基于吹吸结合射流的S809翼型增升减阻研究

罗 帅，缪维跑,2，刘青松，李 春,2

(1.上海理工大学 能源与动力工程学院，上海 200093；2.上海市动力工程多相流动与传热重点实验室，上海 200093)

风能因具有分布广泛、无污染及可持续等优点而被广泛利用。风力机叶片是捕捉风能的关键部件，翼型作为叶片基本单元，其空气动力学特征直接影响风力机捕获风能效率[1-3]。翼型攻角(angle of attack，AOA)较大时，因流体在翼型吸力面无法克服逆压梯度且受黏性影响而与翼面分离，产生周期性涡脱落，导致翼型升力减小、阻力增大及所受载荷剧烈波动，直接降低风力机叶片气动效率[2-3]。因此，采用有效的流动控制技术减缓翼型流动分离，是提升风力机捕获风能效率的关键。

根据是否需要能量输入，流动控制技术可分为主动流动控制(Active Flow Control，AFC)和被动流动控制(Passive Flow Control，PFC)[4-5]。较之PFC，AFC通过小范围能量输入获得局部甚至全局流场结构改善，可有效减小因流动分离造成的气动损失，适用于多种流态的控制[6-7]。吹/吸气射流作为一种AFC，通过吸除低动量或吹入高动量流体，可提高翼型壁面流体抗逆压梯度的能力，改变翼型表面压力分布，以达到抑制流动分离和增升减阻的效果[8-9]。

张玲等[10]在3.6 MW水平轴风力机翼型截面上开孔以施加定常吸气，采用S-A模型对多种工况开展数值模拟，得出定常吸气使翼型吸力面压强降低，吸力面与压力面压差增大，进而增大翼型升力系数，同时翼型吸力面失速区范围减小。Owens等[11]采用吸气控制机翼流动分离，所进行的风洞实验结果表明：通过吸气可有效改善机翼的气动性能，维持机翼表面附着流动，升阻比最大可提升21%。焦予秦等[12]在尾缘襟翼上布置若干吹气孔，采用数值模拟方法分析吹气控制对多段翼型气动性能的影响，结果表明：安装1个吹气控制口时三段翼型的升力系数相比原始翼型提升6.7%，采用3个吹气控制口时升力系数提升9.16%，而在主翼及襟翼布置5个吹气控制口可使升力系数提升30.05%。Rezaeiha等[13]对比分析了不同尖速比吸气对单翼型VAWTs动态失速的影响，结果表明：尖速比为2.5、3和 3.5时，风力机功率增益分别为219.6%、74.3%和19.6%，并指出吸气速度幅值为0.5%足以抑制流动分离。张志勇等[14]基于Favre过滤的大涡模拟方法，对雷诺数Re=104的NACA 0012翼型吸力面吹吸气射流进行数值模拟，结果表明：较吹气控制，吸气效果更好，可有效增升减阻，且前缘吸气明显优于中后缘吸气。Trevelyan等[15]通过数值模拟研究格尼襟翼和尾缘射流对NACA4415翼型的作用效果，发现尾缘射流与传统格尼襟翼相比升力增量相当，而阻力较小。

现阶段吹/吸射流已普遍应用于风力机翼型，可有效改善流动状态，并提高翼型气动性能。但吹/吸射流仍存在一定局限性，如吸气在小攻角时会增加翼型阻力，尾缘吹气不能有效控制大攻角流动分离，且上述研究较少考虑吸入气体排出或吹气所需额外气源。笔者提出吸吹结合射流(SBCJ)，以S809为基础翼型，研究SBCJ在不同攻角、射流动量系数及开孔位置时的控制效果，分析总结其控制机理和影响规律，以期为SBCJ应用于风力机叶片提供理论依据。

1 计算模型及方法

1.1 SBCJ翼型几何模型与相关参数

将吸吹结合射流应用于S809翼型(弦长c为0.457 m)，如图1所示。其中，吸气孔位于吸力面前缘，将低动量流体移除，抑制流动分离，吸气速度Vs与翼型表面正交；吹气孔位于压力面尾缘，将吸入流体吹出，增大尾缘环量，吹气速度Vb与翼型弦线垂直。ws与wb分别为吸气孔与吹气孔宽度，均为0.01c，吸气速度与吹气速度大小相等，质量流量为0，故该射流系统无需额外气源。参考Zha等提出的结合射流，SBCJ翼型内部可通过泵实现流体吹吸[16-17]。Ls为吸气孔与前缘距离;Lb为吹气孔与尾缘距离。

图1 SBCJ翼型几何模型Fig.1 Geometric model of SBCJ airfoil

翼型主要气动参数包括升力系数CL、阻力系数CD、升阻比K和压力系数Cp，如式(1)～式(4)：

(1)

(2)

