王淵博，李春,2，欒忠駿

(1.上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093； 2．上海市動(dòng)力工程多相流與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093)

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水平軸風(fēng)力機(jī)多渦格升力面渦尾跡法的研究

王淵博1，李春1,2，欒忠駿1

(1.上海理工大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院，上海 200093； 2．上海市動(dòng)力工程多相流與傳熱重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，上海 200093)

針對(duì)NREL Phase VI實(shí)驗(yàn)雙葉片水平軸風(fēng)力機(jī)，采用基于多渦格升力面的自由尾跡法模擬其低風(fēng)速及高風(fēng)速氣動(dòng)性能。由于高風(fēng)速失速延遲導(dǎo)致尾緣分離滯后，建立Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型與Du-Selig失速延遲模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型。計(jì)算低風(fēng)速及高風(fēng)速不同的偏航角工況，對(duì)比分析不同渦格數(shù)對(duì)模擬結(jié)果的影響。研究結(jié)果表明：渦格數(shù)對(duì)低風(fēng)速工況影響甚小，對(duì)高風(fēng)速影響很大，且采用兩渦格的三維尾緣分離預(yù)估模型對(duì)法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)的模擬最為精確。

水平軸風(fēng)力機(jī)；多渦格升力面；自由渦尾跡；渦格數(shù)；偏航；失速延遲；尾緣分離

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為準(zhǔn)確預(yù)估水平軸風(fēng)力機(jī)在不同風(fēng)速工況下所受氣動(dòng)力及氣動(dòng)力矩，以提高風(fēng)力機(jī)設(shè)計(jì)水平，建立準(zhǔn)確的氣動(dòng)模型是其根本前提[1]。常用的風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)研究方法有：動(dòng)量葉素法[2]、渦尾跡法[3-4]和基于求解N-S方程的CFD方法。渦尾跡法計(jì)算精度高于動(dòng)量葉素法，計(jì)算效率優(yōu)于CFD方法，可準(zhǔn)確用于計(jì)算低速不可壓流動(dòng)[5]。其中，自由尾跡法根據(jù)尾跡各點(diǎn)合速度更新尾跡位置，能模擬葉尖渦卷起和尾跡畸變現(xiàn)象[6]。文獻(xiàn)[7]基于自由渦尾跡方法對(duì)四種動(dòng)態(tài)來(lái)流風(fēng)下的NREL Phase VI風(fēng)力機(jī)性能和結(jié)構(gòu)進(jìn)行計(jì)算，發(fā)現(xiàn)非穩(wěn)態(tài)來(lái)流風(fēng)會(huì)導(dǎo)致風(fēng)力機(jī)性能下降、疲勞載荷增加。文獻(xiàn)[8]采用非線性升力面方法，建立軸向和偏航風(fēng)條件下的水平軸風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)載荷及尾跡的數(shù)值模擬方法，證明了該方法可實(shí)現(xiàn)較好的工程數(shù)值模擬。文獻(xiàn)[9]利用渦尾跡方法進(jìn)行風(fēng)力機(jī)氣動(dòng)載荷計(jì)算，結(jié)果表明大型風(fēng)力機(jī)葉片幾何非線性可較為明顯地減小靜氣動(dòng)彈性位移，同時(shí)降低動(dòng)氣動(dòng)彈性的響應(yīng)幅值。以上研究均采用單渦格升力面模型，當(dāng)葉片弦長(zhǎng)較大時(shí)誤差較大，而本文時(shí)間步進(jìn)自由尾跡法采用多渦格升力面模型，可精確模擬大弦長(zhǎng)葉片的氣動(dòng)性能。此外，由于渦尾跡法基于不可壓縮勢(shì)流理論[10]，物面邊界方程認(rèn)為葉片表面流動(dòng)不發(fā)生分離，適用于低風(fēng)速小攻角工況，而對(duì)于高風(fēng)速大攻角工況，葉片尾緣流動(dòng)將發(fā)生分離，且分離點(diǎn)受三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)影響發(fā)生滯后現(xiàn)象，文獻(xiàn)[7-9]并沒(méi)有考慮這一問(wèn)題。針對(duì)高風(fēng)速大攻角工況，筆者建立了Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型[11]與Du-Selig三維失速延遲模型[12]耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型，考慮高風(fēng)速下各徑向位置尾緣流動(dòng)分離情況，并通過(guò)引入分離角偏轉(zhuǎn)矩陣對(duì)原物面邊界方程做出相應(yīng)修正。在此基礎(chǔ)上分別計(jì)算不同渦格數(shù)對(duì)各工況氣動(dòng)性能的影響，得到葉片最佳渦格數(shù)布置。

