《風力機葉片翼型鈍尾緣改型新方法及氣動性能分析研究》論文發表期刊：《可再生能源》；發表周期：2020年12期

《風力機葉片翼型鈍尾緣改型新方法及氣動性能分析研究》論文作者信息：作者簡介： 馬鐵強（1977-），男，博士，副教授，碩士生導師，研究方向為風力發電機組設計理論與技術。

　　摘要：為了研究翼型尾緣不同改型方式對其氣動性能的影響，文章采用尾緣對稱加厚法和一種新方法對翼型尾緣進行改型，利用二維RANS方程計算兩種翼型的氣動性能。在其他條件不變的情況下，尾緣對稱加厚厚度在1%-7%內變化，采用尾緣弧形加厚的翼型修改位置在弦向90%-98%內變化。選用具有實驗數據的DL93-W-210翼型做氣動性能驗證。計算結果表明：尾緣對稱加厚對升力系數有一定的影響，但對阻力的影響更大;采用翼型尾緣弧形加厚法改型的翼型的升力系數有較大的提升，阻力也略大于原始翼型，該方法改型的翼型的氣動性能要優于對稱加厚的翼型。

　　關鍵詞：翼型尾緣;氣動性能;升力系數;阻力系數

　　0引言

　　翼型是構成風力機葉片的基本元素，翼型的氣動性能決定了葉片的氣動效率，進而影響風電機組的輸出功率。開發新的翼型系列耗時長、投資大，在現有翼型基礎上，通過調整和優化翼型結構來提高翼型的氣動性能較為穩妥。在翼型上安裝Gurney襟翼、楔形塊或者對翼型尾緣進行修型處理可以使翼型升力系數明顯提高。隨著風力機功率的逐漸增大和葉片長度的增加，對葉片的要求也越來越高。考慮到大型風力機葉片的強度和工藝，葉片的中部和根部通常為鈍尾緣的形式，如荷蘭 DU系列翼型。國內外學者針對鈍尾緣以及尾緣改型的翼型進行了大量的試驗和數值上的研究。由于氣動和結構上的優點"，一般情況下，鈍尾緣風力機翼型滿足0.2

　　1研究對象

　　荷蘭 Delft理工大學在歐盟JOULE計劃和荷蘭能源與環境局的資助下，開發了DU風力機翼型族。DU翼型的設計原則是外側翼型具有高升阻比、高的最大升力及緩和的失速特性、對粗糙度不敏感和低噪聲。內側翼型適當滿足上述要求，重點是考慮結構要求和幾何兼容性。與傳統航空翼型相比，對DU翼型上表面厚度進行了限制，且具有較低的粗糙度敏感性。本文選用相對厚度為21%的DU93-W-210翼型。此翼型已在Dlef理工大學低速風洞進行了性能測試，測試結果見文獻[8].

　　2數值方法

　　2.1計算網格

　　計算網格由CFD前處理軟件ICEM生成。對于鈍尾緣翼型，由于尾緣較厚，一般使用0型網格。對于尖尾緣的翼型，一般使用C型網格。本文翼型多為鈍尾緣翼型，所以生成0型拓撲網格并對翼型尾緣的尖角做光順處理，如圖1，2所示。為了準確模擬邊界層內的流動，使得近壁Y'<1，翼型表面第一層網格高度設置為SE-6倍弦長法向網格增長率為1.2，翼型表面網格節點數為430，尾跡與前緣網格數為100，垂直壁面網格數為230，遠場為30倍弦長。

　　2.2 數值方法及適應性驗證

　　本文采用CFD軟件Fluent對各種原始翼型及其尾緣改型翼型進行數值計算。基于雷諾時均方法(RANS)對二維翼型進行數值計算。本文中所有翼型的弦長均為1m，雷諾數Re=2x10，相對來流速度為29561 mds。湍流模型選用"Transition li-wSST湍流模型，該模型是轉換模型與k-w ssT模型的組合。k-w SST模型是全湍流模型，適用于前緣受污染的翼型，而帶轉捩修正的湍流模型適合計算光滑翼型的氣動性能。

　　DU93-W-210翼型是Delft理工大學在1993年設計的DU翼型系列之一，該翼型已在Dleft理工大學低速風洞進行了性能測試。本文分別采用Transition h-o SST湍流模型和k-w SST湍流模型對其進行了數值計算，不同湍流模型下升、阻力系數隨攻角a變化的曲線如圖3所示。由圖3可知：采用不同湍流模型時，升力系數G，隨攻角變化的趨勢均與試驗值相同，采用Transition k-wSST模型時，C，與試驗值吻合的較好，而采用k-w SST模型時，G，與試驗值有一定誤差，且低于采用Transition ki-w SST模型時的Gi;采用Transition h-w SST模型時，阻力系數G，也與試驗值吻合的較好;采用k-w SST模型時，G高于采用Transition ki-w SST模型時，但采用兩種模型時的Co隨攻角變化的趨勢均與試驗值相同。所以本文采用Transition k-w SST湍流模型作為計算模型。

　　3尾緣改型與計算結果分析

　　3.1尾緣加厚法

　　翼型尾緣加厚主要有對稱加厚法、非對稱加厚法和直接截斷法等。許多學者分析了鈍尾緣翼型對風力機性能的影響。研究表明：尾緣加厚翼型的升力系數比原始翼型有一定的提高，且受前緣粗糙度的影響小于原始翼型;尾緣加厚的翼型可同時兼顧結構與氣動性能要求。

