韓中合，賈亞雷，2，＊，李恒凡，朱霄珣，董 帥

（1.華北電力大學(xué)電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與控制教育部重點實驗室，河北保定 071003；2.河北軟件職業(yè)技術(shù)學(xué)院，河北保定 071000）

尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動性能的影響

韓中合1，賈亞雷1，2，＊，李恒凡1，朱霄珣1，董 帥1

（1.華北電力大學(xué)電站設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與控制教育部重點實驗室，河北保定 071003；2.河北軟件職業(yè)技術(shù)學(xué)院，河北保定 071000）

針對尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動性能的影響，分別以S809翼型與DU翼型為研究對象，設(shè)計了6種襟翼長度的襟翼模型，襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)角為10°，襟翼與翼型主體之間為均勻1mm間隙，利用AUTOCAD對各襟翼長度模型進(jìn)行幾何建模。采用計算流體力學(xué)軟件Fluent 14.0對各襟翼模型進(jìn)行不同攻角下的氣動性能計算，對翼型邊界附近流場及壓力系數(shù)等進(jìn)行了分析比較。結(jié)果表明：尾緣襟翼長度對翼型的氣動性能有較大的影響，襟翼長度不僅對襟翼附近的流場產(chǎn)生影響，對整個翼型的流場都有較大影響；帶襟翼模型升力系數(shù)比無襟翼模型大大提高，且在一定攻角范圍內(nèi)隨著襟翼長度增加，升力系數(shù)逐漸增大；帶襟翼模型阻力系數(shù)比無襟翼模型翼型大，且在一定攻角范圍內(nèi)隨襟翼長度增大阻力系數(shù)也增大；帶襟翼模型升阻比在一定范圍內(nèi)比無襟翼模型大。

風(fēng)力機(jī)翼型；分離式尾緣襟翼；計算流體力學(xué)；升阻比

0 引 言

近年來，風(fēng)力發(fā)電得到迅速發(fā)展。葉片是風(fēng)力發(fā)電機(jī)組捕捉風(fēng)能的關(guān)鍵部件，其翼型升阻力特性對風(fēng)力機(jī)的整體氣動性能有較大的影響。風(fēng)力機(jī)葉片后緣增加襟翼可以在一定范圍內(nèi)提高風(fēng)力機(jī)翼型的升力及升阻比，提高風(fēng)力機(jī)低風(fēng)速時的捕風(fēng)能力，進(jìn)而提高風(fēng)力機(jī)的發(fā)電量［1］。利用風(fēng)力機(jī)襟翼裝置還可以有效控制風(fēng)力機(jī)葉片上的局部載荷，降低風(fēng)力機(jī)葉片的疲勞載荷和風(fēng)力機(jī)傳動系統(tǒng)以及塔架上的載荷，提高了葉片及其他關(guān)鍵零部件的壽命，從而降低風(fēng)力機(jī)的度電成本［2－4］。

國內(nèi)外研究人員在提高風(fēng)力機(jī)翼型升力方面進(jìn)行了廣泛研究。在各種提高翼型升力的方法及裝置中，翼型尾緣添加襟翼可以顯著提高翼型的升力以及升阻比。目前所研究的襟翼主要有Gurney襟翼、微型滑動襟翼（MICROTAB）、分離式尾緣襟翼以及可變形尾緣襟翼。國內(nèi)外學(xué)者對加裝Gurney襟翼的翼型氣動性能進(jìn)行了大量的研究，研究結(jié)果表明：翼型尾緣加裝Gurney襟翼在一定范圍內(nèi)能夠改善翼型附近流場分布及翼型的壓力系數(shù)分布，進(jìn)而可提高翼型升力及升阻比，改善翼型的綜合氣動性能［5－8］。李仁年等采用Fluent對加裝Gurney襟翼和改進(jìn)的鈍尾緣翼型氣動特性進(jìn)行了計算分析，提出加裝Gurney襟翼和鈍尾緣改進(jìn)翼型氣動性能均優(yōu)于原型［9］。張旭等研究了襟翼高度和壓力面光滑連接襟翼頂端的開始位置對翼型氣動性能的影響［10］。Troldborg利用CFD方法對固定尾緣襟翼進(jìn)行了定常計算，表明固定尾緣襟翼能提高翼型升力，還可以在一定程度上減小載荷波動［11］。李傳峰研究了可變形尾緣襟翼氣動性能，提出可變形尾緣襟翼可以提高翼型的綜合氣動性能［12］。C P Van Dam等人驗證了MICROTAB可以改善翼型附近的流場及壓力系數(shù)分布，在一定范圍內(nèi)提高翼型的升力及升阻比［13］。王榮等深入研究了利用槳葉后緣小翼對直升機(jī)槳轂振動載荷及旋翼動態(tài)失速的控制［14］。Lackner和Kuik［15］等研究了分離式尾緣襟翼對5MW上風(fēng)向風(fēng)力機(jī)疲勞載荷的影響，驗證了在葉片展向0.7R～0.9R位置添加襟翼，可以使葉片揮舞力矩降低12%～15%。

