波浪型结节改形风机翼型的气动性能研究

　　采用大涡模拟湍流模型对前后缘波浪型结节改形风机翼型在雷偌数5×104下不同攻角的流动控制机理进行了数值研究。研究表明:相比于标准直翼型NACA0012,改形风机翼型在失速区得到了更平缓的升力曲线。在小攻角(α<12°)工况下,改形翼型的升力系数稍小,然而当攻角(α>12°)时,其升力系数明显提高,最高可达37%。改形翼型由于其前后缘沿展向呈正弦波浪型变化,在不同截面处的呈现出明显不同的尾迹结构,从而导致其表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用,使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制,从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。深入研究前后缘波浪型结节改形风机翼型尾迹结构的流动分布及物理特性等,对于揭示前后缘结节改形风机翼型流动控制机理具有非常重要的意义。

　　关键词：波浪型结节改形翼型;流动控制;大涡模拟;失速

　　Abstract: The effect of the protuberances leading and tailing edges on the aerodynamic characteristics of a Wind Turbine modified airfoil is studied using the large eddy simulations.The control mechanisms of a varicose airfoil with different angles of attack at the Reynolds number of Re=5×104 have been studied using the large eddy simulations.Due to the sinusoidal spanwise waviness of the modified airfoil,a more gentle lift characteristic is obtained during stall.For angles of attack less than the baseline stall angle of a NACA0012 airfoil(α≈12°),a lift coefficient reduction was observed for the varicose airfoils,while the lift coefficient increases up to 37% greater than that of a NACA0012 airfoil when the angle of attack is larger than the baseline stall angle of the NACA0012 airfoil.In general,the leading edge protuberances results in the flow separation delay occur,which result in the delay of the stall on the whole airfoil and reduces the abrupt drop of lift at stall condition.However,no drag reduction can be found using such modified airfoil.It is hoped that such modified airfoil will be helpful on the design of wind turbine to enhance their working efficiency.

　　Keywords: modified wavy airfoil;flow control;large eddy simulation;stall

　　基金项目: 国家自然科学基金项目资助(11172220);; 中央高校基本科研业务费专项资金资助(2010-Ia-030);; 高等学校博士学科点专项科研基金资助课题(200804971025)

　　风机叶片作为摄取风能的关键部件，其气动性能直接决定风机的工作效率和运行寿命。一般来讲，当风机叶片处于大攻角运行状态时，叶片表面容易发生流动分离，导致叶片失速，风机工作效率下降，引起噪声甚至喘振。目前风机翼型在失速工况下气动性能稳定性正受到极大关注。针对风机叶片所产生的振动及噪声的控制方法主要有: 采用改变风机叶片自身几何形状、数量、排列方式、安装角度及主动控制方法等。以改形为基本思想，借助仿生学方法，国外的研究人员将叶片后缘部分与叶片主体部分分解开来，参照鱼类尾鳍的摆动方式设计后缘，以达到降低控制其稳定性的目的，研究认为后缘处结节之间的小漩涡起了重要作用［1，2］。Nierop 等研究分析了一种仿鲸鱼鳍的前缘改进型叶片，研究表明此种仿生改形有效地减少了叶片表面湍流附面层压力脉动并延缓叶片后部旋涡流分离脱落，同时降低气动噪声［3］。此叶片前缘改形思想在实际风机叶片的设计中已被成功采用［4］。孙少明等对轴流风机叶片采用仿长耳鸮翼前缘非光滑处理，得出此种改形在一定程度上降低风机噪声的产生，最大降噪率达2． 52%［5］。庄月晴等利用前缘旋转，李银然等利用Gurney 襟翼来改善翼型的气动性能［6，7］。

　　上述所采取改变叶片局部形状的控制方法在提高效率方面已经取得了较大进展。然而利用风机叶片前后缘整体改形以降低气动噪声，改善失速区的气动性能，目前展开的研究仍然很少，其控制翼型绕流流动结构的物理机制仍需更好的解释和预测。

　　邹琳的研究表明沿展向呈波浪形的圆柱能够减阻，降低脉动升力系数进而抑制振动［8，9］。其主要原因是展向方向呈现周期性正负涡的交替分布特性，波浪型圆柱表面的自由剪切层得以延展。因此，本文将研究工作拓展到了前后缘波浪型结节改形风机翼型的流动控制机理分析。采用大涡模拟湍流模型，分别对前后缘波浪型结节改形风机翼型( 下简称改形翼型) 与标准直NACA0012翼型在不同攻角下的气动性能进行数值计算研究。旨在探讨节改形翼型的对流动分离特性，升阻力系数，尾迹控制及其翼型表面压力分布的影响，并以此研究其流动控制的机理。

　　(1) 由于改形翼型前后缘沿展向呈正弦波浪型变化，在失速区得到了更平缓的升力曲线。相比于标准直NACA0012 翼型，在小攻角( α ＜12°) 工况，改形翼型的升力系数稍大，然而当攻角( α ＞ 12°) 时，其升力系数明显提高，最高可达37% ;

　　(2) 由于这种特定的波浪型前后缘结节，使得改形翼型的速度分离点在不同截面处的发生正弦状弯曲，呈现出明显不同的尾迹结构，使得改形翼型表面自由剪切层发生扭曲。这种三维涡在其产生、发展以及推移过程中的相互作用，使得其三维尾迹涡结构在失速区能得到很好的控制，从而达到延迟流动分离及减小失速影响的目的。

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