风力机翼型大迎角分离和动态失速的数值研究

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基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算

基于NACA0012翼型动态失速的模拟仿真与数值计算魏良【摘要】Taking the NACA0012 airfoil as an example, the airfoil is meshed based on CFD method, and a set of highprecision welt mesh suitable for analyzing dynamic stall is obtained. The dynamic stall calculation method of airfoil in unsteady flow field is established by using Reynolds time-averaged N-S equation and standard k-ω model, and numerical calculation is carried out by Fluent. The variation of the vortex, the upper and lower surface pressure and the lift characteristics of the airfoil under dynamic stall in the corresponding examples are discussed and analyzed.%以NACA0012翼型为例,基于CFD方法对该翼型进行了网格划分,得到一套适合于分析动态失速的高精度贴边网格.在此基础上采用雷诺时均N-S方程,标准k-ω模型建立了翼型在非常定流场中的动态失速计算方法,并运用Fluent对其进行了数值计算.讨论并分析了相应算例中翼型在动态失速情况下涡流、翼型上下表面压力及升力特性的变化情况.【期刊名称】《机械工程师》【年(卷),期】2019(000)003【总页数】3页(P127-129)【关键词】动态失速;网格划分;数值计算;参数分析【作者】魏良【作者单位】中国国际航空公司西南分公司飞行部, 成都 610200【正文语种】中文【中图分类】V211.410 引言翼型的动态失速是指振荡翼型的等效迎角超过其静态失速迎角时发生的非定常气流分离和失速现象[1]。

风力机翼型气动力的雷诺数修正及其影响分析

风力机翼型气动力的雷诺数修正及其影响分析梁湿;刘雄;张林伟;李成良;张富海【摘要】目前,大型风力机翼型的运行雷诺数已经达到107量级,但高雷诺数下的气动数据普遍欠缺,也缺乏雷诺数效应对叶片的影响评估.文章结合翼型现有测试数据和Xfoil计算结果,以NACA63-421翼型为例,根据较低雷诺数下的气动力数据对较高雷诺数下的气动力数据进行了修正.分析了雷诺数对翼型升阻力特性、升阻比、前缘粗糙敏感性、转捩位置等气动特性的影响.根据翼型雷诺数修正方法对7.0MW风力机叶片翼型气动力进行修正,依据不同雷诺数下修正的气动力数据对叶片进行了气动计算,发现不同雷诺数下叶片的最优运行点会发生改变,影响气动效率和载荷.因此,设计过程中需要充分考虑雷诺数对风力机叶片气动特性的影响.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2015(033)011【总页数】6页(P1658-1663)【关键词】风力机;翼型;雷诺数;气动特性【作者】梁湿;刘雄;张林伟;李成良;张富海【作者单位】中材科技风电叶片股份有限公司,北京100092;汕头大学工学院,广东汕头515063;汕头大学工学院,广东汕头515063;北京万源工业有限公司,北京100176;中材科技风电叶片股份有限公司,北京100092;中材科技风电叶片股份有限公司,北京100092【正文语种】中文【中图分类】TK83翼型是叶片外形构造的基础，其性能对叶片的气动性能具有重要影响，而雷诺数是影响翼型气动性能的主要参数之一[1]。

在水平轴风力机中，叶片是最关键的部件之一，随着风电机组尺寸的不断增大，叶片翼型运行雷诺数也不断增大，Ceyhan 对20 MW级别、长123 m叶片的概念设计表明叶片运行雷诺数已达2.5×107[2]。

此外，风雪天气条件下，空气的粘性作用和密度变化也会导致雷诺数发生很大变化。

而风力机翼型表面气流流动状态一般会经历层流、过渡流到湍流的转变，即处于第一自模化区与第二自模化区中间，其气动性能受雷诺数变化的影响，在气动性能的预测中必须计及与雷诺数的非线性关系。

H型风力机叶片动态失速性能研究与改善

I摘要H 型风力发电机作为一种新型的风能利用设备逐渐受到人们的重视。

相比于目前广泛应用的水平轴风力机，H 型风力机在制造、运行和维护等方面有诸多优点。

但目前H 型风力机的气动分析和设计理论并不完善，现有的动态失速模型不能准确反应叶片的动态失速特性，翼型参数对叶片动态失速性能的影响尚不明确，这些问题都为H 型风力机的分析和设计带来了困难。

本文以H 型风力机的基础翼型——NACA 4-dig 系列翼型为研究对象，结合H 型风力机的运行特点，简化了双致动盘多流管理论，改进了现有的动态失速模型。

通过数值模拟的方法研究了H 型风力机翼型的主要参数对动态失速性能的影响。

最后设计了一种H 型风力机叶片专用的涡流发生器，并通过试验验证其对叶片动态失速的改善效果。

本文研究的主要内容包括：基于H 型风力机工作时的非定常气动特性，提出了下风区局部叶尖速比的概念，简化了双致动盘多流管理论，在此基础上对B-L 和MIT 等动态失速模型进行改进。

将改进模型计算结果与实验数据对比后发现：MIT 改进模型对上风区的切向力系数和下风区的法向力系数预测精度较高；B-L 改进模型对上风区法向力系数和下风区切向力系数的计算结果与实验数据吻合良好。

使用数值模拟的方法对叶片翼型表面的流动情况进行研究，观察翼型表面涡的产生、发展、分离、相互诱导和再附着过程。

对比不同厚度、不同弯度的翼型在不同叶尖速比下呈现出的失速特性发现：在低叶尖速比工况下，增大翼型弯度和厚度可以提高切向力系数；高叶尖速比时，小弯度(4%t ≤)，薄翼型(12%f ≤)有更好的气动性能。

