Gurney襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响.pdf

l 6 F LUI D MACHI NERY Vo 1 ． 3 9， No ． 1， 2 01 1 文章编号 1 0 0 5 0 3 2 9 2 0 1 1 0 1 0 0 1 6 0 4 G u r n e y襟翼对风力机专用翼型气动性能的影响 李银然 ， 李仁年， 王秀勇 ， 杨瑞 兰州理工大学 ， 甘肃兰州7 3 0 0 5 0 摘要 为了研究 G u me y襟翼对风力机专用翼 型的增升效果 ， 采用数值求解 N s方程 的方法 ， 对装有 G u r n e y 襟翼 的 D U 9 5 一 W- 1 8 0翼型进 行了数值计算 ， 在翼 型尾缘压力面添加 高度为弦长的 1 ％、 2 ％ 、 3 ％ 、 4 ％的 G u r n e y 襟翼 ， 攻 角范围为一 8 。～ l 8 。 ， 计算各种工况下的翼型气动性能并与原翼型气动性能相比较。结果表明 G u me y襟翼对风力机专用翼型有很 好的增升效果 ， 而且增升效果与高度密切相关 ， 襟翼高度越大 ， 升力系数越大， 相应的阻力系数也会增大。G u r n e y 襟翼 的 最佳应用场合为中高升力系数情况， 在中小升力系数情况下不宜使用。 关键词 翼型； G u r n e y 襟翼； 气动性能； 增升； 流线 中图分类号 T K 8 3 文献标识码 A d o i 1 0 ． 3 9 6 9 ／ j ． i s s n ． 1 0 0 5 0 3 2 9 ． 2 0 1 1 ． 0 1 ． 0 0 4 Effe c t o f Gur ne y Fl a p o n Ae r o d y na mi c Pe r f o r m a n c e s o f S pe c i a l Ai rfo i l f or W i n d Tur bi ne L I Yi n r a n， LI Re n n i a n， WANG Xi u y o ng， YANG Ru i L a n z h o u U n i v e r s i t y o f T e c h n o l o g y ，L a n z h o u 7 3 0 0 5 0 ， C h i n a Ab s t r a c t I n o r d e r t o d e t e r mi n e t h e e f f e c t s o f Gu r n e y fl a p s o n d e d i c me d a i rf o i l o f w i n d t u r b i n e ， D U 9 5 一 W- 1 8 0 a i r f o i l w i t h Gu r - n e y fl a p s w a s c a l c u l a t e d n u me ri c a l l y b y s o l v i n g t h e N S e q u a t i o n s ， t h e h e i g h t o f fl a p s we r e 1 ％ ， 2 ％ ， 3 ％ ， 4 ％ o f the a i r f o i l c h o r d r e s p e c t i v e l y a n d t h e a n g l e o f a t t a c k v a ri e d f r o m一8 。～1 8 。 ， t h e a e r o d y n a mi c p e rf o r ma n c e of a i rfo i l s o f v a r i o u s wo r k i n g c o n d i t i o n s w e r e c alc u l a t e d a n d c o mp a r e d w i t h t h a t o f o ri g i n a l a i rfo i l ．t h e c o mp a r i s o n s h o w s t h a t G u r n e y fl a p h a s g o o d p e rf o rm a n c e f o r d e d i - c a t e d a i rf o i l w i n d t u r b i n e ， a n d t h e p e rf o rm a n c e i s c l o s e l y r e l a t e d wi t h t h e h e i g h t o f t h e fl a p， a n d t h e h i g h e r t h e fl a p s ， t h e l a r g e r t h e l i f t c o e ffic i e n t a n d t h e c o r r e s p o n d i n g f r i c t i o