垂直轴风力机的吸力面襟翼翼型结冰气动特性研究

Influence of Suction Surface Flap on Icing and Aerodynamic Performance of Vertical Axis Wind Turbine

摘要: 吸力面襟翼是一种有效的流动控制方式，能在一定程度上提高直线型垂直轴风力机的性能，然而其在结冰后能否继续发挥作用尚不明确。因此，本文开展NACA0015翼型吸力面襟翼的结冰模拟，对比分析结冰前后翼型气动性能。结果表明：未结冰和未失速工况下，吸力面襟翼安装位置和角度都对翼型气动性产生不利影响，且距离翼型前缘越近、与翼型之间的夹角越大，负面影响越大；在失速工况下，当襟翼安放在特定的位置和角度时能发挥积极作用。结冰后原始翼型和吸力面襟翼翼型前缘外形发生变化，导致翼型表面边界层提前分离，分流涡增大，翼型气动性能降低；结冰后吸力面襟翼翼型与原始翼型相比，小攻角工况下翼型的气动性能降低，但在大攻角工况下能小幅提高气动性能。

Abstract: Suction surface flaps, as an effective flow control method, can improve the performance of straight-blade vertical axis wind turbines to some extent; however, their usefulness after icing is unclear. Therefore, this paper carries out the icing simulation of NACA0015 airfoil with suction surface flap to compare and analyze the aerodynamic performance of the airfoil before and after icing. The results without icing show that both the installation position and deployment angle of the suction surface flaps adversely affected the aerodynamic performance of the airfoil under the unstable condition, and the closer to the leading edge of the airfoil and the larger the angle, the greater the negative effect. Under the stall condition, the flaps can play an active role when they are placed at a specific position and angle. After icing, the leading edge profile of the original airfoil and the airfoil with flap is changed, which leads to early separation of the boundary layer on the airfoil surface, increased separation vortices, and reduced aerodynamic performance of the airfoil. The aerodynamic performance of the suction surface flap airfoil profile is reduced for small angle of attack conditions but can be increased slightly for large angle of attack conditions compared to the original airfoil profile.

1. 引言

化石能源导致的环境污染及全球变暖，促使可再生能源开发和利用大幅增长，风电已成为可再生能源发电的重要组成部分。风力机作为风力发电的主要设备，其性能很大程度上由周围环境条件决定，高纬度的寒冷地区的风速及空气密度大，能使风力机高效运行[1]。然而长期暴露在极端潮湿寒冷天气中，会使风力机叶片结冰，进而改变翼型的绕流流场，严重影响风力机的气动性能[2]。此外，结冰形状的不规则性和结冰位置的不均匀性，会使风力机受力不均而剧烈振动甚至停止转动；大块冰的脱落，也会危害地面工作人员的安全及设备设施的正常运行[3]。因此，探究风力机叶片在低温环境下的结冰机理至关重要。

当前，水平轴风力机(HAWT)结冰研究较为丰富[4]，然而垂直轴风力机(VAWT)结冰的研究相对较少[5]。Li等[6]对具有NACA 0018翼型的VAWT进行了风洞试验，利用粘土附着于VAWT叶片前缘作模拟结冰形状，测量其性能的变化。Li等[7]通过数值模拟的方法对NACA 0015翼型的结冰情况进行预测，并开展结冰前后叶片翼型的气动分析，结果表明翼型的结冰会导致阻力增大，气动性能降低。此后又通过风洞试验获得了攻角范围为−90˚到90˚的静态翼型NACA7715的结冰结果，发现结冰量随风速增加而增加[8]。Rustem等人[9]利用FENSAP ICE对VAWT的霜冰和明冰分别进行模拟，且采用了滑动参考系(MRF)模拟旋转对流场的影响，最后发现霜冰状态下的VAWT输出功率损失了60%，而明冰状态下的VAWT不发电。Zhandos等人[10]将稳态MRF和瞬态滑移网格技术(SMT)相结合模拟旋转状态下VAWT的结冰情况，利用这种方法获得的冰形与试验结果基本一致。