根据H 型风力机的工作特性，确定涡流发生器在叶片上的布置方式和设计参数，试验验证涡流发生器对叶片动态气动特性的改善效果。

试验发现：涡流发生器在低叶尖速比下(2λ≤)改善效果尤为明显，当=1.5λ时，升力系数峰值提高了37.5%。

本文的研究为H 型风力机专用叶片的设计提供了指导。

将涡流发生器应用于H 型风力机叶片，在改善叶片失速性能方面取得了良好的效果。

极端风况下风力机的动态失速研究

极端风况下风力机的动态失速研究李仁年;郑利凯;李德顺;李银然;金俊俊;赵振希【摘要】根据IEC标准与GL准则定义极端风速模型对某1.5MW的水平轴风力机进行数值模拟计算,研究极端风况下风轮转矩、空气动力系数等的变化规律.研究发现,风力机在非稳态工况下运行时,高风速时风轮的转矩与低风速时风轮的转矩变化规律相比有明显差异,叶根到叶尖产生不同程度的失速.在风速增大和减小的不同过程中,非稳态工况下风轮转矩、升力系数和阻力系数随攻角的变化有显著地差别,叶轮的升力系数和阻力系数的最大值均高于稳态下的系数.【期刊名称】《兰州理工大学学报》【年(卷),期】2019(045)003【总页数】5页(P51-55)【关键词】风力机;极端风况;非定常;动态失速;数值模拟【作者】李仁年;郑利凯;李德顺;李银然;金俊俊;赵振希【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省风力机工程技术研究中心,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学甘肃省流体机械及系统重点实验室,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83风力机经常在非定常工况下运行,风速的不断变化影响着叶片的气动性能,进而影响整个风力机的发电效率.非定常工况主要分为定常风况和极端风况.国际电工学会(IEC)的IEC 61400-1标准[1]和德国劳埃德船级社(GL)的GL准则[2]提出了六种极端风况模型.本文主要研究风力机在极端运行阵风下的动态失速问题.极端运行阵风是基于轮毂高度处的环境条件建立的,表现为风速的急剧增大又在短时间内急剧下降,这使风轮的气动载荷发生较大变化且动态失速明显,危害风力机的运行安全和使用寿命.动态失速指攻角高于临界攻角时,翼型表面发生较复杂的非定常分离和大尺度漩涡结构,气动力产生明显的非线性迟滞特性.主要表现为其失速时的最大升力系数高于稳态失速时的升力系数.近年国内外对于极端风速模型和动态失速的研究逐渐增多.曹莉等[3]研究了强阵风风况下风力机塔架的瞬态响应,发现在强阵风下塔架横向振动波动很大.李仁年等[4]研究了风力机的法向力、切向力系数等在极端风况下的变化规律.Ferreira等[5]通过PIV技术研究了垂直轴风力机的动态失速问题.Leishman[6]针对NACA23012翼型实验分析了此翼型的非稳态、稳态失速的形成机理.宋辰瑶[7]研究了缩减频率和马赫数对旋转翼型动态失速响应的影响.陈旭等[8]对NREL S809翼型的二维流场进行数值模拟,得到不同攻角下的升、阻力系数,通过与稳态流场下的数值进行对比,得出升、阻力系数在两种状态下有显著差异.刘占芳等[9]利用B-V、B-L等动态失速模型研究立轴风力机的动态失速特性和气动特性,研究结果与实验结果对比验证了B-L模型能准确地预测风力机的气动性能.赵荣珍等[10]利用有限元法和Newmark数值积分法计算风轮在变载荷下叶片的动态响应,计算时考虑了叶片受到剪切力、弹性耦合及离心力等的作用.研究结果表明,剪切力、叶片旋转下的弹性耦合与离心力的作用对叶片振动和振幅都有不同程度的影响.本文通过建立风力机模型,利用Fluent技术对极端风况下的风力机流场进行模拟,得出的数据与稳态工况下的数值进行对比,分析非稳态、稳态下失速差异的形成机理.1 极端风速模型和数值模拟1.1 极端运行阵风模型根据IEC标准和GL准则,选取极端风速模型中的一年一遇的极端运行阵风模型(EOG)进行建模研究.一年一遇极端运行阵风模型：(1)式中：v(z)=vhub(z/zhub)α,vhub为轮毂处风速,m/s,zhub为轮毂高度,m;α为幂指数(通常取0.2);vgust,N为极端运行阵风的风速,m/s;取T=10.5 s,N=1.通过以上数学模型建立的一年一遇极端运行阵风风速模型(EOG)如图1所示.1.2 数值模拟1.2.1 模型选择与网格划分采用某1.5 MW风力机进行数值模拟计算,风轮直径83 m,额定风速10.4 m/s,额定转速17.2 r/min,轮毂高度65 m,叶片截面翼型为NH02XX.选择风轮的1/3区域作为计算域并在对称边界设置周期性边界条件.内部旋转域采用非结构网格,外域选用结构化网格,在Fluent中缝合处理以使interface界面处的数据进行正常的传输,网格数总计900万.采用32核处理器与256 G内存的服务器进行数值计算.三维计算区域如图2所示.图1 极端运行阵风模型Fig.1 Model of extreme operating gust图2 三维计算区域模型Fig.2 Model of 3-D calculation domain1.2.2 边界条件设置在进行数值模拟计算时,湍流模型采用SST k-ω模型,进口为速度入口,出口为压力出口,叶片和轮毂表面均为黏性无滑移边界,计算域绕y轴旋转,设定转速为恒值17.2 r/min.动量和湍动能均选择二阶迎风格式进行离散,压力-速度耦合采用SIMPLEC算法.假设在标准大气压下进行,空气为理想气体,忽略重力影响.所选择的边界条件均经过验证,符合本次数值计算的要求.对于非稳态情况,选取叶轮每转3°为一个时间步长,根据叶轮的额定转速得到时间步长Δt=0.029 069 77 s.选取低湍流强度值,即I=0.16.通过UDF给定极端运行阵风工况作为入口边界条件,进行非定常计算.对于稳态情况,选取极端运行阵风的不同时刻对应的风速作为入口边界条件,其他边界条件不变,进行定常计算.2 模拟结果与分析风力机中叶片旋转是由于叶片受到来流风的空气动力的缘故.根据叶素-动量理论,风以速度v吹到叶片上,叶片会受到空气总动力F而旋转.其表达式为(2)式中：ρ为空气密度；Cr为空气动力系数；Sy为叶片面积(约等于叶片长度与弦长的乘积).总气动力F在相对风速上分解为升力Fl和阻力Fd,通常以升力系数Cl和阻力Cd 系数分析,Cl与Cd的定义式为(3)(4)式中：v为风速；ρ为空气密度;S为风轮扫掠面积.阻力作用在风轮上会产生轴向转矩M,根据叶素理论,转矩为式中：ρ为空气密度;w为相对速度;N为叶片数;c为弦长;φ为相对风向角;r为风轮半径.2.1 风轮转矩分析图3a给出了风轮在极端运行阵风下风轮的转矩、风速随时间变化的曲线.从图中可以看出,当时间在a点之前和b点之后这两个时间段时,不同时刻的风速对应的风轮转矩的变化趋势接近.而在a～b时间段,不同时刻的风速对应的风轮转矩的变化趋势有较大差别.通过观察图3b,可以更加直观地反映转矩随风速变化的规律.c点对应的风速为8.046 3 m/s,d点对应的风速为11.656 8 m/s,e点对应的风速为15.834 6 m/s.当风速在c、d之间时,无论在风速增大还是减小过程,转矩M在四个风速变化阶段差异很小；当风速在d、e之间时,对比风速增大和减小两个过程的转矩,发现两个阶段风轮转矩差值较大.这是由于风力机动态失速和风轮的三维旋转效应导致的.图3 极端运行阵风转矩变化的曲线Fig.3 Variation curve of torque vs time under extreme operating gust2.2 叶片截面流动特性及压力当风速v=15.867 6 m/s,为解释上述失速情况,选取叶片展向的三个截面进行分析,截面Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ处主要参数见表1.表1 叶片展向不同截面参数Tab.1 Blade show in different cross sectionparameters截面距转轴距离/m展向位置/%弦长/m扭角/(°)Ⅰ13.533.32.5346.74Ⅱ25.562.51.4131.16Ⅲ37.592.50.804-2.10图4是叶片三个截面的速度流线图.由于风速较高,非稳态、稳态下叶片吸力面均发生失速.从图4a可以看出,截面Ⅰ处在叶素尾缘处发生严重的流动分离,在尾缘处形成两个分离涡.这是由于主流在自由边界上不断带走质量,中心部分便有气体从后面不断填补,形成中心部分的倒流；截面Ⅱ、Ⅲ处叶素由于其对应的攻角小于截面Ⅰ处的攻角,因此没有截面Ⅰ处失速那么严重，其失速程度从叶根向叶尖处呈递减趋势.通过对比图4b发现,稳态工况下失速时的分离涡尺度大于非稳态工况下动态失速时的分离涡尺度,倒流现象比动态失速更明显.图4 t=5.23 s时非稳态、稳态下各截面处速度流线Fig.4 Velocity streamlines around several blade sections under steady and unsteady at time of 5.23 s2.3 升、阻力系数的非稳态、静态数据分析图5给出了不同截面处的升、阻力系数随攻角的变化曲线.分析图5a,对于截面Ⅰ处非稳态工况下的升、阻力系数随着攻角的增大不断增大,在攻角为25°时达到最大值1.95和1.62.攻角继续增大,升、阻力系数开始减小,表明此时风力机发生了动态失速.当攻角达到最大值后开始下降,升、阻力系数开始随着攻角的减小而减小,整个过程形成一个环值.稳态工况下的升、阻力系数开始随着攻角的增大而增大,在攻角为23.5°时达到最大值1.78和0.70.攻角继续增大,升、阻力系数反而减小.对比图5b和图5c截面Ⅱ、Ⅲ处时,升、阻力系数随着攻角改变的变化趋势与截面Ⅰ处相似,但最大升、阻力系数对应的攻角逐渐减小,升、阻力系数与稳态工况下的升、阻力系数也越来越接近,但阻力系数的变化趋势比升力系数更加明显.上述分析说明,非稳态工况下动态失速时的最大升、阻力系数高于稳态工况下失速时的最大升、阻力系数.动态失速对应的攻角也大于稳态工况下失速时所对应的攻角.在攻角值较大区域时,从叶根向叶尖沿叶片展向导致的升、阻力系数的差值逐渐减小,动态失速下的升、阻力系数也越来越接近稳态工况下的升、阻力系数.从叶根到叶尖沿叶片展向失速时对应的攻角也逐渐减小.图5 不同截面处升、阻力系数随攻角变化的曲线Fig.5 Variation curve of lift and drag coefficient of different blade sections attack angle of wind speed on coming3 结论1) 风力机在一年一遇极端运行阵风模型下运行时,当风速高于额定风速时,风轮转矩在风速上升和下降过程表现出较大差异.风速越高,其转矩的差值越大.2) 风力机一年一遇极端运行阵风模型下的失速过程中,失速程度从叶根到叶尖沿叶片展向逐渐减小.相同叶素处非稳态工况下的动态失速程度低于稳态工况下失速.3) 非稳态工况下动态失速时最大升、阻力系数高于稳态工况下失速时的升、阻力系数,从叶根到叶尖沿叶片展向失速时对应的攻角逐渐减小.参考文献：【相关文献】[1] International Electrotechnical Commission.Wind turbines,part1:design requirements:IEC:61400-1[S].Geneva:International Electrotechnical Commission,2005. [2] Germanischer Lloyd.Guideline for the certification of wind turbines:GL 2010[S].Hamburg:Germanischer Lloyd,2010.[3] 曹莉,孙文磊,周建星.强阵风条件下风电机组钢-混凝土塔架瞬态响应分析 [J].可再生能源,2015,33(7):83-88.[4] 李仁年,刘恒,李德顺,等.极端风况下水平轴风力机的非定常气动特性研究 [D].兰州:兰州理工大学,2016.[5] FERREIRA C S,KUIK G V,BUSSEL G V,et al.Visualization by PIV of dynamic stall on a vertical axis wind turbine [J].Exp Fluids,2009,46:97-108.[6] LEISHMAN J G.Dynamic stall experiments on the NACA23012 airfoil [J].Experiments in Fluids,1990,9:49-58.[7] 宋辰瑶,徐国华.旋转翼型非定常动态失速响应的计算 [J].空气动力学学报,2007,25(4):461-467.[8] 陈旭,郝辉,田杰,等.水平轴风力机翼型动态失速特性的数值研究 [J].太阳能学报,2003,24(6):735-740.[9] 刘占芳,颜世军,张凯,等.立轴风力机叶片动态失速特性与气动性能分析 [J].太阳能学报,2012,33(2):204-209.[10] 赵荣珍,芦颉,苏利莹.风力机旋转叶片的刚柔耦合动力学响应特性分析 [J].兰州理工大学学报,2016,42(6):36-42.。

动态失速

动态失速初步介绍，传统的静态失速认为，当翼型来流迎角增大到某一定值时，在翼型表面会出现大规模流动分离而导致升力突然下降和阻力的突然增加[1]。

，p在20世纪40年代，Himmelskamp首次在实验中发现了动态失速现象的存在[2]。

但由于当时人们对航空器的机动性要求不高而且分析手段有限，所以并未对这一现象进行深入研究。

翼型运动方式不同对其升力的影响[3]直到60年代一次直升机旋翼实验后才引起普遍关注，关于动态失速特性的研究也随之展开。

[]Ham[4]最早给出了关于动态失速发展过程的理论描述。

70年代后，McCroskey[5]等对动态失速现象进入年代后M C k[5]作了许多实验研究，使得人们对动态失速的发生机理有了更进一步的认识。

有进的识[],1988年Carr L W在他的文章[6]中指出动态失速的基本特征是流畅中存在复杂的非定常分离和大尺度涡旋结构，气动力表现出明显的非线性迟滞特性。

年Ekaterinaris[7]等对过去人们研究翼型动1998Ek t i i[7]态失速所采用的数值方法和研究成果进行了比较全面的总结，表面翼型俯仰运动的折合频率、振全的总结表型俯仰动的折合频率振幅角、平衡迎角、转轴位置和来流马赫数等因素都对失速涡的强度、发展和脱落有着直接影响，同时翼型的几何形状极大的影响动态失速特性同时翼型的几何形状也极大的影响动态失速特性一次振荡过程边界层发生逆流前缘发生流动分离，产生涡流涡沿着弦向流动，产生额外升力涡脱离翼型，进入深度失速下俯直到边界层再次依附，，综上，与传统的静态升力不同，动态失速现象是个非常复杂的非线性问题。

如果想得到精确的解则必须求解NS方程，而解NS方程方面所需计方程一方面所需计算时间比较久，另一方面由于是强烈的分离流动，选择合适的湍流模型也很困难。

所以现在工程选择合适的湍流模型也很困难所以现在工程上一般使用经验或者半经验的动态失速模型来预测升力曲线。

测升力曲线湍流模型的影响几种不同的湍流模型算出的动态失速升力曲线。

风力机叶片翼型气动系数获取方法的研究

风力机叶片翼型气动系数获取方法的研究郭改琴【摘要】针对风力机叶片翼型在-180°~180°之间的气动数据准确性和完备性不高且难以获取的问题,提出采用Xfoil6.99和Profili2.21两个专业软件分别获得小迎角下风力机叶片翼型气动系数,然后求和求平均值得到了新的翼型气动数据,再通过AirfoilPrep-v2p2程序将气动数据扩展到迎角在-180°~180°范围内.通过数据分析得到了升力系数、阻力系数和力矩系数的变化规律,这为翼型的优化设计提供了重要的理论支持.【期刊名称】《杨凌职业技术学院学报》【年(卷),期】2018(017)003【总页数】4页(P50-52,66)【关键词】翼型;气动系数;迎角【作者】郭改琴【作者单位】杨凌职业技术学院,陕西杨凌712100【正文语种】中文【中图分类】TM315风力机叶片的设计过程中，叶片展向翼型的空气动力学特性是气动性能设计的基础，但翼型气动数据的获取却是叶片设计中最难的部分，翼型气动数据的准确性和完备性对叶片的设计十分重要。

所以怎么样获得翼型在-180°～180°之间的气动数据是研究的关键内容。

风力机叶片和普通飞机机翼不同，迎角范围广(-180°～+180°)，雷诺数的范围宽(一百万至一千万)。

目前国内许多厂商只能提供-10°至15°之间的翼型气动特性，获取大迎角下的气动特性非常必要，获取的初步数值进行优化也必不可少。

本文采用Xfoil6.99和Profili2.21两个软件获得小迎角下的气动系数，将对应迎角下的计算值相加再取平均值，然后通过AirfoilPrep-v2p2程序将气动数据扩展到迎角为-180°～180°范围内。

1 Xfoil 6.99获取升阻力系数Xfoil6.99.zip软件是由美国学者Drela博士研究的用来计算翼型气动性能的程序。

风力机翼型气动特性数值计算及影响因素研究

风力机翼型气动特性数值计算及影响因素研究周茜茜;孙贺;刘晓光;王洋【摘要】二维翼型气动特性决定整个转子叶片的气动特性,分析二维翼型气动特性十分必要.文章介绍了翼型绕流及其升阻效应,并且对经典翼型NACA4415进行气动特性数值模拟计算,对翼型气动特性影响因素雷诺数、相对厚度、相对弯度等进行了研究.对翼型气动特性数值计算及其影响因素的研究,为三维叶片设计提供可靠参考,并对进一步叶片优化设计具有重要意义.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2014(032)008【总页数】6页(P1144-1149)【关键词】翼型扰流;升阻效应;数值模拟;影响因素【作者】周茜茜;孙贺;刘晓光;王洋【作者单位】吉林大学机械科学与工程学院,吉林长春130022;吉林省计算中心(吉林省计算机技术研究所),吉林长春130022;吉林省计算中心(吉林省计算机技术研究所),吉林长春130022;吉林省计算中心(吉林省计算机技术研究所),吉林长春130022;吉林省计算中心(吉林省计算机技术研究所),吉林长春130022【正文语种】中文【中图分类】TK830 引言风轮是风力机最核心的部件，也是风力发电机中最基础和最关键的部件，其良好的设计、可靠的质量和优越的性能是保证机组正常稳定运行的决定性因素[1]～[3]。