n c o e ffic i e n t ． T h e Gu r n e y fl a p s h o u l d b e e mp l o y e d a t mo d e r a t e t o h i g h l i f t c o e ffic i e n t c o n d i t i o n s ， wh i l e n o t a d v i s a b l e a t l o w t o mo d e r a t e l i f e c o e ffic i e n t c o n d i t i o n s ． Ke y wor ds air f o i l ； Gu m e y fla p； a e r o p e rfo r ma n c e； l i ft e n ha nc e me nt ； s t r e a ml i n e 1 前言 风力机的效率主要是 由桨叶确定 的， 而翼 型 作为桨叶的基本要素 ， 其气动特性 的好坏直接影 响桨叶的气动性能。传统风力机桨叶一般沿用航 空翼型 ， 随着风电技术的发展， 人们发现航空翼型 并不能很好的满足风力机及其特殊运行环境的要 求 ， 为满足风力机运行工况的要求 ， 美国 、 瑞典 、 丹 麦和荷兰等风能技术发达国家都开发了具有高升 收稿 日期 2 0 0 91 21 6 基金项 目 国家重点基础研究发展 9 7 3计划项 目 2 0 0 7 C B 7 1 4 6 0 0 阻比、 多种相对厚度 、 且对前缘粗糙度敏感性较低 的新型翼型， 如美国的 N R E L开发的 S S x x系列翼 型 ， 瑞 典 F O I的 F F A W- X X X系列翼 型， 丹 麦 的 R i s ． A ． X X X系列翼型， 荷兰 D e 大学的 D U x x W X X X系列翼型 等， 但开发新翼 型费时长 ， 且成 本 高 ， 所以国内外很多学者致力 于研究翼型的增升 措施如 合理安装粗糙带， 改变翼型弯度、 尾缘 、 相 对厚度和加装 G u me y 襟翼等方法 。 添加襟翼是指在位于叶片压力面后缘 的地方 2 0 1 1年第 3 9卷第 1 期 流体机械 1 7 添加一块平板 ， 而 G u r n e y襟翼是指襟翼与叶片表 面垂直 ， 即角度为 9 0 。 ， 用 以提 高翼型的升力和气 动特性 ， 如图 1 所 示。很多研究往往采用 N A C A 系列 翼 型 进 行 ， 如 N AC A 0 0 1 1 、 N A C A 0 0 1 2 、 N A C A 4 4 1 2， 对风力机专用翼型的研究很少 。本文选 取荷 兰 D e l f t 大学的 D U 9 5 ． W． 1 8 0翼 型为研究对 象 ， 分别在后缘压力面添加厚度为 0 ． 0 0 2 m、 高度 为 0 ． 0 1 倍弦长 1 ％c 、 0 ． 0 2倍弦长 2 ％c 、 0 ． 0 3 倍弦长 3 ％C 、 0 ． 0 4倍 弦长 4 ％C 的襟翼 ， 研究 不同襟翼对原翼型气动性能的影 响。 线 滞 翼 2 数值计算 2 ． 1控 制 方 程 数值计算 的基本方程是 N s方程 、 连续性方 程其具体形式如下 N S方程 ／0u Ou ． 0 u 、 p H , x U y 一 州警 1 p ／ t x Y U y p 一 考 州 2 连续性方程 警 警 U一 3 j 似 a y 2 ． 2湍流模 型 湍流是空间上不规则和时间上无秩序的一种 非线性 的流体运动 ， 这种运动表现 出非常复杂的 流动状态 ， 至今 尚无完整 的理论可 以解释湍流流 动的机理 ， 虽然 N S方程能够描述湍流， 但 目前对 该方程的直接计算在工 程中还很难 实现， 现今解 决工程湍流问题较为可行 的方 法是雷诺应力模 型。为此就需要引入适当的湍流模型来近似模拟 湍流 的流 动特性 。本 文选 取 S S TS h e a r S t r e s s T r a n s p o r t k - c o 模 型。由于该模 型考虑 了湍流剪 切应力在逆压梯度边界层 的输运 ， 适于对钝体结 构分离流动的模拟 ， 同时 由于两方程涡粘模式求 解效率较高 ， 近年来在翼型数值模拟 中得到了较 多 的运用 。 2 ． 3 计 算 网格 对数值模拟流场进行网格划分是求解控制方 程的基础 ， 网格划分的质量好坏直接影响数值计 算 的结果 ， 而网格的生成关 键是 网格节点的合理 分布。计算 网格采用无限插值法生成。首先在翼 型表面布置 2 0 0个节点 ， 在远离翼型的半 圆形区 域 的边界线上分布相同数量 的网格节点 ， 在翼型 后缘向外 的边界线上分布 6 0个节点 ， 然后在翼型 表面节点和边界线 网格节点之间进行无限插值生 成绕翼型的计算网格。因为翼型前后缘的流动情 况对翼型扰流数值模拟 的影响很大 ， 且翼型附近 的流场参数变化梯 度远大于远场 的参数变化梯 度 ， 所 以对翼型前后缘 以及翼型附近的网格进行 局部加密 。 