与水平轴和阻力型风力机相比,垂直轴风力机具有叶片设计简单、对风向不敏感等优点.但现有的垂直轴风力机与水平轴风力机相比效率相对较低,因此有必要对其进行进一步的研究,通过各种机械和控制方法提高其效率^[1].而在翼型后部开槽或者采用襟翼是提高和改善整个翼型的空气动力学性能的主要技术方法^[2].

国内外许多学者均对带有襟翼翼型的气动性能进行了相关研究,并得到了一些理论和实验结果.文献[3, 4]的研究表明,安装襟翼的风力机叶片能有效提高风能利用系数.文献[5]测试了尾缘处安装有不同高度和安装角的襟翼翼型,结果发现,叶片加装襟翼不仅能有效增加翼型的升力,且在襟翼高度相同的条件下,安装角为90°的襟翼增加升力效果最佳.Kentfield^[6]通过实验证明:不同几何形状的襟翼可减少风力机叶片流动分离,提高效率.研究表明,合理的襟翼结构和对其采取的控制方法将改善和提高风力机气动性能,但单纯的固定式襟翼不适用于攻角变化大的垂直轴风力机,且随尖速比增加无法持续提高其气动性能,而分段式襟翼能显著改善翼型背风处的流动使其在大攻角下的分离区减小^{[7, 8]}.上述研究均表明采用襟翼结构的翼型会改变翼型的攻角,而攻角又是影响翼型气动性能的重要参数.因此有必要研究因襟翼翼型摆角引起的攻角变化.

本文以NACA0012翼型作为基本翼型,对襟翼摆角引起的攻角变化情况进行研究与分析.

本文采用Spalart-Allmaras湍流模型,该模型计算逆向压力梯度问题时具有较高准确度且速度快、易收敛^[9].

两段式翼型如图 1所示,图中:C为翼型弦长;θ为襟翼摆角.采用NACA0012对称翼型,以弦长1/4处的襟缝为界将翼型分为主翼及襟翼,出于结构考虑将襟缝宽度设为C/30^[1].

图 1

Fig. 1

图 1 两段式翼型示意图 Fig. 1 Two-segment airfoil

计算域划分如图 2所示.进口为半圆形区域,距叶片尾缘10倍弦长,上、下表面距离叶片均为10倍弦长,三者边界条件均为速度进口,来流速度V=10 m·s^-1;出口距叶片尾缘20倍弦长,以保证尾流发展充分,减少边界对其影响;边界条件设为压力出口,且表压为0 kPa;翼型上、下表面均设为无滑移壁面.流体介质为空气,密度为1.225 kg·m^-3,马赫数Ma=0.03,雷诺数Re=6.85×10⁵,μ=1.789 4×10^-5 kg·m^-1·s^-1.

图 2

Fig. 2

图 2 计算域划分 Fig. 2 Calculation domain

图 3为襟翼摆角θ分别为0°、10°和20°时的网格分布.采用结构化网格,根据标准壁面函数法划分边界层网格,叶片壁面处y⁺控制在0.9～9.5,以满足黏流计算对壁面网格的要求^[10],网格数约为18.5万.本文共计算了7种不同摆角时的翼型气动性能,限于篇幅仅给出其中3种摆角时的网格分布.

图 3

Fig. 3

图 3 不同摆角网格划分 Fig. 3 Meshing with different swing angles

对θ=0°的翼型网格进行无关性验证:当网格数为18.5万时,俯仰力矩系数C_m=-0.778;当对网格加密至21.2万时,俯仰力矩系数保持为C_m=-0.777.可知,当网格数大于18.5万时,计算结果与网格数无关,因此本文计算网格均采用总数为18.5万的网格.

为验证流场求解精度、网格质量、湍流模型选取及边界条件设置的准确性,将使用原NACA 0012翼型的CFD、Xfoil软件计算结果^[11]及实验数据^[12]进行对比.

图 4为Re=6.85×10⁵时,翼型升力、阻力系数实验数据、Xfoil软件及CFD软件计算结果对比,图中:C_l为升力系数;C_d为阻力系数;α为攻角.由图可知:失速前三者的升力、阻力系数均相近,误差小于5%;但失速后Xfoil和CFD软件计算结果与实验数据对比误差较大,即CFD和Xfoil软件的计算结果在失速前攻角范围(即有效攻角)内具有较高的计算精度.

