羅 帥，繆維跑,2，劉青松，李 春,2

(1.上海理工大學 能源與動力工程學院，上海 200093；2.上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室，上海 200093)

風能因具有分布廣泛、無污染及可持續(xù)等優(yōu)點而被廣泛利用。風力機葉片是捕捉風能的關鍵部件，翼型作為葉片基本單元，其空氣動力學特征直接影響風力機捕獲風能效率[1-3]。翼型攻角(angle of attack，AOA)較大時，因流體在翼型吸力面無法克服逆壓梯度且受黏性影響而與翼面分離，產生周期性渦脫落，導致翼型升力減小、阻力增大及所受載荷劇烈波動，直接降低風力機葉片氣動效率[2-3]。因此，采用有效的流動控制技術減緩翼型流動分離，是提升風力機捕獲風能效率的關鍵。

根據(jù)是否需要能量輸入，流動控制技術可分為主動流動控制(Active Flow Control，AFC)和被動流動控制(Passive Flow Control，PFC)[4-5]。較之PFC，AFC通過小范圍能量輸入獲得局部甚至全局流場結構改善，可有效減小因流動分離造成的氣動損失，適用于多種流態(tài)的控制[6-7]。吹/吸氣射流作為一種AFC，通過吸除低動量或吹入高動量流體，可提高翼型壁面流體抗逆壓梯度的能力，改變翼型表面壓力分布，以達到抑制流動分離和增升減阻的效果[8-9]。

張玲等[10]在3.6 MW水平軸風力機翼型截面上開孔以施加定常吸氣，采用S-A模型對多種工況開展數(shù)值模擬，得出定常吸氣使翼型吸力面壓強降低，吸力面與壓力面壓差增大，進而增大翼型升力系數(shù)，同時翼型吸力面失速區(qū)范圍減小。Owens等[11]采用吸氣控制機翼流動分離，所進行的風洞實驗結果表明：通過吸氣可有效改善機翼的氣動性能，維持機翼表面附著流動，升阻比最大可提升21%。焦予秦等[12]在尾緣襟翼上布置若干吹氣孔，采用數(shù)值模擬方法分析吹氣控制對多段翼型氣動性能的影響，結果表明：安裝1個吹氣控制口時三段翼型的升力系數(shù)相比原始翼型提升6.7%，采用3個吹氣控制口時升力系數(shù)提升9.16%，而在主翼及襟翼布置5個吹氣控制口可使升力系數(shù)提升30.05%。Rezaeiha等[13]對比分析了不同尖速比吸氣對單翼型VAWTs動態(tài)失速的影響，結果表明：尖速比為2.5、3和 3.5時，風力機功率增益分別為219.6%、74.3%和19.6%，并指出吸氣速度幅值為0.5%足以抑制流動分離。張志勇等[14]基于Favre過濾的大渦模擬方法，對雷諾數(shù)Re=104的NACA 0012翼型吸力面吹吸氣射流進行數(shù)值模擬，結果表明：較吹氣控制，吸氣效果更好，可有效增升減阻，且前緣吸氣明顯優(yōu)于中后緣吸氣。Trevelyan等[15]通過數(shù)值模擬研究格尼襟翼和尾緣射流對NACA4415翼型的作用效果，發(fā)現(xiàn)尾緣射流與傳統(tǒng)格尼襟翼相比升力增量相當，而阻力較小。

現(xiàn)階段吹/吸射流已普遍應用于風力機翼型，可有效改善流動狀態(tài)，并提高翼型氣動性能。但吹/吸射流仍存在一定局限性，如吸氣在小攻角時會增加翼型阻力，尾緣吹氣不能有效控制大攻角流動分離，且上述研究較少考慮吸入氣體排出或吹氣所需額外氣源。筆者提出吸吹結合射流(SBCJ)，以S809為基礎翼型，研究SBCJ在不同攻角、射流動量系數(shù)及開孔位置時的控制效果，分析總結其控制機理和影響規(guī)律，以期為SBCJ應用于風力機葉片提供理論依據(jù)。

