葉尖小翼對(duì)風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)特性影響研究

王亞娥,葛文澎,苗得勝,吳 迪

（明陽智慧能源集團(tuán)股份公司，廣東 中山 528400）

0 引言

作為風(fēng)力發(fā)電機(jī)組的重要組成部分，葉片氣動(dòng)特性的優(yōu)劣直接決定了風(fēng)電機(jī)組發(fā)電能力的高低。因此，如何提升葉片的氣動(dòng)特性成為研究的重點(diǎn)。當(dāng)空氣流經(jīng)風(fēng)輪葉尖時(shí)會(huì)產(chǎn)生葉尖渦，葉尖渦的出現(xiàn)會(huì)導(dǎo)致機(jī)組的輸出功率減小，疲勞載荷增大?，F(xiàn)有研究表明，在葉片葉尖段加裝小翼，可以改善葉尖流場(chǎng)分布，降低葉尖處的誘導(dǎo)阻力，減少葉尖能量損失，進(jìn)而提高機(jī)組的發(fā)電效率[1]。蔡新[2]研究了葉尖小翼傾斜角對(duì)葉片氣動(dòng)性能的影響，發(fā)現(xiàn)大傾斜角小翼能明顯改善葉尖繞流，降低葉尖能量損耗。陳愷[3]建立了NREL 5 MW風(fēng)力機(jī)葉尖小翼的參數(shù)化模型，開展了參數(shù)敏感性分析，并基于CFD方法對(duì)比分析了小翼對(duì)葉片表面流態(tài)、壓力分布等特性的影響，揭示了小翼增功的氣動(dòng)機(jī)理。胡丹梅[4]探究了平板小翼和融合小翼對(duì)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性和流場(chǎng)分布的影響，發(fā)現(xiàn)在葉尖增加小翼可提高風(fēng)力機(jī)總功率，與平板小翼相比，融合小翼的葉片表面壓差更大，具有更好的氣動(dòng)特性。張浩[5]以NREL5MW風(fēng)力機(jī)為研究對(duì)象，在葉尖安裝L小翼，降低了葉尖繞流的下洗速度，改變了葉尖環(huán)量的分布，降低了葉尖渦強(qiáng)度，抑制了葉尖氣流與葉片過早分離，增大了葉尖上、下表面壓差，增加了風(fēng)力機(jī)輸出功率，提高了風(fēng)能利用效率。陶維翔[6]對(duì)后掠L型葉尖小翼進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)風(fēng)力機(jī)加裝后掠L型小翼后，其軸向推力增加了0.46%～0.81%，增幅較小，而發(fā)電效率增幅明顯，提升了3.4%～4.2%。張慶峰[7]采用數(shù)值模擬方法分析了小翼幾何參數(shù)的最佳變化范圍，為小翼的設(shè)計(jì)提供了方法依據(jù)。Ali A[8]研究了不同葉尖小翼對(duì)水平軸風(fēng)力機(jī)升阻比的影響，結(jié)果表明，在迎風(fēng)葉片下，加裝小翼能夠提升26%的升阻比。

已有的針對(duì)葉尖小翼的研究均較為理想，小翼朝向吸力面的設(shè)計(jì)居多，而實(shí)際工程應(yīng)用要考慮葉片凈空問題，防止葉片出現(xiàn)大幅振動(dòng)時(shí)與塔筒發(fā)生碰撞。此外，葉尖小翼的扭角大小關(guān)系到葉尖氣流分離邊界位置點(diǎn)，從而對(duì)葉片壓力產(chǎn)生影響，這一方面研究較少。本文以某1.5MW風(fēng)力發(fā)電機(jī)組為研究對(duì)象，對(duì)4～10m/s風(fēng)速下5種加小翼葉片和直葉片風(fēng)輪流場(chǎng)進(jìn)行仿真計(jì)算。通過對(duì)比加小翼前后風(fēng)力機(jī)葉尖流場(chǎng)分布及氣動(dòng)特性的變化，研究小翼扭角對(duì)風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性的影響，并充分考慮葉片凈空、葉尖整形和扭角大小等問題。

1 計(jì)算模型

1.1 計(jì)算模型及參數(shù)

本文以某1.5MW水平軸風(fēng)力機(jī)為研究對(duì)象，計(jì)算域如圖1所示。計(jì)算域由旋轉(zhuǎn)域和靜止域兩部分組成。旋轉(zhuǎn)域?yàn)閳D中葉片所在區(qū)域，其他區(qū)域均為靜止域。靜止域?yàn)閳A柱體，以輪轂中心為原點(diǎn)，靜止域長為2D+10D，柱面直徑為4D，其中D為風(fēng)輪直徑。機(jī)艙和塔筒位于風(fēng)輪下風(fēng)向，故未考慮其影響。風(fēng)力機(jī)相關(guān)參數(shù)如表1所示。