图 4

Fig. 4

图 4 升力、阻力系数的CFD和Xfoil软件计算结果及实验数据对比 Fig. 4 Lift/drag coefficient by Xfoil,CFD,and experiments

计算条件相同、襟翼摆角不同时流场流线分布如图 5所示.当θ=0°时,随攻角增大在尾缘处产生流动分离,分离点逐渐向前缘移动且分离范围逐渐扩大,导致气动性能下降.这与原NACA0012翼型的计算和实验结果吻合,也与文献[13]的结果一致.当12°＜α＜16°时,翼型产生尾缘涡并逐步向前发展,最后完全失速.因此,θ=0°的襟翼翼型的有效攻角范围为-16°＜α＜16°.而对于θ=10°的襟翼翼型,在α＜-12°时失速分离区域前移至翼型背风面,α＜-15°时完全失速,其有效攻角范围为-14°＜α＜16°.

图 5

Fig. 5

图 5 不同摆角襟翼在不同攻角下流场 Fig. 5 Flow fields with different flaps at different swing angles

图 6为不同摆角襟翼完全失速时的流线.由图可看出,不同摆角出现的完全失速攻角亦不尽相同:对于正攻角,所有摆角的失速攻角均为α=17°;而负攻角的失速攻角随翼型摆角增大而减小.因此,随襟翼摆角增大,翼型的有效攻角范围持续缩小,负攻角完全失速趋势愈加明显.

图 6

Fig. 6

图 6 不同摆角襟翼失速流线 Fig. 6 Stall flow of the flaps at different swing angles

θ分别为0°、10°、20°、30°时的升力系数如图 7所示.随着摆角增大,翼型有效攻角的升力系数向右下方移动.对比θ=20°时的最大升力系数对应的攻角与θ=0°时相同升力系数的攻角可知,θ=20°时攻角右移约6°,而θ=30°时攻角右移约8°.也就是说处于不同位置的襟翼,改变了整体翼型的攻角,增加了有效攻角范围.最大升力系数对应的攻角在原有翼型基础上有较大的增加,攻角产生了正迁移.同理,对于负攻角则产生了负迁移.

图 7

Fig. 7

图 7 襟翼翼型不同摆角升力系数 Fig. 7 Lift coefficient of flap airfoils at different swing angles

此现象可由图 8所示的弦线变化示意图解释,图中α′为攻角迁移量.当摆角变化时,翼型所对应的弦长亦发生变化,而攻角的定义为翼型弦长与来流风速的夹角.因此,欲达到相同升力系数则需增大攻角,从而使得升力系数在增加摆角的情况下向右偏移,相当于攻角产生迁移.

图 8

Fig. 8

图 8 弦线变化示意图 Fig. 8 Schematic diagram of the chord changing

通过三角变换计算得到θ与α′的对应关系,即

据此可知,当θ=10°时,α′=2.49°,但升力系数曲线实际偏移量为3.75°,如图 7所示.

为进一步说明升力系数的偏移现象,表 1给出了静态情况下摆角与对应攻角迁移量的关系.从表 1中可看出,考虑弦长改变所引起的攻角迁移量计算值与CFD软件模拟值变化趋势一致,表明该对应关系在一定程度上可确定翼型在静态情况下改变摆角时对应的攻角迁移量,从而可通过改变摆角达到改变攻角的目的.

表 1 Table 1

表 1 摆角θ所对应攻角迁移量 Tab.1 Changes of angles of attack corresponding to the swing angles θ/(°) α′ 计算值 CFD软件模拟值 0 0 0 5 1.25 2.01 10 2.50 3.75 15 3.73 5.11 20 4.96 6.25 25 6.17 7.31 30 7.37 8.22

表 1 摆角θ所对应攻角迁移量 Tab.1 Changes of angles of attack corresponding to the swing angles

图 9为α=0°时,不同摆角翼型上、下表面压力差分布.从图中可知,随襟翼摆角增大,翼型同一坐标点的上、下表面压力差增大,其受力反向增大.

图 9

Fig. 9

图 9 襟翼翼型上、下表面压力差分布 Fig. 9 Pressure distribution on and under the flap

通常风力机通过变浆改变翼型上、下表面压差,但垂直轴风力机扭转需克服较大翼型俯仰力矩.而通过襟翼摆角改变翼型上、下表面压力差的方法能大大降低所需的俯仰力矩.该方法对制定垂直轴风力机叶片攻角控制策略具有一定理论指导意义.

本文计算了不同摆角襟翼翼型在不同攻角下的升力系数和阻力系数,并与Xfoil软件计算值及实验数据进行了可靠性验证.结果表明:

(1) Spalart-Allmaras湍流模型可用于襟翼翼型气动性能的计算.

(2) 襟翼摆角增大,负攻角时翼型的尾缘涡提前分离,有效攻角范围减小.随襟翼摆角增大,翼型上、下表面压力差增大,其受力反向增大.

(3) 通过弦线变化原理得出了摆角θ与攻角迁移量α′的对应关系.