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在风力涡轮机中关于叶片轮廓的空气动力学研究
摘要：小容量风力发电机的性能在很大程度上受到叶片轮廓空气动力学的影响。通过这种观点，本文介绍了空气动力学曲线的最重要方面，以及有关其优化以提高性能的方面。对叶片轮廓极坐标的研究导致了参考轮廓的识别，NACA4418的确定，在较大的迎角范围内，可获得最佳的气动升阻比。使用CFD数值模拟模型对参考曲线进行流量分析，以获得不同风速的性能。
关键词：翼型轮廓，可再生能源，空气动力性能，阻力，升力，CFD。
1.引言
空气动力学是一门起源于流体力学的科学，研究可压缩流体和固体相对运动引起的影响，以及空气中物体运动引起的影响。常见的流体是空气，水，气体，在最不知名的应用中，我们提到了对通过管道的气体流动，建筑物上的风影响以及航空领域中许多应用的研究。在风力涡轮机的情况下，空气动力学原理以叶片的形式及其功能而存在，特别是在叶片周围的气流处。
控制空气动力学原理并解释与固体空气相互作用时发生的现象的定律是质量守恒定律，连续性方程和伯努利定律。
升力现象是由流动的基本定律或伯努利定律解释的，该定律表示如果没有能量损失，则流体质量的动能和势能之和在排水管的任何部分都保持恒定。每个部分的静压力，动静压力和静水压力为常数（称为总压力）。定律由伯努利方程[1，2]通过以下关系式（1）表示。
其中是静态压力，是动态压力，是流体静压力，是流体密度（在考虑的空气情况下），U是流体的流速，h是被视为参考位置的高度。
对于风力涡轮机，高度被认为是恒定的，因此简化了静水压力，方程变为：
静压和动压之和是恒定的，因此随着动压的增加，叶片周围的空气流速随着静压的降低而降低。动压在流动方向上发生，静压在所有方向上均以相等的强度表现出来。因此，由于动压分量以及在垂直于流动方向上的压降，对于在速度上流动的流体，压力将在流动方向上发生增加。风力涡轮机叶片是最流行的空气动力学轮廓，通过在垂直轴涡轮机的情况下将其水平剖分或在水平轴涡轮机的垂直方向进行剖分而获得。它们在很大程度上负责风力涡轮机的性能和空气动力特性[3]。
2. 空气动力学参数
2.1 空气动力学轮廓的几何参数
定义空气动力学曲线的主要参数如图1所示：
- cprofile和弦，连接了A和B轮廓的端点；
- 前沿A是轮廓前部的最高点，撞击空气团。
- 后缘B是空气团离开轮廓的最远位置；
- 凸出部分是前缘和后缘之间轮廓的外表面；
- 内齿是前缘和后缘之间轮廓的底面；
- 轮廓的中心线将前沿和后沿以及该线上的任何点均等远离内部和外部；
- 最大曲线是最大距离在中心线和和弦之间；
- 最大曲率的位置；
- 型材的最大厚度；
- 最大厚度位置。
图1.空气动力学轮廓的几何参数
因此，对于NACA 4418叶片轮廓，我们可以说最大曲线为4％，位于弦的40％处，厚度为18％，而对于NACA 0018对称轮廓，最大曲线为0％，因此默认为最大曲率和位置，最大厚度为18％。计算对应于弦长的百分比。通过组合平均曲率线和厚度分布的坐标来获得坐标。
2.2迎角
气流方向与轮廓弦之间的夹角称为入射角或迎角，可以为（图2）：
- 正角，轮廓翼弦与内弓上气流方向之间的角度；
- 负数，轮廓翼弦与气流方向之间的夹角；
- 如果气流冲击轮廓的前部并且移动与轮廓的弦方向相对应，则为null。
图2.迎角
多年来，已经对叶片轮廓进行了各种研究，其中许多研究都是为了实现大功率涡轮机。这些配置文件分为不同的家族，可以在行业的各种目录中找到。
最常见的配置文件是 Eppler (E 168, E178), Wortmann(FX60-126-1, FX63-137, FX77-W-153, FX77-W-258), NACA, class N (N60, N60R), RAE, Gottingen (GOE358, GOE176, GOE496), NLR, NASA, SANDIA and Berghey Wind Power (SH3052, SH3055, BW-3), NREL (S1210, S822, S834) [1, 4].