1　多渦格升力面模型

采用離散的渦分布升力面模型，即所謂渦格法(vortex lattice method, VLM)，將葉片分為徑向和弦向若干個(gè)渦格，環(huán)量沿徑向和弦向都存在變化，更好的描述了葉片表面的三維流動(dòng)。

升力面渦格法網(wǎng)格劃分采用在葉片弦向布置M個(gè)渦格，徑向布置N個(gè)渦格[5-6]，如圖1所示。沿徑向的渦線為附著渦，弦向的渦線為自由渦，控制點(diǎn)布置在渦格中心。每個(gè)渦格四條渦線具有相同環(huán)量值，渦格環(huán)量方向根據(jù)右手定則與渦格法向量同向。

圖1　葉片升力面渦格劃分Fig.1　Vortex lattice distribution of blade lifting surface

渦尾跡法通過(guò)對(duì)每個(gè)渦格控制點(diǎn)滿(mǎn)足物面邊界條件求解葉片渦線環(huán)量。對(duì)于低風(fēng)速工況，滿(mǎn)足原物面邊界方程式(1)即可:

(1)

式中：Vk為相對(duì)來(lái)流速度，Vind為尾跡及葉片渦線對(duì)控制點(diǎn)的誘導(dǎo)速度，n為渦格的法向量。對(duì)于高風(fēng)速工況，需引入分離因子f進(jìn)行修正，其定義為分離點(diǎn)距尾緣的弦向距離與弦長(zhǎng)的比值，如圖2所示。數(shù)值模擬時(shí)，對(duì)于高風(fēng)速10m/s，取分離角為5°。

圖2　高風(fēng)速葉片尾緣流動(dòng)分離示意圖Fig.2　Trailing edge separation of high wind speed

在圖2尾緣分離的情況中，分離點(diǎn)之前的渦格運(yùn)用式(1)即可，而對(duì)于分離點(diǎn)之后的渦格，原物面邊界方程已不適用。假設(shè)流動(dòng)分離角η，將原法向力旋轉(zhuǎn)分離角η，得到n′，令合速度與之垂直，通過(guò)在原物面邊界方程中引入一分離角η偏轉(zhuǎn)矩陣，以滿(mǎn)足尾緣流動(dòng)分離求解環(huán)量。修正后的物面邊界方程：

(2)

為考慮粘性對(duì)誘導(dǎo)速度的影響，且避免計(jì)算誘導(dǎo)速度時(shí)出現(xiàn)奇值，采用Lamb-Ossen渦核模型，并引入時(shí)間補(bǔ)償參數(shù)改變渦核起始半徑，式(3)為隨時(shí)間增大的渦核半徑：

(3)

式中：α為經(jīng)驗(yàn)系數(shù)，取常數(shù)1.256 43；ν為空氣運(yùn)動(dòng)粘度；t為時(shí)間。根據(jù)文獻(xiàn)[13]，時(shí)間補(bǔ)償參數(shù)Sc取值0.1，擾動(dòng)粘性系數(shù)δν取100。

2　三維尾緣分離預(yù)估模型

對(duì)于高風(fēng)速工況，為考慮葉片尾緣分離，準(zhǔn)確計(jì)算出葉片各徑向位置分離點(diǎn)的位置，建立了Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型與Du-Selig失速延遲模型耦合的三維尾緣分離預(yù)估模型。

2.1Du-Selig三維失速延遲模型

文獻(xiàn)[14]對(duì)比了6種三維失速延遲模型，其中Du-Selig模型的預(yù)測(cè)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合最好，因此，本文采用該模型考慮風(fēng)力機(jī)三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)。

