雷诺数和湍流度综合影响下翼型气动性能试验研究.pdf

文章编号：1000-4750(2023)Suppl-0313-06雷诺数和湍流度综合影响下翼型气动性能试验研究赵宗翰1，贾娅娅1,2,3，刘庆宽1,2,3，吕孟浩1，刘念1(1.石家庄铁道大学土木工程学院，河北，石家庄050043；2.石家庄铁道大学省部共建交通工程结构力学行为与系统安全国家重点实验室，河北，石家庄050043；3.河北省风工程和风能利用工程技术创新中心，河北，石家庄050043)摘要：如何精确地预测风力机翼型的气动性能，是目前设计优良的风力机叶片需要解决的一个关键问题。以大型风力机专用翼型 NRELS810 为研究对象，采用风洞试验测压方法，分析了高、低雷诺数下，湍流度对翼型气动性能的影响特性。结果表明：随着来流湍流度的增大，翼型的升力系数和阻力系数均呈先增大后减小的变化趋势，当湍流度为 4.6%时增加至最大，之后开始下降；当湍流度小于 11%时，随着雷诺数的增加，升力系数、阻力系数均增加；当湍流度增大至 11%以上后，随着雷诺数的增加，升力系数、阻力系数均减小；随着雷诺数的增加，最大升阻比先增大再减小，并且最大升阻比对应的攻角呈先前移再后移的趋势。关键词：风力机翼型；气动性能；风洞试验；低雷诺数；湍流度中图分类号：TK83文献标志码：Adoi:10.6052/j.issn.1000-4750.2022.06.S039EXPERIMENTALSTUDYONAERODYNAMICPERFORMANCEOFAIRFOILUNDERCOMPREHENSIVEINFLUENCEOFREYNOLDSNUMBERANDTURBULENCEDEGREEZHAOZong-han1,JIAYa-ya1,2,3,LIUQing-kuan1,2,3,LYUMeng-hao1,LIUNian1(1.SchoolofCivilEngineering,ShijiazhuangTiedaoUniversity,Shijiazhuang,Hebei050043,China;2.StateKeyLaboratoryofMechanicalBehaviorandSystemofTrafficEngineeringStructures,ShijiazhuangTiedaoUniversity,Shijiazhuang,Hebei050043,China;3.InnovationCenterforWindEngineeringandWindEnergyTechnologyofHebeiProvince,Shijiazhuang,Hebei050043,China)Abstract:Howtoaccuratelypredicttheaerodynamicperformanceofwindturbineairfoilsisakeyproblemtobesolvedforwell-designedwindturbineblades.TheresearchobjectisNRELS810whichisaspecialairfoilforlargewindturbine,andpressuremeasurementmethodofwindtunnelisadopted.TheinfluencesofturbulenceintensityonaerodynamicperformanceofairfoilatdifferentReynoldsnumbersareanalyzed.Theresultsshowthattheliftcoefficientanddragcoefficientoftheairfoilincreaseatfirstandthendecreasewiththeincreaseofturbulenceintensity.Whentheturbulenceintensityis4.6%,theyincreasetothemaximumandthenbegintodecrease.Whentheturbulenceintensityislessthan11%,theliftanddragcoefficientsincreasewiththeincreaseofReynoldsnumber.Whentheturbulenceintensityincreasestomorethan11%,theliftanddragcoefficientsdecreasewiththeincreaseofReynoldsnumber.WiththeincreaseofReynoldsnumber,themaximumlift-dragratioincreasesfirstandthendecreases,andtheangleofattackcorrespondingtothemaximumlift-dragratiomovesforwardfirstandthenmovesback.Keywords:windturbineairfoil;aerodynamicperformance;windtunneltest;lowReynoldsnumber;turbulenceintensity收稿日期：2022-06-19；修改日期：2023-01-09基金项目：河北省自然科学基金项目(E2021210110)；河北省高端人才项目(冀办 201963 号)；科技冬奥专项项目(21475402D)通讯作者：贾娅娅(1987)，女，河北人，讲师，博士，主要从事土木建筑结构抗风、风力发电机组气动性能研究(E-mail:jia_).作者简介：赵宗翰(1999)，男，河北人，硕士生，主要从事风力发电机组气动性能研究(E-mail:);刘庆宽(1971)，男，河北人，教授，博士，主要从事结构和桥梁风致振动与控制研究(E-mail:);吕孟浩(1996)，男，河北人，硕士，主要从事桥梁的风荷载、风致振动与控制研究(E-mail:);刘念(1997)，男，河南人，硕士生，主要从事风力发电机组气动性能研究(E-mail:liu_).第40卷增刊Vol.40Suppl工程力学2023 年 6月June2023ENGINEERINGMECHANICS313风力机叶片的气动性能主要是由翼型气动性能决定的，因此，如何精确地预测风力机翼型的气动性能，是目前设计优良的风力机叶片需要解决的一个关键问题，对于风电结构发展具有重要的意义。而翼型的气动性能不仅与翼型本身几何特性有关，还受到雷诺数、来流湍流强度、翼型表面粗糙度等诸多因素的影响，这些影响因素之间互相关联、互相制约。LIN 和PAULEY1、COUNSIL 和BOULAMA2对雷诺数低于 5105的许多翼型流动开展了大量数值计算与风洞实验研究，并发展了 Eppler387 等低雷诺数翼型12。MUELLER 和 BATIL3在低湍流度(Iu0.1%)以及不同低雷诺数条件下测量了不同对称翼型气动性能随攻角的变化。SELIG 和MCGRANAHAN4对含 E387 的一系列低雷诺数翼型在伊利诺伊大学香槟分校(UIUC)风洞进行了湍流度 0.2%以下的试验研究；KOJIMA 等5采用LES 方法数值模拟了 Re=23000 时不同厚度翼型层流的分离效应，显示低雷诺数下翼型厚度对流动分离点以及分离泡形态、尺寸等有重要的影响。国内学者的研究中，高超等6发现大厚度的NACA 翼型在大攻角时能保持较高升阻比。白存儒等7发现湍流度增大会导致翼型 NACA0012 的转捩位置后移。李韶武等8、王庶和米建春9采用试验和数值模拟相结合的方法得到湍流度对剪切边界层影响较大，高湍流度对翼型表面流动的影响效果与雷诺数影响相似。唐新姿等1012以NACA0012 和 NRELS809 为研究对象，量化了随机湍流不确定性对翼型气动性能的影响，提出了一种在气动优化中耦合层流分离预测的高湍流度、低雷诺数小型风力机翼型优化策略。本文以大型风力机专用翼型 NRELS810 为研究对象，通过风洞试验方法分析了高、低不同雷诺数下，湍流度对翼型气动性能的影响特性，得到了雷诺数和湍流度综合影响下翼型的气动荷载，为精确地预测风力机翼型的气动性能提供依据。1试验方法1.1风洞试验及试验模型风洞试验是获取翼型二维气动数据的可靠手段13，风洞试验在石家庄铁道大学风工程研究中心 STU-1 风洞的低速试验段内进行，试验段宽4.38m、高 3.0m、长 24.0m，最大风速 30.0m/s，背景湍流度小于等于 0.4%。根据风洞试验段的尺寸和 NRELS810 翼型的外形，加工制作等截面试验模型，模型弦长为 0.5m、展向长 1.7m。在试验模型中间截面位置处沿径向布置 80 个测压孔，采用刚性模型测压试验研究翼型的气动荷载，测压孔布置如图 1 所示。A01A10A20A30A40A50翼弦吸力面压力面尾缘来流前缘500A70A80A60图1模型测压孔布置/mmFig.1Layoutofmodelpressuretaps试验模型安装如图 2 所示。采用眼镜蛇三维脉动风速测量仪(CobraProbe)测量来流风速，根据风速时程计算得到来流湍流度；同时测量洞体内温度、相对湿度和大气压，计算得到试验雷诺数。