圖1 計(jì)算域Fig.1 Computational domain

表1 1.5MW風(fēng)力機(jī)基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of 1.5MW wind turbine

葉尖小翼的設(shè)計(jì)參數(shù)主要有小翼高度、掠角、斜面角、彎曲半徑、前束角和扭角，各參數(shù)的定義如圖2所示。關(guān)于小翼扭角[9]的正負(fù)值，定義翼型前緣側(cè)向來流方向時(shí)為正。

圖2 葉尖小翼設(shè)計(jì)參數(shù)Fig.2 Design parameters of tip winglet

本文中5種葉尖小翼的彎曲半徑均為0.2m，高度均為0.8m，小翼朝向均指向葉片壓力面一側(cè)，各小翼僅扭角不同。為了便于后續(xù)數(shù)據(jù)分析，對(duì)小翼進(jìn)行編號(hào)（表2），其中A0表示直葉片。直葉片葉尖段與加小翼葉尖段的幾何結(jié)構(gòu)如圖3所示。

表2 葉尖小翼編號(hào)定義Table 2 Number definition of tip winglet

圖3 直葉片與加小翼葉片葉尖段Fig.3 Tip section of straightblade and wingletblade

1.2 模型驗(yàn)證

本文采用STAR_CCM+軟件對(duì)計(jì)算域進(jìn)行非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分。對(duì)葉片附近進(jìn)行局部網(wǎng)格加密，葉片表面首層網(wǎng)格y+值約為1，邊界層網(wǎng)格增長率為1.2，核心區(qū)網(wǎng)格增長率為1.2。計(jì)算湍流模型為SST k-w。通過對(duì)比風(fēng)速為6m/s時(shí)不同網(wǎng)格量的計(jì)算結(jié)果，發(fā)現(xiàn)當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)大于2 090萬時(shí)，其數(shù)量的增長對(duì)于計(jì)算結(jié)果的影響越來越?。ū?）。因此，認(rèn)為網(wǎng)格總數(shù)為2 090萬時(shí)，達(dá)到計(jì)算精度要求，此時(shí)，旋轉(zhuǎn)域網(wǎng)格數(shù)為2 002萬，靜止域網(wǎng)格數(shù)為88萬。

表3 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證Table 3 Validation of grid independence

圖4所示為不同風(fēng)速時(shí)，功率推力仿真數(shù)據(jù)與實(shí)際數(shù)據(jù)對(duì)比圖。由于該機(jī)組采用變槳控制法，當(dāng)風(fēng)速達(dá)到額定風(fēng)速時(shí)，葉片存在槳距角，本文暫不考慮葉片變槳工況，因此僅對(duì)4～10m/s風(fēng)速段的功率及推力進(jìn)行驗(yàn)證。

圖4 仿真值與Bladed實(shí)際計(jì)算值對(duì)比Fig.4 Comparison of simulation value and blade calculated value

由圖4可知，在給定風(fēng)速段內(nèi)，功率及推力仿真模擬值與Bladed實(shí)際計(jì)算值基本吻合，最大誤差不超過6%，表明可使用該模型進(jìn)行后續(xù)計(jì)算。

1.3 計(jì)算條件設(shè)置

計(jì)算域進(jìn)口為均勻流速度進(jìn)口，風(fēng)速取4～10m/s，間隔為1m/s。出口為壓力出口，壓力值為一個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓。計(jì)算域側(cè)面采用對(duì)稱邊界條件。靜止域與旋轉(zhuǎn)域之間采用多重參考坐標(biāo)系模型（MRF）進(jìn)行耦合，通過內(nèi)部交界面進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞。

采用STAR_CCM+軟件進(jìn)行仿真計(jì)算，分別計(jì)算4～10m/s風(fēng)速下，直葉片與5種不同扭角小翼葉片的流場(chǎng)分布及其對(duì)機(jī)組性能的影響。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 加小翼前后葉尖流場(chǎng)分析

圖5為風(fēng)速為6m/s時(shí)，加小翼前后葉尖段速度矢量分布圖。

圖5 加小翼前后葉尖速度矢量分布Fig.5 Velocity distribution of tip before and after addingwinglets