NACA（国家航空咨询委员会）是最受欢迎和复杂的叶片在风力涡轮机的多种应用中以及在数值验证的情况下，根据涡轮机的类型使用不同的等级。
2.3施加空气动力学轮廓
贝兹的理论指出了从气流中提取机械能而不考虑功率转换器形状的理想值。但是，在现实世界中，可回收的功率与其特性无关。根本区别在于用于产生机械能的空气动力的类型。作用在轮廓上的空气动力包括沿流动和升力方向的阻力和垂直于流动方向的空气升力（图3）。叶片的旋转归因于升力，因此优化空气动力学轮廓旨在获得更大的升力[5,6,7]。
图3.作用在空气动力学剖面上的力
气流沿AB方向移动，当遇到空气动力学轮廓时，气流分布在轮廓的两个表面上。由于质量守恒定律，空气颗粒同时离开轮廓的前缘，同时到达后缘（图4）。
由于轮廓的形状，空气颗粒所行进的道路在上侧比在下侧大，因此，在拱顶上的流量较高，并且根据伯努利定律，静压低于在地面上的静压[8,9,10]。提升力是由于型材上压力的这种差异而出现的，它与型材两个表面上的压力差成正比。根据轮廓在气流中的位置，升力可能会更高[2]。
图4提升力的外观
作用在空气中运动的物体上的总空气动力,是与物体的运动相对的空气阻力[2，4，15]。
通过方程式（4）计算与流动方向平行的力，称为阻力，通过方程式（5）获得与流动方向垂直的力，即升力。
从阻力和升力的总和中可以得出总的空气动力[2， 4，15]。
其中：是空气密度，U是当前速度，单位为m/s，是轮廓区域轮廓，单位为，是一个无量纲的系数，取决于形状，表面状况和物体的入射角，称为总空气动力的系数，是无量纲升力系数，是无量纲阻力系数。
根据风洞中的理论和实验研究，并根据攻角，概述了空气动力学轮廓上的压力分布和空气动力学力的出现。因此，对于轮廓的内外弧上的零角，将形成相互抵消的凹陷，因此提升力无效，而轮廓上仅作用拉力（图5a）。
在正向攻角下，将在机壳上形成小的（图5b）和正常（图5c）凹陷。拱顶和拱顶上的压力合在一起就产生了提升力，该力将随着拱顶上凹陷的增加而增加。
图5.剖面压力重新分配
在临界角附近，凸台上的凹陷区域移至前缘，并且压力增加，在该区域中，提升力达到最大能力（图5d）。超过临界角后，升力减小，阻力增大。
作用在空气动力学轮廓上的力的起源相同。这称为压力点的中心，其位置根据迎角的变化而变化，这是由于凹陷的位置和压力区域从上表面到表面的变化而引起的位置变化。因此，对于的角度，压力中心更靠近前缘，而对于之间的角度则偏离。
- 空气动力学轮廓线极坐标
空气动力学轮廓会受到很大影响，并且根据雷诺数会有所不同。而对于大容量涡轮机，相应的Re值大于1,000,000 [11]，而对于小容量涡轮机，其Re数在100,000至500,000之间[4]。
通过以下关系可获得不同轮廓的雷诺数值：
其中v是运动粘度系数，U是特征速度，l是特征长度，在叶片轮廓的情况下，其等于弦长。
根据Re编号的大小，气流可能是湍流或层流。
确定空气动力学曲线的性能，并确定力矩系数，该系数由以下关系式[11，4，15]定义：
其中是空气密度，是相对气流速度，单位为m/s，是轮廓面积，单位为，是升力，是阻力。
特定空气动力学曲线的极坐标曲线如图6所示。曲线在较小的攻角（正负）范围内呈线性变化，并且当我们接近攻角临界值时，该曲线将被修改，并且值较小使用前空气异形的剥离现象。曲线在称为零升力角的值处与Ox轴相交，在攻角=0时与Oy轴相交。总的零升角在之间。在对称轮廓的情况下，曲线穿过原点。
曲线是一条抛物线曲线，具有线性变化区域，与纵坐标轴的攻角=0相交。
为了理解空气动力学系数的依赖性，我们建议对通过整个Profili软件2.30版获得的曲线进行分析（图7）。
图6. Profilepolar
如图所示，在点1中的迎角为0。此时，升力值为零。通过绘制与曲线相切的与Ox轴垂直的点，在切线区域中获得点2，它对应于拖曳力的最小值。穿过原点的曲线的切线与点3的曲线相交，其角度最小，轮廓精细度最大。垂直于Oy轴可以找到曲线C的切点的最大值。
图7.极坐标曲线
选择参考曲线
为低容量风力涡轮机选择正确的配置非常重要，因为这会直接影响其性能。
在选择风力涡轮机叶片的类型时，必须考虑以下几个方面：
- 雷诺数在叶片长度上有很大的变化，这对应于极限；
- 电阻系数趋于零；