Du和Selig通過(guò)求解旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下風(fēng)力機(jī)葉片表面三維積分邊界層方程，在二維翼型升、阻力系數(shù)上添加一個(gè)增量進(jìn)行三維修正：

(4)

(5)

式中：Cl,2D和Cd,2D分別為二維升、阻力系數(shù)；Cl,P=2π(α-α0)，α0為零升力攻角，α為實(shí)際攻角；Cd,0為二維零攻角阻力系數(shù)。經(jīng)過(guò)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的關(guān)聯(lián)，得到上式中fl、fd經(jīng)驗(yàn)修正系數(shù)：

(6)

(7)

(8)

采用NRELPhaseVI實(shí)驗(yàn)葉片[15]為算例，以O(shè)SU大學(xué)在雷諾數(shù)Re=106下所測(cè)S809翼型的二維升、阻力系數(shù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，在V=10 m/s，Ω=72 r/min工況下，將葉片各徑向位置處弦長(zhǎng)、當(dāng)?shù)丶馑俦却胧?4)和式(5)，計(jì)算經(jīng)過(guò)Du-Selig三維失速延遲模型修正后的葉片各徑向位置升、阻力系數(shù)，得到圖3。分析三個(gè)徑向位置，葉片無(wú)量綱半徑(r/R)分別為0.3、0.47和0.8。

圖3　Du-Selig模型修正后的三維升、阻力系數(shù)Fig.3　3D lift and drag coefficient corrected with Du-Selig model

從圖3可知，Du-Selig三維失速延遲模型對(duì)小攻角線性增長(zhǎng)區(qū)幾乎無(wú)影響，而對(duì)于大攻角失速區(qū)，從葉尖到葉根，三維失速延遲模型的修正效果增強(qiáng)。

對(duì)于r/R=0.3，在大攻角失速區(qū)，升力系數(shù)幾乎隨攻角增大一直保持增長(zhǎng)趨勢(shì)，阻力系數(shù)相對(duì)原二維翼型阻力系數(shù)也降低很多，說(shuō)明葉片徑向流動(dòng)對(duì)靠近葉根處的作用最為明顯，尾緣分離點(diǎn)得到很大程度的推移；在r/R=0.45中間葉高處，失速攻角相應(yīng)推遲，升力系數(shù)明顯增大，阻力系數(shù)也相應(yīng)減?。辉趓/R=0.8接近葉尖處，三維修正后的升、阻力系數(shù)與二維實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)幾乎一致，說(shuō)明葉尖處周?chē)鲌?chǎng)影響較大，葉片徑向流動(dòng)效果明顯減弱，幾乎不造成尾緣分離點(diǎn)的推移。

2.2Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型

Kirchhoff-Helmholz模型基于二維翼型氣動(dòng)力系數(shù)，尾緣分離因子f可表示為翼型法向力系數(shù)Cn,2D的函數(shù)：

(9)

式中：α為當(dāng)?shù)毓ソ?，?為零法向力系數(shù)對(duì)應(yīng)攻角，Cn,0對(duì)應(yīng)法向力系數(shù)為零處的梯度。

將Kirchhoff-Helmholz尾緣分離預(yù)估模型與Du-Selig三維失速延遲模型耦合，考慮三維旋轉(zhuǎn)情況下葉片徑向流動(dòng)對(duì)尾緣分離點(diǎn)位置的影響。在上節(jié)對(duì)升、阻力系數(shù)進(jìn)行三維失速延遲修正后，通過(guò)下式得到相應(yīng)修正后的三維法向力系數(shù)：

(10)

將Du-Selig模型得到的三維法向力系數(shù)Cn,3D代替式(9)Kirchhoff-Helmholz模型中的翼型二維法向力系數(shù)Cn,2D，得到耦合后的三維失速延遲特性的尾緣分離預(yù)估模型，用Kirchhoff-DuSelig模型代稱(chēng)。計(jì)算二維Kirchhoff-Helmholz模型及耦合后的三維Kirchhoff-DuSelig模型尾緣分離因子隨攻角變化規(guī)律，并與二維翼型風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)[16]進(jìn)行對(duì)比，如圖4所示。