VAWT叶片运行时攻角会随着方位角周期性变化，极易发生流动分离进而导致动态失速，影响VAWT的气动效率和稳定性[11]。因此国内外学者提出了多种流动控制技术以抑制流动分离的产生，减少动态失速产生的不利影响。流动控制技术可分为主动和被动流动控制技术：主动流动控制技术需输入额外的能量干扰流场，如涡流发生器[12] [13]，尾缘襟翼摆动[14] [15]，尾缘吹气[16] [17]等；被动流动控制技术主要通过改变翼型外形影响流场，如吸力面襟翼[18] [19]，格尼襟翼[20]等。

上述流动控制技术皆能在未结冰的状态下有效地提高垂直轴风力机的气动性能，然而流动控制方法能否在结冰后继续发挥其作用尚不明确。吸力面襟翼是模仿鸟类飞行时翅膀会抬起上表面(吸力面)的羽毛以抑制流动分离的一种被动流动控制方法，在叶片吸力面布置襟翼用以抑制翼型的流动分离，提高气动效率。因此本文选取吸力面襟翼为研究对象，应用FENSAP ICE软件开展吸力面襟翼不同安装位置和安装角度对结冰特性的影响研究，探究其结冰前后气动性能变化规律，同时对原始翼型和吸力面襟翼翼型进行对比研究。

2. 几何模型

本文选取美国国家航空咨询委员会(NACA)开发的NACA0015对称翼型为研究对象并作为原始翼型，弦长c为0.4 m。在原始翼型的吸力面加设弹片，形成吸力面襟翼翼型，如图1所示，襟翼与翼型前缘的距离为Δs，襟翼与其所在位置处的切线之间的夹角为θ。

Figure 1. Geometry of the suction surface flap airfoil pattern

图1. 吸力面襟翼翼型几何示意图

3. 数值方法

3.1. 结冰模拟控制方程

在进行结冰计算前需求解翼型周围流场和温度场的分布情况，流场计算模型基于质量守恒、动量守恒、能量守恒定律，计算翼型外部的流动特性和换热性能。具体数学表达式如下：

质量守恒方程为：

$\frac{\partial {\rho }_{\text{1}}}{\partial t}+\nabla \cdot \left({\rho }_1{V}_1\right)=0$ (1)

动量守恒方程为：

$\frac{\partial \left({\rho }_{\text{1}}{V}_1\right)}{\partial t}+\nabla \cdot \left({\rho }_1{V}_1{V}_1\right)=\nabla \cdot {\sigma }^{ij}+{\rho }_1\overrightarrow{g}$(2)

能量守恒方程为：

$\frac{\partial \left({\rho }_{\text{1}}{E}_1\right)}{\partial t}+\nabla \cdot \left({\rho }_1{V}_1{H}_1\right)=\nabla \cdot \left[k_1\left(\nabla T_1\right)+V_i{\tau }^{ij}\right]+{\rho }_{1}g{V}_1$ (3)

VAWT翼型的结冰由流场计算、液滴场计算、积冰计算和网格重构四个主要模块组成。详细的模拟流程如图2所示，将处理后的网格模型导入Fluent进行流场和温度场计算，收敛后的流场导入FENSAP-ICE进行积冰模拟，最后对结冰翼型进行气动性能的计算评估。

3.2. 翼型流场计算及验证

翼型流场的计算域分为内域和外域，如图2所示。内域是直径为6c的圆。为避免由于计算域的尺寸过小而导致流动无法充分发展，影响计算的准确性，外域左侧的入口边界与翼型气动中心的距离为12.5c，出口边界的距离为37.5c，上下边界的距离各为7c。内域与外域之间通过Interface进行数据传递。入口边界为速度入口，入口风速设置为13.45 m/s，出口边界为压力出口，上下壁面为对称边界，翼型表面为无滑移壁面边界。

Figure 2. Schematic diagram of the computational domain

图2. 翼型计算域示意图

本文采用ICEM软件进行网格划分，如图3所示。以吸力面襟翼翼型为例，内域采用非结构化网格，内域网格最大尺寸为0.04 m，在叶片表面设置800个网格节点。为保证边界层第一层高度满足y + 的要求，通过估算得边界层网格的第一层高度为4 × 10⁻⁵ m，增长率为1.1，层数为20层。外域采用整体尺寸为0.1 m的结构化网格，内外域之间的Interface设置200个网格节点。由于FENSAP ICE软件只适用于三维网格，故将上述二维网格拉伸一层获得准三维网格。

