表面粗糙度对FFA-W3-241风力机翼型动态失速特性影响的数值研究

《Wind》：Numerical Investigation of Effects of Surface Roughness on Dynamic Stall Characteristics of FFA-W3-241 Wind Turbine Airfoils

　　

在大型风力机叶片运行过程中，会形成不同尺度的表面粗糙度结构，翼型的动态失速特性受这些结构显著改变。现有研究中的动态失速分析主要针对光滑翼型开展，而表面粗糙度对翼型动态失速性能影响的系统性研究仍不充分。本研究选取广泛应用于大型风力机的FFA-W3-241翼型作为研究对象，采用非定常雷诺平均Navier–Stokes（URANS）方法进行数值模拟，并通过重叠网格技术实现翼型的俯仰振荡。建立了光滑翼型构型及多种粗糙度构型，分别在深失速和轻失速条件下开展了非定常气动计算。从气动迟滞、表面压力分布和流场特征三个方面分析了表面粗糙度对动态失速的影响。结果表明，表面粗糙度显著削弱了前缘吸力峰，并产生更平缓的压力分布，导致最大升力系数随粗糙度水平升高而降低、阻力系数增大。尾缘涡尺度扩大，流动分离区域增大。迟滞环面积减小。在深动态失速条件下，升力迟滞曲线由骤降转变为渐降。表面粗糙度可缓解动态失速载荷波动，但翼型的气动效率永久性退化。本研究结果可为风力机叶片设计与载荷计算提供理论参考。

研究背景方面，随着风电产业持续快速发展，风力机正朝着大型化和远海部署方向演进，叶片长度不断增加。在实际旋转运行中，风力机叶片受风切变、湍流入流和偏航工况等多种因素影响，翼型攻角发生持续周期性变化，翼型处于非定常俯仰振荡状态，极易触发动态失速现象。与静态失速相比，动态失速具有显著的迟滞效应：在俯仰上扬阶段，失速攻角延迟，峰值升力显著增大；在俯仰下压阶段，流动再附延迟，升力恢复延迟。由此形成的气动迟滞环产生升力、阻力和俯仰力矩的剧烈波动，在长期循环载荷作用下诱发叶片疲劳损伤，缩短服役寿命，并影响机组功率输出。更为关键的是，风力机叶片设计服役寿命通常为20至25年，期间长期暴露于复杂自然环境，前缘不可避免地遭受雨蚀、沙磨、昆虫撞击和盐雾腐蚀等环境退化，原本光滑的叶片表面逐渐形成不规则粗糙凸起，导致不同程度的表面粗糙度。表面粗糙度改变翼型近壁边界层发展，即使微小粗糙度也可破坏边界层层流状态，迫使气流提前转捩为湍流并触发流动分离，最终使翼型最大升力系数大幅降低、阻力系数显著增大。同样，翼型非定常气动响应也受表面粗糙度严重影响，动态失速起始时刻、峰值升力大小和气动迟滞环面积均因粗糙表面发生明显变化。因此，叶片设计和载荷计算必须考虑表面粗糙度引起的动态气动特性变化，否则载荷预测的保真度将受损。然而，现有动态失速研究主要针对光滑理想翼型开展，从关键影响因素、旋转效应、数值模型和流动控制等多个角度完善了光滑翼型非定常气动理论，但叶片运行中遇到的表面粗糙度在现有研究中很少被考虑，不同粗糙度水平下俯仰振荡条件下动态失速的系统性对比分析仍然缺乏。FFA翼型系列是瑞典航空研究所专门为大型风力机设计的代表性翼型族，因其优异的高升阻比性能被现代大型风力机叶片设计广泛采用，目前广泛应用于低风速和近岸环境运行的大型风力机叶片中后段截面。此前相关研究虽涉及粗糙度对动态失速的影响，但或针对较薄的S809翼型且未系统比较深失速与轻失速工况，或仅提供积分气动力数据而未报道表面压力和瞬时流场信息以揭示物理机制。

