前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响

2019-06-10 09:35郑文妞蒋笑王海鹏涂苏楼王生涛
科技创新导报 2019年4期

郑文妞 蒋笑 王海鹏 涂苏楼 王生涛

摘   要:控制风力机翼型的流动分离,可以提升翼型的气动特性。本文采用数值模拟方法研究了前缘缝翼对风力机专用翼型S809气动特性的影响。分析了加装前缘缝翼对翼型S809升、阻力系数和压力系数的影响,并揭示了对翼型S809边界层控制的机理。研究结果表明,前缘缝翼可以有效地提升翼型的气动特性,增大升力系数,推迟翼型边界层的流动分离。

关键词:前缘缝翼  翼型S809  气动特性  流动分离

中图分类号:TK83                                  文献标识码:A                        文章编号:1674-098X(2019)02(a)-0017-03

由于粘性摩擦力和逆压梯度的影响[1],导致边界层存在着流动分离。流动分离和动态失速会导致风力机叶片疲劳载荷增加,从而降低风力机的整体效率。因此,通过控制边界层的流动分离和延缓动态失速是可以改善风力机的气动性能的。边界层流动分离控制技术在许多领域也得到了广泛的研究。同时边界层流动控制技术也是风能研究的热点问题。边界层流动分离控制技术可分为被动控制技术和主动控制技术[2]。这些技术主要是通过增强边界层流动的动能来抑制或延缓流动分离现象。

被动控制技术是指一种简单有效的不需要外加功率的方法。例如,Gurney襟翼可以控制边界层的压力梯度[3];涡流发生器可以增加边界层的动能[4]。前缘缝翼是一种边界层流动分离控制技术,可实现被动控制技术或主动控制技术。Pechlivanoglou等[5]研究了一种固定辅助前缘翼型来控制风力机叶片根部流动分离。Elhadidi等[6]设计了主动板条提高翼型升力系数,延缓了流动分离。该活动板条由旋转叶片组成,可关闭、完全打开和间歇打开。Yavuz等[7]采用数值方法和实验方法研究了板条翼型布置对风力机气动性能的影响。Sarkorov等[8]研究了主动活动前缘缝翼来提升厚翼型的气动性能。邓一菊等[9]设计了5种不同缝翼内型,并分析了不同缝翼的气动特性。杨茵等[10]利用数值模拟方法研究了前缘缝翼尾缘剪切层对多段翼30P30N气动性能的影响。张振辉等[11]研究了缝翼缝道参数对多段翼型的控制机理和影响规律。

本文研究了前缘缝翼对翼型S809的影响。翼型S809周围的流动可以视为是不可压缩的流动,湍流模型选用SST k-ω模型。同时详细地分析和讨论了前缘缝翼对翼型S809升力系数、阻力系数、压力系数的影响。

1  物理模型及数值方法

本文采用数值模拟方法研究了翼型S809的气动特性,基于雷诺平均的不可压N-S方程,其中湍流模型应用Transition SST湍流模型。SST k-ω湍流模型由Menter[12]提出,该模型混合k-ω模型稳定性和k-ε模型独立性的优势,在近壁面采用k-ω模型,而在边界层处采用k-ε模型,而Menter等[13]Transition SST湍流模型是基于SST k-ω湍流模型修正,引入了动量厚度雷诺数Reθt输运方程和间歇因子γ输运方程。数值试验中采用翼型S809[14],该翼型是美国可再生能源实验室(NREL)研制的风力机叶片专用翼型,具有高升阻比和表面粗糙度不敏感等性质。在本文中,以翼型S809为基础模型,其最大相对厚度为21%,弦长为0.6 m。

整个计算区域采用C-H型,计算区域外围边界选取12倍的翼型弦长,均采用结构化网格划分。对于光滑的翼型,整个计算域的网格节点数约为7.44×104个;而对于加装前缘缝翼的翼型,整个计算域的网格节点数约为9.57×104个。为了得到准确的翼型绕流流场,翼型的边界层需要进行加密处理。翼型的压力面和吸力面网格节点数均为400个,翼型的前缘和尾缘需要进一步加密。壁面第一层网格的高度为1.0×10-5 m,网格高度比例为1.1,确保翼型表面的y+值均小于1。

翼型表面被看做是刚性的、光滑的壁面,包括前缘缝翼。入口和出口边界条件分别被定义为速度入口和压力出口。采用有限体积发离散控制方程,速度与压力的耦合计算采用SIMPLE方法,对流项采用二次迎风格式,扩散项采用中心差分,数值模拟的残差因子均为1×10-6,采用两方程SST k-ω湍流模型。数值实验的雷诺数为1.0×106,此时马赫数小于0.3,视整个流场为不可压缩流动。前缘缝翼的加装位置如图1所示,其中Sβ=20°,SL=0.03m,SH=0.054 m。

2  计算结果及讨论

本文中的雷诺数为1.0×106,对比了光滑翼型(Case-0)和加装前缘缝翼(Case-1)翼型的气动特性。图2给出了前缘缝翼对升力系数和阻力系数的影响。从图2中可以看出,在低攻角时,前缘缝翼对翼型S809的升力系数影响较小,但在大攻角时,翼型S809的升力系数有非常明显增大。当攻角为20.16°时,翼型的升力系数从1.02提高到1.46,升力系数比约为43.14%。从图3中可以看出,在低攻角时,前缘缝翼对翼型的阻力系数影响较小,大攻角时,翼型的阻力系数有较大的明显增加。当攻角为20.16°时,翼型的压力阻力系数从15.82×10-2提高到17.49×10-2,压力阻力系數比约为10.56%。

图4~图6给出了前缘缝翼在10.2°、15.23°、20.16°三个攻角下对翼型S809压力系数的影响。前缘缝翼对翼型S809吸力面压力分布有明显的影响。当攻角为10.2°时,吸力面前缘压力降低,压力面前缘压力升高。根据流动边界层理论,在吸力面的前缘,流动状态为速度增加和压力降低,在压力面前缘处存在相反的流动状态。当攻角为15.23°时,前缘与后缘加装后与加装前无明显变化,但在弦长中间区域,吸力面压力升高,压力面压力降低。加装前缘缝翼的压力系数积分面积大于原翼型的压力系数积分面积。当攻角为20.16°时,加装前缘缝翼的压力系数积分面积进一步增大。

圖7给出了攻角为20.16°时,加装前缘缝翼对翼型周围的流动的影响。如图7所示,当前缘缝翼加装在翼型S809前缘时,流动分离的现象减弱,分离点向后移动。前缘缝翼的作用促使流动分离点从X/C=0.24移动到0.45。

3  结语

采用数值模拟方法研究了加装前缘缝翼对翼型S809气动特性的影响。研究结果表明,加装前缘缝翼可以有效地提升翼型S809的气动特性,随着攻角的逐渐增大,翼型S809的升力系数明显增大,阻力系数也有一定的提升,加装前缘缝翼的压力系数积分面积也会进一步大于原翼型的压力系数积分面积。同时,加装前缘缝翼还可以将边界层流动分离点向翼型尾缘移动。

参考文献

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