以上各種方法都可以增大翼型升力和升阻比，并在一定程度上可以降低葉片的載荷波動及極限載荷，但是也存在各自的缺點。Gurney襟翼與原翼型連接強(qiáng)度上會帶來新問題［9］；MICROTAB雖然控制簡單方便，但其制造成本很高［13］；可變形尾緣襟翼在提高升力和升阻比方面效果較好，但其結(jié)構(gòu)復(fù)雜，且不易實現(xiàn)角度控制。相比之下分離式尾緣襟翼不但能提高升力和升阻比［16］，又避免了連接部位出現(xiàn)強(qiáng)度不足問題，并且其制造成本也相對較低，容易實現(xiàn)變角度控制。國內(nèi)外對于分離式尾緣襟翼的研究僅限于固定偏轉(zhuǎn)角及固定襟翼長度下對翼型的氣動性能進(jìn)行分析，沒有文獻(xiàn)研究襟翼長度對翼型的氣動性能的影響，對于如何確定最優(yōu)的襟翼長度也沒有進(jìn)行深入研究。

本文以風(fēng)力機(jī)翼型S809為研究對象，設(shè)計了5%、10%、15%、20%、25%、30%六種襟翼長度的分離式尾緣襟翼模型，并利用計算流體力學(xué)商用軟件Fluent 14.0對各襟翼模型進(jìn)行了計算，分析比較了各種模型的氣動特性，找出了襟翼長度對翼型氣動性能影響規(guī)律。

1 尾緣襟翼模型

1.1 幾何模型

由于風(fēng)力機(jī)翼型S809試驗研究充分，試驗數(shù)據(jù)豐富可靠，為了方便與試驗數(shù)據(jù)對比，取S809翼型作為研究對象，翼型弦長設(shè)為1000mm。在S809翼型距尾緣a倍的弦長位置增加尾緣襟翼并建立尾緣襟翼幾何模型如圖1，其中a分別為5%、10%、15%、20%、25%、30%，各種模型尾緣襟翼與翼型本體之間保留1mm間隙，尾緣襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°。

圖1 S809分離式尾緣襟翼幾何模型Fig.1 Model of airfoil S809with discrete trailing edge flap

1.2網(wǎng)格劃分及邊界條件

在相同算法下，采用均勻分布的正交網(wǎng)格計算能獲得較高的計算精度［17］，本文應(yīng)用GAMBIT網(wǎng)格劃分軟件，利用多塊網(wǎng)格生成技術(shù)生成了正交性好的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為了避免入口邊界和出口邊界干擾，計算域入口距翼型前緣20倍弦長，計算域出口距翼型后緣20倍弦長，翼型距上下邊界分別為20倍弦長。定義計算域左側(cè)半圓邊界為速度入口邊界條件，定義右側(cè)邊界為壓力出口邊界條件，定義翼型上下面為無滑移壁面條件。為了提高邊界層區(qū)域流場的模擬精度，要求近壁面第一層網(wǎng)格滿足y＋值約等于1。y＋值過大會影響模擬精度。由于翼型前后緣及襟翼縫隙處的流動情況會對翼型數(shù)值模擬產(chǎn)生較大的影響，所以在翼型前緣、后緣及縫隙處進(jìn)行了局部加密處理。為了分析網(wǎng)格的劃分?jǐn)?shù)量的影響，以保證計算結(jié)果的網(wǎng)格無關(guān)性，劃分了105 000，154 800和200 000三種網(wǎng)格數(shù)模型，并進(jìn)行計算。計算結(jié)果表明：前兩種網(wǎng)格模型升力系數(shù)最大相差17%，而后兩者最大相差為0.7%，由于154 800網(wǎng)格數(shù)模型網(wǎng)格數(shù)少，收斂快，所以選擇154 800網(wǎng)格數(shù)模型為今后的比較模型，計算域網(wǎng)格結(jié)構(gòu)見圖2。