圖4　預(yù)估模型分離因子Fig.4　Separation factor of prediction models

從圖4可知，二維Kirchhoff-Helmholz模型分離因子與實(shí)驗(yàn)值非常接近，說(shuō)明不考慮三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)時(shí)，Kirchhoff-Helmholz模型可準(zhǔn)確模擬大攻角時(shí)二維翼型尾緣分離點(diǎn)位置。而耦合后的三維尾緣分離預(yù)估模型在不同徑向處的分離因子與二維預(yù)估模型各不相同，體現(xiàn)出實(shí)際三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)使得葉片各徑向位置的尾緣分離有不同程度的推移。攻角為-5°～8°，二維和三維耦合模型的分離因子相同，因?yàn)楣ソ窃?°之前，升、阻力系數(shù)處于線性增長(zhǎng)區(qū)，Du-Selig模型對(duì)升、阻力系數(shù)無(wú)影響，如圖3所示。且在攻角小于6°時(shí)，分離因子都為0，尾緣流動(dòng)不發(fā)生分離。隨著攻角增大，分離因子相應(yīng)增大，則尾緣流動(dòng)分離發(fā)生的越快。

在r/R=0.3處，分離因子增大的幅度很小，因?yàn)槿~片徑向流動(dòng)引起失速延遲現(xiàn)象，分離點(diǎn)推移，在靠近葉根處尤為明顯。在r/R=0.8處，三維耦合模型的分離點(diǎn)預(yù)測(cè)幾乎與原始二維模型一樣，說(shuō)明在靠近葉尖處，尾緣分離情況與二維翼型相差不大，沒(méi)有發(fā)生明顯的失速延遲現(xiàn)象。

3　低風(fēng)速氣動(dòng)性能模擬

以NRELPhaseVI實(shí)驗(yàn)雙葉片風(fēng)力機(jī)為研究對(duì)象，葉片長(zhǎng)5.03m，槳距角3°，風(fēng)輪轉(zhuǎn)速72r/min，葉片弦長(zhǎng)及扭角數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[15]。計(jì)算風(fēng)速5m/s，偏航角θ分別為10°、30°、45°和60°工況，葉片弦向渦格數(shù)M分布采用1、2和3，得到不同渦格數(shù)所模擬的葉片徑向法向力系數(shù)Cn和弦向力系數(shù)Ct，圖5為模擬值與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比圖。

(a)V=5 m/s ,θ=10°

(b)V=5 m/s, θ=30°

(c)V=5 m/s ,θ=45°

(d)V=5 m/s ,θ=60°圖5　風(fēng)速5 m/s時(shí)不同偏航角徑向Cn和Ct分布Fig.5　Normal force and tangent force coefficient of 5 m/s wind speed under different yaw angle

由圖5可知，多渦格升力面法對(duì)低風(fēng)速氣動(dòng)性能的模擬值與實(shí)驗(yàn)值吻合度很高。隨著偏航角增大，徑向法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)減小，尤其當(dāng)偏航角為60°時(shí)，能夠模擬出靠近葉根處出現(xiàn)負(fù)攻角導(dǎo)致的負(fù)法向力系數(shù)，說(shuō)明渦尾跡法對(duì)低風(fēng)速氣動(dòng)性能的模擬精度很高。升力面采用不同的渦格數(shù)，對(duì)低風(fēng)速模擬結(jié)果影響不大，因?yàn)榈惋L(fēng)速時(shí)，有效攻角很小，葉片尾緣未發(fā)生分離，弦向采用一個(gè)渦格已可準(zhǔn)確表示葉片附著渦環(huán)量，亦無(wú)需采用三維尾緣分離預(yù)估模型求解分離點(diǎn)位置。

4　高風(fēng)速氣動(dòng)性能模擬

4.1葉片氣動(dòng)力系數(shù)

模擬高風(fēng)速10m/s，偏航角為10°和30°工況，采用基于Kirchhoff-DuSelig三維尾緣分離預(yù)估模型多渦格升力面法，渦格數(shù)M分別為1、2和3。圖6對(duì)應(yīng)葉片徑向法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比圖。