Figure 3. Schematic of suction surface flap airfoil grid

图3. 吸力面襟翼翼型网格示意图

为检验网格数量对计算精度的影响，采用五套网格进行无关性验证，网格参数如表1所示。在雷诺数为3.6 × 10⁵，翼型攻角为8˚的工况下，不同网格数量的翼型升、阻力如图4所示。由图可见，随着网格数量的增加，翼型升力先升后降，阻力先降后升。当网格数量达到10万左右时翼型气动参数波动较小，呈现网格无关性。考虑计算资源及精度，使用M4网格进行后续计算。

Table 1. Parameters for different grids

表1. 不同网格的参数

网格编号	内域网格整体尺寸(m)	外域网格整体尺寸(m)	翼型表面节点数(个)	总体网格数量(万)
M1	0.1	0.16	100	5.7
M2	0.08	0.14	400	6.61
M3	0.06	0.12	600	8.17
M4	0.04	0.1	800	9.98
M5	0.02	0.08	1200	10.77

Figure 4. Lift and drag of airfoils with different number of meshes

图4. 不同网格数量下翼型的升、阻力

4. 计算结果分析

本文在Re = 3.6 × 10⁵、攻角α = 4˚~22˚工况下对吸力面襟翼翼型进行数值模拟，研究吸力面襟翼不同安放位置和角度对翼型气动性能的影响，同时将结冰后两种翼型的计算结果进行对比。

4.1. 未结冰翼型的气动性能

为研究吸力面襟翼的安装位置和角度对未结冰翼型的影响，本节将各选取三个不同的襟翼安装位置和角度，在来流风速v = 13.45 m/s工况下比较翼型的气动性能。

4.1.1. 襟翼安装位置对气动性能的影响

为分析未结冰时吸力面襟翼的安装位置对翼型气动性能的影响，在翼型的吸力面各安装与翼型前缘不同距离的襟翼。如表2所示，襟翼的安放位置与前缘的距离Δs选取0.625c、0.75c、0.875c，固定襟翼与翼型之间的夹角θ为30˚。

Table 2. Flap placement and angle parameters

表2. 襟翼安放位置及角度参数

翼型编号	Δs	θ
Airfoil-625-30	0.625c	30˚
Airfoil-750-30	0.75c	30˚
Airfoil-875-30	0.875c	30˚

图5为吸力面襟翼不同安放位置下的翼型升、阻力系数在攻角为2˚~22˚的变化情况。从图(a)各翼型的升力系数中可以看出在未失速工况下(α ≤ 16˚)，较低攻角处尾缘襟翼的位置对翼型气动性能影响较小；较大攻角时，襟翼越靠近翼型尾缘，升力系数增长越快。在失速工况下(α > 16˚)，襟翼开始发挥抑制流动分离的作用，此时襟翼翼型的升力系数比原始翼型的稍高，但襟翼越靠近翼型尾缘，襟翼翼型的升力系数越低。因此根据翼型的升力系数分析，襟翼的安装位置并不是越靠近尾缘越好。但从图(b)各翼型的阻力系数中可以看出在翼型失速工况下，襟翼的安装位置越靠近尾缘，翼型的阻力系数越小。

(a) 升力系数 (b) 阻力系数

Figure 5. Variation curves of lift and drag coefficient with angle of attack for different placement positions

图5. 不同安放位置下翼型升、阻力系数变化曲线

图6为翼型升阻比在攻角2˚~22˚之间的升阻比K，在未失速工况下(α ≤ 16˚)，襟翼越靠近翼型尾缘，对翼型的负面影响越小，且升阻比能够在更小的攻角下超过原始翼型的升阻比。但越靠近翼型尾缘，抑制流动分离的时间越短，提升翼型的气动性能的效果越不明显。因而襟翼的安放位置要靠近尾缘，但并不是离尾缘越近越好。故后续对襟翼翼型的结冰效果研究中襟翼的安放位置与前缘的距离Δs取0.75c。

Figure 6. Variation curves of lift-to-drag ratio with angle of attack for different placement positions