使用 64 通道微型压力扫描阀测量翼型模型表面压力，量程为2500Pa，精度为0.03%。通过压力扫描阀测得的压力数据由 DTCInitium 数据采集系统进行采集，试验采样时间为 30s，频率为330Hz。连接件上端板下端板翼型模型转盘图2模型安装实体Fig.2Schematicdiagramofmodelinstallation1.2试验工况受地表粗糙度的影响，中原山区复杂地形70m 高度处湍流度最高达到 13%14。新疆复杂山区地形 70m 高度处湍流度最大达到 7.8%15。重庆地区起伏不平地区几十米高度处稳定层结顺风向湍流度可达 12%16。考虑实际复杂山区地形风力机轮毂高度处湍流强度，确定试验湍流度范围为0.0%13.0%。314工程力学在模型上游设置单平面格栅，包括条形格栅和网状格栅，通过调整格栅的间隙大小来改变湍流强度。单平面格栅具体参数如表 1 和图 3 所示，通过调节格栅板条的宽度 a 和 b 及格栅板条的间距 M 和 N 来得到不同湍流度的来流风场。单平面格栅位置固定在距离转盘中心 7m 处，经测量得到，通过格栅产生的湍流近似各向同性，试验实现的最大湍流强度为 13%，其余工况湍流强度分别为 10.0%、8.5%、4.6%、2.3%和均匀流。表1单平面格栅参数Table1Parametersofsingleplanegrid种类横间距M/mm纵间距N/mm横板宽a/mm纵板宽b/mm与模型距离D/m湍流度Iu/(%)10.421275.075322.33337.5337.5757574.64225.075325.05600.0600.015015078.56375.0750.0150150710.07375.0375.0150150713.0MbaN图3单平面格栅尺寸示意图Fig.3Dimensionofsingleplanegrid2试验结果分析均匀流工况下，如图 4(a)所示，雷诺数较小时(Re=1.0105)，升力系数在负攻角104范围内有一段突升和突降，之后随攻角增大升力系数上升，直至到达最大升力系数 0.77 后开始失速，失速攻角为 10；当雷诺数增大到 2.0105时，翼型最大升力系数增加至 0.81，失速攻角仍为 10。阻力系数随雷诺数的变化如图 4(b)所示，雷诺数较小时(Re=1.0105)时，在失速攻角处阻力系数为 0.05，后随攻角增加阻力系数迅速升高，直至 20时达到 0.29；当雷诺数增大为 2.0105时，阻力系数几乎不变。升阻比随雷诺数变化如图 4(c)所示，雷诺数为 1.0105时，升阻比在 4攻角时达到最大，为157.46；当雷诺数增大为 2.0105时，最大升阻比对应的攻角前移至 2，并且升阻比增加到 180.2。105051015200.50.00.51.0攻角/()10505101520攻角/()10505101520攻角/()升力系数CLRe=1.0105Re=2.0105(a)升力系数0.00.10.20.3Re=1.0105Re=2.0105阻力系数CD(b)阻力系数50050100150200Re=1.0105Re=2.0105升阻比CL/CD(c)升阻比图4均匀流下随雷诺数变化的升阻力系数及升阻比曲线Fig.4Curvesofliftcoefficient,dragcoefficientandliftdragratiovaryingwithReynoldsnumberatuniformflow如图 5 所示，在小雷诺数工况(Re=1.0105)，提高来流湍流度至 Iu=2.3%，与均匀流相比，翼型升力系数发生了明显的失速延迟，失速攻角后移至 12；湍流度继续增大至 Iu=4.6%，翼型的升力系数出现了显著提升，并且在失速攻角 12时，对应的升力系数最大值为 1.09，较均匀流最大升力工程力学315系数增大了 41.6%；随着来流湍流度的继续增大，翼型升力系数又开始逐渐降低，当 Iu=8.3%时，与Iu=4.6%工况相比，升力系数下降幅度达到 19.3%36.6%，失速继续延迟，失速攻角后移至 13，对应的升力系数最大值为 0.77，较均匀流最大升力系数保持不变；当来流湍流度 Iu10%时，翼型升力系数继续降低，与均匀流相比，Iu=10.0%升力系数下降幅度为 11.3%36.4%，Iu=13.0%升力系数下降幅度为 0.6%49.3%。且失速攻角仍继续后移，Iu=10.0%时的失速攻角为 15，对应的升力系数最大至为 0.62，较均匀流最大升力系数降低了 19.5%；而当 Iu=13.0%时，升力系数随攻角的增加变化较为平缓，在1020试验攻角范围内未出现明显的失速攻角。