a 翼型前后 缘加 密网格 b 襟翼附近网格 图 2 翼型附近 网格 2 ． 4 边界条件与 离散格式 进 口给定为速度进 口， 速度由R e c 或 Ma ／ a 确定 ， 因为已知实验数据是在雷诺数 Re3． 0 X 1 0。 、马赫数 Ma0 ． 2 2 、 弦长 c0 ． 6 m 时得到的， 故算 出速度大小为 7 3 ． 0 2 m ／ s ； 来 流的 湍流度为 1 ％ ， 湍 流扩 散长度为 0 ． 0 1 m。出 口给 定为压力 出口， 表压力 给定为 0 P a ， 湍流度和湍流 扩散长度与进 口相同。翼型表面边界采用无滑移 壁面边界 ， 不考虑壁面的粗糙程度， 认为壁面光滑。 连续方程 、 动量方程 、 雷诺时均方程等方程的 离散都采用二阶迎风格式 ， 压力 速度 的耦合采用 S I MP L E C算法 。 2 ． 5可 靠性验证 为了验证本文算法 的可靠性 ， 首先对 D U 9 3 一 W- 2 1 0翼型进行流场验算 ， 并将计 算结果与试验 值进行比较 ， 其升力计算结果与试验值吻合很好 ， 阻力的计算结果与试验值有点偏差， 但这是所有 1 8 F LUI D MACHI NERY Vo 1 ． 3 9， No ．1， 2 01 1 湍流模型共有的问题 ， 本文 的重点是研究不同襟 翼高度对风力机专用翼型气动性能的影响， 属于 比较性研究 ， 阻力系数有偏差并不影响最终结论 ， 所以采用的算法是可靠的。 3 计算结果及分析 3 ． 1 升 阻力 系数 由图 3 a 可以看 出， 在攻角为 一8 。 ～1 9 。 的 计算范围内， 翼型升力系数随襟翼高度 的增加而 增加； 襟翼高度为 1 ％c的翼型升力系数的增大量 随攻角的增加而增加 ， 到 1 2 。 时达到 2 2 ． 9 ％后开 始减小； 襟翼高度为 2 ％c的翼型升力系数的增大 量在攻角也为 1 2 。 时达到最大值 3 4 ． 8 ％， 此后增 大量开始下降 ， 表现出很强的失速性能； 襟翼高度 为 3 ％C的翼型升力系数的增大量在攻角为 1 2 。 时 达到最大值 4 2 ． 1 ％； 而具有最大襟翼高度 4 ％c 的 翼型的升力 系数的增 大量 出现在攻角为 1 4 。 时， 其值达 5 2 ％， 而随着攻角的进一步增大， 升力系 数的增大量会急剧下降 ， 表现出很强的失速性能 ； 这说明， 单纯考虑襟翼高度对翼型升力 系数的影 响发现， 翼型的升力系数和失速性能都随襟翼高 度的增加而增加。 2． 0 。 a c I O ／ f 。 b C d Q 图 3 翼型升阻力随攻角的变化曲线 由图 3 b 可见 ， 除带高度为 1 ％c 襟翼的翼 型外， 其它翼型在同一攻角下， 随着襟翼高度的逐 渐增加 ， 阻力系数逐渐增加 ， 同一翼型随着攻角的 逐渐增大 ， 阻力系数也逐渐增大； 而高度为 1 ％C 的襟翼在攻角小于 一 4 。 时 ， 阻力系数的计算结果 要略小于原翼型的计算结果 ， 这说明在襟翼高度 小于某值时， 翼型的阻力系数不会增加。 由图 4可知所有高度 的 G u r n e y襟翼都能增 升 。考察翼 型升 阻 比发现 ， 1 ％c的襟翼在攻 角 小于 一 4 。 时增加 了原翼型 的升阻 比， 其他翼 型 在升力系数较小时 ， 升阻比将减小 ； 1 ％C的翼型 在升力系数较大 C ． 1 ． 0 时， 获得 了增大 的升 阻比。综上所述 加装襟翼 高度 为 1 ％e的翼型 在攻角较小 仪8 。 时获 得 了增大的升阻 比。 巳， 图 4 C ～C 极曲线 3 ． 2 压 力分布 由图 5可知， 加装 G u me y襟翼后 ， 翼 型上表 面的压力减小 ， 下表面的压力增大， 并且压力的增 减 量都随襟翼高度的增加而增加 ， 使上下翼面 压差增大 ， 从而增加了翼型的升力。翼型尾缘处 的压力系数由原翼型的逐渐过渡形式转变成了突 变形式， 在下表面靠近尾缘处 ， 由于襟翼的存在使 得在襟翼前形成了很大的逆压 回流区。 1 ． 0 m 图 5 压力分布 3 ． 3流场分析 G u r n e y襟翼对翼型流线的影响如图6所示。 2 0 1 1 年第 3 9卷第 1期 流体机械 1 9 o 1 一 暑 0 0 ． 1 X m a 原翼型 0 ． 3 0 O ． 55 0馏0 m d 3 ％C O 1 一 0 、 0． 1 0 3 O 0． 5 5 0． 8 0 Xm b 1 ％c 0 ． 1 一 基 一 O 一0 ． 1 0 ． 1 ． - 三 - _ __ 二 一 垂 0 ． 04 0 ． 02 0 0 ． O2 -0 ． 0 4 O 馏 0 O ． 52 0． 6l 0． 7 0 X m f 4 ％ c 图 6 G u r n e y襟翼对翼型流线 的影响 由图6可以看出， 无襟翼时 ， 表面尾部有一对 加的幅度减小 ， 同时阻力系数的增加值也增大， 所 旋转方向相反的旋涡存在 ， 它们交替脱落。