图6. 不同安放位置下翼型升阻比随攻角变化曲线

4.1.2. 襟翼安装角度对气动性能的影响

为分析未结冰时吸力面襟翼的安放角度对翼型气动性能的影响，在翼型的吸力面各安装与翼型之间不同夹角的襟翼。如表3所示，襟翼与翼型之间的夹角θ选取30˚、45˚、60˚，固定襟翼的安放位置与前缘的距离Δs为0.75c。

Table 3. Flap placement and angle parameters

表3. 襟翼安放位置及角度参数

翼型编号	Δs	θ
Airfoil-750-30	0.75c	30˚
Airfoil-750-45	0.75c	45˚
Airfoil-750-60	0.75c	60˚

图7为吸力面襟翼不同安放角度下的翼型升、阻力系数在攻角为2˚~22˚之间的变化情况。从图(a)各翼型的升力系数中可以看出在未失速工况(α ≤ 16˚)下，当襟翼与翼型之间的夹角越大时，翼型的升力系数越小，阻力系数越大。在失速工况下(α > 16˚)，襟翼开始发挥积极作用，此时襟翼翼型的升力系数均大于原始翼型，且角度越大，升力系数越大。但从图(b)各翼型的阻力系数来看，在失速工况下，襟翼的安装角度越大，阻力系数也越大。

图8为吸力面襟翼翼型在攻角2˚~22˚之间的升阻比，在未失速工况下(α ≤ 16˚)，吸力面襟翼会破坏翼型周围的附着流动，且展开角度越大，襟翼后方的分离涡越大，影响气流的下洗能力。因此襟翼与翼型之间的夹角越小，对翼型的负面影响越小，且升阻比超过原始翼型时的攻角越小。故后续对襟翼翼型的结冰效果研究中襟翼与翼型之间的夹角θ选取30˚。

(a) 升力系数 (b) 阻力系数

Figure 7. Variation curves of lift and drag coefficient with angle of attack at different placement angles

图7. 不同安放角度下翼型升、阻力系数随攻角变化曲线

Figure 8. Variation curves of lift-to-drag ratio with angle of attack for different placement angles

图8. 不同安放角度下翼型升阻比随攻角变化曲线

4.2. 翼型结冰前后气性能对比

为对比研究不同吸力面襟翼对翼型结冰前后气动性能的影响，首先在相同的计算条件下分别对原始翼型以及各吸力面襟翼翼型进行结冰模拟，并对结冰后的翼型进行气动分析。结冰计算条件如表4所示，LWC为空气中液态水含量，MVD为空气中液态水的平均直径。

4.2.1. 原始翼型结冰前后气动性能对比

图9(a)为原始翼型结冰前后升、阻力系数在2˚~22˚攻角范围内的变化曲线。从图中可以看出，覆冰翼型的升力系数降低、阻力系数升高。此外，未结冰的干净翼型的失速攻角为14˚，而结冰导致翼型的失速攻角提前到12˚。图10(b)为原始翼型结冰前后的升阻比在2˚~22˚攻角范围内的变化曲线。从图中可以看出结冰翼型的升阻比明显小于干净翼型。且在α ≤ 10˚时干净翼型和结冰翼型之间的升阻比差距随攻角增大而逐渐增大，α > 10˚时升阻比差距随攻角增大而逐渐减小。当α = 10˚时，结冰翼型升阻比降低幅度最大，比干净翼型降低了45.45%，当α = 20˚时最小，降低了6.40%。

Table 4. Conditions for icing calculations

表4. 结冰计算条件

温度(℃)	风速(m/s)	LWC(g/m^3)	MVD(μm)	结冰时长(min)
−10	13.45	1.5	20	420

(a) 升、阻力系数 (b) 升阻比

Figure 9. Curves of lift, drag and lift-drag ratio with angle of attack before and after icing of original airfoils

图9. 原始翼型结冰前后升、阻力和升阻比随攻角变化曲线

图10为原始翼型结冰前后的冰形对比和速度流线对比图。从图中可以看出，结冰导致翼型前缘外形发生明显变化，使得吸力面边界层提前分离，分离涡增大，翼型的气动性能明显下降，且随着攻角的增大，这种影响逐渐减小。