圖2 模型網(wǎng)格圖Fig.2 Grid structure of model

1.3 計算模型及相關(guān)參數(shù)

尾緣襟翼模型流場計算選用了商業(yè)軟件Fluent 14.0，求解器選用了基于壓力的定常求解器，壓力-速度耦合選用SIMPLE算法，湍流模型選取k-ω二方程湍流模型，方程離散格式采用二階迎風(fēng)格式。為了與試驗數(shù)值比較，計算條件為雷諾數(shù)Re＝2×106，收斂標(biāo)準(zhǔn)為計算殘差小于1×10－6，在上述條件下對無襟翼S809基準(zhǔn)翼型進(jìn)行了數(shù)值計算，來流攻角分別為0、1.02°、5.13°、9.22°、14.24°、20.15°。對于帶襟翼模型的氣動性能計算，固定襟翼偏轉(zhuǎn)角為10°情況下，分別計算分析6種不同襟翼長度對翼型性能的影響。

2 計算方法可靠性驗證

為驗證所用算法的可靠性與合理性，對154 800網(wǎng)格數(shù)下風(fēng)力機(jī)翼型S809在各攻角下的計算結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)［18－19］進(jìn)行對比，翼型的計算數(shù)據(jù)及試驗數(shù)據(jù)詳見表1及圖3。

表1為S809翼型的升阻力特性對比表。表1數(shù)據(jù)對比表明所選計算模型計算結(jié)果與參考文獻(xiàn)的試驗數(shù)據(jù)很接近。其中升力系數(shù)的計算值與試驗值吻合很好，攻角為0°時相差為0.9%，攻角為1.02°時相差僅為0.2%。阻力系數(shù)計算值與試驗值偏差較大，攻角為0°時相差為－4.3%，攻角為1.02°時相差－4.86%。當(dāng)攻角接近失速攻角時，升阻力系數(shù)計算誤差都較大，但升力系數(shù)最大誤差小于8.06%，阻力系數(shù)最大誤差小于10%。由于本文研究重點是襟翼長度對翼型氣動特性的影響，屬比較性研究，因此從表1中升阻力系數(shù)特性上看，計算所采用的模型計算法是可靠的。

表1 S809翼型升阻力系數(shù)比較Table 1 Comparison of lift and drag coefficient of S809airfoil

圖3 無襟翼S809壓力系數(shù)曲線Fig.3 Cpdistributions of airfoil without trailing edge flap

圖3為不同攻角下壓力系數(shù)分布曲線。由圖3可看出S809翼型的壓力系數(shù)計算結(jié)果和試驗數(shù)據(jù)變化趨勢相同，壓力系數(shù)值可能稍有不同，但整體上和試驗數(shù)據(jù)一致，從升阻力系數(shù)和壓力系數(shù)角度分析，文章采取的計算方法合理可靠，完全可以滿足后續(xù)襟翼模型的計算要求。

