风力机叶片翼型钝尾缘改型新方法及气动性能分析研究

《风力机叶片翼型钝尾缘改型新方法及气动性能分析研究》论文发表期刊：《可再生能源》；发表周期：2020年12期

《风力机叶片翼型钝尾缘改型新方法及气动性能分析研究》论文作者信息：作者简介： 马铁强（1977-），男，博士，副教授，硕士生导师，研究方向为风力发电机组设计理论与技术。

　　摘要：为了研究翼型尾缘不同改型方式对其气动性能的影响，文章采用尾缘对称加厚法和一种新方法对翼型尾缘进行改型，利用二维RANS方程计算两种翼型的气动性能。在其他条件不变的情况下，尾缘对称加厚厚度在1%-7%内变化，采用尾缘弧形加厚的翼型修改位置在弦向90%-98%内变化。选用具有实验数据的DL93-W-210翼型做气动性能验证。计算结果表明：尾缘对称加厚对升力系数有一定的影响，但对阻力的影响更大;采用翼型尾缘弧形加厚法改型的翼型的升力系数有较大的提升，阻力也略大于原始翼型，该方法改型的翼型的气动性能要优于对称加厚的翼型。

　　关键词：翼型尾缘;气动性能;升力系数;阻力系数

　　0引言

　　翼型是构成风力机叶片的基本元素，翼型的气动性能决定了叶片的气动效率，进而影响风电机组的输出功率。开发新的翼型系列耗时长、投资大，在现有翼型基础上，通过调整和优化翼型结构来提高翼型的气动性能较为稳妥。在翼型上安装Gurney襟翼、楔形块或者对翼型尾缘进行修型处理可以使翼型升力系数明显提高。随着风力机功率的逐渐增大和叶片长度的增加，对叶片的要求也越来越高。考虑到大型风力机叶片的强度和工艺，叶片的中部和根部通常为钝尾缘的形式，如荷兰 DU系列翼型。国内外学者针对钝尾缘以及尾缘改型的翼型进行了大量的试验和数值上的研究。由于气动和结构上的优点"，一般情况下，钝尾缘风力机翼型满足0.2

　　1研究对象

　　荷兰 Delft理工大学在欧盟JOULE计划和荷兰能源与环境局的资助下，开发了DU风力机翼型族。DU翼型的设计原则是外侧翼型具有高升阻比、高的最大升力及缓和的失速特性、对粗糙度不敏感和低噪声。内侧翼型适当满足上述要求，重点是考虑结构要求和几何兼容性。与传统航空翼型相比，对DU翼型上表面厚度进行了限制，且具有较低的粗糙度敏感性。本文选用相对厚度为21%的DU93-W-210翼型。此翼型已在Dlef理工大学低速风洞进行了性能测试，测试结果见文献[8].

　　2数值方法

　　2.1计算网格

　　计算网格由CFD前处理软件ICEM生成。对于钝尾缘翼型，由于尾缘较厚，一般使用0型网格。对于尖尾缘的翼型，一般使用C型网格。本文翼型多为钝尾缘翼型，所以生成0型拓扑网格并对翼型尾缘的尖角做光顺处理，如图1，2所示。为了准确模拟边界层内的流动，使得近壁Y'<1，翼型表面第一层网格高度设置为SE-6倍弦长法向网格增长率为1.2，翼型表面网格节点数为430，尾迹与前缘网格数为100，垂直壁面网格数为230，远场为30倍弦长。

　　2.2 数值方法及适应性验证

　　本文采用CFD软件Fluent对各种原始翼型及其尾缘改型翼型进行数值计算。基于雷诺时均方法(RANS)对二维翼型进行数值计算。本文中所有翼型的弦长均为1m，雷诺数Re=2x10，相对来流速度为29561 mds。湍流模型选用"Transition li-wSST湍流模型，该模型是转换模型与k-w ssT模型的组合。k-w SST模型是全湍流模型，适用于前缘受污染的翼型，而带转捩修正的湍流模型适合计算光滑翼型的气动性能。

