厚型风力涡轮机机翼的动态失速特性

《Wind Energy》：Dynamic Stall Characteristics of Thick Wind Turbine Airfoils

动态失速特性及平尾翼型优化研究。厚平尾与锐平尾翼型在风洞实验中对比分析，考察边缘间隙、粗糙度、平均攻角及减缩频率对动态失速的影响。结果表明平尾翼型动态失速延迟显著，但升力损失更大且升力 overshoot更高，减缩频率增大加剧压力滞后效应。动态正常力系数标准差与升力特性变化规律揭示平尾翼型在宽域攻角范围内具有更稳定的流动分离控制。

　　在风能利用日益广泛的情况下，风力涡轮机的设计与优化成为了一个重要的研究领域。随着技术的发展，现代风力涡轮机的叶片直径显著增加，这不仅提高了风能捕获效率，也带来了新的挑战，特别是在叶片的气动性能和动态负载方面。本研究主要探讨了厚型平尾翼型（flatback airfoils）与非平尾翼型（sharp trailing edge airfoils）在动态失速条件下的性能差异。通过在低速低湍流风洞中进行实验，分析了尾缘厚度、粗糙度、平均迎角和减频对翼型动态失速行为的影响。研究发现，增加尾缘厚度可以延迟动态失速的起始，但在失速后，平尾翼型的升力损失比尖尾翼型更高。此外，平尾翼型在动态失速条件下表现出更高的升力过冲现象。而减频的变化则对两种翼型的动态行为产生了不同的影响。

### 1. 引言

近年来，由于石油价格的不确定性、能源需求的增长以及对环境的重视，风能行业迅速发展。在过去三十年中，新开发的风力涡轮机尺寸显著扩大，从最初的10-15米直径发展到目前某些海上涡轮机直径超过100米。这种设计趋势导致了叶片的轻量化和低成本设计需求，同时又需要保持良好的气动性能。因此，设计更长、更细长的叶片成为了一种常见做法，这种设计增加了叶片在静态和动态负载下的复杂性。在叶片的内缘和中段区域，增加叶片厚度是提高结构和气动效率、减轻叶片重量的一种关键方法。然而，这种厚度增加也会导致在高迎角下更容易发生失速，因此需要通过主动或被动的流场控制技术来解决这一问题。

平尾翼型是一种通过在尖尾翼型的后缘增加厚度而形成的翼型。这种设计在结构和气动性能方面具有显著优势。首先，平尾翼型在叶片的吸力面减少了不利的压力梯度，从而提高了升力系数和升力曲线斜率。其次，平尾翼型对前缘污染的敏感度较低，这在风能应用中非常重要。此外，由于尾缘间隙的增加，平尾翼型在相同最大厚度下具有更高的截面面积和截面惯性矩，这有助于提高叶片的结构稳定性。

然而，目前对于厚型平尾翼型的动态行为研究仍较为有限。这种研究对于风力涡轮机的负载评估、分析和认证至关重要。如果缺乏相关知识，可能导致叶片动态负载计算出现重大误差，进而影响设计质量和涡轮机的使用寿命。因此，本研究旨在扩展这一领域的知识，深入分析尾缘厚度对厚型翼型动态失速行为的影响。

### 2. 实验设置

本实验在荷兰代尔夫特理工大学的低速低湍流风洞（LTT）中进行。该风洞为闭环式G?ttingen型风洞，具有良好的实验环境。风洞的测试段尺寸为1000毫米，喷嘴收缩比为10:1，这使得在风速为10米/秒时，湍流强度保持在1%以下。风洞的最大风速可达20米/秒，测试段在无模型时的风速稳定性良好。实验过程中，风洞由一个可调速的60千瓦电动机驱动，通过六叶片风扇提供稳定的气流。为了保持风洞内的温度稳定，测试段设有热交换器。

实验对象为X-35-02和X-FB-35-10两种翼型。它们的最高厚度分别为35%和30%的弦长比例，分别位于后缘。前缘半径为10毫米，而尾缘厚度分别为10毫米和15毫米。两种翼型的最高弯度均为15%，位于弦长的25%处。两种翼型均采用相同的几何设计，但X-FB-35-10为平尾翼型，其尾缘增加了厚度。两种翼型的弦长为200毫米，展长为300毫米，均由铝制成，并垂直安装在风洞测试段中。

为了获取表面压力数据，两种翼型均安装了90个和92个压力探针，分别用于静态和动态测量。在动态测量中，使用了单独的执行机构来改变翼型的迎角，该执行机构通过位于弦长四分之一处的轴连接，由伺服电机控制。该装置能够提供正弦波形式的运动，允许调整平均迎角、振幅和频率。在动态测量中，平均迎角分别为6°和10°，频率为1-3 Hz，对应的减频范围为0.032-0.096。为了模拟前缘污染，使用了带有10毫米厚度和30毫米宽度的Zig-zag带，安装在翼型的前缘区域。

在静态测量中，使用了高精度的旋转台来改变翼型的迎角。而在动态测量中，采用了单独的执行机构。实验过程中，测量了静态和动态条件下的升力系数、阻力系数和力矩系数。为了提高测量精度，应用了标准的风洞校正方法，包括固体和尾流堵塞效应，以及流线曲率校正。此外，由于实验装置的限制，例如模型的结构振动和伺服电机的过热问题，高频测量（高于3 Hz）无法实现。