4.2.2. 吸力面襟翼翼型结冰前后气动性能对比

由前文可知，当吸力面襟翼位置距翼型前缘0.75c，角度为30˚时，吸力面襟翼能够发挥较好的积极作用，因此后续对Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型进行结冰模拟研究。

(a) 冰形对比

(b) 流场速度流线图

Figure 10. Comparison of ice shapes and flow field velocity streamlines before and after icing of the original airfoil shape

图10. 原始翼型结冰前后冰形对比和流场速度流线图

图11(a)为Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型结冰前后升、阻力系数在2˚~22˚攻角范围内的变化曲线。从图中可以看出，结冰导致翼型的失速攻角从16˚提前到14˚。图11(b)为Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型结冰前后的升阻比在2˚~22˚攻角范围内的变化曲线。从图中可以看出在未失速工况下，Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型结冰后的升阻比变化不明显。综上所述，吸力面襟翼可以延缓翼型的失速攻角，且在小攻角工况下可以减小结冰对翼型气动性能的影响。

(a) 升、阻力 (b) 升阻比

Figure 11. Curves of lift, drag and lift-drag ratio with angle of attack for airfoil-750-30 suction surface flap airfoil before and after icing

图11. Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型结冰前后升、阻力和升阻比随攻角变化曲线

图12为Airfoil-750-30吸力面襟翼翼型结冰前后的冰形对比和速度流线对比图。从图中可以看出，吸力面襟翼翼型结冰后翼型前缘外形发生变化，边界层分离点前移，分离涡增大，翼型的气动性能明显下降。但由于吸力面襟翼本身导致翼型表面边界层提前分离，在小攻角工况下(α ≤ 10˚)吸力面襟翼翼型结冰前后翼型气动性能变化不大。

为分析吸力面襟翼对翼型结冰后气动性能的影响，对比分析原始翼型和吸力面襟翼翼型结冰后的升阻比。表5为原始翼型和Airfoil-750-30翼型在相同工况下的结冰量，由表可知原始翼型结冰量在大多数攻角下都大于Airfoil-750-30翼型。如图13所示，在α ≤ 12˚时，原始翼型结冰后的升阻比大于吸力面襟翼翼型结冰后的升阻比，但当α > 12˚后，吸力面襟翼翼型结冰后的升阻比较大于原始翼型。

(a) 冰形对比

(b) 流场速度流线图

Figure 12. Airfoil-750-30 airfoil shape comparison and flow field velocity streamlines before and after icing

图12. Airfoil-750-30翼型结冰前后冰形对比和流场速度流线图

Table 5. Icing volume for both airfoil types

表5. 两种翼型结冰量

攻角(˚)	原始翼型结冰量(g)	Airfoil-750-30翼型结冰量(g)
4	5.819	5.789
6	6.064	5.901
8	6.023	5.999
10	6.032	6.063
12	5.827	5.949
14	5.617	5.559
16	5.406	5.396
18	5.021	5.015
20	4.563	4.579
22	4.108	4.138

(a) 冰形对比 (b) 升阻比

Figure 13. Comparison of ice shape after icing between original airfoil and Airfoil-750-30 airfoil and variation curve of lift-to-drag ratio with angle of attack

图13. 原始翼型与Airfoil-750-30翼型结冰后冰形对比及升阻比随攻角变化曲线

5. 结论

本文以NACA0015为原始翼型，在吸力面设置襟翼，采用数值模拟方法，对添加了吸力面襟翼的翼型进行结冰模拟，研究其对翼型结冰后气动性能的影响，得出以下结论：

1) 吸力面襟翼在翼型未失速时会导致翼型升力降低、阻力增大，而当翼型达到失速工况时，吸力面襟翼能够延迟翼型表面流体的分离，提高翼型升阻比；

2) 结冰导致翼型外形结构发生变化，使得原始翼型和吸力面襟翼翼型表面边界层提前分离，分离涡增大，翼型气动性能降低，这种影响随攻角的增大先增大后减小；

3) 吸力面襟翼翼型在结冰后与原始翼型相比，在小攻角工况下依旧使翼型的气动性能降低，但在大攻角工况下气动性能有小幅度的提高。

NOTES

^*通讯作者。