基于此，研究人员选取相对厚度为24.1%、常用于大型风力机的FFA-W3-241翼型作为研究对象，基于URANS方法开展非定常数值模拟，引入粗糙壁面边界条件，定义了光滑基准壁面和0.5 mm、1 mm、2 mm三种粗糙度高度共多种表面粗糙度条件，在典型风力机雷诺数和折合频率下进行正弦俯仰振荡模拟，获得振荡周期内升阻力系数随瞬时攻角的变化，比较不同粗糙度水平下气动迟滞环的差异，获取俯仰上扬和下压阶段的速率分布与翼型表面压力分布，总结粗糙度高度与翼型非定常气动特性之间的关系，并从机理角度分析表面粗糙度对FFA-W3-241翼型动态失速的影响。研究得出以下结论：表面粗糙度显著恶化FFA-W3-241翼型的气动性能，深动态失速条件下最大升力系数从光滑情形的1.65降至ks = 2 mm时的0.95，降幅达42.4%，峰值阻力系数升高17.9%；轻动态失速条件下ks = 2 mm时最大升力系数降低37.5%，峰值阻力增大约50%；粗糙度将光滑翼型的升力骤降转变为更渐进的失速，归一化升力迟滞环面积最多减小38%和33%，气动响应更接近静态特性。表面压力分布变化揭示了气动恶化的物理根源，表面粗糙度作为扰动源促进边界层提前转捩和分离，前缘吸力峰大幅削弱直接导致升力损失，中后段上表面出现更平坦宽广的压力平台，表明分离起始点前移和分离区扩大，下压阶段粗糙构型压力恢复延迟，与迟滞环收缩一致。流场分析从涡动力学角度进一步证实上述机理，深动态失速条件下表面粗糙度促进尾缘涡增长，尾缘涡尺度随粗糙度高度增大，尾迹更宽更紊乱；轻动态失速条件下分离主要发生在翼型中后段，尾缘分离涡空间范围亦随粗糙度增大而扩展。研究的意义在于：尽管翼型表面粗糙度可衰减动态失速引起的载荷波动、缓解叶片疲劳风险，但这一有益效应伴随明显的气动代价——翼型升力持续降低、阻力增大，大幅削弱风能捕获效率，构成载荷波动缓解与气动能量捕获性能之间典型的工程权衡，实际大型风力机叶片设计应根据具体设计要求综合平衡两方面。本研究获得的流动机制和定量规律可为大型风力机叶片优化设计提供数值证据和理论支撑。

在技术方法方面，研究人员采用重叠网格技术实现翼型绕四分之一弦长处气动中心的俯仰振荡，计算域采用C型双块重叠网格系统，内层旋转子域以四分之一弦长处气动中心为中心，外层静止流域上下边界和入口距翼型中心20c，翼型尾缘距压力出口边界30c；采用结构化网格并对翼型近壁边界层网格局部加密，首层网格高度设为1 × 10^?6 m以使壁面y⁺值保持在1附近，法向增长率为1.2，前缘和尾缘区域进行网格加密；通过求解二维非定常不可压雷诺平均Navier–Stokes方程获得气动特性，压力场采用隐式求解器，对流项采用二阶迎风格式，压力–速度耦合采用SIMPLEC算法，湍流模型选用SST k-ω模型，粗糙度模型采用工程广泛使用的等效沙粒粗糙度模型，该模型不修改翼型几何，等效粗糙度高度直接施加于壁面边界；内层网格块以恒定角速度绕四分之一弦长处气动中心周期性旋转，所有非定常模拟采用固定物理时间步长0.004 