對(duì)于直葉片，氣流流經(jīng)葉片葉尖附近時(shí)，受到葉片的阻礙，于是向葉尖方向流動(dòng)，并在葉尖附近產(chǎn)生擾流現(xiàn)象，該現(xiàn)象導(dǎo)致葉尖壓力面壓力減小，吸力面壓力增大，從而減小葉尖附近壓力面和吸力面之間的壓差，降低葉片的輸出力矩。在葉尖段加小翼后，氣流流經(jīng)葉尖時(shí)受到小翼的阻礙，速度減小，同時(shí)小翼對(duì)葉尖氣流具有一定的導(dǎo)流作用，有效地減弱了葉尖流動(dòng)分離現(xiàn)象，增大了葉尖段壓差，進(jìn)而增大葉片輸出力矩，提升了機(jī)組輸出功率。

2.2 加小翼前后葉尖段氣動(dòng)特性分析

小翼對(duì)葉片氣動(dòng)特性的影響主要體現(xiàn)在葉尖附近。因此，分別截取葉尖段r為38（r/R=94.3%），39m（r/R=96.8%）和39.5m（r/R=98%）位置處的平面，并提取其表面壓力分布進(jìn)行分析，其中，r和R分別為翼型截面到葉根的距離和直葉片長度。圖6為風(fēng)速為6m/s時(shí)，A0～A5葉片各截面壓力分布對(duì)比圖，圖中橫坐標(biāo)為截面翼型單位弦長c。

圖6 葉尖段截面壓力分布對(duì)比Fig.6 Comparison of pressure distribution in blade tip section

葉尖小翼主要影響截面吸力面壓力。圖6（a）中，與A0直葉片相比，加小翼后，葉片截面壓力面壓力略微增大，但截面吸力面靠近前緣處壓力明顯增大，增大約12%，但該位置處小翼扭角的影響很小。

本文中小翼安裝位置為r/R=96.8%處，因此在圖6（b）中，與直葉片相比，葉片截面壓力明顯增大，吸力面靠近前緣處增大15%～25%，壓力面平均增大10%左右。此時(shí)，采用不同小翼，截面壓力分布基本相同，小翼扭角對(duì)截面壓力的影響依舊不明顯。

由圖6（c）可知，在截面前緣處，小翼為負(fù)扭角時(shí)，壓差值大于小翼正扭角時(shí)的壓差值。這可能是由于負(fù)扭角時(shí)葉片截面翼型的氣動(dòng)攻角增大，升力系數(shù)增大，進(jìn)而導(dǎo)致葉片輸出功率增大。

圖7為不同風(fēng)速下，加小翼葉片與原葉片葉尖段（r/R=96.8%～100%）力矩與推力增長率的變化曲線。由圖7可知：當(dāng)風(fēng)速為4～10m/s時(shí)，葉尖小翼可使葉尖段力矩增大40%～90%，推力增大45%～65%，此外二者的增長率均隨著來流風(fēng)速的增大而減小，并逐漸趨于穩(wěn)定；對(duì)于葉尖段力矩提升效果而言，A3小翼葉片最好，A5小翼葉片最差，即隨著扭角的增大，小翼對(duì)葉尖段力矩提升的效果逐漸變差。這表明，當(dāng)小翼其它參數(shù)相同時(shí)，負(fù)扭角更有利于提升葉尖段力矩值。這是因?yàn)楫?dāng)來流風(fēng)速相同時(shí)，即入流角一定時(shí)，根據(jù)翼型扭角、攻角和入流角之間的關(guān)系，可知扭角越小其攻角越大，當(dāng)攻角小于失速攻角時(shí)，數(shù)值越大，對(duì)應(yīng)的翼型升力系數(shù)越大，因此葉片的輸出力矩越大。

圖7 r/R為96.8%～100%時(shí)，力矩及推力增長率Fig.7 Growth rate of torque and thrust at r/R=96.8%～100%

2.3 加小翼對(duì)風(fēng)力機(jī)性能影響

風(fēng)力機(jī)葉片的輸出力矩決定了風(fēng)力機(jī)的發(fā)電功率。葉尖加裝小翼后，葉片葉尖力矩發(fā)生改變。根據(jù)葉素理論，長度為d r的力矩M為

式中：B為葉片數(shù)；ρ為空氣密度，kg/m3；V0為來流風(fēng)速，m/s；Ct為切向力系數(shù)。

式中：Cl，Cd分別為翼型升、阻力系數(shù)；φ為入流角。

推力T為

式中：Cn為法向力系數(shù)。

圖8所示為不同風(fēng)速下，各小翼葉片40.3m以上部分，即小翼彎曲段的力矩值和推力值。

圖8 各小翼彎曲段力矩和推力值Fig.8 Torque and Thrust values of flexural section of each winglet