3 S809襟翼模型計算結(jié)果與分析

3.1 流線圖分析

計算了6種長度襟翼的模型在不同攻角下的氣動性能，對其每種工況的流場流線進(jìn)行了分析比較，結(jié)果如圖4。圖中從左至右分別為5%、10%、15%、 20%、25%、30%弦長的尾緣襟翼模型的流線圖。0°攻角時，5%弦長襟翼模型尾緣處出現(xiàn)分離現(xiàn)象不明顯，隨著襟翼長度增加，分離現(xiàn)象逐漸加大，襟翼長度為30%弦長時，尾緣處出現(xiàn)了明顯的分離。隨著攻角的增加，在模型尾緣處逐漸出現(xiàn)渦，并隨攻角的增大而增大，隨襟翼的長度增加，渦流強(qiáng)度也增加。8°攻角時，各襟翼模型都發(fā)生了明顯的流動分離，并產(chǎn)生了分離渦，且隨著襟翼長度的增加，分離渦逐漸加大，襟翼長度為30%弦長時，分離區(qū)已經(jīng)擴(kuò)展到襟翼連接處。攻角為16°，各模型已經(jīng)處于失速，翼型吸力面呈現(xiàn)出更大的流動分離狀態(tài)，并在尾緣處卷起反向渦。

圖4 不同襟翼長度的模型流線圖Fig.4 Streamlines of airfoil with different length trailing edge flaps

3.2 壓力系數(shù)分布分析

為了找出不同襟翼長度對翼型表面壓力系數(shù)的影響規(guī)律，在模型襟翼偏轉(zhuǎn)角為10°時，比較了6種長度襟翼的模型在不同來流攻角下壓力系數(shù)分布，見圖5。襟翼長度與翼型弦長百分比分別為：5%、10%、15%、20%、25%、30%，來流攻角為0°、4°、8°、12°、16°。

圖5 不同襟翼長度的壓力系數(shù)分布圖Fig.5 Cpdistributions of airfoil with different length trailing edge flaps

圖5表明，尾緣襟翼不僅影響尾緣襟翼附近壓力系數(shù)，還會對整個翼型表面的壓力系數(shù)分布產(chǎn)生影響。小攻角下，隨著襟翼長度的增加，翼型的上下翼面壓力差增加，長襟翼模型的壓力系數(shù)曲線幾乎將短襟翼模型的壓力系數(shù)全部包圍，僅剩下尾緣處；短襟翼模型上下壓差僅在尾緣襟翼部分稍大于長襟翼模型壓力差。隨著攻角的增大，各種襟翼模型的壓力系數(shù)之間差值逐漸減小，當(dāng)攻角大于12°時，相差很小。

3.3 升阻力特性分析

3.3.1 升力系數(shù)比較

為了比較襟翼長度對翼型升力特性的影響，將襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)固定為10°，計算分析了不同的襟翼長度的模型在不同攻角下的升力特性，結(jié)果如圖6。圖6中上面6條曲線分別為6種不同長度襟翼的模型升力系數(shù)隨攻角變化的曲線，最下面一條為無襟翼的翼型升力系數(shù)曲線。圖6表明帶襟翼的模型升力系數(shù)均大于無襟翼模型升力系數(shù)，而且?guī)Ы笠淼囊硇蜕ο禂?shù)曲線左移，失速攻角變小。小攻角時，升力系數(shù)隨襟翼長度增加而增加，這是由于襟翼增大了翼型的彎度，且隨襟翼長度增加，翼型的彎度也增大。當(dāng)攻角為大于12°時，升力系數(shù)隨著襟翼長度的先增加，當(dāng)襟翼長度為25%弦長時，升力系數(shù)達(dá)到最大，之后隨著襟翼長度的增加，升力系數(shù)減小。并且小攻角時，隨著襟翼長度的增加，模型升力系數(shù)增加較快，然后隨攻角的增加，模型升力系數(shù)隨襟翼長度增加而提高的速度減小。

3.3.2 阻力系數(shù)比較

圖7為在襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°情況下，不同的襟翼長度在不同攻角下的阻力特性曲線。圖7表明，帶襟翼的翼型阻力系數(shù)均大于無襟翼模型的阻力系數(shù)，且隨著攻角的增大，阻力系數(shù)增大。對于相同攻角的襟翼模型，隨著襟翼長度的增加，翼型的阻力系數(shù)也增加。大于失速攻角后，翼型阻力迅速增加。