s，收敛标准为全计算域残差降至10^?6以下，连续模拟三个完整俯仰周期，舍弃前两个周期的瞬态数据，提取第三个稳定周期的气动数据作为最终计算结果；模型验证选取S809翼型作为基准算例，流动条件为自由来流雷诺数Re = 10⁶、平均攻角8°、俯仰振幅10°、折合频率0.078，并与相关风洞实验数据对比；网格无关性验证构建了10万（粗）、18万（中）、26万（细）三套计算网格，时间步长敏感性研究采用Δt = 0.008 s、0.004 s和0.002 s，粗糙度模型验证在前缘11%弦长范围内布置粗糙带、相对粗糙度比ks/c = 0.0019；结果分析的计算条件为自由来流雷诺数Re = 10⁶、俯仰振幅10°、折合频率0.026，深动态失速条件平均攻角14°，轻动态失速条件平均攻角8°。研究所用样本队列来源为相关风洞实验数据（Ramsay等针对俯仰S809翼型的砂粒粗糙度风洞测量数据），无其他样本队列来源。

研究结果方面，第一，表面粗糙度对气动迟滞特性的影响。深动态失速条件下，光滑翼型升力系数曲线呈现典型动态失速特征，上扬阶段升力系数显著超过静态失速值并达到约1.65的峰值后骤降，下压阶段出现宽迟滞环，表明流动再附过程存在明显迟滞效应；随表面粗糙度增大，升力系数迟滞曲线整体下移，最大升力系数单调递减，ks = 0.5 mm、1 mm、2 mm时峰值分别降至约1.15、1.02、0.95，ks = 2 mm时峰值升力系数较光滑基准降低42.4%，失速起始攻角提前，迟滞环面积显著收窄，ks = 2 mm时归一化升力迟滞环面积较光滑翼型减小约38%，下压阶段升力系数下降更快、再附攻角减小，失速模式由光滑翼型的升力骤降逐渐转变为粗糙翼型的渐进下降；阻力方面，光滑翼型阻力上升主要集中于高攻角区域，峰值阻力系数约0.28，粗糙翼型在全攻角范围内阻力系数更高，ks = 2 mm时峰值阻力系数增至0.33，较光滑情形增大17.9%，附着流阶段摩擦阻力随粗糙度水平线性增大，失速后压差阻力增长更平缓，迟滞环整体上移且形状更平滑，随粗糙度进一步增大，粗糙度对阻力系数的增量效应逐渐减弱。轻动态失速条件下，翼型虽未发生深度完全流动分离，但表面粗糙度的负面影响依然显著，光滑翼型维持较高升力水平，最大升力系数约1.6，升力系数迟滞曲线形状更紧凑，失速后升力系数下降幅度明显小于深动态失速条件，动态迟滞强度较低；随粗糙度增大，升力曲线斜率降低，粗糙度高度增至2 mm时升力迟滞环逐渐收缩变平，最大升力系数降至1.0以下，较光滑翼型降低37.5%，失速起始攻角提前，下压与上扬阶段升力系数差减小，动态迟滞效应进一步减弱，翼型气动响应更接近静态气动特性，ks = 2 mm时归一化升力迟滞环面积较洁净构型减小约33%；阻力方面，轻动态失速条件阻力系数绝对值小于深动态失速条件，但表面粗糙度引起的阻力增量仍相当可观，光滑翼型峰值阻力系数约0.14，粗糙翼型阻力水平随粗糙度高度增大而保持升高，ks = 2 mm时峰值阻力系数接近0.21，较光滑基准增大50%，阻力曲线在全攻角范围内更平滑，表明表面粗糙度缓和了失速时阻力上升的突变性，使流动分离过程更渐进。