K=CL/CD

(3)

(4)

式中：FL、FD分别为升力和阻力，N；ρ为空气密度，kg/m3；V∞为来流风速，m/s；p、p∞分别为翼型表面压力与来流压力，Pa。

射流动量系数Cμ用以衡量射流强度[18]，定义为：

Cμ=2qm,jVj/(ρV∞c)

(5)

式中：qm，j为射流质量流量，kg/s；Vj为射流速度，m/s。

为克服泵送流体总压损失，射流功耗Pj可通过质量流量与总压比计算得出[19-20]，其表达式为:

(6)

式中：cp为比定压热容，kJ/(kg·K)；Tts为吸气孔总温，298.15 K；ηj为泵效率，取80%；ptb与pts分别为吹气、吸气孔总压，Pa；γ为比热比。

对于主动控制，可在阻力中加入功率消耗以修正阻力系数和升阻比[21]：

(7)

(8)

CD,c=CD+CD,j

(9)

Kc=CL/CD,c

(10)

式中：CPj为射流功率消耗系数；CD,c为修正阻力系数;Kc为修正升阻比；CD，j为未修正的阻力系数。

1.2 计算域几何结构与网格分布

SBCJ翼型计算域几何结构与网格划分见图2。其中：S1与S2为不同程度网格加密区，S3为远场域。翼型弦线中心为原点，AD、AB及CD均为速度进口，AD半径为15c，来流速度大小为32 m/s，雷诺数为1×106。BC为压力出口，距翼型前缘30c，翼型表面为无滑移壁面。流体介质为空气，密度为1.184 kg/m3，动力黏度为1.855×10-5kg/(m·s)。

(a)几何结构与边界条件

网格合理分布可保证计算效率与结果的准确性，与四边形网格相比，多边形网格具有更好的收敛性[22]，可提高计算效率并保证准确性。笔者采用二维多边形网格，在翼型壁面采用棱柱层网格，共30层，总厚度为10 mm，便于捕捉近壁面剪切层和分离流。为保证y+值小于1以计算边界层黏性底层流动，翼型壁面第1层网格高度约为0.01 mm。为简化计算，翼型内部流道可省略，吸气孔与吹气孔均为速度出口，由射流动量系数决定[23-24]。

1.3 计算方法与湍流模型

基于有限体积法求解雷诺时均非定常(Unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes，URANS)N-S方程。采用基于压力速度耦合的SIMPLE算法，控制方程各项均使用二阶迎风格式，时间离散为二阶隐式格式。

文献[25]和文献[26]中对比了不同湍流模型对数值计算结果的影响，发现SSTk-ω湍流模型数值计算结果与实验值吻合较好，故选择该湍流模型进行数值计算。

2 可靠性验证

为选择合理网格数量，原始翼型及SBCJ翼型网格无关性验证见图3。此时攻角为18°，SBCJ翼型吸气孔距前缘0.25c，吹气孔位于尾缘，射流动量系数为0.01，网格数量分别为6×104、8×104、10×104、12×104和14×104。由图3可知，原始翼型网格数量超过10×104时升、阻力系数均稳定，而SBCJ翼型则至少需12×104网格数量才能保持升、阻力系数基本不变。为保证模拟的准确性与效率，下文均采用12×104网格数量进行计算。

(a)升力系数CL

原始翼型不同攻角下升、阻力系数与文献[27]实验值的对比如图4所示。由图4可知，小攻角时升、阻力系数计算值与实验值误差很小，随着攻角增大，翼型产生流动分离，误差增大。两者总体趋势基本吻合，故数值计算结果合理可信，符合分析精度要求。

图4 原始翼型计算值与实验值的对比Fig.4 Comparison between experimental data and numerical values of original airfoil

3 结果分析

3.1 SBCJ翼型气动特性与作用机理

不同射流动量系数下SBCJ翼型气动性能如图5所示，此时SBCJ翼型吸气孔距前缘0.25c，吹气孔位于压力面尾缘，通过改变吹吸气速度，从而改变射流动量系数。

(a)升力系数CL

由图5(a)可知，当攻角变化时，SBCJ翼型升力系数较原始翼型均大幅提升，且随射流动量系数的增大，升力系数增大越明显。原始翼型失速攻角约为16°，最大升力系数为1.19，射流动量系数从0.005增大至0.100时，SBCJ翼型升力系数峰值分别为2.09、2.29、2.76、3.23和3.55，较原始翼型分别提升75.63%、92.44%、131.93%、171.43%和198.32%。同时，SBCJ翼型可显著延缓失速攻角，射流动量系数为0.050时，翼型失速攻角最大可推迟至20°左右。图5(b)给出的翼型阻力系数CD未考虑射流能耗。较原始翼型，当攻角小于18°时，SBCJ翼型出现负阻力特性，表明射流可对翼型产生推力，射流动量系数越大，推力越明显。当攻角大于18°，射流动量系数为0.005与0.010时的SBCJ翼型阻力系数仍低于原始翼型，随射流动量系数增大，翼型阻力急剧增大，导致翼型气动性能降低。