圖6 不同襟翼長度的模型升力系數(shù)曲線Fig.6 Lift coefficients of airfoil with different length trailing edge flaps

圖7 不同襟翼長度的模型阻力系數(shù)曲線Fig.7 Drag coefficients of airfoil with different length trailing edge flaps

3.3.3 升阻比比較

圖8為在襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°情況下各種襟翼長度模型的升阻比比較。圖8表明增加尾緣襟翼使得翼型的升阻比在小攻角時明顯增加。在攻角為0°時，隨襟翼長度增加，翼型的升阻比增加較明顯；隨著攻角的加大，升阻比隨著襟翼長度增加而增加緩慢；攻角大于4°時，隨著襟翼長度的增加翼型的升阻比反而下降。10%弦長襟翼在較寬的攻角范圍內(nèi)具有較大的升阻比。

圖8 不同襟翼長度的模型升阻比曲線Fig.8 Lift drag ratio of airfoil with different length trailing edge flaps

4 DU30襟翼模型計算結(jié)果與分析

4.1 模型的選取

為了驗證尾緣襟翼提高升力的通用性，還選取了風(fēng)力機(jī)中常用的DU30翼型，分別建立了6種襟翼長度的襟翼模型，并采用Fluent 14.0對其進(jìn)行氣動性能分析。網(wǎng)格劃分、計算模型選擇及邊界條件設(shè)定與前S809翼型算例的設(shè)定相同。

4.2 計算結(jié)果分析

4.2.1 升系數(shù)比較

圖9為向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°的不同襟翼長度DU翼型的升力系數(shù)比較。圖9中上面6條曲線分別為6種不同長度襟翼的模型升力系數(shù)隨攻角變化的曲線，最下面一條為無襟翼的翼型升力系數(shù)曲線。圖9表明由于襟翼增大了翼型的彎度，使得帶襟翼的模型升力系數(shù)均大于無襟翼模型升力系數(shù)。攻角小于6°時，各襟翼模型升力系數(shù)隨襟翼長度增加而增加；攻角大于6°時，各襟翼模型升力系數(shù)隨著襟翼長度的增加先增加，后減小。翼型的最大升力系數(shù)也隨著襟翼長度的增加先增加，后減小。當(dāng)襟翼長度為20%時，最大升力系數(shù)達(dá)到最大。并且模型在小攻角時，隨著襟翼長度的增加，模型升力系數(shù)增加較快，然后隨攻角的增加，模型升力系數(shù)隨襟翼長度增加而提高的幅值減小。5%弦長模型與10%弦長模型提高升力系數(shù)效果明顯，其他幾種長度模型提高升力幅值較小。

圖9 不同襟翼長度的模型升力系數(shù)曲線Fig.9 Lift coefficients of airfoil with different length trailiy edge flags

4.2.2 阻力系數(shù)比較

圖10為向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°的不同的襟翼長度DU翼型在不同攻角下的阻力特性曲線。圖10表明，帶襟翼的翼型阻力系數(shù)均大于無襟翼模型的阻力系數(shù)，且隨著攻角的增大，阻力系數(shù)增大。對于相同攻角的襟翼模型，隨著襟翼長度的增加，翼型的阻力系數(shù)也增加。大于失速攻角后，翼型阻力迅速增加。

圖10 不同襟翼長度的模型阻力系數(shù)曲線Fig.10 Drag coefficients of airfoil with different length trailing edge flaps

4.2.3 升阻比比較

圖11為向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)10°的不同的襟翼長度DU翼型模型的升阻比比較。圖11表明增加尾緣襟翼使得翼型的升阻比在小攻角時明顯增加。在攻角為0°時，隨襟翼長度增加，翼型的升阻比增加較明顯；隨著攻角的加大，升阻比隨著襟翼長度增加而增加緩慢；到攻角大于2°時，隨著襟翼長度的增加部分襟翼模型升阻比反而下降。5%弦長襟翼模型具有最大的升阻比。10%弦長襟翼在較寬的攻角范圍內(nèi)的具有較大的升阻比，但最大升阻比比5%弦長襟翼模型稍小。5%與10%弦長的襟翼模型最大升阻比在攻角小于16°時均大于不帶襟翼的模型；攻角大于16°時則正好相反。