1 計算模型及方法

1.1 SBCJ翼型幾何模型與相關參數(shù)

將吸吹結合射流應用于S809翼型(弦長c為0.457 m)，如圖1所示。其中，吸氣孔位于吸力面前緣，將低動量流體移除，抑制流動分離，吸氣速度Vs與翼型表面正交；吹氣孔位于壓力面尾緣，將吸入流體吹出，增大尾緣環(huán)量，吹氣速度Vb與翼型弦線垂直。ws與wb分別為吸氣孔與吹氣孔寬度，均為0.01c，吸氣速度與吹氣速度大小相等，質量流量為0，故該射流系統(tǒng)無需額外氣源。參考Zha等提出的結合射流，SBCJ翼型內部可通過泵實現(xiàn)流體吹吸[16-17]。Ls為吸氣孔與前緣距離;Lb為吹氣孔與尾緣距離。

圖1 SBCJ翼型幾何模型Fig.1 Geometric model of SBCJ airfoil

翼型主要氣動參數(shù)包括升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、升阻比K和壓力系數(shù)Cp，如式(1)～式(4)：

(1)

(2)

K=CL/CD

(3)

(4)

式中：FL、FD分別為升力和阻力，N；ρ為空氣密度，kg/m3；V∞為來流風速，m/s；p、p∞分別為翼型表面壓力與來流壓力，Pa。

射流動量系數(shù)Cμ用以衡量射流強度[18]，定義為：

Cμ=2qm,jVj/(ρV∞c)

(5)

式中：qm，j為射流質量流量，kg/s；Vj為射流速度，m/s。

為克服泵送流體總壓損失，射流功耗Pj可通過質量流量與總壓比計算得出[19-20]，其表達式為:

(6)

式中：cp為比定壓熱容，kJ/(kg·K)；Tts為吸氣孔總溫，298.15 K；ηj為泵效率，取80%；ptb與pts分別為吹氣、吸氣孔總壓，Pa；γ為比熱比。

對于主動控制，可在阻力中加入功率消耗以修正阻力系數(shù)和升阻比[21]：

(7)

(8)

CD,c=CD+CD,j

(9)

Kc=CL/CD,c

(10)

式中：CPj為射流功率消耗系數(shù)；CD,c為修正阻力系數(shù);Kc為修正升阻比；CD，j為未修正的阻力系數(shù)。

1.2 計算域幾何結構與網(wǎng)格分布

SBCJ翼型計算域幾何結構與網(wǎng)格劃分見圖2。其中：S1與S2為不同程度網(wǎng)格加密區(qū)，S3為遠場域。翼型弦線中心為原點，AD、AB及CD均為速度進口，AD半徑為15c，來流速度大小為32 m/s，雷諾數(shù)為1×106。BC為壓力出口，距翼型前緣30c，翼型表面為無滑移壁面。流體介質為空氣，密度為1.184 kg/m3，動力黏度為1.855×10-5kg/(m·s)。

(a)幾何結構與邊界條件

網(wǎng)格合理分布可保證計算效率與結果的準確性，與四邊形網(wǎng)格相比，多邊形網(wǎng)格具有更好的收斂性[22]，可提高計算效率并保證準確性。筆者采用二維多邊形網(wǎng)格，在翼型壁面采用棱柱層網(wǎng)格，共30層，總厚度為10 mm，便于捕捉近壁面剪切層和分離流。為保證y+值小于1以計算邊界層黏性底層流動，翼型壁面第1層網(wǎng)格高度約為0.01 mm。為簡化計算，翼型內部流道可省略，吸氣孔與吹氣孔均為速度出口，由射流動量系數(shù)決定[23-24]。

1.3 計算方法與湍流模型

基于有限體積法求解雷諾時均非定常(Unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes，URANS)N-S方程。采用基于壓力速度耦合的SIMPLE算法，控制方程各項均使用二階迎風格式，時間離散為二階隱式格式。

文獻[25]和文獻[26]中對比了不同湍流模型對數(shù)值計算結果的影響，發(fā)現(xiàn)SSTk-ω湍流模型數(shù)值計算結果與實驗值吻合較好，故選擇該湍流模型進行數(shù)值計算。