而有 以高度为 2 ％c- 3 ％c 的襟翼有较高的有效升力。 襟翼存在时 ， 流线 与无襟翼时发生很大变化。第 二个旋涡较无襟翼 时位置发生变化 ， 它向下移动 到襟翼的后面 ， 而且随着襟翼高度的逐渐增加 ， 该 旋涡的位置逐渐下移。当襟翼高度增大 到 2 ％C 以后 ， 在压力面靠近襟翼处 ， 也有一逆时针方向旋 转的小旋涡， 如图 6 e 可见 ， 在 G u r n e y襟翼前方 产生一个逆流向分离区，G u r n e y襟翼后方产生一 个细长的尾流附着区。 3 ． 4流动机 理探 讨 G u r n e y襟 翼 引起翼 型后缘 气 流 向下 偏转 。 这个偏转会增加翼型后缘处气流 的动量 ， 从而使 气流容易克服上翼面后缘处 的逆压梯度 ， 使得上 翼面分离区域减少 ， 翼型升力增加。襟翼改变了 翼型后缘处的库塔条件 。 升力 的增加主要是 由于 G u r n e y fl a p增大 了 翼型的有效弯度 ， 使上下翼面压差增大 ， 从而提 高升力。不难看出， 加装与不加装 G u r n e y fl a p的 翼型处 于同一 攻角时 ，前者 的有效 攻角大于后 者 ，因而升力较后者有所提高也不难理解。 4结论 1 在翼型 吸力面后缘添加襟翼 ， 可不 同程 度地增 大最 大 升 力 系 数 和有 效 升 力 系 数 。对 D U 9 5 一 W． 1 8 0翼型来说 ， 最大升力系数从 1 ． 3 4增 大到 1 ． 9 5 ， 增升效果非常明显 ； 2 对于 G u r n e y襟翼而言 ， 襟翼高度越大， 升 力系数的增加量也越大 ， 但当高度大于 3 ％c 后 ， 增 参 考文献 [ 1 ] 包胜能 ， 霍 福鹏 ， 叶枝 全 ， 等 ． 表 面粗糙 度对风 力机 翼型性能 的影 响 [ J ] ． 太 阳 能 学报 ， 2 0 0 5， 2 6 4 4 5 8- 46 2． [ 2 ] 申振华， 于国亮． 翼型弯度对风力机性能的影响 [ J ] ． 动力工 程． 2 0 0 7 ， 2 7 1 1 3 6 1 3 9 ． [ 3 ] 夏商周 ， 申振华 ． 改型尾缘 对翼 型流场 翼型 的数 值 模拟[ J ] ． 沈阳航空工业学院学报 ， 2 0 0 5 ， 2 2 5 1 3 ． [ 4 ] 上官云信 ， 周 瑞兴 ， 高永卫 ， 等 ． 翼 型相对厚 度对 失 速分离特性的影响 [ J ] ． 空气动力学学报 ， 2 0 0 0 ， l 8 增 2 1 - 2 6 ． [ 5 ] L i e b e c k R H ．D e s i g n o f S u b s o n i c A i rf o i l f o r H i g h L i f t [ J ] ．J o u r n a l o f a i r c r a f t ， 1 9 7 8 ， 1 5 9 5 4 7 5 6 1 ． 1 6 l K e n t f i e d J A C， C l a e l l e E J ． T h e F l o w P h y s i c s o f t h e Gu r ne y F l a p s De v i c es f o r I i mpr o v i n g Tu r bi ne Bl a d e P e rf o r m a n c e [ J ] ． Wi n g E n g i n e e r i n g ， 1 9 9 3 ， 1 9 1 24 3 4． [ 7 ] J a n g C S ， R o s s J C ， C u mm i n g s R M．N u m e r i c a l I n v e s t i g a t i o n o f A n A i rf o i l Wi t h A G u r n e y F l a p[ J ] ． A i r c r a f t D e s i g n ， 1 9 9 8 ， 1 2 7 5 8 8 ． [ 8 ] J a n g C S ， R o s s J C， C u m mi n g s R M． N u me r i c a l I n v e s t i g a t i o n o f A n A i rf o i l Wi t h a G u r n e y f l a p[ J ] ． A i r D e s i g n， 1 9 9 8， 1 7 5 8 8 ． [ 9 ] B o y d J A． T r a i l i n g e d g e d e v i c e for a n a i rf o i l U S ， P a t e n t 4 5 4 2 8 6 8『 P ] ． 1 9 8 5 - 9 2 4 ． 作者简介 李银然 1 9 8 3 一 ， 男 ， 助教 ， 主要从 事风力机空气动 力学研究 ， 通讯地址 7 3 0 0 5 0甘肃兰州市 兰州理工大学 能源与动 力工程学院。 C 0 C 0 3 0 畅 ㈤ ㈣