　　本文選用對稱加厚法對光順翼型進行修改。

　　目前，翼型尾緣對稱加厚修型主要采用文獻[3]提出的方法。該方法在不改變基本翼型最大厚度和中線分布的前提下對稱增加翼型尾緣厚度，所增加的厚度服從冪函數分布。冪函數分布可使改型后翼型的曲線比較光順。文獻[9]提出一種尾緣對稱加厚的翼型曲線公式，改型后坐標可寫為x=xo，y=yat0.58 |x c-C(1)

　　式中：6為需要增加的尾緣厚度;c為翼型幾何弦長;下標1為最大厚度位置;n為冪指數，隨著n的增加，修改后的翼型更加貼近原始翼型，本文中n=2尾緣對稱加厚部分的翼型輪廓如圖4所示。

　　本文中尾緣增加的厚度分別為0.01c，0.02c，0.05c，0.07c，尾緣增加的厚度對升力系數和阻力系數的影響如圖5，6所示。

　　由圖 5，6 可知：尾緣加厚的翼型的升、阻力系數隨攻角變化的趨勢與原始翼型相同，升力系數隨尾緣厚度的增加而線性增加，但這種效果并不明顯;阻力系數隨尾緣厚度的增加而增加的效果十分明顯。采用這種尾緣改型方法時，尾緣厚度增加所帶來阻力增加的影響不可忽略。

　　3.2基于翼型尾錄對稱加厚修型與Gurney襟翼結合的翼型尾緣弧形加厚法

　　考慮到Gurney襟翼翼型的阻力較大，而采用指數混合函數對翼型尾緣修型后得到的翼型比較光順。如果將翼型尾緣對稱加厚修型與Gumey襟翼相結合，不僅能提高翼型的氣動性能，還能提高尾緣部分的強度。

　　本文基于文獻9提出新的翼型曲線公式。翼型上翼面坐標保持不變，下翼面采用冪函數加厚。

　　設基線翼型坐標為(xo，y)，改型后的翼型坐標為

　　(x，y)。

　　=xo，y=yo，0xx=xo，y=y，xrsc

　　2)

　　xo，d)ss

　　(3)

　　式中：ya為翼型上翼面y坐標;ya為翼型下翼面y坐標;8為襟翼高度;為襟冀優化開始位置x坐標。

　　文獻[10]認為，當n=1時，翼型的氣動性能有較明顯的不連續，n取1.8-2.5較為合適。由于本文所提出的方法不同于翼型尾緣對稱加厚，所以n值分別取1，2，3，4，并對取不同n值的改型后的翼型的氣動性能進行對比，從而得出最佳的n值。改型后的翼型的尾緣輪廓如圖7所示。由圖7可以看出，翼型尾緣弧形加厚法得到的翼型幾何模型明顯比Gurney襟翼翼型光順。采用這種改型方法的翼型的氣動性能如圖8，9所示(8=0.01c)。

　　由圖8，9可知：升力系數隨改型位置的后移而增加，但這種增加并不顯著;隨改型位置的后移，阻力系數也逐漸增加，其中，弦長90%，　　92.5%，95%處改型翼型的阻力系數與對稱加厚翼型相差不多;弦長97.5%處改型翼型的阻力系數明顯增加，但其升力系數并沒有明顯的增加。相對于尾緣對稱加厚翼型的氣動性能，采用這種方法改型的翼型氣動性能更好。

　　3.3 n對改型翼型氣動性能影響尾緣厚度8為0.01c，n分別取1，2，3，4時，92.5%處翼型尾緣弧形加厚改型的翼型氣動性能如圖10，11所示。

　　由圖10，11可知：當n值越大時，修型連接處的曲線越光滑;當n值取2，3，4時，升力系數略高于n值取1的翼型;n值不同時，升、阻力系數相差不大。根據計算結果可知，n值引起的改型翼型的氣動性能變化很小。

　　4結論

　　本文研究了兩種不同的翼型尾緣改型方法，通過對DU93-W-210翼型及改型的計算，得到以下結論。

　　①對稱增加翼型尾緣厚度，隨著尾緣厚度增加，升力系數相比原始翼型稍有提高，但阻力將大幅增加。采用這種改型方法可以提高葉片結構強度，但同時帶來的阻力增大不容忽視。

　　②采用翼型尾緣弧形加厚法修改翼型尾緣，對升力系數的提升極為明顯，遠遠大于對稱增加尾緣厚度法所提升的升力系數，阻力系數略大于尾緣對稱加厚法的阻力系數，整體氣動性能要優于對稱加厚法改型的翼型。

　　③翼型尾緣弧形加厚法中，n值對改型后翼型的氣動性能影響不大，升、阻力系數只有微小的變化，n值越大，改型連接處的曲線越光滑。

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　　Abstract: In order to study the influence of different modification methods of airfoil trailing edge on its aerodynamic performance. In this paper, the trailing edge symmetrical thickening method and a new method are used to modify the airfoil trailing edge. The aerodynamic performance of the two airfoils is calculated using the two-dimensional RANS equation. The Dutch DU93-W-210 airfoil with experimental data was used for aerodynamic performance verification. The symmetrical thickening thickness of the trailing edge varies from 1% to 7% under other conditions; the modifiedposition of the thickened airfoil with a curved trailing edge varies within 90% to 98% of the chorc direction. The calculation results show that the symmetrical thickening of the trailing edge has a certain influence on the lift coefficient, but the influence on the resistance is greater. The lift coefficient of the airfoil modified by the airfoil curved tail edge thickening method has been greatly improved, and the resistance is also slightly greater than the original aifoil. The aerodynamic performance of the modified airfoil of this method is better than the symmetrical thickened aiffoil.

　　Key words: airfoil trailing edge; aerodynamic penformance; lift coefficient; drag coefficient