 及NACA23012 兩種翼型前緣生成霜冰時(shí), 覆冰粗糙度對(duì)兩種結(jié)冰翼型氣動(dòng)性能的影響顯著, 使兩種翼型背風(fēng)面流動(dòng)分離提前, 后緣分離渦結(jié)構(gòu)變大; 當(dāng)兩種翼型前緣生成角狀冰時(shí),覆冰粗糙度對(duì)NACA23012 翼型氣動(dòng)性能的影響較小, 僅僅增加結(jié)冰翼型后緣分離渦的寬度; 對(duì)于NACA0012 翼型而言, 結(jié)冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), 會(huì)延遲NACA0012 結(jié)冰翼型失速攻角。

2. 對(duì)于NACA0012 及NACA23012 兩種結(jié)冰翼型而言, 在不同覆冰粗糙度高度及不同粗糙度位置時(shí), NACA23012 霜冰翼型阻力系數(shù)增長(zhǎng)速度均高于NACA0012 霜冰翼型, 而NACA0012 角狀冰翼型在大攻角下, 在不同覆冰粗糙度高度及位置處, 阻力系數(shù)遠(yuǎn)高于NACA23012 翼型。

3. 當(dāng)NACA0012 及NACA23012 兩種霜冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), 除冰形自身對(duì)于氣動(dòng)性能的影響外, 覆冰粗糙度位置寬度越小, 對(duì)于覆冰翼型氣動(dòng)性能的影響越小。

4. 當(dāng)NACA0012 及NACA23012 兩種角狀冰翼型表面具有覆冰粗糙度時(shí), 在冰角附近布置覆冰粗糙度, 可以使冰形表面趨于完整, 降低對(duì)氣動(dòng)性能的不利影響。

本文對(duì)對(duì)稱翼型(NACA0012)和非對(duì)稱翼型(NACA23012)在相同結(jié)冰條件和粗糙度參數(shù)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比分析, 可在一定程度上反映覆冰粗糙度對(duì)兩種結(jié)冰翼型氣動(dòng)特性的作用規(guī)律。在冰形計(jì)算過(guò)程中, 結(jié)冰條件有一定的特殊性,可能對(duì)結(jié)果產(chǎn)生影響, 后續(xù)工作應(yīng)進(jìn)一步深入。針對(duì)結(jié)冰翼型覆冰粗糙度的研究, 能夠?yàn)楹涞貐^(qū)風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計(jì)及機(jī)組性能評(píng)估提供一定的工程應(yīng)用價(jià)值, 同時(shí)也能夠?yàn)檫\(yùn)行于南、北極地區(qū)的風(fēng)力機(jī)葉片提供設(shè)計(jì)思路, 促進(jìn)極地地區(qū)以風(fēng)能發(fā)電為主的供電系統(tǒng)發(fā)展, 以推動(dòng)極地考察與研究過(guò)程中對(duì)于清潔能源供電需求的應(yīng)用。