(a)V=10 m/s，θ=10°，Cn

(b)V=10 m/s，θ=10°，Ct

(c)V=10 m/s，θ=30°，Cn

(d)V=10 m/s，θ=30°，Ct圖6　風(fēng)速10 m/s時(shí)不同偏航角徑向Cn和Ct分布Fig.6　Normal force and tangent force coefficient of 10 m/s wind speed under different yaw angle

圖6說(shuō)明，采用弦向渦格數(shù)M=2的Kirchhoff-DuSelig三維尾緣預(yù)估分離模型得到的法向力和弦向力模擬值與實(shí)驗(yàn)值吻合度最好。

當(dāng)弦向渦格數(shù)M=1時(shí)，只在葉片弦向布置一個(gè)渦格略顯粗糙，即認(rèn)為葉片從1/4弦向處就發(fā)生分離，這樣葉片表面分離過(guò)早，計(jì)算得到的法向力系數(shù)相對(duì)于實(shí)驗(yàn)值偏小。而Kirchhoff-DuSelig、M=2模型適當(dāng)?shù)脑黾恿藴u格數(shù)，更準(zhǔn)確的描述尾緣分離點(diǎn)位置，所預(yù)測(cè)的法向力系數(shù)和弦向力系數(shù)與實(shí)驗(yàn)值最接近。Kirchhoff-DuSelig、M=3模型在葉片上布置了3個(gè)渦格，雖然能更準(zhǔn)確的描述尾緣分離點(diǎn)位置，但是葉片上的渦格增多會(huì)引起對(duì)葉片附著渦誘導(dǎo)速度的增大，尤其是軸向誘導(dǎo)速度，從而導(dǎo)致靠近葉根模擬值偏高，靠近葉尖處模擬值偏低。

當(dāng)葉片弦長(zhǎng)增大時(shí)，渦格數(shù)需相應(yīng)增加，具體弦長(zhǎng)所對(duì)應(yīng)的M值可通過(guò)與實(shí)驗(yàn)或精確CFD模擬結(jié)果對(duì)比求得。

4.2葉片分離因子

為了清晰直觀地了解風(fēng)速10m/s時(shí)，在不同的偏航角下，葉片表面各徑向位置尾緣分離情況。圖7給出了4個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，在各個(gè)方位角葉片徑向尾緣分離因子分布云圖。

圖7表明，各徑向位置尾緣分離因子隨當(dāng)?shù)毓ソ浅手芷谛宰兓?，在靠近葉根處，由于三維旋轉(zhuǎn)效應(yīng)引起的失速延遲現(xiàn)象，尾緣分離點(diǎn)后移，分離因子較小，在靠近葉尖處，由于攻角很小，分離因子也較小。而在中間葉高處，失速延遲效應(yīng)沒(méi)有近葉根處明顯，且攻角較大，因此，分離因子最大。而在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，分離因子總在90°方位角取得最小值，在270°方位角取最大值，因?yàn)樵?0°方位角，來(lái)流速度在x軸的偏航分速度與相對(duì)旋轉(zhuǎn)速度同向，造成攻角大幅減小，尾緣分離減弱。而在270°方位角，來(lái)流速度在x軸的偏航分速度與相對(duì)旋轉(zhuǎn)速度反向，造成攻角大幅增大，尾緣分離加強(qiáng)。

(a)V=10 m/s，θ=10°

(b)V=10 m/s，θ=30°圖7　風(fēng)速10 m/s時(shí)不同偏航角周向尾緣分離因子分布Fig.7　Azimuthal trailing edge separation factor of 10 m/s wind speed under different yaw angle

4.3葉片氣動(dòng)力矩

根據(jù)圖7中尾緣分離因子隨方位角變化關(guān)系，分析尾緣分離因子對(duì)葉片主軸扭矩和揮舞力矩的影響。圖8為風(fēng)速10m/s，偏航角分別為10°和30°，主軸扭矩和揮舞力矩在4個(gè)周期內(nèi)隨方位角變化的關(guān)系。