　　DU93-W-210翼型是Delft理工大学在1993年设计的DU翼型系列之一，该翼型已在Dleft理工大学低速风洞进行了性能测试。本文分别采用Transition h-o SST湍流模型和k-w SST湍流模型对其进行了数值计算，不同湍流模型下升、阻力系数随攻角a变化的曲线如图3所示。由图3可知：采用不同湍流模型时，升力系数G，随攻角变化的趋势均与试验值相同，采用Transition k-wSST模型时，C，与试验值吻合的较好，而采用k-w SST模型时，G，与试验值有一定误差，且低于采用Transition ki-w SST模型时的Gi;采用Transition h-w SST模型时，阻力系数G，也与试验值吻合的较好;采用k-w SST模型时，G高于采用Transition ki-w SST模型时，但采用两种模型时的Co随攻角变化的趋势均与试验值相同。所以本文采用Transition k-w SST湍流模型作为计算模型。

　　3尾缘改型与计算结果分析

　　3.1尾缘加厚法

　　翼型尾缘加厚主要有对称加厚法、非对称加厚法和直接截断法等。许多学者分析了钝尾缘翼型对风力机性能的影响。研究表明：尾缘加厚翼型的升力系数比原始翼型有一定的提高，且受前缘粗糙度的影响小于原始翼型;尾缘加厚的翼型可同时兼顾结构与气动性能要求。

　　本文选用对称加厚法对光顺翼型进行修改。

　　目前，翼型尾缘对称加厚修型主要采用文献[3]提出的方法。该方法在不改变基本翼型最大厚度和中线分布的前提下对称增加翼型尾缘厚度，所增加的厚度服从幂函数分布。幂函数分布可使改型后翼型的曲线比较光顺。文献[9]提出一种尾缘对称加厚的翼型曲线公式，改型后坐标可写为x=xo，y=yat0.58 |x c-C(1)

　　式中：6为需要增加的尾缘厚度;c为翼型几何弦长;下标1为最大厚度位置;n为幂指数，随着n的增加，修改后的翼型更加贴近原始翼型，本文中n=2尾缘对称加厚部分的翼型轮廓如图4所示。

　　本文中尾缘增加的厚度分别为0.01c，0.02c，0.05c，0.07c，尾缘增加的厚度对升力系数和阻力系数的影响如图5，6所示。

　　由图 5，6 可知：尾缘加厚的翼型的升、阻力系数随攻角变化的趋势与原始翼型相同，升力系数随尾缘厚度的增加而线性增加，但这种效果并不明显;阻力系数随尾缘厚度的增加而增加的效果十分明显。采用这种尾缘改型方法时，尾缘厚度增加所带来阻力增加的影响不可忽略。

　　3.2基于翼型尾錄对称加厚修型与Gurney襟翼结合的翼型尾缘弧形加厚法

　　考虑到Gurney襟翼翼型的阻力较大，而采用指数混合函数对翼型尾缘修型后得到的翼型比较光顺。如果将翼型尾缘对称加厚修型与Gumey襟翼相结合，不仅能提高翼型的气动性能，还能提高尾缘部分的强度。

　　本文基于文献9提出新的翼型曲线公式。翼型上翼面坐标保持不变，下翼面采用幂函数加厚。

　　设基线翼型坐标为(xo，y)，改型后的翼型坐标为

　　(x，y)。

　　=xo，y=yo，0xx=xo，y=y，xrsc

　　2)

　　xo，d)ss

　　(3)

　　式中：ya为翼型上翼面y坐标;ya为翼型下翼面y坐标;8为襟翼高度;为襟冀优化开始位置x坐标。

　　文献[10]认为，当n=1时，翼型的气动性能有较明显的不连续，n取1.8-2.5较为合适。由于本文所提出的方法不同于翼型尾缘对称加厚，所以n值分别取1，2，3，4，并对取不同n值的改型后的翼型的气动性能进行对比，从而得出最佳的n值。改型后的翼型的尾缘轮廓如图7所示。由图7可以看出，翼型尾缘弧形加厚法得到的翼型几何模型明显比Gurney襟翼翼型光顺。采用这种改型方法的翼型的气动性能如图8，9所示(8=0.01c)。

