前緣縫翼對(duì)翼型S809氣動(dòng)特性的影響

鄭文妞 蔣笑 王海鵬 涂蘇樓 王生濤

摘 ? 要：控制風(fēng)力機(jī)翼型的流動(dòng)分離，可以提升翼型的氣動(dòng)特性。本文采用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型S809氣動(dòng)特性的影響。分析了加裝前緣縫翼對(duì)翼型S809升、阻力系數(shù)和壓力系數(shù)的影響，并揭示了對(duì)翼型S809邊界層控制的機(jī)理。研究結(jié)果表明，前緣縫翼可以有效地提升翼型的氣動(dòng)特性，增大升力系數(shù)，推遲翼型邊界層的流動(dòng)分離。

關(guān)鍵詞：前緣縫翼 ?翼型S809 ?氣動(dòng)特性 ?流動(dòng)分離

中圖分類號(hào)：TK83 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文章編號(hào)：1674-098X（2019）02（a）-0017-03

由于粘性摩擦力和逆壓梯度的影響[1]，導(dǎo)致邊界層存在著流動(dòng)分離。流動(dòng)分離和動(dòng)態(tài)失速會(huì)導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)葉片疲勞載荷增加，從而降低風(fēng)力機(jī)的整體效率。因此，通過控制邊界層的流動(dòng)分離和延緩動(dòng)態(tài)失速是可以改善風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能的。邊界層流動(dòng)分離控制技術(shù)在許多領(lǐng)域也得到了廣泛的研究。同時(shí)邊界層流動(dòng)控制技術(shù)也是風(fēng)能研究的熱點(diǎn)問題。邊界層流動(dòng)分離控制技術(shù)可分為被動(dòng)控制技術(shù)和主動(dòng)控制技術(shù)[2]。這些技術(shù)主要是通過增強(qiáng)邊界層流動(dòng)的動(dòng)能來抑制或延緩流動(dòng)分離現(xiàn)象。

被動(dòng)控制技術(shù)是指一種簡(jiǎn)單有效的不需要外加功率的方法。例如，Gurney襟翼可以控制邊界層的壓力梯度[3];渦流發(fā)生器可以增加邊界層的動(dòng)能[4]。前緣縫翼是一種邊界層流動(dòng)分離控制技術(shù)，可實(shí)現(xiàn)被動(dòng)控制技術(shù)或主動(dòng)控制技術(shù)。Pechlivanoglou等[5]研究了一種固定輔助前緣翼型來控制風(fēng)力機(jī)葉片根部流動(dòng)分離。Elhadidi等[6]設(shè)計(jì)了主動(dòng)板條提高翼型升力系數(shù)，延緩了流動(dòng)分離。該活動(dòng)板條由旋轉(zhuǎn)葉片組成，可關(guān)閉、完全打開和間歇打開。Yavuz等[7]采用數(shù)值方法和實(shí)驗(yàn)方法研究了板條翼型布置對(duì)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)性能的影響。Sarkorov等[8]研究了主動(dòng)活動(dòng)前緣縫翼來提升厚翼型的氣動(dòng)性能。鄧一菊等[9]設(shè)計(jì)了5種不同縫翼內(nèi)型，并分析了不同縫翼的氣動(dòng)特性。楊茵等[10]利用數(shù)值模擬方法研究了前緣縫翼尾緣剪切層對(duì)多段翼30P30N氣動(dòng)性能的影響。張振輝等[11]研究了縫翼縫道參數(shù)對(duì)多段翼型的控制機(jī)理和影響規(guī)律。

本文研究了前緣縫翼對(duì)翼型S809的影響。翼型S809周圍的流動(dòng)可以視為是不可壓縮的流動(dòng)，湍流模型選用SST k-ω模型。同時(shí)詳細(xì)地分析和討論了前緣縫翼對(duì)翼型S809升力系數(shù)、阻力系數(shù)、壓力系數(shù)的影響。