2 可靠性驗證

為選擇合理網(wǎng)格數(shù)量，原始翼型及SBCJ翼型網(wǎng)格無關性驗證見圖3。此時攻角為18°，SBCJ翼型吸氣孔距前緣0.25c，吹氣孔位于尾緣，射流動量系數(shù)為0.01，網(wǎng)格數(shù)量分別為6×104、8×104、10×104、12×104和14×104。由圖3可知，原始翼型網(wǎng)格數(shù)量超過10×104時升、阻力系數(shù)均穩(wěn)定，而SBCJ翼型則至少需12×104網(wǎng)格數(shù)量才能保持升、阻力系數(shù)基本不變。為保證模擬的準確性與效率，下文均采用12×104網(wǎng)格數(shù)量進行計算。

(a)升力系數(shù)CL

原始翼型不同攻角下升、阻力系數(shù)與文獻[27]實驗值的對比如圖4所示。由圖4可知，小攻角時升、阻力系數(shù)計算值與實驗值誤差很小，隨著攻角增大，翼型產生流動分離，誤差增大。兩者總體趨勢基本吻合，故數(shù)值計算結果合理可信，符合分析精度要求。

圖4 原始翼型計算值與實驗值的對比Fig.4 Comparison between experimental data and numerical values of original airfoil

3 結果分析

3.1 SBCJ翼型氣動特性與作用機理

不同射流動量系數(shù)下SBCJ翼型氣動性能如圖5所示，此時SBCJ翼型吸氣孔距前緣0.25c，吹氣孔位于壓力面尾緣，通過改變吹吸氣速度，從而改變射流動量系數(shù)。

(a)升力系數(shù)CL

由圖5(a)可知，當攻角變化時，SBCJ翼型升力系數(shù)較原始翼型均大幅提升，且隨射流動量系數(shù)的增大，升力系數(shù)增大越明顯。原始翼型失速攻角約為16°，最大升力系數(shù)為1.19，射流動量系數(shù)從0.005增大至0.100時，SBCJ翼型升力系數(shù)峰值分別為2.09、2.29、2.76、3.23和3.55，較原始翼型分別提升75.63%、92.44%、131.93%、171.43%和198.32%。同時，SBCJ翼型可顯著延緩失速攻角，射流動量系數(shù)為0.050時，翼型失速攻角最大可推遲至20°左右。圖5(b)給出的翼型阻力系數(shù)CD未考慮射流能耗。較原始翼型，當攻角小于18°時，SBCJ翼型出現(xiàn)負阻力特性，表明射流可對翼型產生推力，射流動量系數(shù)越大，推力越明顯。當攻角大于18°，射流動量系數(shù)為0.005與0.010時的SBCJ翼型阻力系數(shù)仍低于原始翼型，隨射流動量系數(shù)增大，翼型阻力急劇增大，導致翼型氣動性能降低。

圖5(c)、圖5(d)及圖5(e)分別給出了吹吸氣孔總壓比ptb/pts、修正阻力系數(shù)CD,c及修正升阻比Kc隨攻角的變化。由圖5可知，考慮到泵送流體能耗，同一射流動量系數(shù)下，隨著攻角增大，總壓比先增大后減小，總體變化不大；不同射流動量系數(shù)下總壓比變化趨勢相同，與射流動量系數(shù)呈正相關。隨射流動量系數(shù)增大，總壓比增大，造成修正阻力系數(shù)顯著增大，且翼型修正升阻比增益范圍大幅降低。雖然射流動量系數(shù)增大可使翼型升力系數(shù)明顯增大，但所需能耗急劇增加，經(jīng)濟性較差；而射流動量系數(shù)減小可有效抑制翼型邊界層分離，推遲翼型失速攻角，同時因能耗較小，大范圍攻角內修正升阻比均顯著提升。0～24°攻角范圍內，射流動量系數(shù)為0.025、0.010和0.005時SBCJ翼型的最大修正升阻比Kc，max分別為74.88、72.03和53.42，較原始翼型(Kc，max=50.37)分別提升48.66%、43%和6.06%。射流動量系數(shù)進一步增大時，最大修正升阻比降低。綜上，SBCJ翼型在射流動量系數(shù)較小時即具有升力系數(shù)較大、修正阻力系數(shù)較小及流動分離控制效果相對較好的氣動特性。