　　由图8，9可知：升力系数随改型位置的后移而增加，但这种增加并不显著;随改型位置的后移，阻力系数也逐渐增加，其中，弦长90%，　　92.5%，95%处改型翼型的阻力系数与对称加厚翼型相差不多;弦长97.5%处改型翼型的阻力系数明显增加，但其升力系数并没有明显的增加。相对于尾缘对称加厚翼型的气动性能，采用这种方法改型的翼型气动性能更好。

　　3.3 n对改型翼型气动性能影响尾缘厚度8为0.01c，n分别取1，2，3，4时，92.5%处翼型尾缘弧形加厚改型的翼型气动性能如图10，11所示。

　　由图10，11可知：当n值越大时，修型连接处的曲线越光滑;当n值取2，3，4时，升力系数略高于n值取1的翼型;n值不同时，升、阻力系数相差不大。根据计算结果可知，n值引起的改型翼型的气动性能变化很小。

　　4结论

　　本文研究了两种不同的翼型尾缘改型方法，通过对DU93-W-210翼型及改型的计算，得到以下结论。

　　①对称增加翼型尾缘厚度，随着尾缘厚度增加，升力系数相比原始翼型稍有提高，但阻力将大幅增加。采用这种改型方法可以提高叶片结构强度，但同时带来的阻力增大不容忽视。

　　②采用翼型尾缘弧形加厚法修改翼型尾缘，对升力系数的提升极为明显，远远大于对称增加尾缘厚度法所提升的升力系数，阻力系数略大于尾缘对称加厚法的阻力系数，整体气动性能要优于对称加厚法改型的翼型。

　　③翼型尾缘弧形加厚法中，n值对改型后翼型的气动性能影响不大，升、阻力系数只有微小的变化，n值越大，改型连接处的曲线越光滑。

　　参考文献：

　　[1]Chow R，Dam C P V.Computational investigations of blunt trailing-edge and twist modifications to the inboard region of the NREL 5 MW rotor J].Wind Enegy，2013，16(3)：445-458.

　　[2]Van Roojj R P J O M，Timmer W A.Roughness sensitivity considerations for thick rotor blade airfoils[J.

　　Journal of Solar Energy Engineering，2003，125(4)：468-478.

　　[3]Standish K J，Van Dam C P.Aerodynamic analysis of blunt trailing edge airfoils[JJournal of Solar Energy Engineering，2003，125(4)：479-487.

　　[4]Law S P，Gregorek G M.Wind tunnel evaluation of a truncated NACA 64-621 airfoil for wind turbine applications，NASA CR-180803[R]Cleveland：National Aeronautics and Space Administration，1987.

　　[5]Baker J P，Mayda E A，Dam C P V.Experimental analysis of thick blunt trailing-edge wind turhine airfoils[JJournal of Solar Energy Engineering，2006，128：422-431.

　　[6]李仁年，袁尚科，赵子琴，尾缘改型对风力机翼型性能的影响研究[].空气动力学学报，2012(5)：646-652.

　　[7]Chao D D，Dam C P V.Computational aerody namic analysis of a blunt trailing-edge airfoil modification to the NREL Phase VI rotorJ]. Wind Energy , 2007, 10(6):529-550.

　　[8]Timmer W A，R PJ O M，Van RooijSummary of the Delft University wind turbine dedicated airfoils[J].Journal of Solar Energy Engineering，2003，125(4)：11-21.

　　[9]张磊，杨科，赵晓路，等不同尾缘改型方式对风力机钝尾缘翼型气动性能的影响[J].工程热物理学报，2009，30(5)：773-776.

　　[10]邓磊，乔志德，杨旭东，等，基于RANS方程大型风力机翼型钝尾缘修型气动性能计算[D太阳能学报，2012，33(4)：545-551.

　　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