综合两种工况可见，表面粗糙度显著降低最大升力系数，降低幅度与粗糙度高度正相关但呈边际递减趋势；表面粗糙度使翼型由高升力峰值但载荷波动剧烈的突变失速转变为升力峰值较低但变化更渐进的渐进失速；随粗糙度高度增大，失速攻角提前，升力迟滞环面积逐渐减小；表面粗糙度还导致全攻角范围内阻力系数增大并使阻力上升起始点前移。第二，表面粗糙度对表面压力分布的影响。深动态失速条件下，前缘吸力峰幅值和形态的演变是决定翼型升力特性和失速行为的关键因素，光滑翼型上扬阶段在狭窄前缘区域出现极高吸力峰，攻角12.84°时峰值约达?450 Pa，尖锐吸力峰反映前缘强逆压梯度并产生翼型大部分升力；随表面粗糙度增大，前缘吸力峰显著下降，粗糙度高度增大时吸力峰分别降至约?320 Pa、?290 Pa和?260 Pa，峰值区域明显展宽；从流动机理看，表面粗糙度作为强扰动源触发边界层提前转捩及局部前缘分离，尽管湍流边界层比层流边界层更抗分离，但粗糙度带来可观的壁面摩擦动量损失并大幅削弱前缘吸力峰，这些不利效应超过湍流混合的益处并导致流动分离提前，过早的流动分离破坏前缘边界层的高能状态，使其无法建立维持高强度涡结构所需的极低压区域，吸力峰的衰减直接降低翼型气动载荷，导致最大升力系数显著下降以及升力增长平缓、峰值延迟；需要指出，上述流动分离扩大的物理机理是由气动力数据、表面压力分布和瞬时流线云图推断得出，本后处理流程未提取动量厚度、位移厚度和形状因子等边界层诊断量以提供边界层转捩和分离的直接证据；此外，压力分布曲线的迟滞差异揭示流动分离点的迁移行为，下压阶段光滑翼型前缘附近仍维持较高吸力水平，表明流动再附和涡结构脱落均存在迟滞，对应升力迟滞环的大面积，而粗糙翼型在相同攻角下上表面负压区恢复明显更慢，尤其在高攻角下粗糙翼型上表面中后段呈现更平坦且展向延伸更广的压力平台，该特征意味着边界层分离点大幅前移并伴随分离区扩大，这一广泛的低能分离区不仅导致升力损失，还直接对应阻力系数的突升。轻动态失速条件下，上扬阶段低攻角时光滑翼型吸力面呈现典型附着流特征，前缘吸力峰幅值约?250 Pa，压力沿弦向逐渐恢复，无明显分离迹象；随表面粗糙度增大，前缘吸力峰逐渐降至约?220 Pa、?200 Pa和?190 Pa，压力恢复位置前移，表明表面粗糙度已开始扰动近壁层流边界层，但因攻角低、逆压梯度弱，流动分离尚未发生；攻角16.90°上扬阶段，光滑翼型出现极尖锐强烈的前缘吸力峰，压力达?500 Pa，表明前缘存在极强逆压梯度和高速流动加速，是高升力产生的直接驱动因素，而粗糙度高度从0.5 mm增至2 mm时吸力峰单调下降，ks = 2 mm时峰值降低40%；除前缘区域外，表面粗糙度对翼型中后段压力分布的影响也反映流场结构变化，光滑翼型上表面压力达峰值后恢复较陡然后逐渐趋平，而粗糙翼型上表面中后段压力曲线更平坦、负压绝对值整体减小，该特征表明存在表面粗糙度诱导的局部分离涡；尤其攻角17.04°下压阶段，光滑翼型前缘仍维持较高吸力水平，而粗糙翼型压力恢复更慢、上下表面压差显著减小，表明表面粗糙度不仅抑制升力产生，还改变流动的迟滞特性，动态俯仰运动下翼型难以维持附着流，导致气动性能整体退化。第三，表面粗糙度对流场的影响。