為揭示SBCJ翼型的流動控制機理，圖6給出了攻角為22°時不同射流動量系數(shù)流線渦量圖與原始翼型的對比。由圖6可知，在22°攻角時，原始翼型吸力面存在大范圍流動分離區(qū)，尾緣正向渦在吸力面脫落，壓力面駐點靠近前緣。對翼型施加吹吸結合射流后，射流動量系數(shù)低于0.025時，翼型駐點遠離前緣，因吸力作用邊界層內低動量流體得以有效移除，且孔口附近流線曲率增大，使前緣流體在大攻角下仍能再附著于翼型表面，從而抑制前緣渦的形成與發(fā)展，避免因小渦聚集成大渦而造成的劇烈失速渦脫落，從而達到增升減阻的效果。此外，尾緣吹氣孔通過噴射氣流增加翼型有效彎度，使吸力面尾緣處流體向壓力面偏轉，在壓力面形成改變翼型庫塔條件的脫落渦，有助于增大翼型環(huán)量，進一步增大翼型升力系數(shù)。射流動量系數(shù)為0.050和0.100時，因吸氣孔周圍流線曲率過大，致使吸力面產生周期性強渦脫落，升、阻力系數(shù)波動劇烈，且因能耗顯著增加，翼型修正升阻比明顯減小。

(a)原始翼型

圖7給出了22°攻角時不同射流動量系數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)分布。由圖7可知，隨著射流動量系數(shù)的增大，翼型兩側壓差增大。吸氣孔將分離區(qū)低速流體移除，抑制前緣渦的形成與發(fā)展，顯著提升前緣負壓峰值，使翼面流動分離點后移，大面積降低分離渦范圍，減輕了失速對翼型氣動性能的影響。因吹氣增加了翼型有效彎度，尾緣氣流產生偏轉，在壓力面形成脫落渦，吸力面流速增加而壓力面流速降低，兩側壓差明顯增大。綜上，SBCJ翼型通過對吸力面低動量流體的移除及改變翼型尾緣庫塔條件，可顯著增加翼型兩側壓差，最終提升翼型氣動性能。

圖7 不同射流動量系數(shù)下翼型表面壓力系數(shù)Fig.7 Jet momentum coefficient vs.airfoil surface pressure coefficient

3.2 吹吸氣孔位置影響

改變吹氣孔距尾緣距離Lb，研究吹氣孔位置對翼型氣動性能的影響，其中Lb分別為0、0.1c、0.2c和0.3c，吸氣孔距前緣0.25c，射流動量系數(shù)保持為0.010。不同吹氣孔位置下翼型氣動特性如圖8所示。由圖8可知，不同吹氣孔位置均使翼型升力系數(shù)顯著增大，Lb為0時，升力系數(shù)增幅最大，隨著吹氣孔遠離尾緣，升力系數(shù)增幅減小。攻角大于10°時，不同吹氣孔位置均可減小翼型阻力，攻角小于10°時，翼型阻力增大，且隨Lb增大，修正阻力系數(shù)呈先減小后增大的趨勢。0～24°攻角范圍內，翼型最大修正升阻比在吹氣孔距尾緣0.2c時可達88.93，較原始翼型(Kc，max=50.37)提升76.55%。

(a)升力系數(shù)CL

為分析不同吹氣孔位置的流動控制機理，對吹氣孔附近相對流線渦量圖及翼型表面壓力系數(shù)進行對比，如圖9和圖10所示，其中翼型攻角為18°，x代表距翼型前緣點弦線方向的距離。由圖9和圖10可知，較原始翼型，吹氣令上游流體減速，翼面兩側壓差增大，隨吹氣孔遠離尾緣，壓差增幅降低。Lb=0.1c～0.3c時，孔口與尾緣間形成穩(wěn)定漩渦，其范圍隨Lb增大而增加，該渦使翼型下表面壓力大幅降低，翼型表面壓差幾乎為0 Pa，不利于翼型增升減阻，導致升力系數(shù)減小?？紤]射流能耗，Lb=0.2c時泵送流體所克服壓比最小，修正阻力系數(shù)顯著減小，翼型升阻比達到最大，故吹氣孔應位于距尾緣0.2c附近。

(a)原始翼型

圖10 不同吹氣孔位置翼型表面壓力系數(shù)Fig.10 Blowing location vs.airfoil surface pressure coefficient

