1. 引言
风能作为一种可再生且对环境无害的能源，相较于传统能源，具有不依赖化石燃料、有助于优化能源配置、提升能源安全性以及缓解气候变化和保护生态环境的显著优势，对社会的可持续性发展贡献尤为重要。在风力发电系统中，叶片是关键组件之一，其主要功能是拦截风能及将其转换为机械能。风作用于叶片时产生的气动力促使叶片旋转，进而驱动发电机旋转，实现风能向电能的转换。
流动分离是指流体(如空气)在绕过物体表面时，由于压力梯度或表面形状的变化等原因，导致边界层流体脱离物体表面的现象。流动分离通常伴随着大量的能量损失，因此，在许多流体力学的技术应用中，对流动分离的控制十分重要[1]-[3]。对于风力机而言，流动分离不仅会降低风力机的升力系数与风能转换效率，还会增加叶片的阻力和噪声。严重的流动分离甚至会导致叶片失速，显著降低升力，并影响风力机的稳定运行。因此，控制叶片的流动分离在提升风力发电系统性能、稳定性以及经济效益方面有着至关重要的作用。为控制流动分离，利用流动控制装置是一个实用的解决方案。Taylor [4]于20世纪40年代末提出了一种被动式涡流发生器，其由一排垂直于表面的小板或翼型组成，并以一定角度置入来流中，从而产生一系列尾涡。这种涡流发生器已被用于延迟边界层分离[5]、提高飞行器机翼升力[6]、减小机身后部阻力[7]等领域。在各类已得到广泛应用的传统涡流发生器基础上，又有许多学者与机构对其进行了优化设计。Kuethe [8]开发并研究了不同于传统涡流发生器的波形涡流发生器，当流体被波状涡流发生器引导流过凹面时，边界层内将产生流向涡流，成功降低了尾流区域声学扰动的强度。Rao和Kariya [9]探索了浸没式涡流发生器控制流动分离的性能，研究表明，由于浸没式涡流发生器的阻力相比传统涡流发生器低得多，所以其提升控制流动分离的能力超越了后者。Lin [10]总结了低剖面涡流发生器对流动分离的控制。Zhu [11]使用URANS模型，研究了矩形被动涡流发生器对NREL S809翼型的动态失速特性，结果显示被动涡流发生器能够显著延迟动态失速的发生并消除流动分离，在此基础上Zhu [12]又将被动涡流发生器应用在NREL Phase VI风力机叶片上，研究显示，尽管涡流发生器能够显著提升翼型的升力系数，但在叶片上却由于涡流发生器阻碍了径向流动，进而导致了叶片气动力的下降，将涡流发生器倾斜布置则能有效减小这种负面影响。Thanushree Suresh [13]通过实验研究了棒状涡流发生器对DU96-W-180风力机翼型流动特性及远场声学压力的影响，结果显示棒状涡流发生器有效减少了流动分离区及低频段的噪声水平。Mesut Algan [14]通过实验研究了气动形状涡流发生器对NACA4415翼型气动性能影响，并与传统涡流发生器进行了对比，结果显示气动形状涡流发生器在提升升力与减少阻力方面表现出色，在预失速区域的升力系数较传统涡流发生器最大可提高107.7%。总体而言，被动涡流发生器能够显著改善流动分离，提高最大升力系数，但也会增加低攻角下的阻力。
学者们在研究涡流发生器的过程中，通常将其布置于翼型与叶片的吸力面。不同于此种布置方式，Le Pape [15]提出了一种新型的主动控制动态失速的方法，通过在OA209翼型前缘布置可展开的涡流发生器来减轻动态失速的影响。实验结果显示，这种新型前缘涡流发生器能够有效触发层流向湍流的转捩，从而延迟失速，这项研究为直升机叶片与其他飞行器部件的空气动力学设计提供了新的思路。受此启发，本文基于S809翼型，在翼型前缘加装新型涡流发生器，使用数值模拟方法研究不同攻角下新型涡流发生器对S809翼型流动分离的控制。
2. 研究对象及数值方法
2.1. 几何模型及参数
Figure 1. Sketch of designed deployable vortex generator system
图1. 可部署涡流发生器示意图
Figure 2. Geometric model
图2. 几何模型示意图
本文选择NREL S809翼型作为研究对象。如图1所示，按照Le Pape [13]的涡流发生器布置方法，在翼型前缘加装基于NACA0012翼型的涡流发生器。为了探究涡流发生器对不同攻角下翼型的影响，本研究采用固定的前缘涡流发生器，其沿翼展b = 1 m、弦长c = 1 m的翼型上，沿展向共安装十组间隔g = 100 mm、宽度w = 5 mm的涡流发生器，基于NACA0012翼型的涡流发生器前缘点与S809翼型前缘点距离为h = 25 mm，几何模型及细节如图2所示。为探索不同攻角下改装叶片的气动性能，取1 × 106雷诺数下，攻角分别为16˚，20˚，24˚的三组算例进行计算，以探索涡流发生器对大攻角下处于流动分离状态的翼型的影响。
2.2. 数值模型
本研究的所有算例均使用STAR CCM+软件求解。考虑到S809翼型的流动分离现象主要发生在大攻角下，为确保计算模型的可靠性与经济性，各算例均使用结合Gamma-ReTheta转捩模型的延迟分离涡(DDES)模型求解。压力–速度耦合采用SIMPLEC算法，时间离散选用2阶隐式，时间步长设置为0.01 s，时间步长设置为0.01 s，残差收敛标准设置为10−6，假设来流为轴向均匀流动。
