劉雄飛 ，汪建文 ，代元軍，苗 磊

(1.中國(guó)礦業(yè)大學(xué)銀川學(xué)院，寧夏銀川 750011；2.內(nèi)蒙古工業(yè)大學(xué)能源動(dòng)力學(xué)院，內(nèi)蒙古呼和浩特 010051；3.內(nèi)蒙古可再生能源實(shí)驗(yàn)室，內(nèi)蒙古呼和浩特 010051；4.新疆工業(yè)高等?？茖W(xué)校，新疆烏魯木齊 830091)

0 前言

風(fēng)力機(jī)葉片氣動(dòng)性能的優(yōu)劣，影響風(fēng)能轉(zhuǎn)換效率。葉片的氣動(dòng)性能是由其截面翼型的氣動(dòng)性能決定的。目前，風(fēng)力機(jī)專用翼型具有最大相對(duì)厚度較小，后緣部分較薄的特點(diǎn)。課題組以最大相對(duì)厚度為8.56% 的某新翼型為研究對(duì)象，將該翼型的風(fēng)力機(jī)與最大相對(duì)厚度為15% 的某傳統(tǒng)翼型風(fēng)力機(jī)進(jìn)行了功率特性和結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性的對(duì)比，發(fā)現(xiàn)最大相對(duì)厚度較小的新翼型風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)特性明顯優(yōu)于最大相對(duì)厚度較大的傳統(tǒng)翼型風(fēng)力機(jī)，但其結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性卻稍遜色于傳統(tǒng)翼型風(fēng)力機(jī)。因此，本文將在保證該新翼型氣動(dòng)性能的基礎(chǔ)上，基于數(shù)值計(jì)算的方法，對(duì)其后緣部分進(jìn)行適當(dāng)?shù)募雍裉幚?，以進(jìn)一步改善該翼型風(fēng)輪的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性，為翼型的進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)和葉片的實(shí)際加工提供參考。

1 新翼型的數(shù)值計(jì)算

1.1 模型的建立與網(wǎng)格的劃分

采用FLUENT 軟件的前處理軟件GAMBIT 對(duì)某新翼型進(jìn)行幾何建模，幾何計(jì)算區(qū)域整體為C 形網(wǎng)格。計(jì)算過(guò)程中，采用了區(qū)域加密的方法對(duì)翼型周圍流場(chǎng)網(wǎng)格進(jìn)一步加密，如圖1為某新翼型計(jì)算網(wǎng)格圖。計(jì)算域的邊界包括翼型固壁、速度入口、自由出流出口、Interior 以及固壁邊界。所采用的邊界條件為：固壁表面為無(wú)滑移條件、進(jìn)口、出口和Interior 面由特征相容條件確定、計(jì)算邊界由插值確定。采用二維穩(wěn)態(tài)分離解法的隱式解法,空間離散格式采用二階迎風(fēng)格式,壓力-速度耦合采用SIMPLE 解法。

圖1 某新翼型計(jì)算網(wǎng)絡(luò)局部圖Fig.1 Grid detail near the dedicated airfoil

1.2 翼型上下表面切應(yīng)力的計(jì)算

1.2.1 數(shù)學(xué)模型

實(shí)際流體存在粘性，當(dāng)流體繞過(guò)翼型表面時(shí)，會(huì)對(duì)翼型表面產(chǎn)生切應(yīng)力的作用。粘性切應(yīng)力存在于邊界層內(nèi)，假設(shè)在整個(gè)繞流翼面上沒(méi)有發(fā)生邊界層分離，繞流體外的粘性流場(chǎng)幾乎與勢(shì)流場(chǎng)一樣，不同之處是前者的物面上有一層切應(yīng)力場(chǎng)，而后者沒(méi)有。假設(shè)物面上的粘性切應(yīng)力為，在x 方向的投影分量沿物面積分得到的阻力稱為摩擦阻力FDf，由該值或x 方向的切應(yīng)力來(lái)判別邊界層的分離與否。

式中i 為x 軸向單位矢量。

1.2.2 計(jì)算結(jié)果分析

邊界層分離的根本原因是流體粘性。流體流過(guò)翼型，前后壓強(qiáng)的不對(duì)稱分布形成壓差阻力。在一確定的繞流場(chǎng)中，引起繞流體后部邊界層分離的直接原因是存在逆壓梯度，而決定逆壓梯度大小的唯一因素是物體的形狀，所以為了避免或者延遲邊界層的分離，必須對(duì)翼型形狀進(jìn)行改進(jìn)。

2 改進(jìn)前后翼型數(shù)值計(jì)算的對(duì)比

2.1 升阻力系數(shù)的對(duì)比

圖3 為翼型改進(jìn)前后升阻比曲線的對(duì)比圖，當(dāng)攻角小于6°時(shí)，改進(jìn)前后升阻比基本重合，當(dāng)攻角在6°～10°范圍內(nèi)，修改后翼型的升阻比略低于原翼型，當(dāng)攻角大于10°時(shí)，改進(jìn)前后曲線又重合。說(shuō)明，在整個(gè)攻角范圍內(nèi)，翼型改進(jìn)前后，升阻比變化不大，為滿足工藝需求，在翼型后緣附近，對(duì)翼型適當(dāng)加厚是可行的。

圖3 修改前后翼型氣動(dòng)計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.3 Aerodynamic results of modified and premodified airfoils

2.2 改進(jìn)后翼型面x 方向切應(yīng)力變化

前面對(duì)原翼型x 方向切應(yīng)力變化進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)了邊界層分離的位置，該位置在以翼型前緣點(diǎn)為基點(diǎn)的弦線方向28.4 單位處。在保證計(jì)算條件不變的基礎(chǔ)上，對(duì)翼型進(jìn)行改進(jìn)，改進(jìn)前后翼型的壓力面上x 方向切應(yīng)力在整個(gè)弦線方向上均大于0，所以在壓力面上未發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，改進(jìn)后翼型的吸力面在后緣點(diǎn)x 方向切應(yīng)力約等于0，也就是說(shuō)在翼型后緣點(diǎn)附近才開始發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，修改后的翼型較修改前邊界層分離點(diǎn)延后了，從原來(lái)的28.4 單位位置處延后到了43.8 單位處（也就是后緣點(diǎn)的位置），達(dá)到了翼型改進(jìn)的目的。

3 結(jié)語(yǔ)

基于邊界層理論，采用FLUENT 軟件計(jì)算了該翼型吸力面和壓力面上沿來(lái)流x 方向的切應(yīng)力，據(jù)此找到了吸力面邊界層分離點(diǎn)，以此點(diǎn)開始對(duì)翼型吸力面沿后緣點(diǎn)進(jìn)行適當(dāng)加厚，并對(duì)修改前后的翼型進(jìn)行了氣動(dòng)特性對(duì)比分析，得出：翼型修改前后壓力面均不發(fā)生邊界層分離現(xiàn)象，修改后的翼型較修改前邊界層分離點(diǎn)延后了，從原來(lái)的28.4 單位位置處延后到了43.8 單位處（也就是后緣點(diǎn)的位置）；從邊界層分離點(diǎn)到翼型后緣點(diǎn)適當(dāng)加厚翼型，升阻比變化不大。課題組對(duì)改進(jìn)前后翼型的風(fēng)輪進(jìn)行了氣動(dòng)性能測(cè)試和結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)的實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)改進(jìn)后的風(fēng)輪氣動(dòng)性能變化不大，結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)特性有了明顯改善?？梢姡瑸闈M足工藝需求，在葉片實(shí)際加工中，對(duì)后緣部分進(jìn)行適當(dāng)加厚處理是可行的。

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