針對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型FFA-W3-211 進(jìn)行數(shù)值模擬，深入系統(tǒng)探討了粗糙度對(duì)該翼型氣動(dòng)性能的影響。采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)k-omega 湍流模型進(jìn)行CFD 計(jì)算; 于翼型表面均勻分布不同粗糙度，求出該翼型敏感粗糙度; 同時(shí)，研究了在該翼型吸力面和壓力面不同位置布置敏感粗糙度時(shí)，粗糙帶位置對(duì)翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響，分別求出吸力面和壓力面的敏感粗糙帶位置，與軟件XFOIL 算出轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置進(jìn)行對(duì)比，分析粗糙度對(duì)該翼型氣動(dòng)性能的影響。計(jì)算結(jié)果對(duì)風(fēng)力機(jī)專用翼型的設(shè)計(jì)與開發(fā)具有一定的理論價(jià)值。

1、前言

　　隨著水平軸風(fēng)力機(jī)大型化，由陸地發(fā)展到海上，其工作環(huán)境愈加惡劣。長(zhǎng)期風(fēng)沙、冰雪、鹽霧、動(dòng)植物等影響，都會(huì)引起葉片粗糙度變化，甚至外形尺寸突變。這對(duì)風(fēng)力機(jī)的氣動(dòng)性能有較大影響。因此，深入系統(tǒng)地研究表面粗糙度對(duì)翼型氣動(dòng)性能的作用機(jī)理具有重要工程意義。國(guó)內(nèi)許多學(xué)者都對(duì)粗糙度進(jìn)行了相應(yīng)研究，并得到了一些理論和試驗(yàn)結(jié)果: 任年鑫的研究表明，數(shù)值模擬方法可有效研究表面粗糙度對(duì)風(fēng)力機(jī)二維翼型氣動(dòng)性能的影響; 包能勝等試驗(yàn)表明，在葉片壓力面尾緣，通過適當(dāng)增加一定寬度和粗糙度的粗糙帶可增大葉片有效升力系數(shù); 張國(guó)強(qiáng)的研究表明翼型前緣和上表面的結(jié)冰，對(duì)氣動(dòng)性能影響最大。

　　在獲取國(guó)外學(xué)者對(duì)FFA-W3-211 翼型試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，采用k-omega SST 湍流模型和基于壓力的Simple 算法對(duì)該翼型進(jìn)行粗糙度敏感性數(shù)值模擬。

2、數(shù)值計(jì)算模型

　　控制方程采用連續(xù)性方程和二維不可壓縮雷諾時(shí)均Navier-Stokes 方程，分別為：

　　式中ρ———流體密度

　　v———運(yùn)動(dòng)粘性系數(shù)

　　采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)k-omega ( 即k-omegaSST) 湍流模型。該模型為二方程湍流模型，綜合了k-omega 模型和k-epsilon 模型優(yōu)點(diǎn)，包含轉(zhuǎn)捩和剪切選項(xiàng)，對(duì)壁面流固分離有較高計(jì)算精度。采用k-omega SST 湍流模型作為數(shù)值模擬模型，使結(jié)果具有更高的精度和可信度。

3、模型設(shè)置

　　3.1、網(wǎng)格拓?fù)浜湍�擬條件設(shè)置

　　FFA-W3-211 翼型是瑞典航空研究院研制的風(fēng)力機(jī)專用翼型，相對(duì)厚度為21%，該翼型特點(diǎn)是設(shè)計(jì)升力系數(shù)高，可滿足低尖速比風(fēng)力機(jī)要求，最大升力系數(shù)對(duì)前緣粗糙度不敏感，具有很好的氣動(dòng)性能。廣泛用于大型風(fēng)力機(jī)葉片主要功率產(chǎn)生區(qū)。

　　拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。為研究前緣滯止流動(dòng)，前緣計(jì)算域網(wǎng)格擴(kuò)展為10 倍翼型弦長(zhǎng); 后緣計(jì)算域網(wǎng)格擴(kuò)展為20 倍翼型弦長(zhǎng)，以便研究尾緣附近各種尺度的尾跡渦流動(dòng)對(duì)翼型特性造成的影響。為模擬風(fēng)洞試驗(yàn)，以更好與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，幾何模型翼型弦長(zhǎng)同樣取1m。圖1 示出該翼型計(jì)算域網(wǎng)格拓?fù)浜途植考用堋?/p>

圖1 FFA-W3-211 翼型計(jì)算域網(wǎng)格拓?fù)浜途植考用?/p>

　　用軟件XFOIL 算出該翼型在不同攻角時(shí)，吸力面和壓力面的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置，如圖10 所示。從圖可看出轉(zhuǎn)捩關(guān)鍵攻角為9°，在此攻角下吸力面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在距前緣27%弦長(zhǎng)處，壓力面轉(zhuǎn)捩點(diǎn)在距前緣54%弦長(zhǎng)處。

圖10 轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置隨攻角變化

　　綜上可知，F(xiàn)FA-W3-211 翼型處于最佳出力工況時(shí)，在粗糙度敏感位置添加一定寬度的粗糙帶可適當(dāng)延緩轉(zhuǎn)捩，但其氣動(dòng)性能與光滑表面時(shí)相比大大降低。究其原因?yàn)? 增大粗糙度后流場(chǎng)擾動(dòng)加劇，層流向湍流過渡段區(qū)域增大，故推遲了轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置; 而流場(chǎng)擾動(dòng)的加劇迫使該翼型氣動(dòng)性能急劇惡化。文獻(xiàn)中所提在葉片壓力面尾緣，適當(dāng)增加一定寬度和粗糙度的粗糙帶可增大葉片有效升力系數(shù)的結(jié)果并不適用于該翼型。

5、結(jié)論

　　( 1) 數(shù)值模擬采用k-omega SST 湍流模型，可有效研究表面粗糙度對(duì)FFA-W3-211 翼型氣動(dòng)性能的影響;

　　( 2) 與工程實(shí)際運(yùn)行時(shí)間相聯(lián)系，模擬了FFA-W3-211 翼型表面粗糙度對(duì)其升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響，通過分析，總結(jié)出該翼型的敏感粗糙度為0. 6mm;

　　( 3) FFA-W3-211 翼型敏感粗糙帶位置為: 吸力面距前緣55%弦長(zhǎng)處和距前緣90%弦長(zhǎng)處; 壓力面距前緣45%弦長(zhǎng)處和距前緣90%弦長(zhǎng)處;

　　( 4) 在FFA-W3-211 翼型敏感粗糙帶位置布置0. 6mm 粗糙度可推遲其轉(zhuǎn)捩點(diǎn)，但并不能改善其氣動(dòng)性能。在翼型壓力面尾緣增加適當(dāng)粗糙度的粗糙帶可增大翼型升力系數(shù)的結(jié)論并不適用于該翼型。