数值计算计算域如图3所示，流域向前延伸10 m，向后延伸20 m。边界条件设置如下：入口设置为速度入口，出口设置为压力出口，计算域上下边界设置为壁面，左右边界设置为对称边界。网格划分同样使用STAR CCM+软件，整体计算区域采用多面体网格，翼型表面法向第一层网格高度设定为1 × 10−5 m，以保证翼型整体无量纲y+约为1，计算域网格如图4所示。
Figure 3. Computational domain
图3. 计算域示意图
(a) 翼型截面网格
(b) 涡流发生器局部边界层网格
Figure 4. Computational mesh
图4. 网格划分示意图
2.3. 数值模型的验证
研究翼型气动性能的关键在于理解流场中流动状态的变化以及其对翼型性能的影响，在翼型达到失速攻角前，其表面流动大多保持层流状态，此时使用DDES模型对提高计算精度的影响并不明显。但随着攻角增加至失速区域，经典的雷诺平均纳维–斯托克斯(URANS)模型并不能准确捕捉到翼型吸力面上方的分离涡现象，所以本研究使用DDES模型探索大攻角下翼型的气动性能差异。为了确保模拟结果的可靠性，本应首先进行网格无关性的验证，但考虑到高精度算法的计算成本，故选取导师建议的550万网格量作为三维DDES模拟的基础网格。图5展示了不同失速攻角下二维与三维S809翼型使用DDES模型在不同攻角下的升阻力系数。由图可知，三维DDES模型下的计算展现出了与实验结果的高度相关性，在550万网格量下，使用该模型获得的模拟结果较为可靠。
Figure 5. Comparisons of experimental and CFD results for Cl and Cd
图5. 数值模拟与实验的升阻力系数对比
3. 计算结果与讨论
图6展示了不同攻角下S809原型翼型与加装前缘涡流发生器后翼型的升阻力系数对比图。从图中能够明显看出，前缘涡流发生器显著提升了16˚与20˚攻角下翼型的升力系数。在20˚攻角下，加装前缘涡流发生器的S809翼型升力系数较原型提升了近64%，同时阻力系数也较原型降低了近50%，可以发现该攻角下前缘涡流发生器对翼型气动性能的提升效果相当明显。而在24˚攻角下，前缘涡流发生器对翼型的增加升力、减少阻力的效果较20˚攻角下虽然有所降低，但仍然能起到改善翼型气动性能的作用。模拟结果表明，前缘涡流发生器在20˚攻角以下能够显著改善翼型的气动性能，但当攻角继续增加，流动分离现象更加剧烈时，涡流发生器可能无法完全抑制住流动分离。
Figure 6. Comparisons of S809 and S809-10DVG results for Cl and Cd
图6. 加装涡流发生器的S809翼型与原型的升阻力系数对比
图7展示了20˚攻角下S809翼型与加装前缘涡流发生器翼型d = 0.5 m截面处的速度云图及截面流线。图中能明显看出，原型S809翼型在20˚攻角下吸力面上方几乎完全处于流动分离状态，高速流域主要集中在前缘部分，翼型尾部形成了极大的分离涡流区域。相比之下，前缘涡流发生器产生的流向涡促进气流掺混，增加了近壁面流体的动量，使其流动分离的能力增强；同时前缘涡流发生器也抑制了翼型前缘处的流体在展向的流动，其有助于维持流动的稳定性。故而前缘涡流发生器显著改善了流场特性，有效延迟了流动分离现象的发生。将原始翼型在前缘处产生的流动分离延迟至翼型吸力面中部及尾缘，在吸力面扩展了高速流体区域，同时抑制了翼型尾部分离涡流的强度，从而达到了降低翼型阻力，提高翼型升力的效果。
图8展示了20˚及24˚攻角下S809原始翼型与加装前缘涡流发生器S809翼型的涡结构对比图。由图可见，在20˚攻角下，前缘涡流发生器能够有效延迟流动分离的产生，明显削弱了翼型吸力面尾部区域的分离涡流强度，从而显著改善了翼型气动性能。而在24˚攻角下，原始翼型流动分离现象虽然同样在前缘处就已发生，但其强度较20˚攻角下更为剧烈，此时前缘涡流发生器对流动分离现象的延迟作用已不明显，仅少许扩大了翼型吸力面前缘的高速流动区域，这也是24˚攻角下前缘涡流发生器对翼型升力系数提升不大的原因。
Figure 7. Comparisons of S809 and S809-10DVG for flow fields at d = 0.5 m section (AoA = 20˚)
图7. 20˚攻角下加装涡流发生器的S809翼型与原型于d = 0.5 m截面的流场对比
Figure 8. Comparisons of S809 and S809-10DVG for Vortex structure distribution
图8. 加装涡流发生器的S809翼型与原型的涡结构对比
4. 结论
本文以S809翼型为基础，使用DDES模型对不同攻角下加装前缘涡流发生器的翼型进行三维非定常数值模拟分析，模拟结果表明：
1) 对于20˚及以下的攻角，前缘涡流发生器能够抑制流动分离现象，扩展吸力面的高速流动区域，抑制分离涡流的强度，从而显著提升了翼型的气动性能，20˚攻角下加装涡流发生器翼型的升力系数较原型提升了64.1%，阻力系数较原型降低了50.5%。
2) 对于24˚及以上的攻角，前缘涡流发生器抑制流动分离的效果已不明显，仅能少量增加吸力面靠近前缘处的高速流动区域，此时前缘涡流发生器对提升翼型气动性能的效果有限。
综合模拟结果，此种布置方式下的前缘涡流发生器在20˚攻角以下能明显抑制流动分离，而随着攻角增大，抑制流动分离的效果将会变弱。而此类前缘涡流发生器各类参数，如尺寸、形状、布置方式等，对抑制流动分离效果的具体影响，及其是否能应用于实际的风力机叶片等问题尚待后续研究。