掌握了叶片设计技术就是掌握了风力机设计技术的关键。

叶片气动性能的好坏，取决于叶片几何外形设计，包括高效的接受风能的翼型、合理的安装角、科学的升阻比、尖速比和叶片扭曲，是衡量叶片设计成功与否的标准[4]～[6]。

因此，气动性能的好坏对风轮是至关重要的。

1 翼型气动特性理论分析对于风力机而言，翼型绕流的实质为空气动力学中气体外部绕流问题[7]，如图1所示。

图中u∞表示水平方向上的自由来流速度，由于翼型的存在，使得流线在前缘附近开始发生弯曲，弯曲的流线分别经翼型上下表面至尾缘重新汇合。

翼型的存在阻碍了气流前进，或者从相对运动的观点说，气流静止而翼型以u∞速度向左运动，则气流的存在阻碍了翼型前进，该效应称为阻力效应；同时，在翼型绕流过程中，气流会对翼型产生垂直于自由来流方向上的提升作用，该效应称为升力效应。

偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟

偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟近年来，风力发电已成为新能源领域中的重要组成部分。

然而，在高风速和偏航工况下，风力机容易出现失速问题，影响风能的利用效率。

因此，研究偏航工况下风力机动态失速特性，对解决风力发电技术难题具有重要意义。

一、风力机动态失速特性1. 风能的基本原理风能是一种可再生的能源，其基本原理是通过把风能转化为机械能，再通过发电机将机械能转化为电能。

在风力机的转子上安装了叶片，当风刮过叶片时，叶片就开始旋转，并驱动发电机发电。

2. 动态失速现象当风力机受到侧向风的作用，会产生偏航现象，即转子轴线与风向不完全重合的情况。

在偏航工况下，风的作用力不再平行于转子轴线，而是形成一个夹角，使得叶片受力情况发生变化。

当夹角过大时，会导致叶片受力不平衡，使得转子失去平衡，产生动态失速现象。

3. 动态失速过程动态失速过程可以分为三个阶段：（1）准定常阶段：风力机在偏航工况下，叶片受到的风力产生一个力矩，使得转子产生一个抵抗偏移的力矩。

在这个阶段，转子会缓慢偏移，并增加旋转速度，并且叶片扭曲程度较小。

（2）早期失速阶段：当转子偏移越来越大，叶片扭曲程度也随之增加，导致失速区域的形成，这个阶段称为早期失速阶段。

（3）失速阶段：当失速区域扩大到整个叶片表面时，就会发生失速现象，失速阶段即开始。

在这个阶段，叶片会发生强烈的振动，转速迅速下降，直至降至静止。

二、数值模拟方法为了研究偏航工况下风力机动态失速特性，我们采用数值模拟方法来模拟风力机失速过程。

1. 计算模型我们采用COMSOL Multiphysics软件来建立风力机的数值模型。

模型主要包括两部分：风场和叶片。

风场部分我们采用Navier-Stokes方程计算，叶片部分则采用有限元法求解。

2. 数值计算方法我们采用显式欧拉法来求解Navier-Stokes方程，采用有限元法来求解叶片的运动方程。

为了减小时间步长，我们采用了自适应时间步长策略。

在计算过程中，我们还需要对边界条件进行处理，包括固定支撑边界条件和周期性边界条件。

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟

转捩对风力机翼型和叶片失速特性影响的数值模拟钟伟;王同光【摘要】采用基于k-tω SST湍流模型的Gamma-Theta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响.首先对S809翼型在迎角0°～30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性;然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特性产生影响的作用方式是相似的.经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速.%A numerical analysis for S809 airfoil and NREL Phase Ⅵ blade has been made to investigate laminar/turbulence transition effect on stall performance of wind turbine airfoils and blades. The transition prediction method is Gamma-Theta model coupled with k-w SST turbulence model. Firstly, simulations with transition prediction and full turbulence are conducted for S809 airfoil in a ran ge of angles of attack of 0° ～30°. It is showed that there is a significant impact on the airfoil's stall performance by the laminar separation bubble near leading-edge. Subsequently, a similar numerical analysis is performed for the NREL Phase Ⅵ blade. I t is found that the way of impact on stall performance of the blade is similar to that of the airfoil. For both the airfoil and blade, transition's effect on stall performance mainly depends on the existence of the laminar separation bubble near leading-edge, which makes the deep stall come earlier.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2011(029)003【总页数】6页(P385-390)【关键词】翼型;叶片;转捩;失速;数值模拟【作者】钟伟;王同光【作者单位】南京航空航天大学江苏省风力机设计高技术研究重点实验室,江苏南京210016;南京航空航天大学江苏省风力机设计高技术研究重点实验室,江苏南京210016【正文语种】中文【中图分类】O3570 引言风力机翼型的气动特性是风力机叶片设计的基础输入参数。

水平轴风力机翼型的多学科优化设计_概述说明

水平轴风力机翼型的多学科优化设计概述说明1. 引言1.1 概述随着对可再生能源的需求日益增长，风力发电成为一种重要的清洁能源形式。

水平轴风力机作为最常见的风力发电装置之一，在其设计和优化中翼型起着关键作用。

本文将针对水平轴风力机翼型的多学科优化设计进行概述和说明。

1.2 文章结构本文共分为五个部分。

首先是引言部分，概述了文章的背景和目标，并介绍了文章的结构。

其次是正文一，介绍了风力机基本原理、翼型选择与设计要点以及多学科优化方法的相关概念。

然后是正文二，探讨了翼型气动性能分析与评估、结构强度分析与优化考虑因素以及考虑经济效益的多学科优化方法。

接下来是正文三，通过实例研究介绍了水平轴风力机翼型优化设计案例，并讨论了飞行器动态特性分析与控制策略考虑因素以及水平轴风力机可行性评估与成本效益分析方法。

最后是结论与展望部分，对整个研究进行总结，并提出了研究的局限性和进一步的研究展望。

1.3 目的本文的目的在于概述水平轴风力机翼型的多学科优化设计方法。

通过对风力机基本原理、翼型选择与设计要点以及多学科优化方法进行分析和讨论，探索提高风力机效率和经济性的可行途径。

同时，通过实例研究案例和相关考虑因素的介绍，为工程师们在实际设计中提供有益的指导和参考。

最后，通过对现有研究进行总结并展望未来发展方向，鼓励更多研究者进一步深入该领域，推动水平轴风力机技术的创新与改进。

2. 正文一：2.1 风力机基本原理风力机是利用风的动能通过翼型产生的气动力驱动发电机产生电能的装置。

其基本原理是：当空气经过翼型时，会在上下表面形成不同的压强分布，从而形成升力和阻力。

其中，升力可转化为扭矩，驱动发电机旋转；而阻力则会降低风能的转化效率。

2.2 翼型选择与设计要点翼型选择是水平轴风力机设计中的关键环节。

主要考虑以下几个方面：- 气动性能：包括升力系数、阻力系数、最大升阻比等指标，优化设计应使得这些指标达到最佳状态。

- 队列失速特性：在多个翼片构成的风力机中，为了避免部分翼片失速对整体性能造成损害，需考虑队列失速特性。

风力机翼型气动特性数值模拟

图２￥８２５翼型的计算瑚格
Ｆｉｇ．２Ｔｈｅｇｒｉｄｏｆ￥８２５ａｉｒｆｏｉｌ
３Ｓ８２５翼型数值模拟及对比分析
３．１网格密度对性能影响的标定
针对￥８２５翼型采用表１所列的３种不同密度的网格进行数值计算，模拟采用ｓ—Ａ湍流模型，得到３种不同网格条件下的￥８２５翼型升力、阻力和力矩系数，如图３ａ～图３ｄ所示。观察分析，４万网格与７万、１０万网格性能相差较大，大攻角时（攻角大于８０）各项系数性能相差明显，而７万、１０万两种网格间的翼型性能儿无差异，这在图３ｅ～图３ｆ的翼型表面静压分布图中也可明显看出。存在差异的主要原因认为足由于网格近肇ｙ＋值影响所致。所以，通过计算分析，对于风力机翼型二维数值模拟，采用约７万网格节点，近壁Ｙ＋＜１０的条件下，呵以不必考虑计算网格对气动性能的影响，从而可在保证计算精度前提下加快计算速度。
风力机翼型数值模拟时，采用约７万网格节点、近肇ｙ＋＜１０时达到网格无关，ｓ－Ａ湍流模型进行气动性能预测相
对精度较高，为风力机翼型气动设计提供了快速有效地数值仿真性能检测手段，具有较高工程实用价值。
关键词：风力机；翼型；气动性能；数值模拟
’
中图分类号：ＴＫ８３
文献标识码：Ａ
Ｏ引言
目前检测风力机翼型气动性能的主要手段是风洞试验和数值模拟。风洞试验研究耗时、耗资，而随着计算机技术发展以及湍流模型的不断完善，应用计算流体力学（ＣｒＤ）数值方法研究风力机翼型的气动陛能已成为重要途径和发展趋势【Ｉ’２］。ＣＦＤ数值模拟能够描述复杂几何边界及流动结构，并能在设计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设计性能且省时、省钱，极大地降低了新设计所带来的风险。所以，近年来在风力机翼型气动性能检测中更多地应用ＣＦＤ数值模拟【３’４Ｊ。

H型垂直轴风力机翼型的数值模拟及优化

文章编号：1005－0329（2012）10－0033－08H型垂直轴风力机翼型的数值模拟及优化张健宇，李学敏，陈帆，田仁斌（华中科技大学，湖北武汉430074）摘要：H型垂直轴风力机利用机翼叶片的升力作用来驱动叶轮的转动，在叶片转动一周的过程中，机翼上的攻角随时发生变化，因此其气动原理与水平轴风力机有很大不同。

本文先总结了H型垂直轴风力机的升力理论，得出风力机功率的公式，初步分析出风力机运转的一定规律，分析了在不同尖速比条件下机翼上攻角的范围。

然后在NACA0012基本翼型的基础上，通过对翼型采用了两种优化方法，一种是将机翼尾缘高压力面切开的方案，；另一种是将翼型沿中线弯曲的方案。

通过数值模拟的方式，比较了两种方案机翼功率及启动性能的影响。

为寻找优化机翼形成的原因，本文还对最优化的切口方案与原型机翼NACA0012的升阻力系数进行了对比分析，结论表明，在升阻力系数相差不大的情况下，非对称机翼引起的尾迹变化，使得前机翼对下游机翼的干扰变小，是提高整机效率的关键因素，这种优化方式能够提高H型风力机整机效率30%以上。