1 ?物理模型及數(shù)值方法

本文采用數(shù)值模擬方法研究了翼型S809的氣動(dòng)特性，基于雷諾平均的不可壓N-S方程，其中湍流模型應(yīng)用Transition SST湍流模型。SST k-ω湍流模型由Menter[12]提出，該模型混合k-ω模型穩(wěn)定性和k-ε模型獨(dú)立性的優(yōu)勢(shì)，在近壁面采用k-ω模型，而在邊界層處采用k-ε模型，而Menter等[13]Transition SST湍流模型是基于SST k-ω湍流模型修正，引入了動(dòng)量厚度雷諾數(shù)Reθt輸運(yùn)方程和間歇因子γ輸運(yùn)方程。數(shù)值試驗(yàn)中采用翼型S809[14]，該翼型是美國可再生能源實(shí)驗(yàn)室（NREL）研制的風(fēng)力機(jī)葉片專用翼型，具有高升阻比和表面粗糙度不敏感等性質(zhì)。在本文中，以翼型S809為基礎(chǔ)模型，其最大相對(duì)厚度為21%，弦長(zhǎng)為0.6 m。

整個(gè)計(jì)算區(qū)域采用C-H型，計(jì)算區(qū)域外圍邊界選取12倍的翼型弦長(zhǎng)，均采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。對(duì)于光滑的翼型，整個(gè)計(jì)算域的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為7.44×104個(gè);而對(duì)于加裝前緣縫翼的翼型，整個(gè)計(jì)算域的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)約為9.57×104個(gè)。為了得到準(zhǔn)確的翼型繞流流場(chǎng)，翼型的邊界層需要進(jìn)行加密處理。翼型的壓力面和吸力面網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)數(shù)均為400個(gè)，翼型的前緣和尾緣需要進(jìn)一步加密。壁面第一層網(wǎng)格的高度為1.0×10-5 m，網(wǎng)格高度比例為1.1，確保翼型表面的y+值均小于1。

翼型表面被看做是剛性的、光滑的壁面，包括前緣縫翼。入口和出口邊界條件分別被定義為速度入口和壓力出口。采用有限體積發(fā)離散控制方程，速度與壓力的耦合計(jì)算采用SIMPLE方法，對(duì)流項(xiàng)采用二次迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分，數(shù)值模擬的殘差因子均為1×10-6，采用兩方程SST k-ω湍流模型。數(shù)值實(shí)驗(yàn)的雷諾數(shù)為1.0×106，此時(shí)馬赫數(shù)小于0.3，視整個(gè)流場(chǎng)為不可壓縮流動(dòng)。前緣縫翼的加裝位置如圖1所示，其中Sβ=20°，SL=0.03m，SH=0.054 m。

2 ?計(jì)算結(jié)果及討論

本文中的雷諾數(shù)為1.0×106，對(duì)比了光滑翼型（Case-0）和加裝前緣縫翼（Case-1）翼型的氣動(dòng)特性。圖2給出了前緣縫翼對(duì)升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響。從圖2中可以看出，在低攻角時(shí)，前緣縫翼對(duì)翼型S809的升力系數(shù)影響較小，但在大攻角時(shí)，翼型S809的升力系數(shù)有非常明顯增大。當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，翼型的升力系數(shù)從1.02提高到1.46，升力系數(shù)比約為43.14%。從圖3中可以看出，在低攻角時(shí)，前緣縫翼對(duì)翼型的阻力系數(shù)影響較小，大攻角時(shí)，翼型的阻力系數(shù)有較大的明顯增加。當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，翼型的壓力阻力系數(shù)從15.82×10-2提高到17.49×10-2，壓力阻力系數(shù)比約為10.56%。

圖4～圖6給出了前緣縫翼在10.2°、15.23°、20.16°三個(gè)攻角下對(duì)翼型S809壓力系數(shù)的影響。前緣縫翼對(duì)翼型S809吸力面壓力分布有明顯的影響。當(dāng)攻角為10.2°時(shí)，吸力面前緣壓力降低，壓力面前緣壓力升高。根據(jù)流動(dòng)邊界層理論，在吸力面的前緣，流動(dòng)狀態(tài)為速度增加和壓力降低，在壓力面前緣處存在相反的流動(dòng)狀態(tài)。當(dāng)攻角為15.23°時(shí)，前緣與后緣加裝后與加裝前無明顯變化，但在弦長(zhǎng)中間區(qū)域，吸力面壓力升高，壓力面壓力降低。加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積大于原翼型的壓力系數(shù)積分面積。當(dāng)攻角為20.16°時(shí)，加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積進(jìn)一步增大。