当来流湍流度小幅度增大至 Iu=2.3%，翼型的阻力系数变化不大。来流湍流度增至 Iu=4.6%，与均匀流相比，翼型的阻力系数出现了显著增高，增大幅度为 20.9%47.4%，在攻角 20时，对应点最大阻力系数为 0.39，相对于均匀流时增大了 34.3%；随着湍流度的逐渐增大，翼型阻力系数开始降低，当 Iu=8.3%时，与 Iu=4.6%工况相比，阻力系数下降幅度达到 26.3%43.0%，在失速攻角 13时，阻力系数为 0.13，较均匀流下降了 38.0%；当来流湍流度 Iu10%时，翼型的阻力系数继续下降，与均匀流相比，来流湍流度为 Iu=10.0%时，阻力系数下降幅度为 19.4%62.5%，来流湍流度为 Iu=13.0%时，阻力系数下降幅度达到 28.2%64.1%。增加湍流度至 Iu=2.3%，最大升阻比开始下降至 96.15，相较于均匀流工况降低了 38.9%，但对应的攻角不变；继续增加湍流度，最大升阻比开始上升，增加来流湍流度至 Iu=4.6%，最大升阻比上升至 136.99，但仍较均匀流低 13.0%，对应的攻角前移至 0附近；当湍流增加至 5.0%时，最大升阻比上升至 683.90，较均匀流上升 334.3%，最大升阻比攻角后移至 2附近；当来流湍流度 Iu8.3%时，翼型最大升阻比又开始下降，但仍显著大于均匀流工况，与 Iu=5.0%相比，Iu=8.3%升阻比下降 9.3%，Iu=10.0%升阻比下降 11.2%，Iu=13.0%升阻比下降 40.4%。如图 6 所示，在大雷诺数工况(Re=2.0105)，提高来流湍流度至 Iu=2.3%，与均匀流相比，翼型升力系数没有发生明显的变化，失速攻角仍为10；湍流度继续增大至 Iu=4.6%，翼型的升力系数出现了显著提升，增大幅度为 22.8%98.4%，失速攻角后移至 12，对应的升力系数最大值为1.14，较均匀流最大升力系数增大了 51.8%；随着来流湍流度的继续增大，翼型升力系数又开始逐渐降低，当 Iu=8.5%时，与 Iu=4.6%工况相比，升力系数下降幅度达到 11.9%47.3%，失速继续延迟，失速攻角后移至 13，对应的升力系数最大值为 0.91，较均匀流最大升力系数增大了 30.9%；当来流湍流度 Iu11%时，翼型升力系数继续降105051015200.50.00.51.0均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.3%Iu=10.0%Iu=13.0%均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.3%Iu=10.0%Iu=13.0%均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.3%Iu=10.0%Iu=13.0%升力系数CL攻角/()10505101520攻角/()10505101520攻角/()(a)升力系数0.10.00.10.20.30.40.5阻力系数CD(b)阻力系数0100200300400500600700升阻比CL/CD(c)升阻比图5Re=1.0105时湍流度对翼型气动性能的影响Fig.5EffectofturbulenceintensityonaerodynamicperformanceofairfoilsatRe=1.0105316工程力学低，与均匀流相比，Iu=11.0%升力系数下降幅度为 Iu=13.0%，升力系数下降幅度为 31.1%63.2%。且失速攻角仍继续后移，Iu=11.0%时的失速攻角为 15；而当 Iu=13.0%时，升力系数随攻角的增加变化较为平缓，在1020试验攻角范围内未出现明显的失速攻角。当来流湍流度小幅度增大至 Iu=2.3%，翼型的阻力系数变化不大。来流湍流度增至 Iu=4.6%，与均匀流相比，翼型的阻力系数出现了显著增高，增大幅度为 5.0%49.0%，在攻角 20时，对应点最大阻力系数为 0.42，相对于均匀流时增大了50.0%；随着湍流度的逐渐增大，翼型阻力系数开始降低，当 Iu=8.5%时，与 Iu=4.6%工况相比，阻力系数下降幅度达到 21.9%36.7%，在失速攻角13时，阻 力 系 数 为 0.14，较 均 匀 流 下 降 了25.0%；当来流湍流度 Iu11%时，翼型的阻力系数继续下降，与均匀流相比，来流湍流度为Iu=11.0%时，阻力系数下降幅度为 15.6%71.5%，来流湍流度为 Iu=13.0%时，阻力系数下降幅度达到 47.6%85.2%。