由圖8（a）可知，隨著風(fēng)速的增大，各小翼彎曲段的M均逐漸增大，A4小翼的M最大，A3小翼的M最小。這是因?yàn)閷?duì)于小翼彎曲段，A4小翼截面翼型的攻角剛好接近失速攻角，其升力系數(shù)最大，因此A4小翼的M最大。A4小翼扭角為3°，當(dāng)入流角相同時(shí)，扭角越小，其攻角越大，因此當(dāng)小翼扭角小于3°時(shí)，其攻角已大于失速攻角，所以A1，A2，A3小翼的M依次減小。相同風(fēng)速下，A1和A5小翼的M差較小，數(shù)值基本相同，這可能是由于其截面翼型攻角分別位于失速攻角兩側(cè)，并且二者的升力系數(shù)基本相同。此外，當(dāng)風(fēng)速小于5m/s時(shí)，A3小翼彎曲段的力矩出現(xiàn)負(fù)值，這是因?yàn)轱L(fēng)速較小時(shí)，翼型入流角較小，當(dāng)其處于失速狀態(tài)時(shí)，升力系數(shù)較小，因此可能出現(xiàn)切向力系數(shù)為負(fù)值的情況，進(jìn)而導(dǎo)致力矩出現(xiàn)負(fù)值。由圖8（b）可知，各小翼彎曲段的T均隨著風(fēng)速的增大而逐漸增大，同一風(fēng)速下，A3小翼的T最大，A5小翼的T最小。當(dāng)入流角一定時(shí)，根據(jù)翼型扭角、攻角和入流角之間的關(guān)系，扭角越小其攻角越大，表明小翼彎曲段的T與翼型攻角成正比。

圖9所示為不同風(fēng)速下，與直葉片相比，各加小翼葉片對(duì)機(jī)組性能提升的影響。

圖9 加小翼對(duì)風(fēng)力機(jī)功率及推力的影響Fig.9 Influence ofwingleton power and thrustofwind turbines

由圖9可知，當(dāng)風(fēng)速為4～10m/s時(shí)，加裝小翼后風(fēng)力機(jī)功率提升了2.2%～3%，推力增大了2%～3.6%，并且二者均呈現(xiàn)出隨風(fēng)速的增大而逐漸減小的趨勢(shì)。當(dāng)風(fēng)速為4m/s時(shí)，加裝A3小翼的風(fēng)力機(jī)功率增長率較小，這是因?yàn)锳3小翼彎曲段的M為負(fù)值，進(jìn)而導(dǎo)致總M減小。對(duì)于機(jī)組總體性能提升而言，A2小翼效果最優(yōu)，A5小翼效果最差；小翼負(fù)扭角優(yōu)于正扭角，小扭角優(yōu)于大扭角。出現(xiàn)上述結(jié)果與入流角以及葉片截面翼型攻角的綜合影響有關(guān)，這也表明葉尖小翼的扭角設(shè)計(jì)存在一個(gè)合適的范圍，并不是扭角越大越好。

總體上，小翼扭角對(duì)風(fēng)力機(jī)功率和推力的影響較小。同一風(fēng)速下，對(duì)于給定小翼（扭角為-6～6°），風(fēng)力機(jī)功率增長率最大差值小于0.7%，推力增長率差值小于1%。

3 結(jié)論

本文基于實(shí)際風(fēng)場(chǎng)葉片改造項(xiàng)目，通過對(duì)風(fēng)速為4～10m/s時(shí)，某1.5MW風(fēng)力機(jī)直葉片和5種加裝小翼葉片的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬計(jì)算，得到以下結(jié)論。

①葉尖小翼減弱了葉尖附近的流動(dòng)分離現(xiàn)象，增大了葉片葉尖壓力面與吸力面之間的壓力差，可提升風(fēng)輪輸出功率。

②葉尖小翼對(duì)葉片0.94R（R≥38m）以上的葉尖段氣動(dòng)特性的影響較大，該范圍內(nèi)的葉片截面前緣吸力面?zhèn)葔毫υ龃?2%～25%。

③當(dāng)風(fēng)速為4～10m/s時(shí)，與直葉片相比，加裝小翼后，風(fēng)力機(jī)功率提升了2.2%～3%，推力增大了2%～3.6%，并且隨著風(fēng)速的增大，功率和推力增長率均逐漸減小。

④小翼負(fù)扭角對(duì)風(fēng)力機(jī)性能提升效果優(yōu)于正扭角，小扭角優(yōu)于大扭角?？傮w上，小翼扭角對(duì)機(jī)組性能的影響相對(duì)較小。相同風(fēng)速下，功率增長率最大差值小于0.7%，推力增長率差值小于1%。