圖11 不同襟翼長度的模型升阻比曲線Fig.11 Lift drag ratio of airfoil with different length trailing edge flags

5 結(jié) 論

（1）通過兩種翼型算例驗證了尾緣襟翼向翼型壓力面偏轉(zhuǎn)，增大了翼型彎度，提高了翼型的升力系數(shù)。小攻角范圍內(nèi)，隨著襟翼長度的增加，翼型的升力系數(shù)增大。當(dāng)攻角較大時，翼型最大升力系數(shù)先隨襟翼長度增加而增大，然后隨襟翼長度增加，翼型升力系數(shù)開始下降。

（2）帶襟翼的翼型模型阻力系數(shù)均大于不帶襟翼的翼型阻力系數(shù)，且隨著襟翼長度的增大，翼型阻力系數(shù)增大，在一定攻角范圍升阻比也增大。

（3）翼型襟翼長度為10%弦長時，翼型在較寬的攻角范圍內(nèi)具有較大的升阻比，具有較好的綜合氣動性能。

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The effect of trailing edge flaps length on aerodynamics of wind turbine airfoil

Han Zhonghe1，Jia Yalei1，2，＊，Li Hengfan1，Zhu Xiaoxun1，Dong Shuai1
（1.Key Lab of Condition Monitoring and Control for Power Plant Equipment Ministry of Education，North China Electric Power University，Baoding 071003，China；2.Hebei software institute，Baoding 071003，China）

The goal of the study was to investigate the effect of trailing edge flaps length on aerodynamics of wind turbine airfoil，airfoil S809and DU series airfoil were selected as research objects，and six kinds of flap length airfoil model were designed，have the same chord length of 1 000mm，and the same deflect angle of 10°，the gap between the flap and the main airfoil body was optimized to make the width of gap as even 1mm.The grids near the trailing edge are refined，and the grid independence is verified through the comparison of the calculated results with grid scales three，which a 148 000grid model was selected for further calculation.The k-ω two equation turbulence model for commercial software Fluent was used here to calculate the aerodynamics of the flap models at different attack angles，the streamline，pressure contour and pressure coefficient near border of airfoil were analyzed and compared.The result shows that the flaps length of airfoil with trailing edge flaps has great effect on the aerodynamic performance of the airfoil，not only the streamline near the flap is influenced but also the whole streamline near the airfoil are influenced.The lift coefficient of airfoil with flap is bigger than that of airfoil without flap，and the lift coefficient increases with the increasing of flap length.The drag coefficient of flap model is also bigger than that of airfoil without flap，and the drag coefficient of flap modelalso increases with the increasing of angle of attack.The lift to drag ratio is bigger than that of airfoil without flap at some range of angles of attack.

wind turbine airfoil；discrete trailing edge flaps；computational fluid dynamics；lift to drag ratio

V211.41；V211.3

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2015.0021

2015-02-10；

2015-07-31

國家自然科學(xué)基金（11302076）；中央高校基本科研業(yè)務(wù)專項資金（2014XS80）

韓中合（1964-），男，河北衡水人，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向為：熱力設(shè)備狀態(tài)監(jiān)測與故障診斷、兩相流計算與測量、葉輪機(jī)械CFD與優(yōu)化設(shè)計研究.E-mail：han＿zhonghe＠163.com

賈亞雷＊（1975-），男，河北博野人，副教授，博士研究生，主要研究方向為：風(fēng)力機(jī)葉片設(shè)計及優(yōu)化研究.E-mail：yalei＿jia＠163.com

韓中合，賈亞雷，李恒凡，等.尾緣襟翼長度對風(fēng)力機(jī)翼型氣動性能的影響［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，2015，33（6）：835-842.

10.7638／kqdlxxb-2015.0021 Han Z H，Jia Y L，Li H F，et al.The effect of trailing edge flaps length on aerodynamics of wind turbine airfoil［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：835-842.

0258-1825（2015）06-0835-08