(a)主軸扭矩

(b)揮舞力矩圖8　風(fēng)速10 m/s不同偏航角主軸扭矩和揮舞力矩Fig.8　Shaft torque and flap-wise moment of 10 m/s under different yaw angle

計(jì)算葉片氣動(dòng)力矩需查詢(xún)升阻力系數(shù)表，其中升力系數(shù)呈正弦分布，阻力系數(shù)不呈正弦分布，由于攻角較小，揮舞力矩受升力系數(shù)影響大，主軸力矩受阻力系數(shù)影響大，因此揮舞力矩呈正弦波動(dòng)，而主軸扭矩呈鋸齒狀周期波動(dòng)。此外，隨著偏航角的增大，主軸扭矩和揮舞力矩相應(yīng)減小，受圖7中尾緣分離因子的影響，主軸扭矩在方位角90°左右取最大，在方位角270°左右尾緣分離較劇烈，扭矩值最小，因此，Kirchhoff-DuSelig三維耦合尾緣分離預(yù)估模型較準(zhǔn)確地預(yù)估了不同方位角各徑向位置尾緣分離點(diǎn)，從而表現(xiàn)出尾緣分離情況對(duì)主軸扭矩的影響，主軸扭矩直接影響風(fēng)力機(jī)的輸出功率。

5　結(jié)論

1)多渦格升力面模型對(duì)低風(fēng)速工況的氣動(dòng)性能模擬精度很高，且渦格數(shù)對(duì)結(jié)果影響不大；

2)渦格數(shù)對(duì)高風(fēng)速氣動(dòng)性能模擬結(jié)果影響較大，采用兩渦格的Kirchhoff-DuSelig三維尾緣分離預(yù)估模型，考慮了尾緣分離所引起的氣動(dòng)力系數(shù)降低，且適當(dāng)增加渦格能準(zhǔn)確地表示尾緣分離點(diǎn)位置，模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值最為接近。

3)得出風(fēng)速10m/s時(shí)不同偏航角下，葉片徑向分離因子隨方位角分布規(guī)律。中間葉高處分離因子較大，且在每個(gè)旋轉(zhuǎn)周期內(nèi)，分離因子在90°方位角最小，在270°方位角最大，因此，葉片主軸扭矩在270°方位角輸出最小。

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本文引用格式：

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Research on multi-lattice lifting surface vortex wake method in a horizontal-axis wind turbine

WANG Yuanbo1, LI Chun1,2, LUAN Zhongjun1

(1.School of Energy and Power Engineering, University of Shanghai for Science and Technology, Shanghai 200093, China；2. Shanghai Key Laboratory of Multiphase Flow and Heat Transfer in Power Engineering, Shanghai 200093, China)

In this study, we used a free vortex wake method based on a multi-lattice lifting surface to simulate aerodynamic performance at low and high wind speeds of the NREL Phase VI experimental two-blade horizontal axis wind turbine. To address the trailing edge separation lag caused by stall delay at high wind speeds, we coupled the Kirchhoff-Helmholz trailing edge separation prediction model and the Du-Selig 3D static stall delay model. We then calculated the aerodynamic performance at both low and high wind speeds for different yaw angle conditions. We also discuss the influence of different vortex lattice numbers on calculation accuracy. Our simulation results demonstrate that, at low wind speeds, the vortex lattice number has little influence, while it has great impact at high wind speeds. We obtained the best simulation results of the normal force and tangent force coefficients for the set of two vortex lattices on the lifting surface.

horizontal-axis wind turbine; multi vortex lattice lifting surface; free wake method; number of vortex lattices; yaw; stall delay; trailing edge separation

2015-06-12.網(wǎng)絡(luò)出版日期：2016-06-24.

國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(E51176129)；上海市科學(xué)技術(shù)委員會(huì)項(xiàng)目資助(13DZ2260900)；教育部高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專(zhuān)項(xiàng)科研基金(博導(dǎo)類(lèi))項(xiàng)目(20123120110008).

王淵博(1991-)，男，碩士研究生;

李春(1963-)，男，教授，博士生導(dǎo)師.

王淵博，E-mail:shlgwyb@163.com.

10.11990/jheu.201506038

TK83

A

1006-7043(2016)08-1070-06