深动态失速条件下，攻角12.84°初始上扬阶段翼型表面流动以附着为主，仅尾缘附近可见小分离涡，前缘流动稳定无明显涡结构；随攻角增大逆压梯度加剧，局部层流边界层分离，尾缘动态失速涡开始形成；攻角达22.90°时尾缘涡结构迅速增长并向下游对流，形成几乎覆盖整个吸力面的大尺度闭合涡结构，诱发大范围流动分离，升力达峰值后开始衰减；下压阶段涡结构呈现明显迟滞效应，即使攻角减小，大尺度涡消散缓慢，分离区未能快速收缩，涡结构大于上扬阶段相同攻角时的对应结构；随表面粗糙度增大，上扬阶段翼型表面诱导边界层转捩，层流边界层更早转变为湍流，尾缘在逆压梯度下更易分离，尾缘涡尺度随粗糙度高度增大而增大，该效应在低攻角时尤为显著，光滑翼型尾缘附近几乎无分离，而ks = 2 mm时尾缘已形成明显闭合涡结构，相同攻角下粗糙表面尾缘涡大于光滑表面；尾迹区流线形态也反映阻力特性变化，深动态失速高攻角条件下光滑翼型尾迹以强烈的周期性脱落涡为主，而相同攻角下粗糙翼型尾迹区明显更宽更紊乱，分离剪切层脉动幅度显著更大，表明表面粗糙度不仅影响涡形成，还加剧边界层分离后的湍流混合程度，从而产生更宽尾迹区，导致阻力大幅增加。轻动态失速条件下，整体攻角较低，逆压梯度弱于深动态失速条件，流动分离主要集中于翼型中后段，未观察到完全覆盖吸力面的大尺度前缘动态失速涡；低攻角上扬阶段光滑翼型吸力面流动以附着为主，无涡结构；攻角增至12.72°时逆压梯度逐渐加剧，分离起始点从尾缘向前移动，吸力面中后段形成小尺度分离区；攻角达16.90°后分离区进一步扩展，吸力面中后段形成局部回流区；下压阶段流动呈现明显迟滞效应，分离区不随攻角减小立即消失，而随攻角继续减小逐渐向尾缘收缩直至恢复附着流；随表面粗糙度增大，诱导边界层转捩并使边界层增厚，黏性耗散增强，尾缘涡结构尺度逐渐增大，攻角增至12.72°时ks = 2 mm条件下可见明显尾缘分离涡，光滑翼型分离仅缓慢向前延伸，而粗糙条件下尾缘分离进一步前移，分离区弦向范围随粗糙度高度增大而增大；攻角达16.90°时流动分离集中于吸力面中后段，粗糙度越高尾缘回流区空间尺度越大；与深动态失速条件相比，轻动态失速条件下前缘流动在整个振荡周期内保持附着，所有涡结构局限于中后段尾缘区域；下压阶段可观察到表面粗糙度对流动迟滞的衰减效应，翼型下压过程中分离区收缩呈现明显迟滞，相同攻角下下压阶段分离范围大于上扬阶段，高粗糙度条件下即使攻角降至7.16°，尾缘仍残留弱涡结构，粗糙情形无法完全恢复光滑翼型所见的完全附着流状态。

讨论部分总结如下：本研究选取FFA-W3-241风力机翼型作为研究对象，对俯仰振荡条件下翼型动态失速进行数值模拟，针对光滑基准翼型及0.5 mm、1 mm、2 mm三种表面粗糙度高度情形，在深动态失速和轻动态失速条件下分析了表面粗糙度对翼型气动迟滞特性、压力分布和流场拓扑的影响，揭示了表面粗糙度对翼型动态失速过程的影响。研究同时指出局限性：本研究采用二维URANS模拟，而实际风力机叶片动态失速涉及三维旋转增强效应、展向流动和复杂来流湍流，因此本文结果揭示的是基本定性物理趋势而非完全定量的真实叶片气动性能；所有模拟在固定雷诺数和固定折合频率下开展，尽管表面粗糙度诱导的定性趋势预期成立，气动输出的定量幅值将随雷诺数和折合频率变化而改变；此外，当前设置在整个翼型表面施加均匀等效沙粒粗糙度，而实际工程服役中侵蚀诱导的叶片粗糙度多集中于前缘区域附近，其气动响应与全表面均匀粗糙度存在差异；等效沙粒粗糙度模型最初针对充分发展湍流边界层开发，在大尺度分离和动态失速涡主导的流动条件下其预测精度可能下降，URANS模型也倾向于抹平小尺度非定常涡结构。 accordingly，未来工作将聚焦于更宽折合频率和雷诺数范围的参数化模拟、局部前缘粗糙度研究以及高保真DES/WMLES模拟，以进一步探索粗糙度修正动态失速的底层物理机制。