### 3. 实验结果

#### 3.1 静态条件下的性能分析

在静态条件下，对两种翼型进行了自由过渡和强迫过渡的测量，以获得参考极曲线。实验结果表明，两种翼型在自由过渡条件下均具有较高的失速迎角。然而，在强迫过渡条件下，X-35-02翼型的性能明显下降，尤其是在高迎角下，其失速迎角降低至15°，且压面发生失速现象。这主要是由于翼型表面的高压力梯度导致的严重流动分离。

相比之下，X-FB-35-10翼型在强迫过渡条件下表现出更优的性能。其失速迎角较低，且在较高迎角下仍能保持较好的流动状态。此外，X-FB-35-10翼型的升力系数在强迫过渡条件下比X-35-02翼型低，但其阻力系数在较高迎角范围内却表现出较低的值。这表明，尽管尾缘厚度的增加导致了阻力的增加，但这种阻力的增加幅度远小于因流动分离形成的气泡所导致的阻力增长。

通过表面流场可视化技术，可以观察到X-35-02翼型在自由过渡条件下的流动分离情况。在较低迎角下，流动仍然保持附着，但随着迎角的增加，吸力面的流动分离逐渐显现，特别是在高迎角区域，尾缘分离气泡的形成显著影响了升力性能。相比之下，X-FB-35-10翼型由于其尾缘厚度的增加，吸力面的压力梯度较低，因此流动分离的形成更为延迟。

#### 3.2 动态条件下的性能分析

在动态条件下，两种翼型的升力系数表现出不同的特性。对于X-35-02翼型，随着减频的增加，其升力系数的波动性增强，动态失速的特征更加明显。特别是在高减频下，X-35-02翼型的升力系数在上升阶段（US-phase）和下降阶段（DS-phase）之间形成了更明显的波动，且动态失速的起始时间更早。而在低减频下，X-35-02翼型的升力系数在动态失速发生后仍能保持较高的水平，但随着减频的增加，升力系数的下降更加显著。

对于X-FB-35-10翼型，其动态行为表现出更高的稳定性。在减频增加的情况下，其升力系数的波动性较小，且动态失速的起始时间较晚。这主要是由于其尾缘厚度的增加，使得吸力面的压力梯度更低，从而减少了流动分离的发生。在动态失速过程中，X-FB-35-10翼型表现出更高的升力过冲，这与其更优的吸力面压力分布有关。

此外，动态测量还显示，X-FB-35-10翼型在动态失速后表现出更宽的升力范围（NFR）和更高的平均动态升力斜率（MDNS）。这是因为其尾缘厚度的增加，使得流动分离的形成更加缓慢，从而延缓了动态失速的发生。在高减频下，X-FB-35-10翼型的升力系数波动更小，且动态失速的恢复过程更慢，这与其尾缘气泡的扩展速度较慢有关。

在动态失速过程中，X-35-02翼型表现出更快的流动分离扩展，尤其是在高迎角区域，其尾缘气泡的形成和扩展更为迅速，导致升力系数的下降更为明显。而X-FB-35-10翼型由于尾缘厚度的增加，其尾缘气泡的扩展速度较慢，从而在动态失速过程中表现出更高的升力保持能力。在减频增加的情况下，X-FB-35-10翼型的升力过冲现象更为显著，这与其尾缘气泡的形成时间延迟有关。

在后失速条件下，X-FB-35-10翼型表现出更宽的升力范围和更高的升力保持能力。这是因为其尾缘厚度的增加，使得流动分离的形成更加延迟，从而减少了升力的突然下降。此外，X-FB-35-10翼型的升力恢复过程也更慢，这与尾缘气泡的扩展速度有关。相比之下，X-35-02翼型在后失速条件下表现出更小的升力范围，且升力恢复更快，这与其尾缘气泡的扩展速度较快有关。

### 4. 结论

本研究通过实验分析了厚型平尾翼型和非平尾翼型在动态失速条件下的性能差异。结果表明，增加尾缘厚度可以有效延迟动态失速的起始，但会导致失速后的升力损失增加。此外，平尾翼型在动态失速条件下表现出更高的升力过冲现象，这与其吸力面压力梯度较低有关。然而，平尾翼型在动态失速后的恢复过程更为缓慢，这可能对涡轮机的稳定性产生影响。

减频的变化对两种翼型的动态行为产生了不同的影响。在高减频下，X-35-02翼型的升力系数波动性增强，而X-FB-35-10翼型的升力波动则相对较小。这表明，平尾翼型在动态失速过程中表现出更高的稳定性。此外，减频的增加使得X-FB-35-10翼型的升力过冲现象更为显著，这与其尾缘气泡的扩展速度较慢有关。

在后失速条件下，X-FB-35-10翼型表现出更宽的升力范围和更高的升力保持能力。这主要得益于其尾缘厚度的增加，使得流动分离的形成更为延迟。相比之下，X-35-02翼型在后失速条件下表现出更小的升力范围，且升力恢复更快，这与其尾缘气泡的扩展速度较快有关。

综上所述，平尾翼型在风力涡轮机叶片设计中具有显著优势。其尾缘厚度的增加有助于延迟动态失速的发生，从而减少涡轮机对风波动的敏感性，并防止在高湍流条件下叶片的涡旋振动。然而，进一步的研究仍需进行，以全面评估其在动态负载方面的潜力。