图5(c)、图5(d)及图5(e)分别给出了吹吸气孔总压比ptb/pts、修正阻力系数CD,c及修正升阻比Kc随攻角的变化。由图5可知，考虑到泵送流体能耗，同一射流动量系数下，随着攻角增大，总压比先增大后减小，总体变化不大；不同射流动量系数下总压比变化趋势相同，与射流动量系数呈正相关。随射流动量系数增大，总压比增大，造成修正阻力系数显著增大，且翼型修正升阻比增益范围大幅降低。虽然射流动量系数增大可使翼型升力系数明显增大，但所需能耗急剧增加，经济性较差；而射流动量系数减小可有效抑制翼型边界层分离，推迟翼型失速攻角，同时因能耗较小，大范围攻角内修正升阻比均显著提升。0～24°攻角范围内，射流动量系数为0.025、0.010和0.005时SBCJ翼型的最大修正升阻比Kc，max分别为74.88、72.03和53.42，较原始翼型(Kc，max=50.37)分别提升48.66%、43%和6.06%。射流动量系数进一步增大时，最大修正升阻比降低。综上，SBCJ翼型在射流动量系数较小时即具有升力系数较大、修正阻力系数较小及流动分离控制效果相对较好的气动特性。

为揭示SBCJ翼型的流动控制机理，图6给出了攻角为22°时不同射流动量系数流线涡量图与原始翼型的对比。由图6可知，在22°攻角时，原始翼型吸力面存在大范围流动分离区，尾缘正向涡在吸力面脱落，压力面驻点靠近前缘。对翼型施加吹吸结合射流后，射流动量系数低于0.025时，翼型驻点远离前缘，因吸力作用边界层内低动量流体得以有效移除，且孔口附近流线曲率增大，使前缘流体在大攻角下仍能再附着于翼型表面，从而抑制前缘涡的形成与发展，避免因小涡聚集成大涡而造成的剧烈失速涡脱落，从而达到增升减阻的效果。此外，尾缘吹气孔通过喷射气流增加翼型有效弯度，使吸力面尾缘处流体向压力面偏转，在压力面形成改变翼型库塔条件的脱落涡，有助于增大翼型环量，进一步增大翼型升力系数。射流动量系数为0.050和0.100时，因吸气孔周围流线曲率过大，致使吸力面产生周期性强涡脱落，升、阻力系数波动剧烈，且因能耗显著增加，翼型修正升阻比明显减小。

(a)原始翼型

图7给出了22°攻角时不同射流动量系数下翼型表面压力系数分布。由图7可知，随着射流动量系数的增大，翼型两侧压差增大。吸气孔将分离区低速流体移除，抑制前缘涡的形成与发展，显著提升前缘负压峰值，使翼面流动分离点后移，大面积降低分离涡范围，减轻了失速对翼型气动性能的影响。因吹气增加了翼型有效弯度，尾缘气流产生偏转，在压力面形成脱落涡，吸力面流速增加而压力面流速降低，两侧压差明显增大。综上，SBCJ翼型通过对吸力面低动量流体的移除及改变翼型尾缘库塔条件，可显著增加翼型两侧压差，最终提升翼型气动性能。

图7 不同射流动量系数下翼型表面压力系数Fig.7 Jet momentum coefficient vs.airfoil surface pressure coefficient

3.2 吹吸气孔位置影响

改变吹气孔距尾缘距离Lb，研究吹气孔位置对翼型气动性能的影响，其中Lb分别为0、0.1c、0.2c和0.3c，吸气孔距前缘0.25c，射流动量系数保持为0.010。不同吹气孔位置下翼型气动特性如图8所示。由图8可知，不同吹气孔位置均使翼型升力系数显著增大，Lb为0时，升力系数增幅最大，随着吹气孔远离尾缘，升力系数增幅减小。攻角大于10°时，不同吹气孔位置均可减小翼型阻力，攻角小于10°时，翼型阻力增大，且随Lb增大，修正阻力系数呈先减小后增大的趋势。0～24°攻角范围内，翼型最大修正升阻比在吹气孔距尾缘0.2c时可达88.93，较原始翼型(Kc，max=50.37)提升76.55%。