圖7給出了攻角為20.16°時(shí)，加裝前緣縫翼對(duì)翼型周圍的流動(dòng)的影響。如圖7所示，當(dāng)前緣縫翼加裝在翼型S809前緣時(shí)，流動(dòng)分離的現(xiàn)象減弱，分離點(diǎn)向后移動(dòng)。前緣縫翼的作用促使流動(dòng)分離點(diǎn)從X/C=0.24移動(dòng)到0.45。

3 ?結(jié)語

采用數(shù)值模擬方法研究了加裝前緣縫翼對(duì)翼型S809氣動(dòng)特性的影響。研究結(jié)果表明，加裝前緣縫翼可以有效地提升翼型S809的氣動(dòng)特性，隨著攻角的逐漸增大，翼型S809的升力系數(shù)明顯增大，阻力系數(shù)也有一定的提升，加裝前緣縫翼的壓力系數(shù)積分面積也會(huì)進(jìn)一步大于原翼型的壓力系數(shù)積分面積。同時(shí)，加裝前緣縫翼還可以將邊界層流動(dòng)分離點(diǎn)向翼型尾緣移動(dòng)。

參考文獻(xiàn)

[1] Willert C E， Cuvier C， Foucaut J M， et al. Experimental evidence of near-wall reverse flow events in a zero pressure gradient turbulent boundary layer[J]. Experimental Thermal and Fluid Science， 2018（91）： 320-328.

[2] Van Dam C P， Berg D E， Johnson S J. Active load control techniques for wind turbines[R]. Sandia National Laboratories， 2008.

[3] Cole J A， Vieira B A O， Coder J G， et al. Experimental investigation into the effect of Gurney flaps on various airfoils[J]. Journal of Aircraft， 2013， 50（4）： 1287-1294.

[4] Wang H， Zhang B， Qiu Q， et al. Flow control on the NREL S809 wind turbine airfoil using vortex generators[J]. Energy， 2017（118）： 1210-1221.

[5] Pechlivanoglou G， Nayeri C N， Paschereit C O. Fixed leading edge auxiliary wing as a performance increasing device for hawt blades[C]. Proceedings of the DEWEK. 2010.

[6] Elhadidi B， Elqatary I， Mohamady O， et al. Experimental and numerical investigation of flow control using a novel active slat[J]. World Academy of Science， Engineering and Technology， International Journal of Mechanical， Aerospace， Industrial， Mechatronic and Manufacturing Engineering， 2015， 9（1）： 21-25.

[7] Yavuz T， Ko? E， K?lk?? B， et al. Performance analysis of the airfoil-slat arrangements for hydro and wind turbine applications[J]. Renewable Energy， 2015 （74）： 414-421.

[8] Sarkorov D， Seifert A， Detinis I， et al. Active flow control and part-span slat interactions[J].AIAA Journal， 2016， 54（3）：1095-1106.

[9] 楊茵，陳迎春，李棟.前緣縫翼尾緣噴流對(duì)多段翼流場(chǎng)的影響研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2017（2）.

[10]鄧一菊，廖振榮，段卓毅.前緣縫翼內(nèi)型的氣動(dòng)設(shè)計(jì)研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32（3）：400-404.

[11]張振輝，李棟，楊茵.基于前緣縫翼微型后緣裝置的多段翼型被動(dòng)流動(dòng)控制[J].航空學(xué)報(bào)，2017（5）.

[12]Menter F R. Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications [J]. AIAA journal 1994，32（8）：1598-1605.

[13]Menter F R， Langtry R B， Likki S R， et al. A correlation-based transition model using local variables—part I： model formulation[J]. Journal of turbomachinery， 2006， 128（3）： 413-422.

[14]Somers D M. Design and experimental results for the S809 airfoil [R]. NREL， 1997， NREL/SR-440–6918.