增加湍流度至 Iu=2.3%，最大升阻比开始下降至 159.99，相较于均匀流工况降低了 11.1%，但对应的攻角不变；增加来流湍流度至 Iu=4.6%，最大升阻比开始下降至 159.99，相较于均匀流工况降低了 11.1%，对应的攻角不变；当湍流增加至5.0%时，最大升阻比上升至 499.43，较均匀流上升 177.4%，最大升阻比攻角后移至 4附近；当来流湍流度 Iu8.5%时，翼型最大升阻比又开始下降，与 Iu=5.0%相比，Iu=8.3%升阻比下降 55.0%，Iu=10.0%升阻比下降 11.2%，Iu=13.0%升阻比下降 40.4%。在 Iu=2.3%时，雷诺数较小时(Re=1.0105)，失速攻角为 12，雷诺数增大至 2.0105，失速攻角前移至 10。但此时雷诺数的增加，对阻力系数和升力系数影响较小，可显著提升最大升阻比；在 Iu=4.6%时，雷诺数从 1.0105增加到 2.0105时，最大升力系数从 1.09 增加至 1.14，最大阻力系数从 0.39 增加至 0.42，最大升阻比从 136.99 增至 159.99，对应的攻角相同。湍流度增至 Iu=8.5%，随着雷诺数的增大，最大升力系数从 0.77 增加至 0.91，失速攻角处的阻力系数从 0.13 增加至 0.14，但最大升阻比显著降低，最大升阻比对应的攻角均为 2；湍流度增至Iu=11.0%，随着雷诺数的增大，最大升力系数从0.62 增至 0.66，失速攻角处的阻力系数从 0.13 增加至 0.14。最大升阻比显著降低，从 607.33 降至223.24，最大升阻比对应的攻角从 2后移至 6。Iu=13.0%时，随着雷诺数的增大，最大升力系数从 0.56 降至 0.40，最大阻力系数从 0.20 降至0.15。最大升阻比从 407.83 降至 282.92，其所对应的攻角从 2后移至 6。0.50.00.51.01.5均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.5%Iu=11.0%Iu=13.0%均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.5%Iu=11.0%Iu=13.0%均匀流Iu=2.3%Iu=4.6%Iu=5.0%Iu=8.5%Iu=11.0%Iu=13.0%升力系数CL(a)升力系数0.10.00.10.20.30.40.5阻力系数CD(b)阻力系数1000100200300400500升阻比CL/CD(c)升阻比10505101520攻角/()10505101520攻角/()10505101520攻角/()图6Re=2.0105时湍流度对翼型气动性能的影响Fig.6Effectofturbulenceintensityonaerodynamicperformanceofairfoilsat Re=2.0105工程力学3173结论以大型风力机专用翼型 NRELS810 为研究对象，通过在不同雷诺数下对均匀流环境及有湍流环境下的数据进行分析，分析了雷诺数增加对均匀流气动性能的影响、湍流度增加对气动性能的影响以及雷诺数和湍流度对翼型气动性能的综合影响，得到如下结论：(1)在均匀流工况下，随着雷诺数的增大，翼型升力系数增加，失速攻角和阻力系数基本不变，最大升阻比对应的攻角前移。(2)随着来流湍流度的增大，翼型的升力系数和阻力系数均呈先增大后减小的变化趋势，当湍流度为 4.6%时增加至最大，之后开始下降；而最大升阻比会随湍流度的增加先减小后增大再减小。(3)仅在 Iu=2.3%时，雷诺数的增加会延缓失速延迟。随着雷诺数的增加，翼型的升力系数和阻力系数呈先增大再减小的趋势，当湍流度 Iu11%时，随着雷诺数的增加，升、阻力系数增加；当湍流度 Iu11%时，随着雷诺数的增加，升、阻力系数减小。随着雷诺数的增加，最大升阻比先增大再减小，并且最大升阻比对应的攻角呈先前移再后移的趋势。参考文献：LIN J C M,PAULEY L L.Low-Reynolds-numberseparationonanairfoilJ.AIAAJournal,1996,34(8):15701577.1COUNSIL J N N,BOULAMA K G.Low-Reynolds-number aerodynamic performances of 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