采用大渦模擬湍流模型對前后緣波浪型結(jié)節(jié)改形風(fēng)機(jī)翼型在雷偌數(shù)5×104下不同攻角的流動(dòng)控制機(jī)理進(jìn)行了數(shù)值研究。研究表明:相比于標(biāo)準(zhǔn)直翼型NACA0012,改形風(fēng)機(jī)翼型在失速區(qū)得到了更平緩的升力曲線。在小攻角(α<12°)工況下,改形翼型的升力系數(shù)稍小,然而當(dāng)攻角(α>12°)時(shí),其升力系數(shù)明顯提高,最高可達(dá)37%。改形翼型由于其前后緣沿展向呈正弦波浪型變化,在不同截面處的呈現(xiàn)出明顯不同的尾跡結(jié)構(gòu),從而導(dǎo)致其表面自由剪切層發(fā)生扭曲。這種三維渦在其產(chǎn)生、發(fā)展以及推移過程中的相互作用,使得其三維尾跡渦結(jié)構(gòu)在失速區(qū)能得到很好的控制,從而達(dá)到延遲流動(dòng)分離及減小失速影響的目的。深入研究前后緣波浪型結(jié)節(jié)改形風(fēng)機(jī)翼型尾跡結(jié)構(gòu)的流動(dòng)分布及物理特性等,對于揭示前后緣結(jié)節(jié)改形風(fēng)機(jī)翼型流動(dòng)控制機(jī)理具有非常重要的意義。

　　關(guān)鍵詞：波浪型結(jié)節(jié)改形翼型;流動(dòng)控制;大渦模擬;失速

　　Abstract: The effect of the protuberances leading and tailing edges on the aerodynamic characteristics of a Wind Turbine modified airfoil is studied using the large eddy simulations.The control mechanisms of a varicose airfoil with different angles of attack at the Reynolds number of Re=5×104 have been studied using the large eddy simulations.Due to the sinusoidal spanwise waviness of the modified airfoil,a more gentle lift characteristic is obtained during stall.For angles of attack less than the baseline stall angle of a NACA0012 airfoil(α≈12°),a lift coefficient reduction was observed for the varicose airfoils,while the lift coefficient increases up to 37% greater than that of a NACA0012 airfoil when the angle of attack is larger than the baseline stall angle of the NACA0012 airfoil.In general,the leading edge protuberances results in the flow separation delay occur,which result in the delay of the stall on the whole airfoil and reduces the abrupt drop of lift at stall condition.However,no drag reduction can be found using such modified airfoil.It is hoped that such modified airfoil will be helpful on the design of wind turbine to enhance their working efficiency.

　　Keywords: modified wavy airfoil;flow control;large eddy simulation;stall

　　基金項(xiàng)目: 國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目資助(11172220);; 中央高�；�本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助(2010-Ia-030);; 高等學(xué)校博士學(xué)科點(diǎn)專項(xiàng)科研基金資助課題(200804971025)

　　風(fēng)機(jī)葉片作為攝取風(fēng)能的關(guān)鍵部件，其氣動(dòng)性能直接決定風(fēng)機(jī)的工作效率和運(yùn)行壽命。一般來講，當(dāng)風(fēng)機(jī)葉片處于大攻角運(yùn)行狀態(tài)時(shí)，葉片表面容易發(fā)生流動(dòng)分離，導(dǎo)致葉片失速，風(fēng)機(jī)工作效率下降，引起噪聲甚至喘振。目前風(fēng)機(jī)翼型在失速工況下氣動(dòng)性能穩(wěn)定性正受到極大關(guān)注。針對風(fēng)機(jī)葉片所產(chǎn)生的振動(dòng)及噪聲的控制方法主要有: 采用改變風(fēng)機(jī)葉片自身幾何形狀、數(shù)量、排列方式、安裝角度及主動(dòng)控制方法等。以改形為基本思想，借助仿生學(xué)方法，國外的研究人員將葉片后緣部分與葉片主體部分分解開來，參照魚類尾鰭的擺動(dòng)方式設(shè)計(jì)后緣，以達(dá)到降低控制其穩(wěn)定性的目的，研究認(rèn)為后緣處結(jié)節(jié)之間的小漩渦起了重要作用［1，2］。Nierop 等研究分析了一種仿鯨魚鰭的前緣改進(jìn)型葉片，研究表明此種仿生改形有效地減少了葉片表面湍流附面層壓力脈動(dòng)并延緩葉片后部旋渦流分離脫落，同時(shí)降低氣動(dòng)噪聲［3］。此葉片前緣改形思想在實(shí)際風(fēng)機(jī)葉片的設(shè)計(jì)中已被成功采用［4］。孫少明等對軸流風(fēng)機(jī)葉片采用仿長耳鸮翼前緣非光滑處理，得出此種改形在一定程度上降低風(fēng)機(jī)噪聲的產(chǎn)生，最大降噪率達(dá)2． 52%［5］。莊月晴等利用前緣旋轉(zhuǎn)，李銀然等利用Gurney 襟翼來改善翼型的氣動(dòng)性能［6，7］。