关键词：风力机；空气动力学性能；功率；叶轮优化；数值模拟中图分类号：TK83文献标识码：A doi：10．3969/j．issn．1005－0329．2012．10．008 Numerical Simulation and Optimization of the Airfoil of H－Type Vertical Axis Wind TurbineZHANG Jian-yu，LI Xue-min，CHEN Fan，TIAN Ren-bin（Huazhong University of Science and Technology，Wuhan430074，China）Abstracts：Lift aerodynamic forces of aerofoil provide the positive driving torques to the rotor of H－type of vertical axis wind turbines（VAWT）．When the blades were in different angle of location，the angle of attack to the aerofoil changed time by time，thus VAWT has different aerodynamic conditions as those horizontal axis wind turbines do．In this paper，we give the theoretical analysis for the H－type of VAWT．Finally，the total power，torque and the thrust，can all be explained by the lift coefficient and drag coefficient．The attack angle was studied in different tip speed ratio conditions．Then，on the basis of the airfoil of NA-CA0012，use two methods to optimize the airfoil．The first one is cutting high pressure surface in a certain distance away from the trailing edge，the other is bending the airfoil along the center middle curving．By numerical simulation，compare the power of the impact of the optimized airfoil；Simulation results show that the way of chancing airfoil to improve the power and Low wind speed torque method is feasible，and the different ways of the optimization to improve different aspects of airfoil performance．Key words：vertical axis wind turbine；aerodynamic；power；impeller optimization；numerical simulation1前言垂直轴风车可以说是所有风力机的先驱［1］。