- 升力系数的增加及其在最大迎角的极限处的扩展；
- 叶片部分必须正常工作，低发和高发；
- 为了获得耐久结构而增加轮廓厚度的可能性;
- 定位风力涡轮机；
- 较低的实施成本和良好的表面质量，这将有助于提高性能并减少振动和噪音。
对NACA系列的三种不同叶片轮廓进行了极地研究：两个对称轮廓NACA 0018和0015，以及非对称截面截面NACA4418。绘制极坐标并分析了这些叶片轮廓2.30的Profili软件。借助该软件，可以执行以下操作：根据不同的雷诺数的攻角，选择轮廓的极坐标图；一组轮廓之间的比较以及每个轮廓的压力分布分析[12]。
如前所述，小容量风力涡轮机在较低的风速下运行，隐含的雷诺数较低，因此对于分析而言，它们的磁场范围在80,000到500,000之间。在该区域对应的风速在5m/s到37m/s之间，是风轮的起始速度（CIS）和切出速度（COS）之间的速度等级。[12]中给出了每个叶片轮廓在不同Re值下的结果，在图8和图9中比较了NACA 0015，NACA 0018和NACA 4418轮廓的空气动力学系数，其中Re等于170,000和300,000，即风速为12-13m/s和22m/s。
图8.比较Re = 170000（Profili v2.30a）的NACA 0015，NACA 0018和NACA 4418轮廓的空动力学系数。
图9.比较Re = 300000（Profili v2.30a）的NACA 0015，NACA 0018和NACA 4418轮廓的空气动力学系数。
NACA 4418轮廓具有最佳性能，其轮廓精细度几乎在整个领域都较高，因此有理由将其作为其余模拟的参考模型是合理的。
- 数值模拟
在参考曲线上对流动过程进行数学建模是在Ansyssoftware Fluent求解器中进行的。为此，已使用CFD数值模拟模型（计算流体动力学）和有限体积方法，因为此方法允许对层流和湍流，传热，化学反应和其他感兴趣的现象进行建模和模拟。
为了最好地捕获轮廓周围的流，设置精细的网格很重要。因此，进行了15层的边界层，生长因子为1.15，最终形成了2200万个四面体元素的网格。啮合网格的详细信息可以在图10和11中看到，该轮廓周围以及叶片前端和后端的详细信息。
由于固定流态，选择了基于压力的带求解器的固定功。选择的流体是一种性质类似于空气的不可压缩气体，所使用的湍流模型为SSTk-omega;。[13,14]中介绍了有关设置案例的选择和其他重要方面的详细信息，以实现这些模拟。
为了获得相关的结果，并尽可能接近真实环境，针对特定速度选择了2.5m/s至20m/s之间的不受干扰的风的不同值。与小容量风力涡轮机的城市或乡村运行环境一致，为示例选择的风的参考值是5 m/s，10 m/s和15m/s，相应的比速为5.02、2.51或1.67。
对于三个特定速度值，参考轮廓表面上的压力系数字段如图12所示。在以Re值低的值运行的小容量涡轮机中，轮廓获得最佳空气动力学精度的迎角的最佳值在4°至7°之间。 参考叶片轮廓位于气流中的最佳位置，迎角等于5°。
图10：NACA 4418型材的网格划分细节
图11：前端和后端的NACA 4418轮廓的网格划分细节
从图中可以看出，随着速度的增加，默认情况下，提升力在型材的外表面上增加了凹陷，而在内表面上压力降低了。进行的模拟表明，随着风速的增加，静压减小，静压在垂直于流向和压力系数的方向上起作用，从而导致涡轮机产生的升力和功率系数增加。
图12：NACA 4418曲线在特定速度下的压力系数字段：a. lambda;=5.02; b. lambda;=2.51; c. lambda;=1.67.
轴向速度场（图13）和矢量速度场（图14）显示了叶片轮廓相对于风速的影响，以及与风速相互作用产生的现象。因此，由于型材与气流之间的摩擦，边界层中的速度较低，并且型材的上表面和下侧的流动类型相对较低。
因此，速度矢量的方向通常与流动方向相反。在低速下，轮廓周围的风是湍流的，因为边界层中的分离较快发生，并且层流区域受到限制。此外，可以观察到气流阻碍轮廓区域的速度急剧降低，并且在配置文件的额外速度上加快速度。层流面积随速度增加而湍流减少。
湍流强度场
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