前緣縫翼對風(fēng)電葉片翼型氣動性能影響的研究

王曉宇 許炳坤 白浩江 賈飛

（中國大唐集團科學(xué)技術(shù)研究院有限公司西北電力試驗研究院）

0 引言

風(fēng)電機組在實際運行過程中，葉片的氣動性能是影響風(fēng)電機組風(fēng)能捕獲與穩(wěn)定運行的重要因素[1]。伴隨著風(fēng)電市場開發(fā)逐步轉(zhuǎn)向低風(fēng)速風(fēng)場，如何在低風(fēng)速下提升風(fēng)電機組葉片風(fēng)能捕獲成為風(fēng)電研發(fā)人員關(guān)注的重點[2-3]。

在工程研究中，除增加葉片長度來提升風(fēng)電機組的風(fēng)能捕獲外，葉片改型也是提升風(fēng)電機組葉片氣動性能的重要一環(huán)。當前，針對葉片改型主要集中葉尖、葉根位置的改型上[4]。Pechlivanoglou G[5]等在葉片根部區(qū)域使用了前緣輔助小翼來抑制風(fēng)力機葉片的分離，研究證明了這種裝置的有效性;Sarkorov D[6]等研究了主動的前緣輔翼。通過主動流量控制技術(shù)改善了厚翼型的氣動性能。代元軍[7]等人提出了雙叉式葉尖結(jié)構(gòu)，分析了雙叉式葉尖結(jié)構(gòu)對葉尖氣動噪聲的影響。馬劍龍[8]提出一種M 型葉尖小翼，添加M 小翼后，葉片做功能力得到了明顯提高，并隨著來流風(fēng)速的增加，提升效果更加明顯。王曉宇[9]對添加L型葉尖小翼葉片進行分析，在添加L型小翼后，L型小翼對通過葉尖的氣流具有導(dǎo)流作用，使通過葉尖的氣流變得平緩流暢。劉益智[10]采用翼型截面來代替過渡段和圓柱段來對風(fēng)電機組葉根進行改型，通過研究發(fā)現(xiàn)，葉根位置處的扭角越大，功率提升越明顯。

從研究現(xiàn)狀來看，針對風(fēng)力發(fā)電機組葉片主要集中在葉根以及葉尖位置的改型上。為此，本文借鑒飛機添加前緣襟翼來提升葉片氣動性能的方法，對風(fēng)電機組葉片翼型添加前緣襟翼進行研究，通過對添加前緣縫翼前后的翼型進行CFD 數(shù)值模擬，分析縫翼對葉片氣動性能的改善效果，具有一定的工程意義。

1 模型的建立

1.1 前緣縫翼

前緣縫翼作為葉片提升氣動性能的部件，在減少葉片表面的流動分離、提高升力比方面發(fā)揮著重要作用。伴隨著風(fēng)電機組單機容量的不斷增大，為了保證葉根位置上的結(jié)構(gòu)強度，在翼型的選擇上，通常選擇相對厚度較大的厚翼型。此類翼型在氣動性能上與薄翼相比，氣動性能較差。因此，通過增加前緣縫翼可有效的改善風(fēng)電機組葉片厚翼型的氣動性能，從而提升風(fēng)電機組的發(fā)電量。

本文研究的重點工作是針對風(fēng)電機組常用翼型S830，在其前緣位置添加前緣縫翼，縫翼在翼型的選擇上為NACA4412。添加前緣縫翼前后的翼型圖如圖1所示。為保證計算結(jié)果的可對比性，除前緣縫翼外，添加縫翼后的S380翼型與原翼型在結(jié)構(gòu)尺寸上保持相同。

圖1 翼型形式Fig.1 Airfoil form

1.2 幾何模型

本文采用某1.5MW風(fēng)力發(fā)電機組的葉片根部初始翼型S830 為計算翼型，翼型的弦長為1000mm，縫翼添加前后的三維圖如圖2所示。

圖2 翼型三維結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Three dimensional structure of airfoil

1.3 計算模型

根據(jù)翼型計算特點，計算域在形式上，采用C-H型計算域。在網(wǎng)格劃分上，采用結(jié)構(gòu)ICEM軟件進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，并在小翼以及翼型位置上進行局部網(wǎng)格加密，第一層網(wǎng)格厚度為0.01mm，總體網(wǎng)格數(shù)為9.45×104個。圖3為流場計算模型，圖4為翼型網(wǎng)格。