风力机叶片翼型动态试验技术研究

风力机叶片翼型动态试验技术研究李国强;张卫国;陈立;聂博文;张鹏;岳廷瑞【摘要】风力机叶片动态振荡过程往往伴随着俯仰和横摆同时进行,以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片重量为代价而采用偏安全的设计,通常忽略横摆振荡的影响;大型风力机设计对获取翼型更加全面、准确的动态载荷提出了更高要求,研究横摆振荡对翼型动态气动特性的影响规律具有重要意义.本文首次开展翼型横摆振荡动态风洞试验研究,采用"电子凸轮"技术代替机械凸轮实现了振荡频率和振荡角度的无级变化,基于设计的电子外触发装置实现了对动态流场的实时测量,实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的同步采集,分别开展了翼型静态测压、俯仰/横摆动态测压、粒子图像测速和荧光丝线等试验研究,试验结果准度较高、规律合理;分析了动态试验洞壁干扰影响机制.研究表明,横摆振荡翼型的气动曲线也存在明显迟滞效应;随着振荡频率升高,翼型俯仰和横摆振荡下的气动迟滞性均增强;翼型俯仰振荡正行程的动态失速涡破裂有所延迟;洞壁与模型端部交界处的强三维效应对翼型压力分布影响较大;建立的横摆振荡试验技术可为风力机动态掠效应的研究提供技术支撑.【期刊名称】《力学学报》【年(卷),期】2018(050)004【总页数】15页(P751-765)【关键词】风力机;翼型;横摆振荡;测压;风洞试验【作者】李国强;张卫国;陈立;聂博文;张鹏;岳廷瑞【作者单位】中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳621000;中国空气动力研究与发展中心低速空气动力学研究所,四川绵阳621000【正文语种】中文【中图分类】O355引言风电行业近年来主力机型从兆瓦发展到多兆瓦级,超大型化叶片的重量随着叶轮直径增大而成立方关系地急剧上升[1].大型风力机的实际运动过程很复杂,叶片或翼型常常工作在动态失速状态下,动态失速是一个严重的非线性、非定常气动现象[2].目前还缺乏对非定常失速气动特性的深刻理解,无法全面准确描述动态失速现象和规律[3].动态振荡过程往往伴随着俯仰(迎角α周期性变化)和横摆(后掠角β周期性变化)同时进行[4],如图1所示,俯仰振荡会造成风力机实际极限载荷高于设计和计算值,而横摆运动多数时候可能会减小极限载荷.以前对许多动态问题不清楚的阶段,工程上不惜以增加叶片结构重量为代价而采用偏安全的设计,所以通常忽略横摆振荡的影响,国内外关于翼型动态特性的研究主要集中在俯仰振荡方面.为了提高叶片性能、降低叶片重量,气动载荷评估应该更加精确,以减少设计裕度.图1 翼型振荡形式示意图Fig.1 Schematic of airfoil oscillation types翼型动态试验最早是从直升机旋翼开始的,美国NASA、德国荷兰DNW、法国ONERA和俄罗斯TsAGI等机构在风洞中纷纷建立了旋翼翼型俯仰振荡动态试验装置和技术.后来,各国研究机构针对风力机也开展了类似的研究试验.在国外,水平轴风力机叶片俯仰振荡动态特性试验研究始于20世纪80年代末期,在此之前,对水平轴风力机的性能和载荷分析中并不包含动态失速和非稳态空气动力影响,Hansen等[5]通过测量一个直径为10 m的水平轴风力机的压力分布,对动态失速的存在进行了量化研究.针对二维翼型动态失速的研究相对要早一些,文献[6-10]采用多种手段对俯仰振荡翼型动态失速特性进行大量的风洞试验研究:当迎角大于静态失速迎角时,动态失速涡的存在对翼型上表面速度和压力分布存在重大影响;随着折算频率、平衡迎角及振荡幅值的增大,翼型动态失速效应增强.针对风力机专用翼型动态气动特性开展相对较多研究的是俄亥俄州立大学(OSU)[11],20世纪90年代,其在AARL 3×5亚音速风洞中开展了粗糙度和俯仰振荡运动参数影响研究,但是受到测量设备和手段的限制,得到的动态数据并不完整.为此,国际能源署(IEA)呼吁世界各地研究机构开展翼型动态试验研究,以获取“更精准、更全面”的气动数据[3],这将对大直径风力机的设计以及建造兆瓦级风力发电机组具有重要意义.国内方面,南京航空航天大学[12-13]、西北工业大学[14-15]、中航工业直升机所[16]建立和发展了翼型的动态试验设备和技术,拓展了翼型动态试验测力[12]、测压[15]和粒子图像测速[17]等多种手段,由俯仰振荡单自由度向俯仰沉浮两自由度振荡[18]发展,由定常来流向非定常来流[19-20]发展.然而,由于我国在翼型动态风洞试验技术研究上起步晚,技术水平明显低于欧美等国家,差距集中表现为:测试试验技术不能满足数据高精准度要求,动态结果受到装置运动、洞壁干扰、同步采集等多个环节影响,国内对以上这些方面开展的研究较少.目前,有少量关于旋翼翼型带固定后掠角下的俯仰振荡[21-22]或翼型径向流动[23-26]的研究,可认为是关于后掠角不变的静态“掠效应(sweep effect)”的研究:后掠翼型的三维非定常边界层分离相比二维流动情况下的分离呈现出明显不同的特点[27-29].然而,风力机摆振过程是伴随着后掠角不断变化和水平振动[30]的动态“掠效应”,摆振和其他非定常运动耦合会导致失速更加复杂[4].本文首次开展的翼型横摆振荡试验就是要模拟风力机叶片摆振过程中后掠角周期性变化的物理现象,即三维的动态“掠效应”,迄今为止,公开文献中尚无直接开展翼型横摆振荡的技术和研究,为了获得风力机更加全面、准确的载荷值,获得多目标优化的设计方案,需要研究横摆振荡对翼型动态载荷特性的影响规律.风洞试验是认识翼型动态失速特性和流动机理的主要手段,鉴于此,本文建立了翼型俯仰振荡和横摆振荡动态风洞试验手段,开展了风力机翼型动态失速特性试验研究.基于设计的电子外触发装置拓展了流态同步测量手段,并实现了风洞来流、模型角位移和动态压力数据的实时同步采集,可为风力机翼型动态“掠效应”的研究提供重要技术支撑,将会对提升我国大型风力机自主设计研发能力发挥至关重要的支撑作用.1 试验设备与模型1.1 风洞试验在中国空气动力研究与发展中心FL-11风洞中完成,该风洞是一座低速回流式风洞,其试验段入口尺寸为1.8 m(宽)×1.4 m(高),出口尺寸为1.84 m(宽)×1.4m(高),长度为5.8 m,模型中心距试验段入口下游2.6 m.风速低于70 m/s时湍流度达到0.000 8,轴向静压梯度优于规范指标0.005,试验稳定风速范围10～105 m/s.1.2 驱动装置驱动装置由工控机、运动控制柜、电机、减速机、电机支座和传动轴组件构成.工控机运行人机界面软件,实现系统参数设置、控制指令输入和运行状态监视等功能,通过以太网与伺服运动控制器通讯,运动控制器是该控制系统的核心,实现系统组态、位置闭环控制、凸轮轨迹规划等功能,如图2(a)所示.控制系统采用位置伺服控制技术,主要由全数字运动控制器(位控板)、全数字交流伺服系统、驱动模块和角位移传感器等组成,如图2(b)所示;在位控板的控制下,驱动模块使伺服电机按给定的变速运动规律转动.驱动装置的核心就是用“电子凸轮”取代机械凸轮,不但简化了机械装置结构,还实现了振荡频率和振荡角度的无级变化.图2 驱动装置控制Fig.2 Control of driving device1.3 试验模型本文以翼型试验模型来近似模拟风力机叶片的一个片段,进而研究正弦振荡对翼型气动特性的影响规律.如图3所示,模型为S809翼型,其弦长为300 mm,展长为1 400 mm,展弦比为4.67,俯仰振荡传动轴位于1/4弦长处,横摆振荡传动轴位于1/2展长处.模型为由中间段和两端翼尖组成的三段式结构.模型俯仰振荡时,采用图3(a)中的等直翼尖结构;横摆振荡时,端部采用整流翼尖结构,如图3(b)所示.模型试验阻塞度范围为3.5%(0°迎角)至8.3%(30°迎角).采用玻璃钢蒙皮和铝合金骨架结构,中间加铺PMI泡沫芯材,模型重量为35 kg,惯量为0.2 kg·m2.模型中间剖面为动态压力测量剖面,共布置27个内径1.6 mm的测压孔;距离中间剖面300 mm的截面共布置51个内径0.6 mm的静压测压孔.动态压力将传输到模型内部布置的差压式动态压力传感器,模型内铺设参考压软管和108根电缆,并从模型一端引出,51根静压管路则从另一端引出.模型表面测压点处开孔通过预埋测压铜管实现.压力传感器的参考压由共用的参考压软管输入,压力信号传输电缆采用AF200—0.25,预先铺设在模型内部,单个传感器与引入电缆焊接4个接头.模型开设可拆卸式盖板,方便连接传感器和测压管.图3 S809翼型模型Fig.3 S809 airfoil model1.4 测试设备1.4.1 角位移传感器安装于试验模型端的电位计式角位移传感器的输出信号与交流伺服电机端的光电编码器输出信号同时作用于运动控制器,构成位置反馈双闭环伺服控制系统,实现振荡运动规律的精确控制;角位移传感器输出的绝对值模拟信号与动态压力传感器信号一起接入动态数据采集系统,实现角位移信号与对应动态压力信号的同步采集.角位移传感器采用CONTELEC GL300型电位计,性能指标如图4所示.图4 电位计外形及性能Fig.4 The shape and performance of potentiometer 1.4.2 动态压力传感器测压元件采用ENDVECO 8510B系列差压式动态压力传感器,单个传感器连接四根电缆,并引入参考压及测量端压力两根测压软管.传感器的尺寸及外形如图5所示,其中括号内数字的单位为毫米.1.4.3 速压采集系统参考速压用T4-800型风速管测得,风速管的静压管和总压管接入压力采集系统进行实时采集.风速管安装在靠翼型下翼面一侧试验段上游位置,既保证对翼型周围流场的干扰较小,又能实时准确测量出来流的速压,在风洞中安装如图6所示.图5 动态压力传感器(8510B型)尺寸及外形Fig.5 Size and shape of dynamic pressure sensor(8510B type)图6 实时速压测量风速管Fig.6 Pitot-static tube for measuring wind speed 1.4.4 流态测量系统试验采用LaVision公司的TR-PIV(timeresolved particle image velocimetry)系统,采用单CCD相机的二维PIV测量方案.TR-PIV系统主要由HS5.1高速相机系统、LDY304 Nd:YLF激光器系统、控制器、高性能计算机及采集处理软件组成,如图7(a)所示.试验用DEHS(癸二酸二辛脂)示踪粒子采用加热型的DF-1500粒子播放器播撒.相机布置在翼型下方并与传动轴固连随动,如图7(b)所示,可拍摄翼型吸力面上方300 mm×300 mm区域的激光照射截面.通过设计的外触发装置,在预定的触发角度启动粒子图像测速系统进行流场拍摄,得到所需迎角下的流场图像,从而有利于试验结果的分析比较.本试验所用PIV系统的相机采用外触发方式触发,外触发信号为TTL电频格式的方波信号,在上升沿5 V触发,触发后PIV系统可按照内部时钟采集.试验设计的电子外触发装置,如图7(c)所示,将电位计采集信号传给触发装置进行标定,当翼型振荡到达设定好的采集角后,由触发装置触发相机进行采集记录.外触发系统由电位计传感器、电压信号采集卡、实时控制器和数字信号输出卡等组成.其中,电位计传感器直接安装于翼型转轴,减少了中间传动环节,提高了翼型角度测量精度;实时控制器具有实时操作系统,不仅可进行物理逻辑编程,还可进行时序逻辑开发.利用电位计传感器信号,可判断翼型振荡运动方向,实时解算获得角度值,分辨率高达0.01º,从而保证触发信号具有较小的位移偏差;利用实时控制器,可实现微秒量级的逻辑运算和输入/输出控制,从而保证触发信号具有较小的时间偏移.表1 相机和激光器技术指标Table 1 Technical index of the camera and laserIndex Value resolution 1024×1024 full frame frequency 3.6 kHz maximum frame 13.5 kHz at 512×512 frequency minimum frame interval＜1 μs dynamic range 12 bit laser wavelength 527 nm laser energy 2×100 mJ laser frequency 650 Hz图7 翼型俯仰振荡试验PIV系统及外触发装置Fig.7 PIV system and external triggering device for airfoil pitching oscillation test图7 翼型俯仰振荡试验PIV系统及外触发装置(续)Fig.7 PIV system and external triggering device for airfoil pitching oscillation test(continued)采用夜光鱼线制作技术和外触发荧光摄影技术,建立了低速风洞荧光丝线流动显示方法,如图8所示.发明的荧光丝线包括纸带、胶带和若干荧光丝线;荧光丝线采用直径为0.1 mm的特制纤维线,荧光丝线之间的间隔为25 mm,荧光丝线的长度为25 mm,试验时将纸带揭开贴在模型表面即可,提高了丝线粘贴质量.采用主波长为395 nm、功率为60 W的紫外线光源以和来流方向成60°的入射角照射,诱导荧光丝线发光,然后用相机对处于试验状态中的丝线进行拍摄.利用荧光视觉反差得到较好的流谱显示效果,丝线的流动跟随性好,丝线的运动(转动、抖动或倒转)可以清晰判别气流方向、分离区位置和空间涡位置转向等.采用上文所述电子外触发方式触发相机实时地捕捉复杂的动态流动现象.图8 翼型横摆振荡荧光丝线流动测量方法Fig.8 Fluorescent-wire method for measuring the flow of yaw oscillating airfoil1.4.5 PXI数采系统PXI总线数据采集系统由前置放大器、数据采集器、通讯卡、控制计算机和数据处理计算机等部分组成,并配套编写相应的数据采集和处理程序.2 试验技术与方法静态压力测量方面,静压管连接至PSI DTC Initium电子扫描压力测量系统进行采集,作为动态压力试验研究的静态参考基准.当雷诺数(以翼型弦长为参考长度)为6.2×105时,迎角为−10°～20°范围内间隔2°采集翼型静态压力(静态失速迎角8°附近为间隔1°).动态压力测量方面,主要开展翼型俯仰振荡和横摆振荡两部分试验,翼型俯仰振荡迎角变化规律试验在不同的平衡迎角α0、振荡幅度α1、振荡频率 f和试验风速V下开展.翼型横摆振荡横摆角变化规律试验在不同的初始横摆角β0、振荡幅度β1、振荡频率 f、试验风速V和平衡迎角α0下开展.具体试验方法如下:由安装在洞顶上的电机提供驱动力,采用“电子凸轮”技术代替机械凸轮,实现模型的俯仰振荡和横摆振荡.驱动电机、减速机及传动轴组件安装在洞体上方的电机支座上,俯仰振荡时,模型“顶天立地”安放在风洞正中央,电机连接减速机输出扭矩,由俯仰振荡传动轴组件通过法兰盘与翼型连接,驱动模型做正弦振荡,传动轴穿过翼型的下端,并通过一对7010AC型角接触球轴承和下支撑座连接,保证整个驱动中轴的同心度和定位精度.该装置同时兼顾了研究横摆振荡动态“掠效应”问题,采用“模型对称中截面为动态测压剖面,支杆连接模型两端”的构型,其设计依据是:(1)支杆放置两端、测压孔居中可以最大程度地减小支杆和模型端部三维效应对动态压力测量的气动干扰;(2)模型横摆运动时,正中的测压截面在旋转方向的线速度分量最小甚至可以忽略,便于只针对横摆角周期性正弦变化,即“掠效应”问题直接开展研究.横摆振荡运动具体实现方法是:驱动装置的位置和连接方式不变,模型被水平横跨在风洞中央,通过横摆振荡传动轴组件连接模型“U”形支杆来驱动翼型做正弦振荡;横摆振荡在不同的固定迎角(α0= −4°～20°,间隔3°)下开展,迎角的变化通过更换支杆和模型之间的角度块来实现.俯仰振荡和横摆振荡模型安装方式如图9所示.从模型中引出的动态压力测量电缆和静压管跟随模型一起随体运动,并且保证翼型上下两端的密封性.PIV试验时,相机随转轴一起作俯仰振荡,以保证始终在一个视角观察拍摄翼型周围流场.为保证翼型模型风洞试验的流动二元性,俯仰振荡时,在模型上下端分别连接端板,端板跟随翼型一起转动;横摆振荡时模型采用整流翼尖替换等直翼尖以降低端部三维效应.动态压力信号采集传输方法是,从模型内部通过一侧端板引出线缆及参考压软管,软管置于洞外稳流球中以提供参考大气压,传感器信号线缆通过J30J-37型转接头与8根双绞双屏蔽软电缆8-2×0.15快速连接,实现传感器的供电和信号的传输,采用两台Tectronix PWS4305 DC电源串联实现±5 V供电.翼型俯仰振荡时,开展动态流场特性PIV试验研究;翼型横摆振荡时,荧光丝线顺来流沿翼展方向粘贴于翼型上翼面,开展动态流场特性荧光丝线试验研究. 图9 装置驱动模型作正弦振荡示意图Fig.9 Schematic diagram for the sinusoidal oscillation of model driven by the driving device采用PXI总线数据采集系统保证多通道同步采集能力,同步采集参数主要包括风洞来流总/静压、模型实时角位移、模型压力数据等,如图10所示.将翼型角位移作为一个参数实时采集,确保与27个压力数据采集同步.试验时压力采样采用电位计任意位置信号触发,不同模型振荡频率,每周期采样数量皆为256个点,采样周期固定为16个.对采集后的压力传感器数据进行六阶傅立叶滤波和低通滤波处理,再平均成1个周期数据,将1周期数据进行六阶最小二乘多项式拟合,按等相位角间隔输出固定数量角位移(256个点)和对应的压力数据.图10 翼型动态测压试验同步测量采集示意图Fig.10 Scheme of synchronous measurement and acquisition for airfoil dynamic pressure test3 数据处理与分析3.1 数据处理方法模型气动系数按照风轴系给出.风轴系定义为:原点为翼型模型对称剖面弦线1/4位置,x轴指向来流为正,y轴逆来流方向垂直向左为正,z轴按照右手法则确定.数据处理按照以下步骤进行:第一步:数据采集.针对27个动态压力传感器,同步采集各自16个周期原始电压数据,再按每个传感器标定系数计算到压力差值,输出初读数和吹风数压力值(存储文件名为:初读数*.ini,吹风数*.tst).第二步:周期平均.扣除初读数,将16周期数据平均成1个周期数据,形成每个传感器的单周期压力数据(存储文件名:*_PA.txt).第三步:系数计算.按式(3)计算成压力系数(存储文件名:*_CP.txt);此步完成后,可从“*_CP.txt”文件中将27个传感器相同当地角位移的压力数据取出,绘制当地角位移的压力分布曲线.第四步:压力积分.按下文数据处理公式进行压力积分,获取升力系数和俯仰力矩系数(存储文件名:*_CP_rst.txt).压力系数按如下公式计算其中,CPi为测压点压力系数,Pi为测压点静压,P∞为来流静压,P0为来流总压,q∞为来流动压.以上完成后进行压力积分,计算法向力系数、轴向力系数.作用在翼型上的法向力系数CN和轴向力系数CA通过积分翼型表面压力分布获得,通过内插值获得整个函数区间的函数值后,根据函数值进行数值积分,其积分公式如下式中,Cpu和Cpl分别为翼型上、下表面压力系数;Cpbe、Cpaf分别为翼型最大厚度之前和最大厚度之后的压力系数;=x/c为x坐标相对于弦长c无量纲量;=y/c为y坐标相对于弦长c的无量纲量;umax,lmax分别为翼型上、下表面最大纵坐标相对于弦长c的无量纲量.根据升力系数定义,可以求出翼型升力系数CL翼型绕1/4弦点的俯仰力矩系数Cm用下式计算获得最终得到的试验结果主要是CL−α,Cm−α,CL−β,Cm−β的迟滞回线,并可根据升力系数迟滞回线的面积判断升力损失和翼型动态失速气动特性.数据处理程序具备复算功能,能根据原始数据复算出各个α和β下的Cpl−,Cpu−,Cpbe−,Cpaf−曲线,并具备手工剔除坏点功能,经确认的压力分布数据进行积分处理得出该α或β下的CL和Cm,并进一步得到该试验点的CL和Cm迟滞曲线.3.2 数据分析3.2.1 数据考核验证雷诺数为6.2×105时,FL-11风洞试验结果与OSU(俄亥俄州立大学)[11]、CSU(科罗拉多州立大学)[31]的风洞数据分别进行对比验证.比较动态压力传感器测得的翼型表面压力分布(图11)和升力系数曲线(图12)可知,FL-11风洞试验结果和这两家机构的结果吻合良好,且FL-11风洞动态压力孔测量获得的CL−α数据与静态压力孔测量获取的结果一致性良好.总体评价,动态压力测量系统可靠性较好,测量结果具有较高的试验准度.图11 迎角16.1°下,翼型表面压力分布与OSU风洞数据对比Fig.11 Comparison of surface pressure distribution of airfoil with OSU wind tunnel data at 16.1°AOA图12 动态压力传感器测得翼型CL−α曲线Fig.12 CL−α curve of airfoil measured by dynamic pressure sensors图13给出了Re=6.2×105(风洞速压为540 Pa)下,俯仰振荡α =5◦ ± 10◦sinπt和静态翼型的升力系数比较曲线.在正行程(迎角增大的方向,即＞0)−5◦～6◦小迎角范围,翼型的迟滞回线存在升力线性段,并与静态试验升力线接近,动态失速迎角相对于静态失速迎角8°推迟约6°.迎角继续增大,升力下降,翼型一个振荡周期内升力系数随迎角的变化形成明显的迟滞回线.这主要是因为,翼型在一个振荡周期内,经历了涡的形成、发展、破裂和恢复过程,迟滞现象主要是由负行程(迎角减小的方向,即＜0)时翼型分离涡重建的延迟引起的.图13 Re=6.2×105下动态结果和静态结果对比Fig.13 Comparison of dynamic and static results with Re=6.2×105在满足折算频率和雷诺数相似前提下,对翼型俯仰振荡α0=8◦, α1=10◦,f=1.38 Hz,V=37.3 m/s条件下FL-11风洞的试验结果进行了考核验证,结果如图14所示.由于模型尺度和风洞指标的差别,不同风洞动态试验结果之间存在一定差异.FL-11试验的失速迎角在OSU的失速迎角之前,但在西工大的NF-3风洞试验的失速迎角之后,在5◦～15◦范围内,FL-11试验和NF-3试验的升力系数均比OSU的数据偏小,整体看FL-11试验数据和NF-3数据更接近,在负行程和OSU的数据更接近.文献[32]认为动态试验的随机误差和洞壁干扰等因素使得不同风洞得到的动态试验结果很难接近.图14 Re和k相似下不同风洞动态试验结果对比Fig.14 Comparison of dynamic test results of different wind tunnels under the similarity of Re and k3.2.2 俯仰振荡频率影响图15为α =10◦± 10◦sin2πft,Re=6.2× 105时不同振荡频率下翼型的升力、俯仰力矩系数对比曲线.当翼型振荡至临界迎角8°附近,迟滞回路区域仍在增大,在这种情形下,可以观察到失速的延迟以及最大升力系数的提高.随着振荡频率升高(振荡频率0.5～3 Hz,对应折算频率k值0.016～0.094),CL,Cm迟滞回线区域增大,动态失速迎角、最大升力系数、最大俯仰力矩系数也有增大的趋势,显示出流动的非定常效应随频率升高而增强.而对于负行程中某一迎角而言,则k值越大,升力系数越小.图15 不同折算频率下翼型动态气动特性曲线Fig.15 Dynamic aerodynamic characteristics of airfoil under different conversion frequencies3.2.3 横摆振荡频率影响图16 α0=14◦,β1=20◦,不同振荡频率下翼型升力和俯仰力矩系数曲线Fig.16α0=14◦, β1=20◦,lift and pitching moment Coefficient under different oscillating frequencies在Re=6.2×105时,模型采用整流翼尖端部,图16表明,随着翼型振荡频率的升高,横摆振荡翼型的升力系数、俯仰力矩系数的迟滞环面积也在增大,CL迟滞环面积:0.826 5→1.610 5→2.174 4,Cm迟滞环面积:0.069 4→0.268 4→0.399 1,显示。