基于上述研究，進一步分析不同吸氣孔距前緣距離Ls的作用效果。其中，Ls分別為0.05c、0.15c、0.25c、0.35c和0.45c，此時吹氣孔距尾緣距離Lb為0.2c，射流動量系數(shù)保持為0.010。不同吸氣孔位置下翼型氣動特性如圖11所示。由圖11可知，攻角小于10°時，隨吸氣位置遠離前緣，翼型升力系數(shù)提升幾乎相同，修正阻力系數(shù)先減小后增大，Ls為0.15c時達到最小。攻角大于10°時，升力系數(shù)隨Ls增大而增大，Ls為0.15c時翼型阻力系數(shù)仍保持最低。故0～24°攻角范圍內，Ls為0.05c時，翼型修正升阻比僅在部分區(qū)間小幅增大，而其余位置均顯著增大。Ls為0.15c、0.25c、0.35c和0.45c時，翼型最大修正升阻比分別為105.37、88.93、79.89和76.99，較原始翼型(Kc，max=50.37)分別提升109.19%、76.55%、58.61%和52.85%。

(a)升力系數(shù)CL

為分析不同吸氣孔位置處的流動控制機理，對原始翼型、Ls=0.15c和Ls=0.45c時翼型渦量及相對流線圖進行對比，如圖12所示。由圖12可知，攻角為12°時，原始翼型在尾緣產生輕微渦脫落，此時吸氣孔位置改變均可使前緣流線緊附于翼面，抑制尾渦產生，減少渦脫落損失。攻角為24°時，翼面存在大范圍流動分離區(qū)，強渦周期性地從吸力面前緣脫落，導致翼型氣動性能降低。0.15c處吸氣孔靠近分離點，可有效移除邊界層內低速流體，避免前緣渦的產生與發(fā)展，增強流體抗逆壓梯度能力，僅在尾緣形成小范圍渦脫落，顯著削弱強渦周期性脫落造成的升阻力波動。隨著吸氣孔遠離前緣至0.45c，吸氣孔位于分離區(qū)內，移除低動量流體的能力不足，翼面仍存在較強烈渦脫落，加之泵送流體能耗，導致翼型修正阻力系數(shù)急劇增大，修正升阻比也大幅減小，故吸氣孔應位于0.15c附近。

(a)α=12°

泵消耗的功率與風力機獲得的收益兩者之間的關系較為重要，故以下給出本文中較優(yōu)工況，即射流動量系數(shù)為0.01、吸氣孔距前緣0.15c、吹氣孔距尾緣0.2c時，不同攻角下射流功耗與風力機翼型升阻比增益Δk變化規(guī)律,如圖13所示，其中升阻比增益為施加射流后修正升阻比(已考慮射流功耗)與原始翼型升阻比之差。

圖13 不同攻角下射流功耗與翼型升阻比增益變化規(guī)律Fig.13 Attack angle vs.jet power and lift-drag ratio gain of airfoil

由圖13可知，在所研究攻角范圍內，考慮射流功耗后翼型升阻比均提升。攻角小于15°時，射流功耗呈線性增長，翼型升阻比增益也逐漸增大，15°攻角時，射流功耗與升阻比增益均達到峰值，隨攻角進一步增大，翼面分離區(qū)擴大，吸氣孔位于分離區(qū)內，移除低動量流體的能力降低，泵送流體能耗變化較小，升阻比增益逐漸降低。

4 結 論

(1)SBCJ翼型通過對吸力面低動量流體的移除及改變翼型尾緣庫塔條件，可顯著增大翼型表面兩側壓差，最終提升翼型氣動性能。SBCJ翼型在射流動量系數(shù)較小時即具有升力系數(shù)增大、修正阻力系數(shù)減小及流動分離緩解的氣動特性。

(2)吹氣可使上游流體減速，翼型表面兩側壓差增大，隨吹氣孔遠離尾緣，壓差增幅降低。Lb=0.2c時泵送流體所需克服的壓比最小，修正阻力系數(shù)顯著減小，翼型最大升阻比達到峰值，故吹氣孔應位于距尾緣0.2c附近。吸氣孔靠近分離點可有效移除邊界層內低速流體，從而抑制小攻角尾緣渦產生及大攻角前緣渦的形成與發(fā)展，增強流體抗逆壓梯度能力。

(3)Cμ=0.01、Ls=0.15c、Lb=0.2c和10°攻角時，翼型修正升阻比較原始翼型最高可提升109.19%。