圖3 翼型外流場計算模型Fig.3 Calculation model of airfoil outflow field

圖4 前緣襟翼翼型網(wǎng)格Fig.4 Leading edge flap airfoil grid

1.4 計算模型與邊界條件

1.4.1 計算模型

計算軟件選用ANSYS CFX，計算模型采用SST k-ω模型。SST k-ω 湍流模型在CFD 仿真過程具有k-ε和k-ω湍流模型的優(yōu)點，并克服了兩個模型在計算中的不足。采用k-ε來計算近壁計算區(qū)域。k-ω湍流模型計算自由流動區(qū)域，對兩個模型進行加權(quán)處理，求解過渡計算區(qū)域。

1.4.2 邊界條件

定義半圓部分為速度進口，風(fēng)速大小為10m/s，方向為沿著X軸；空氣密度為1.225kg/m3；尾部為壓力出口，出口相對壓力為0Pa。翼型與縫翼均采用無滑移壁面。分別計算在不同攻角下的翼型流動特性。

2 結(jié)果分析

2.1 升力系數(shù)與阻力系數(shù)

通過對S380翼型添加前緣縫翼前后的氣動性能進行數(shù)值模擬，得到升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨攻角的變化如圖5所示。

由圖5 可知，在添加前緣縫翼后，翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)均有所增加，但升力系數(shù)增加的更明顯。升力系數(shù)的最大增幅為8.62%，阻力系數(shù)的最大增幅為4.23%。

圖5 升、阻力系數(shù)隨攻角變化Fig.5 The lift and drag coefficient with variation of angle of attack

2.2 流線分布

在S830 翼型增加前緣縫翼后，翼型的尺寸與形態(tài)將發(fā)生改變，且對翼型周圍的流動產(chǎn)生影響。

圖6為添加縫翼前后的翼型流線分布圖，在攻角為0°時，氣流沿著壁面流動，氣流與壁面之間貼合較好。當攻角為10°時，在翼型的后緣位置，出現(xiàn)了流動分離和分離渦。攻角為20°時，流動分離的位置已接近前緣，分離區(qū)域較大，并在翼型的吸力面上出現(xiàn)了兩個較大的渦。

圖6 添加縫翼前后的翼型流線分布圖Fig.6 Airfoil streamline distribution before and after adding slats

在添加縫翼后，在0°、10°、20°的攻角下，氣流均沿著翼型的壁面流動，與壁面貼合較好，未發(fā)生吸力面上的流動分離。有效的控制了S830翼型吸力面的流動分離。

2.3 壓力分布

翼型的流場發(fā)生改變，將引起翼型的壓力分布的改變。通常情況下，翼型上下壓差越大，產(chǎn)生的升力越大。

圖7為壓力分布云圖。前后在0°攻角，S830翼型的壓力面面前緣位置壓力值較大，隨著攻角的增加，前緣位置壓力值較大區(qū)域在逐漸增加。吸力面上，攻角為0°時，壓力值較小的區(qū)域位于翼型吸力面的中間，隨攻角的增加，壓力值較小的區(qū)域向著前緣位置靠近。

圖7 壓力分布圖Fig.7 Pressure distribution

在增加前緣縫翼后，0°攻角下，翼型周圍的壓力分布與原翼型基本相同。隨著攻角的增加，縫翼對翼型壓力分布的影響越明顯，在10°與20°攻角下，縫翼的存在使得S830翼型在增大了壓力面壓力的同時減小了吸力面的壓力，從而使得翼型整體的升力增加。

3 結(jié)論

本文采用CFD數(shù)值模擬的方法對S830翼型添加前緣縫翼前后進行研究，結(jié)論如下：

1）添加前緣縫翼，S830 翼型的升力系數(shù)與阻力系數(shù)均增加，升力系數(shù)增加的更明顯；

2）添加前緣縫翼改善了S830 翼型的流動狀態(tài)，有效的控制S830翼型的流動分離；

3）縫翼的存在增大S830翼型壓力面壓力的同時減小了吸力面的壓力，從而使得翼型的升力增加。