风力机翼型的气动模型及数值计算

文章编号:167325196(2010)0320065204风力机翼型的气动模型及数值计算李仁年,李银然,王秀勇,绕帅波(兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州　730050)摘要:考虑到不同湍流模型和边界层网格对风力机翼型气动性能有着不同的影响,采用4种边界层网格和4种湍流模型,对DU932W2210翼型的气动性能进行数值计算,将计算结果与实验值进行比较.研究结果表明:在合适的边界层网格下,DES模型的计算结果最接近实验值,而且该模型对翼型尾流中的旋涡有很强的捕捉能力.关键词:风力机;翼型;湍流模型;边界层;网格划分中图分类号:T K83 文献标识码:AAerodynamic model of airfoil for wind turbine and its numeric computation L I Ren2nian,L I Y in2ran,WAN G Xiu2yong,RAO Shuai2bo(College of Energy and Power Engineering,Lanzhou Univ.of Tech.,Lanzhou　730050,China)Abstract:Taking into account of t he effect of different t urbulence modes,and mesh division in boundary layer on t he aerodynamic characteristics of t he airfoils for wind t urbine,4boundary layers,4modes were employed for numeric evaluation of aerodynamic characteristics of wind t urbine airfoils DU932W2210.The calculation result s were compared wit h experimental ones.It was shown by t he investigation result t hat t he result of calculation wit h D ES mode was t he clo sest to t he experimental one for an approp riate bounda2 ry layer grid,and it has a st rong ability to capt ure t he vortex in t he wake behind t he airfoil.K ey w ords:wind t urbine;airfoil;t urbulence mode;boundary layer;mesh division 由于风力机叶片前缘半径较大,叶片表面边界层容易发生分离,分离会形成旋涡,而旋涡的运动、发展和破裂反过来又影响着分离流场[1].因此深刻认识叶片边界层的流态与准确计算边界层的分离,对于正确预估叶片升阻力、控制并减小流动分离以及叶片的优化设计有着重要的意义.目前,对湍流的数值模拟分为直接数值模拟(DNS)、大涡数值模拟(L ES)和雷诺时均方法(RANS)3类.其中DNS从流体控制方程出发,可以模拟湍流流场中各种尺度的脉动,但受计算机条件所限,目前只用于研究低雷诺数简单湍流物理机制.L ES将湍流流场中大尺度脉动用数值模拟方法计算,小尺度脉动对大尺度运动的作用做亚格子模型假设,在以下方面具有其他模型无可比拟的优势: 1)从层流到湍流转捩的预测;2)非定常湍流的预测;3)高速湍流的预测[2].但实际的工程问题往往收稿日期:2009211216 基金项目:国家重点基础研究发展973计划项目(2007C B714600) 作者简介:李仁年(19632),男,甘肃民勤人,教授,博导.具有很高的雷诺数和很薄的边界层,边界层内小涡的尺度往往比边界层的厚度小很多,这使得要完全采用L ES模拟薄边界层内的流动仍然需要很大的计算机资源,到现在为止还是不太现实[3].RANS在工程中应用最为广泛,它完全采用湍流模型模拟湍流流动,只给出湍流流场的统计平均量,可以有效地模拟附体边界层流动,但对短暂的旋涡脱落和失速后的流场难以模拟[4].而脱体涡模拟(D ES)方法通过结合RANS和L ES各自的优点,可以比较快速而有效地模拟工程应用中常见的非定常的流动特征和边界层的分离运动[426].模拟气流分离的关键是能够准确模拟边界层分离,这需要布置合理的边界层网格.理论上壁面底层网格尺寸越小,网格的渐变率越接近于1;网格数越多,计算精度越高[7],但覃文洁等人提出网格的渐变率与网格数对计算精度的影响有限,它们的影响是基于底层网格尺寸的[8].齐学义等人提出采用结构和非结构化网格相结合的划分方式,可以提高网格质量和计算精度[9].本文选用Fluent软件,研究适第36卷第3期2010年6月兰　州　理　工　大　学　学　报Journal of Lanzhou University of TechnologyVol.36No.3J un.2010合风力机专用翼型的边界层网格与湍流模型.1　计算模型1.1　控制方程与拓扑结构选取不可压缩的雷诺时均方程为主控方程,不考虑体积力和外部热源.考虑到DU932W 2210翼型是为了克服气流流过相对厚度较大NACA 翼型过早的发生分离,导致翼型气动性能严重下降而设计的[10],而且该翼型几何形状简单,生成网格质量较好;模型计算量小,适于进行大量的数值计算,可以对网格分布、湍流模型的不同组合进行分析比较;国外已公布较全的实验数据,这些数据都是在弦长为0.6m 时得到的.为了便于比较,本文取弦长为0.6m 的翼型为研究对象.建立长度为45倍翼型弦长、宽度为40倍的翼型弦长的二维计算区域,如图1所示,把该计算域沿翼展方向拉伸1倍翼型弦长就可得到三维计算域.图1　二维拓扑结构Fig.1　Tw o 2dimensional topological structure1.2　网格划分因为在同一算法下均匀分布的正交计算网格可以获得最高的计算精度,所以本文利用CAD 的表面构造技术以及多块网格技术生成了高质量、完全结构化的网格.该方法通过非均匀有理B 样条插值(NU RBS )将物理域映射到贴体坐标系下的求解域,进行流程计算域多块网格的构造与重构,最后生成的网格为贴体的、正交性很好的网格.由于翼型附近的流场参数变化梯度比远场的参数变化梯度大得多,且翼型前后缘的流动情况对翼型扰流数值模拟的影响很大,因此对翼型附近的网格进行了局部加密,图2为翼型附近的网格.为比较翼型附近网格分布对边界层计算的影响,保持翼型表面周向网格节点不变,改变边界层内节点的法向分布以及第一层网格的高度,从而改变网格的纵横比,以确定适合于该翼型的边界层网格,网格划分方式见表1.流场方向半圆弧bcd 上布置330个节点,直线ab 、f g 、ed 上各布置80个节点.在三维计算域中,翼展方向上布置60个节点.图2　翼型计算网格Fig.2　Three 2D grid for airfoil表1　边界层网格划分策略T ab.1　Method of bound ary layer mesh division 网格划分策略网格层数第1层高度/mm1234101522301.000.500.100.051.3　边界条件与离散格式进口abcde 给定为速度进口,来流的湍流度为1%,湍流扩散长度为0.01m.出口af e 为压力出口,表压力给定为0,湍流度和湍流扩散长度与进口一样.翼型表面gm hn g 满足壁面无滑移条件.除在DES 和L ES 模型中对动量方程的离散采用默认离散格式(bounded cent ral differencing )外,其他模型中对连续方程、动量方程、雷诺时均方程等方程都用二阶迎风格式来离散,压力速度的耦合采用SIM 2PL EC 算法.2　结果分析速度由雷诺数或马赫数来确定,雷诺数为3.0×106、马赫数为0.22,弦长为0.60m.为了跟实验数据做对比,用Re =ρυc/μ或M a =υ/a 求得进口速度为76.56m/s.假设流动非定常,设定时间步长为0.001s ,在每个时间步长内迭代20次,利用升力系数、阻力系数来监测解的收敛性,当升阻力系数稳定时认为计算收敛.2.1　边界层的比较计算以三维直叶片为研究对象,研究不同边界层网格对翼型气动性能的影响.由图3a 可以看出,当攻角α<7°时,不同边界层网格计算的升力系数无大差异,且与实验值相当吻合,这说明附体流动对边界层网格的要求较低.而当攻角α>7°时,第1种网格划分策略计算所得的升力系数的最大值相对最小,且远小于实验值,失速提前发生,而第2种划分策略计算所得的最大升力系数相对最大,且大于实验的最・66・兰州理工大学学报第36卷大值,而且对应攻角也偏大,失速滞后发生,但它对失速后的流动有较高的模拟精度.这两种策略对失速攻角的计算有较大的误差.第3种划分策略有最高的计算精度,第4种划分策略对失速攻角的模拟精度高于第2种,但对失速后的模拟计算精度跟第2种相当.由以上分析可知,当流体处于附体状态时,或翼型为小攻角时,翼型尾缘处逆压梯度很小,模拟的准确性对边界层网格的要求较低;随着攻角的增大,翼型尾缘处的逆压梯度增大,边界层发生分离,此时尾流中所划的边界层网格仅占尾流区域的很小一部分,它对尾流流场的捕捉能力减弱,而且旋涡的随机性也增大了模拟误差,这就导致不同的边界层网格的计算结果有很大差异.由图3b 分析可知,当攻角α<7°时,第1种划分策略对阻力系数的计算值小于其他划分策略的计算值,且远小于实验值,这是因为边界层内分布的网格点数过少,或没有网格节点,引起严重的数值耗散,掩盖了真实的物理现象以至于不能正确的描述边界层内的流动.随着底层网格尺寸的逐渐减小,计算所得的阻力系数与实验值的偏差也逐渐减小,但小到一定程度后偏差反而增大,这与文献[8]的观点相悖.这是因为第1层网格的纵横比过大所产生的数值 (a )升力系数随攻角的变化曲线 (b )阻力系数随时间的变化曲线图3　翼型升、阻力系数随攻角的变化曲线Fig.3　V ariation of lift coeff icient and drag coeff icient vsattack angle刚性影响了解的精度.当攻角α>7°时,各种边界层网格计算所得的阻力系数有很大差异,且与实验值也有较大偏差,而此时压差阻力起主要作用,第3种边界层划分策略的计算结果最接近实验值,即第3种网格划分策略对压差阻力的计算精度较高.这说明翼型失速后,边界层发生分离,最底层网格尺寸对压差阻力的计算有较大的影响.2.2　湍流模型的比较计算在三维拓扑结构的基础上,研究大涡模拟L ES 、雷诺平均方法RANS 和脱体涡模拟DES 三种方法在风力机专用翼型数值计算中的应用.由图4a 可以看出,当攻角α<8°时,所有模型对升力系数的计算结果无大差异且都与实验值很好的吻合,这几种湍流模型都能很好地计算出翼型失速前的流动特征,对附体流动有很高的计算精度;当攻角α>8°时,各种模型计算出的升力系数的变化趋势大概相同且都与实验值的变化趋势相同,但SST DES 和RSM 计算出的最大升力系数略大且大于实验值,SST k 2ω和L ES 模型计算出升力系数的略小于实验值,但在相同的攻角下L ES 模型的升力系数计算误差却小于SST k 2ω对升力系数的计算误差,说明L ES 的计算精度高于SST k 2ω,而DES 模型的计算结果最接近实验值,这说明DES模型对翼型分离流动或者 (a )升力系数随攻角的变化曲线 (b )阻力系数随时间的变化曲线图4　不同湍流模型下翼型升、阻力系数随攻角的变化曲线Fig.4　V ariation of lift coeff icient and drag coeff icient vsattack angle with different turbulence modes・76・第3期李仁年等:风力机翼型的气动模型及数值计算说脱体流动有很高的计算精度.由图4b 可知,当攻角α<8°时,所有模型计算的阻力系数都相对偏大且都大于实验值,但变化趋势相互吻合且与实验值吻合,其中L ES 的计算结果最大且远大于实验值,这表明亚格子模型放大了翼型附近的小尺度脉动对它的影响,此时的流动处于附体状态,翼型仅受到摩擦阻力的作用,这说明所有模型对摩擦阻力的模拟计算值均过大.当攻角α>8°时只有L ES 计算出的阻力系数大于实验值,而其他模型对阻力系数的计算结果都小于实验值,说明RANS 和DES 对压差阻力的计算能力较小,L ES 对气流分离造成的压差阻力有较高的计算精度.数值计算中,对流场的准确计算是翼型气动性能计算的基础,流场的形状及其变化规律反映了气流的客观流动规律,由图5可以看出,RANS 方法得到的旋涡结构单一而平滑,没有捕捉到旋涡的脱落,而DES 方法得到的绕流不仅在流向有旋涡的卷起和脱落,而且在展向还有大尺度的脉动,这是因为DES 在分离区域d 3=C DES Δ,湍流模拟不再依赖当地网格单元中心到翼型壁面的最短距离d ,即湍流的模拟与物体几何外形没有直接的关系,而与当地网格本身的尺度Δ直接相关,因此DES方法在流图5　旋涡等值面图Fig.5　Isosurfaces of vorticity向和展向都能计算出旋涡的运动,从而能得到更复杂的旋涡结构,所以DES 方法在数值模拟非定常大尺度分离流动方面具有明显的优势,它可以比RANS 方法更真实地模拟出高雷诺数下分离旋涡破裂后的非定常流动特征.3　结论1)翼型气动性能的计算精度跟壁面网格分布的情况有关,从应用的角度出发,壁面法向网格布置应该适宜.如果近比网格太稀,边界层内网格节点数不够,就无法准确地捕捉黏性效应;另外,也不能盲目增加网格节点数,还应兼顾网格的纵横比.2)翼型气动性能的计算精度与湍流模型有关,不同的湍流模型针对特定的物理模型才有较理想的计算结果,在计算三维直叶片时,D ES 模型能够捕捉到分离旋涡的非定常特征,得到更为真实的流场.参考文献:[1]　GU IL MIN EAU E ,PIQU ET J ,QU EU TR Y P.Two 2dimension 2al turbulent viscous flow simulation past airfoils at fixed inci 2dence [J ].Computers &Fluides ,1997,26(2):1352162.[2]　王汉青,王志勇,寇广孝.大涡模拟理论进展及其在工程中的应用[J ].流体机械,2004,32(7):23227.[3]　邓　枫,伍贻兆,刘学强.用DES 数值模拟分离扰流中的旋涡运动[J ].计算物理,2008,25(6):6832688.[4]　STEFAN S ,FRAN K T.Detached eddy simulation of flow a 2round a 2airfoil [J ].Flow ,Turbulence and Combustion ,2003,71(1/2/3/4):2612278.[5]　李　栋,焦予秦,IGOR M ,等.Detached 2Eddy Simulation 方法模拟不同类型翼型的失速特性[J ].航空学报,2005,26(4):4062410.[6]　STREL ETS M.Detached eddy simulation of massively separa 2ted flows 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一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟

一种风力机专用翼型气动性能的三维数值模拟杨从新;金开;王秀勇【摘要】为了准确预测风力机专用翼型在大攻角状态下的气动性能,运用脱体涡模拟(detached eddy simulation)方法对瑞典的FFA-W3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行三维数值模拟,对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行预测.计算结果表明:建立翼型的三维模型,运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度,在失速发展区的计算精度达到工程实际与研究的要求,在深度失速区有一定的预测精度,可用于定性分析.前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响,前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8％,失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感,在失速发展区对粗糙度敏感.%In order to accurately predict the aerodynamic performance of special airfoil for wind turbines in the state of large angle of attack, the detached eddy simulation(DES) was used to simulate numerically aerodynamic performance of Swedish FFA-W3-241 airfoil in a large scope of angle of attack and predict the aerodynamic performance of this airfoil with rough leading edge. The calculation results showed that the DES was suitable for numerical simulation of aerodynamic performance of special airfoil for wind turbine in linear region,with very high accuracy; in stall developing region, the computation accuracy would meet the requirement of engineering practice and investigation and in fully developed stall region, a certain accuracy of prediction was obtained and could be used for qualitative analysis. The leading edge roughness would have a significant effect on the performance of FFA-W3-241 airfoil,making the maximal lift coefficient reduced by 27. 8%, but the stall process would tend to be moderate; the airfoil would not be sensitive to the leading edge roughness in linear region and stall fully developed region. However, it would be sensitive to the leading edge roughness in stall developing region.【期刊名称】《兰州理工大学学报》【年(卷),期】2012(038)006【总页数】5页(P39-43)【关键词】风力机专用翼型;脱体涡模拟;大攻角;三维数值模拟【作者】杨从新;金开;王秀勇【作者单位】兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050;兰州理工大学能源与动力工程学院,甘肃兰州730050【正文语种】中文【中图分类】TK83风力机是利用风能的主要设备，其通过风轮叶片将风的动能转换成机械能，再将机械能转换成电能，构成叶片的翼型性能直接影响着风力机的性能.早期的风力机设计多采用发展比较成熟的航空翼型，但实践证明，由于设计和使用条件的差异，这些翼型不能很好地满足风力机叶片相对厚度较大、运行雷诺数较低、表面粗糙度受环境影响大、攻角变化大、经常在失速状态运行等特殊要求.从20世纪80年代开始，欧美风电发达国家开始了风力机专用翼型的设计和研究，目前主要形成了美国NREL的S系列翼型、丹麦的Risø系列翼型、瑞典的FFA-W系列翼型和荷兰的DU系列翼型等，其中以瑞典的FFA-W系列翼型最具代表性［1］.翼型气动性能估算不仅是翼型设计的前提，它还和风洞实验数据一起为动量叶素理论确定风力机性能和载荷提供输入参数，因此准确预估给定翼型的气动性能是风力机空气动力学中一项至关重要的内容［2］.通常翼型的气动性能可以被归纳为3个区域，随来流攻角的增大依次是线性区、失速发展区和深度失速区［3］.计算流体力学（CFD）数值模拟能够描述复杂几何边界流动结构，并能在设计初期完成快速的性能评估进而改进设计，优化设计性能且省时、省钱，大大地降低了新设计带来的风险.CFD数值模拟已经成为风力机翼型气动性能研究的重要方法和发展趋势.为了计算快捷，目前对翼型绕流的数值研究大多是在二维基础上进行的，然而在大攻角边界层分离时，计算结果与实验值相差甚大，这是因为流动的转捩与边界层分离本身都是三维非定常现象，采用三维模型计算结果可能更精确.P.S.Christopher等人提出在研究翼型气动性能时，二维与三维得到的结果不同［4］；Strelets等人提出，除非展向长度取的非常长，否则，即使采用三维非定常雷诺时均方法也会阻碍绕流三维特性的发展，从而只能得到与二维一样的结果［5］；李银然等人提出展向长度过大会导致计算周期过长，且对翼型气动性能的计算精度也没有明显的提高，并建议取为2～4倍弦长［6］.采用CFD商用软件Fluent，运用脱体涡模拟（detached eddy simulation）方法对瑞典的FFAW3-241翼型较大攻角范围内的气动性能进行了三维数值模拟，通过与国外公布的实验结果比较，评估了DES三维数值模拟方法的预测精度和适用性.鉴于前缘粗糙度问题对风力机的特殊重要性，用DES三维数值模拟方法对该翼型前缘粗糙状态下的气动性能进行了预测.1 研究对象选用瑞典航空研究所研制的FFA-W3-241翼型，该翼型相对厚度为24%，具有较高的最大升力系数和升阻比，并且在失速工况下具有良好的气动性能，主要用于叶片的主要功率产生区（叶片展向0.75倍叶片长度附近），翼型的几何外形如图1所示.图1 FFA-W3-241翼型的几何外形Fig.1 Profile of FFA-W3-241airfoil2 计算方法2.1 计算区域与网格划分风洞实验是在Risø国家实验室的VELUX风洞中开展的，当雷诺数为1.6×106，来流风速为40 m/s时，实验段的背景湍流强度为1%，翼型弦长为0.6m.采用CFD前处理软件GAMBIT进行几何建模，翼型弦长取0.6m，计算区域在x方向扩展到30倍弦长，在y方向扩展到15倍弦长，在z方向扩展到3倍弦长.应用GAMBIT软件，对流场计算域进行多块网格的构造与重构，生成贴体、正交性好的结构化网格.由于翼型附近流场参数的梯度比远流场参数的梯度大得多，故对翼型附近的网格进行了局部加密，翼型周围第一层网格高度约为0.004mm，网格节点数约为230万.边界条件：选用速度进口和压力出口，翼展方向的边界面定义为对称边界，翼型表面设定为无滑移壁面.翼型附近区域的网格如图2所示.图2 翼型附近区域的网格Fig.2 Grids of adjacent region around airfoil2.2 湍流模型与离散格式DES是近年来出现的一种结合大涡模拟（LES）和求解雷诺时均N-S方程（RANS）两者优点的湍流数值模拟方法，DES对物面附近边界层内的流动完全采用RANS模拟，可以有效的简化边界层流动，不需要巨大的计算机硬件资源.在远离物面的流动分离区，采用LES数值计算，即对小尺度涡采用亚格子模型数值计算，对大尺度涡采用直接数值计算的方法，这样可以有效的计算分离流动，可见DES充分利用了RANS和LES各自的优点，可以有效快速地模拟实际工程中的大范围分离流动［7］.DES在分离区域的湍流模拟不再依赖当地网格单元中心到翼型壁面的最短距离，即湍流的模拟与物体几何外形没有直接关系，而与当地网格本身的尺度直接相关，因此DES方法在流向和展向都能计算出旋涡的运动，从而能得到更细致的旋涡结构［8］.DES下面的RANS选项选k-ωSST湍流模型，动量方程采用默认的离散格式（bounded central differencing），压力采用中心差分离散格式，湍动能和比耗散率均采用二阶迎风格式，速度和压力耦合采用SIMPLEC算法.非定常时间步长取0.001s，在每个时间步长内迭代20次，通过监视升力系数和阻力系数来判断计算的收敛性.当升、阻力系数稳定或者在很小的范围内波动时，认为收敛，取最大值和最小值的平均值.3 结果及分析3.1 计算结果与分析参照文献［9］所提供的风洞实验条件，在Fluent中进行对应的设置，通过给定不同攻角时对应的来流风速在水平和竖直方向的速度分量为速度入口参数来改变攻角，在攻角为0～34°时，计算了FFAW3-241翼型的升力系数和阻力系数，并分别与风洞实验结果［9］进行了对比.图3和图4分别给出了攻角为11.6°和20°时的升、阻系数计算结果，攻角为11.6°时升、阻系数均收敛于某固定值，说明附着流时，流场稳定，抗扰动能力强；攻角为20°时升、阻系数在一定的范围内脉动，说明分离流场不稳定，对自由流扰动敏感.图5给出了升、阻系数的计算值与实验值的对比结果，从图中可以看出，在攻角为0～11.6°时，计算的升力系数值与风洞实验值吻合良好，最大相对误差仅为1.3%（α=11.6°），此时翼型气动性能处于线性区，流动基本是附着的.在攻角为11.6°～25°时，翼型绕流进入失速发展区，2条曲线的变化趋势一致，相对误差均在15%以内，计算精度达到实际工程和研究的要求.随着攻角增大，在流体黏性和逆压梯度的作用下翼型吸力面后缘附近边界层出现分离，并逐步向前缘扩展，升力系数先增大，在一定攻角（临界攻角）达到峰值后突然减小，即出现失速现象.边界层分离会形成许多大小和频率不同的旋涡，这些旋涡既在弦长方向有运动，也在展向有位移，即具有三维性和非定常性.实验测得的临界攻角为15.405°，计算结果显示临界攻角在15.5°附近，三维数值计算准确地捕捉到临界攻角，计算出的流场形状和变化规律反映了气流的客观流动规律，如图6所示，旋涡沿展向有位移.在攻角为25°～34°时，翼型绕流进入深度失速区，计算值与实验值的偏差较大，但曲线的变化趋势基本一致.偏差较大可能有2方面的原因：1）湍流模型没有很好地与实际物理模型相匹配；2）失速流场自身可能存在某种不稳定性，对外界扰动十分敏感，因此难以得到确定性的结果.图3 α＝11.6°升、阻系数计算结果Fig.3 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝11.6°图4 α＝20°升、阻系数计算结果Fig.4 Calculation results of lift and drag coefficients atα＝20°图5 升、阻系数计算值与风洞实验值的对比Fig.5 Comparison of experimental and computational results of lift and drag coefficients图6 α＝20°三维流线图Fig.6 Three-dimensional streamlines atα＝20°在攻角为0～25°时，计算的阻力系数值与风洞实验值吻合比较好，攻角大于25°后，计算结果与实验值的偏差较大.在失速现象出现前，阻力系数很小，且对攻角变化不敏感，此时流动基本是附着流，阻力以摩擦阻力为主；失速后，阻力系数随攻角的增大而显著增大，翼型后半段出现因边界层分离产生的低压区，阻力以压差阻力为主.注意到攻角为0～25°时，计算值总体上要小于风洞实验值，一方面是因为实验翼型在加工时表面粗糙度很难保证很好的一致光滑性；另一方面是由于有限长叶片受到的阻力由摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力构成，对于有限长的实验叶片，由于压力面的压力大于吸力面，气流会从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面，形成叶尖涡，并由此产生诱导阻力.为了简化模型，减少计算耗时，将翼展方向的边界面定义为对称边界，这样就忽略了从压力面绕过叶片的两个端部翻转到吸力面的气流，所以计算的阻力系数值小于实验值，这部分偏差可近似看作实验叶片的诱导阻力系数.攻角大于25°后，计算值大于实验值，可能是由于翼型进入深度失速区后，计算误差过大造成的.3.2 前缘粗糙度对翼型气动性能的影响风力机由于长期运行在野外自然条件下，叶片经常受到沙尘、油污和冰雨等侵蚀，表面粗糙度特别是前缘粗糙度对翼型气动性能有重要影响［10］，因此，在翼型吸力面距前缘10%弦长处布置1mm高的粗糙凸起，用三维数值模拟研究粗糙度对翼型性能的影响.图7 光滑翼型与粗糙翼型计算结果的对比Fig.7 Comparison of calculation results between smooth and rough airfoils图7给出了光滑翼型与粗糙翼型计算值的对比结果，总体上看，前缘粗糙度的增加使升力减小阻力增加，失速过程趋于缓和.升力线斜率减小，最大升力系数下降了27.8%，粗糙凸起在临界攻角附近对升力的影响比较大，攻角大于20°后，粗糙凸起对升力的影响有限，在攻角为11.6°～25°时，阻力明显增加.表面粗糙度的增加使边界层厚度增加，分离点前移，从而使升力线斜率和最大升力系数减小；由于在临界攻角附近，边界层的自由转捩点和分离点比较靠后，所以翼型在临界攻角附近对前缘粗糙度比较敏感；攻角大于20°后，翼型开始进入深度失速区，边界层的自由转捩点和分离点比较靠近前缘，所以粗糙凸起对升力的影响有限.由于表面粗糙度增加，层流边界层转捩为湍流边界层，摩擦阻力增加，另外，边界层提前分离扩展了低压区，同时减小了低压区的压力，导致压差阻力显著增加，所以总阻力明显增加.4 结论1）建立翼型的三维模型，运用DES模拟风力机专用翼型气动性能的方法在线性区有很高的预测精度，在失速发展区的计算精度达到实际工程与研究的要求，在深度失速区有一定的预测精度，可用于定性分析.2）前缘粗糙度对FFA-W3-241翼型的气动性能有重要影响，前缘粗糙度的增加使FFA-W3-241翼型的最大升力系数下降了27.8%，失速过程趋于缓和；翼型在线性区和深度失速区对前缘粗糙度不敏感，在失速发展区对粗糙度敏感.参考文献：［1］ANDERS B K.Coordinates and calculations for the FFA-W1-xxx，FFA-W2-xxx and FFA-W3-xxx series of airfoils for horizontal axis wind turbines ［R］.Stockholm：The Aeronautical Research Institute of Sweden，1990. ［2］陈培，刘杰平，张卫民.风力机翼型气动性能预估和分析［J］.太阳能学报，2009，30（10）：1424-1429.［3］SPERA D A.Wind turbine technology［M］.New York：ASME Press，1994.［4］CORTEN G P，TIMMER W A.Collection of Technical Papers：44th AIAA Aerospace Sciences Meeting ［C］.Reno：AIAA Inc，2006：187-194. ［5］STRELETS M.Detached eddy simulation of massively separated flows ［R］.Reston：AIAA，2001.［6］李银然，李仁年，王秀勇，等.计算模型维数对风力机二维翼型气动性能预测的影响［J］.农业机械学报，2011，42（2）：115-119.［7］SPALART P R，RUMSEY C L.Effective inflow conditions for turbulencemodels in aerodynamic calculations ［J］.AIAA，2007，45（10）：2544-2553.［8］李仁年，李银然，王秀勇，等.风力机翼型的气动模型及数值计算［J］.兰州理工大学学报，2010，36（3）：65-68.［9］PETER F，IOANNIS A，KRISTIAN S.Wind tunnel tests of the FFA-W3-241，FFA-W3-301and NACA 63-430airfoils［R］.Copenhagen：RisøNational Laboratory，1998.［10］FREUDENREICH K，DRELA M.Reynolds number and roughness effects on thick profiles for wind turbines ［J］.Wind Engineering，2004，28（5）：529-546.。