(a)升力系数CL

为分析不同吹气孔位置的流动控制机理，对吹气孔附近相对流线涡量图及翼型表面压力系数进行对比，如图9和图10所示，其中翼型攻角为18°，x代表距翼型前缘点弦线方向的距离。由图9和图10可知，较原始翼型，吹气令上游流体减速，翼面两侧压差增大，随吹气孔远离尾缘，压差增幅降低。Lb=0.1c～0.3c时，孔口与尾缘间形成稳定漩涡，其范围随Lb增大而增加，该涡使翼型下表面压力大幅降低，翼型表面压差几乎为0 Pa，不利于翼型增升减阻，导致升力系数减小。考虑射流能耗，Lb=0.2c时泵送流体所克服压比最小，修正阻力系数显著减小，翼型升阻比达到最大，故吹气孔应位于距尾缘0.2c附近。

(a)原始翼型

图10 不同吹气孔位置翼型表面压力系数Fig.10 Blowing location vs.airfoil surface pressure coefficient

基于上述研究，进一步分析不同吸气孔距前缘距离Ls的作用效果。其中，Ls分别为0.05c、0.15c、0.25c、0.35c和0.45c，此时吹气孔距尾缘距离Lb为0.2c，射流动量系数保持为0.010。不同吸气孔位置下翼型气动特性如图11所示。由图11可知，攻角小于10°时，随吸气位置远离前缘，翼型升力系数提升几乎相同，修正阻力系数先减小后增大，Ls为0.15c时达到最小。攻角大于10°时，升力系数随Ls增大而增大，Ls为0.15c时翼型阻力系数仍保持最低。故0～24°攻角范围内，Ls为0.05c时，翼型修正升阻比仅在部分区间小幅增大，而其余位置均显著增大。Ls为0.15c、0.25c、0.35c和0.45c时，翼型最大修正升阻比分别为105.37、88.93、79.89和76.99，较原始翼型(Kc，max=50.37)分别提升109.19%、76.55%、58.61%和52.85%。

(a)升力系数CL

为分析不同吸气孔位置处的流动控制机理，对原始翼型、Ls=0.15c和Ls=0.45c时翼型涡量及相对流线图进行对比，如图12所示。由图12可知，攻角为12°时，原始翼型在尾缘产生轻微涡脱落，此时吸气孔位置改变均可使前缘流线紧附于翼面，抑制尾涡产生，减少涡脱落损失。攻角为24°时，翼面存在大范围流动分离区，强涡周期性地从吸力面前缘脱落，导致翼型气动性能降低。0.15c处吸气孔靠近分离点，可有效移除边界层内低速流体，避免前缘涡的产生与发展，增强流体抗逆压梯度能力，仅在尾缘形成小范围涡脱落，显著削弱强涡周期性脱落造成的升阻力波动。随着吸气孔远离前缘至0.45c，吸气孔位于分离区内，移除低动量流体的能力不足，翼面仍存在较强烈涡脱落，加之泵送流体能耗，导致翼型修正阻力系数急剧增大，修正升阻比也大幅减小，故吸气孔应位于0.15c附近。

(a)α=12°

泵消耗的功率与风力机获得的收益两者之间的关系较为重要，故以下给出本文中较优工况，即射流动量系数为0.01、吸气孔距前缘0.15c、吹气孔距尾缘0.2c时，不同攻角下射流功耗与风力机翼型升阻比增益Δk变化规律,如图13所示，其中升阻比增益为施加射流后修正升阻比(已考虑射流功耗)与原始翼型升阻比之差。

图13 不同攻角下射流功耗与翼型升阻比增益变化规律Fig.13 Attack angle vs.jet power and lift-drag ratio gain of airfoil

由图13可知，在所研究攻角范围内，考虑射流功耗后翼型升阻比均提升。攻角小于15°时，射流功耗呈线性增长，翼型升阻比增益也逐渐增大，15°攻角时，射流功耗与升阻比增益均达到峰值，随攻角进一步增大，翼面分离区扩大，吸气孔位于分离区内，移除低动量流体的能力降低，泵送流体能耗变化较小，升阻比增益逐渐降低。

4 结 论

(1)SBCJ翼型通过对吸力面低动量流体的移除及改变翼型尾缘库塔条件，可显著增大翼型表面两侧压差，最终提升翼型气动性能。SBCJ翼型在射流动量系数较小时即具有升力系数增大、修正阻力系数减小及流动分离缓解的气动特性。

(2)吹气可使上游流体减速，翼型表面两侧压差增大，随吹气孔远离尾缘，压差增幅降低。Lb=0.2c时泵送流体所需克服的压比最小，修正阻力系数显著减小，翼型最大升阻比达到峰值，故吹气孔应位于距尾缘0.2c附近。吸气孔靠近分离点可有效移除边界层内低速流体，从而抑制小攻角尾缘涡产生及大攻角前缘涡的形成与发展，增强流体抗逆压梯度能力。

(3)Cμ=0.01、Ls=0.15c、Lb=0.2c和10°攻角时，翼型修正升阻比较原始翼型最高可提升109.19%。