　　上述所采取改變?nèi)~片局部形狀的控制方法在提高效率方面已經(jīng)取得了較大進(jìn)展。然而利用風(fēng)機(jī)葉片前后緣整體改形以降低氣動(dòng)噪聲，改善失速區(qū)的氣動(dòng)性能，目前展開的研究仍然很少，其控制翼型繞流流動(dòng)結(jié)構(gòu)的物理機(jī)制仍需更好的解釋和預(yù)測。

　　鄒琳的研究表明沿展向呈波浪形的圓柱能夠減阻，降低脈動(dòng)升力系數(shù)進(jìn)而抑制振動(dòng)［8，9］。其主要原因是展向方向呈現(xiàn)周期性正負(fù)渦的交替分布特性，波浪型圓柱表面的自由剪切層得以延展。因此，本文將研究工作拓展到了前后緣波浪型結(jié)節(jié)改形風(fēng)機(jī)翼型的流動(dòng)控制機(jī)理分析。采用大渦模擬湍流模型，分別對前后緣波浪型結(jié)節(jié)改形風(fēng)機(jī)翼型( 下簡稱改形翼型) 與標(biāo)準(zhǔn)直NACA0012翼型在不同攻角下的氣動(dòng)性能進(jìn)行數(shù)值計(jì)算研究。旨在探討節(jié)改形翼型的對流動(dòng)分離特性，升阻力系數(shù)，尾跡控制及其翼型表面壓力分布的影響，并以此研究其流動(dòng)控制的機(jī)理。

　　(1) 由于改形翼型前后緣沿展向呈正弦波浪型變化，在失速區(qū)得到了更平緩的升力曲線。相比于標(biāo)準(zhǔn)直NACA0012 翼型，在小攻角( α ＜12°) 工況，改形翼型的升力系數(shù)稍大，然而當(dāng)攻角( α ＞ 12°) 時(shí)，其升力系數(shù)明顯提高，最高可達(dá)37% ;

　　(2) 由于這種特定的波浪型前后緣結(jié)節(jié)，使得改形翼型的速度分離點(diǎn)在不同截面處的發(fā)生正弦狀彎曲，呈現(xiàn)出明顯不同的尾跡結(jié)構(gòu)，使得改形翼型表面自由剪切層發(fā)生扭曲。這種三維渦在其產(chǎn)生、發(fā)展以及推移過程中的相互作用，使得其三維尾跡渦結(jié)構(gòu)在失速區(qū)能得到很好的控制，從而達(dá)到延遲流動(dòng)分離及減小失速影響的目的。

參考文獻(xiàn)：
　　[1]Feszty D,Gillies E A,Vezza M.,Alleviation of airfoildynamic stall moments via trailing-edge-flap flowcontrol[J].AIAA Journal,2004,42:17-25.
　　[2]Macumber D L,Annaswamy A,Beal D N,et al.Noisecontrol due to the stator wake blade interaction via tailarticulation[J].IEEE Journal of Oceanic Engineering,2007,32:551-564.
　　[3]Nierop E A,Alben S,Brenner M P.How bumps onwhale flippers delay stall:An aerodynamic model[J].Physical Review Letters,2008,054502-1-4.
　　[4]Peacock T,Bradley E,Going with(or against)theflow[J].Science,2008,320:1302-1303.
　　[5]孫少明,徐成宇,任露泉,等.軸流風(fēng)機(jī)仿生葉片降噪試驗(yàn)研究及機(jī)理分析[J].吉林大學(xué)學(xué)報(bào),2009,39:382-387.
　　[6]莊月晴,黃典貴,前緣旋轉(zhuǎn)的風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)性能研究[J].工程熱物理學(xué)報(bào),2011,32:43-46.
　　[7]李銀然,李仁年,王秀勇,等.Gurney襟翼對風(fēng)力機(jī)專用翼型氣動(dòng)性能的影響[J].流體機(jī)械,2011,39(1):16-19.
　　[8]ZOU L,LIN Y F.Force reduction of flow around a si-nusoidal wavy cylinder[J].Journal of Hydrodynam-ics,2009,21:326-335.
　　[9]鄒琳,林玉峰,亞臨界雷諾數(shù)下波浪型圓柱繞流的數(shù)值模擬及減阻研究[J].水動(dòng)力學(xué)研究與進(jìn)展(A輯),2010,25:31-36.
　　[10]Yen S C,Huang L C.Flow patterns and aerodynamicperformance of unswept and swept-back wings[J].ASME J Fluid Eng.,2009,131:111101-1-10.
　　[11]Zhang M M,Zhou Y,Cheng L.Control of poststallairfoil aerodynamics based on surface perturbation[J].AIAA J,2008,46:2510-2519.
　　[12]Johari H.,Durgin W.W.Direct measurement of cir-culation using ultrasound[J].Exps Fluid,1998,25:445-454.
　　[13]Mittal S.Unsteady transonic flow past an airfoil in achannel[C].The 9th Asian Congress Fluid Mech.Chennai,Madras,1997,279-282.