不同湍流模型对风力机叶片翼型气动性能参数计算结果的影响研究

力推动风轮转动。升力系数 Cl、阻力系数 Cd、升阻比 Cl/Cd 均是表示翼型气动性能优劣的参数，其中，升阻比越高，说明翼型的综合气动性能越好。
升力系数 Cl 的表达式为：
Cl
=
2Fl ρcu2
(1)
式中，Fl 为翼型所受升力；ρ 为空气密度；
u 为来流风速；c 为翼型弦长。
阻力系数 Cd 的表达式为：
别表示 x 轴和 y 轴方向上的速度分量。
风力机周围空气流场的 Navier-Stokes(N-S)
方程为 [8]：
( ux
∂ux ∂x
+
uy
∂ux ∂y
=
–
1 ρ
•
∂p ∂x
+v
∂2ux ∂x2
+
∂2ux ∂y2
(4)
( ux
∂uy ∂x
+
uy
∂uy ∂y
=
–
1 ρ
•
∂p ∂y
+v
∂2uy ∂x2
1 翼型的气动性能参数当来流流过翼型表面时，由于上、下翼面的
来流速度不同，导致上翼面的速度大、压力小，下翼面的速度小、压力大。上、下翼面的压差即
收稿日期：2019-10-17 基金项目：广东省大学生创新创业训练项目 (CXXL2019065)；广东省自然科学基金项目 (2019A1515011551)；南方海洋科学与工程广东省
实验室 (ZJW-2019-01) 通信作者：杨艺 (1981—)，男，博士、副教授，主要从事居室内环境健康、地埋管换热强化传热、建筑空调设备技术方面的研究。
yangyi@
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第8期
吴友健等：不同湍流模型对风力机叶片翼型气动性能参数计算结果的影响研究

偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟

偏航工况下风力机动态失速特性的数值模拟周文平;贺元成【摘要】采用基于滑移网格模型的三维非稳态CFD方法,对NREL Phase VI风力机在偏航工况下的动态失速特性进行计算,分析旋转周期内翼型攻角和升力系数的变化,并进一步分析非稳态流动对动态失速的影响.结果表明:偏航工况时,来流风的水平分量和翼型的非稳态绕流会延缓气流分离涡的形成和失速现象的发生,伴随的动态失速现象会显著增加叶片的动态负荷;越靠近叶根动态失速特征越明显,翼型承受的非稳态升力系数最大可达静态升力系数的5倍以上,升力系数迟滞环面积也更大.计算结果能够为风力机优化设计和运行提供理论指导.%One of the most severe operating conditions for a horizontal axis wind turbine rotor is the yaw misalignment,which will causes dynamic stall phenomenon by a cyclic variation of angle of attack at blade and accordingly increases the fatigue load. In order to relate the yawed condition with dynamic stall characteristic,a three-dimensional and time-accurate Computational Fluid Dynamics (CFD) is used for the simulations of flow-field and dynamic stall characteristic on the National Renewable Energy Laboratory (NREL) Phase VI wind turbine rotor at yaw 30 degrees. The local angle of attack and airfoil characteristics,i.e. lift coefficient Cl and drag coefficient Cd, are computed based on the simulation of the detailed flow around the rotor plane and forces acting on the blade. The results show that the horizontal component of inflow and unsteady flow around airfoil will delay the formation of flow separation vortex and the occurrence of stall. The dynamic load accompanied with dynamic stall phenomenon is significantlyincreased on blade,and one may observe that the unsteady lift is more than five times the two-dimensional steady lift. The hysteresis characteristic of airfoil lift and drag is more remarkable at the inboard blade sections. The derived results are helpful to develop more reliable aerodynamic models for wind turbine design codes, and also can provide theoretical guidance for the optimal design and operation of a wind turbine.【期刊名称】《可再生能源》【年(卷),期】2017(035)007【总页数】6页(P1053-1058)【关键词】风力机;偏航;动态失速;气动性能;数值模拟【作者】周文平;贺元成【作者单位】泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;泸州职业技术学院机械工程系, 四川泸州 646005;四川理工大学机械工程学院, 四川自贡643000【正文语种】中文【中图分类】TK83在自然界中，风会连续不断地改变方向和速度，使风力机处于偏航、阵风等非稳态工况。