研究结论部分翻译如下：本研究选取FFA-W3-241风力机翼型作为研究对象，开展了俯仰振荡条件下翼型动态失速的数值模拟。针对光滑基准翼型及表面粗糙度高度为0.5 mm、1 mm和2 mm的三种情形，在深动态失速和轻动态失速条件下分析了表面粗糙度对翼型气动迟滞特性、压力分布和流场拓扑的影响，揭示了表面粗糙度对翼型动态失速过程的影响。主要结论如下：（1）表面粗糙度显著恶化FFA-W3-241翼型的气动性能。深动态失速条件下，最大升力系数从光滑情形的1.65降至ks = 2 mm时的0.95，降幅达42.4%，峰值阻力系数升高17.9%。轻动态失速条件下，ks = 2 mm时最大升力系数降低37.5%，峰值阻力增大约50%。粗糙度将光滑翼型的升力骤降转变为更渐进的失速。同时，归一化升力迟滞环面积最多减小38%和33%，气动响应更接近静态特性。（2）表面压力分布变化揭示了气动恶化的物理根源。表面粗糙度被推断为扰动源，促进边界层提前转捩和分离。前缘吸力峰大幅削弱，直接导致升力损失。同时，上表面中后段出现更平坦宽广的压力平台，表明分离起始点前移和分离区扩大。下压阶段粗糙构型压力恢复延迟，与迟滞环收缩一致。（3）流场分析从涡动力学角度进一步证实上述机理。深动态失速条件下，表面粗糙度促进尾缘涡增长，尾缘涡尺度随粗糙度高度增大，尾迹更宽更紊乱。轻动态失速条件下，分离主要发生在翼型中后段，尾缘分离涡空间范围亦随粗糙度增大而扩展。可以得出结论：尽管翼型表面粗糙度可衰减动态失速引起的载荷波动、缓解叶片疲劳风险，但这一有益效应伴随明显的气动代价——翼型升力持续降低、阻力增大，大幅削弱风能捕获效率。这构成载荷波动缓解与气动能量捕获性能之间典型的工程权衡。实际大型风力机叶片设计中，应根据具体设计要求综合平衡两方面。本研究获得的流动机制和定量规律可为大型风力机叶片优化设计提供数值证据和理论支撑。本研究采用二维URANS模拟，而实际风力机叶片动态失速涉及三维旋转增强效应、展向流动和复杂来流湍流。因此，本文结果揭示的是基本定性物理趋势而非完全定量的真实叶片气动性能。所有模拟在固定雷诺数和固定折合频率下开展。尽管表面粗糙度诱导的定性趋势预期成立，气动输出的定量幅值将随雷诺数和折合频率变化而改变。此外，当前设置在整个翼型表面施加均匀等效沙粒粗糙度，而实际工程服役中侵蚀诱导的叶片粗糙度多集中于前缘区域附近，其气动响应与全表面均匀粗糙度存在差异。另外，等效沙粒粗糙度模型最初针对充分发展湍流边界层开发，在大尺度分离和动态失速涡主导的流动条件下其预测精度可能下降。URANS模型也倾向于抹平小尺度非定常涡结构。 accordingly，未来工作将聚焦于更宽折合频率和雷诺数范围的参数化模拟、局部前缘粗糙度研究以及高保真DES/WMLES模拟，以进一步探索粗糙度修正动态失速的底层物理机制。