本發(fā)明涉及一種用于風力機葉片的渦流發(fā)生器。

背景技術：

風力機是實現(xiàn)將風中蘊含動能轉變?yōu)槿~片旋轉機械能進而轉變?yōu)殡娔艿膭恿C械。風力機葉片是風力機的核心部件，其氣動性能是衡量葉片優(yōu)劣的重要指標。

隨著風電產業(yè)的發(fā)展與進步和研究的深入，風電單機容量不斷增大，風力機尺寸不斷增加，風力機的葉型也越來越復雜，在來流攻角比較大的情況下，或者在脈動風的影響，風力機葉片的上表面將發(fā)生分離，使得葉片的氣動特性嚴重惡化。對風力機高氣動性能的追求，刺激了預彎、變扭、后掠、柔性及自適應等葉片新技術的產生與發(fā)展。

風力機附近流場十分復雜，風剪切、風偏航引起的不對稱入流和湍流等因素引起的非定常入流等都能使葉片表面出現(xiàn)流動分離，在葉片表面增加流動控制裝置例如渦流發(fā)生器成為大勢所趨。

渦流發(fā)生器(Vortex Generator，VG)用于防止氣流分離，安裝在翼面或機身上產生小旋渦的翼片。渦流發(fā)生器最早是美國聯(lián)合飛機公司的Bmynes和Tyalr提出，首先用于航空飛機機翼，之后延伸至風力機葉片。

已經公開的相關文獻中，渦流發(fā)生器普遍采用三角形翼片，但其在氣動性能仍然有待提升。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明是為避免上述現(xiàn)有技術所存在的不足，提供一種用于風力機葉片的風力機渦流發(fā)生器，以期產生較大的渦流，提升葉片的氣動性能。

本發(fā)明為解決技術問題采用如下技術方案：

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器中風力機為上風向水平軸風力機，葉片與輪轂相連，輪轂通過轉軸與機艙相連，機艙固定在塔筒上；所述葉片具有葉根部、葉頂部、葉片前緣、葉片尾緣，在葉片的吸力面上設置渦流發(fā)生器；

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點是：設置構成渦流發(fā)生器的翼片呈矩形，每兩片矩形翼片以渦流發(fā)生器的展向定位線為軸對稱構成呈“八”字的渦流單元；將風力機葉片各截面翼型吸力面表面離葉片前緣0.1c至0.2c處連成的線定義為渦流發(fā)生器的弦向定位線，各矩形翼片的翼片前端處于所述弦向定位線所在位置處，各矩形翼片在吸力面上呈直立，并且以翼片底面粘結在吸力面上，每一矩形翼片與吸力面之間形成獨立的粘合層，使各渦流單元在吸力面上自葉根部至葉頂部沿弦向定位線間隔且均勻分布；c為展向定位線所在位置處葉片截面上的翼型弦長。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點也在于：在所述矩形翼片上，位于翼片頂邊的前沿和后沿，分別設置為倒角。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點也在于：所述葉片為變截面扭葉片，葉片長度不小于10m。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點也在于：對于失速型風力機，各渦流單元在整個葉片上均勻布置，所述整個葉片是指自葉根部至葉頂部的整個葉片位置；對于變槳型風力機，各渦流單元自在葉片最大弦長位置到葉頂部之間均勻布置。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點也在于：定義：矩形翼片的高度為H，矩形翼片的長度為L，翼片底面的邊線與展向定位線之間的夾角為α，在一個渦流單元中，兩只矩形翼片在翼片前端位置處的展向距離為a；在相鄰的兩個渦流單元中，處在中間的兩只翼片的翼片前端位置處的展向間隔為b。

設置：L/c＝0.02-0.03，H/c＝0.005-0.0075，α＝15°-25°，a＝10mm-20mm，b＝2a。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的結構特點也在于：自葉根部朝向葉頂部，各矩形翼片的尺寸逐漸變小，且同一渦流單元中的兩片矩形翼片尺寸相同。

本發(fā)明風力機渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬方法的特點是：

定義：矩形翼片的高度為H，矩形翼片的長度為L，翼片底面的邊線與展向定位線之間的夾角為α，在一個渦流單元中，兩只矩形翼片在翼片前端位置處的展向距離為a；在相鄰的兩個渦流單元中，處在中間的兩只翼片的翼片前端位置處的展向間隔為b；

所述數(shù)值模擬方法是：

將葉片的二維翼型沿著垂直于翼型截面的方向延長，得到三維直葉片段；在所述數(shù)值模擬中，將風力機葉片各截面翼型吸力面表面離前緣0.2c處連成的線定義為渦流發(fā)生器的弦向定位線；設置：a＝15mm，b＝30mm，α＝20°，L/H＝4，L/c＝0.025，c＝1000mm，完成數(shù)值模擬的幾何建模獲得幾何模型；利用網(wǎng)格建模軟件對于幾何模型進行全結構化網(wǎng)格建模得到網(wǎng)格模型；再利用計算流體動力學軟件對于網(wǎng)格模型進行風力機渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬。

與已有技術相比，本發(fā)明有益效果體現(xiàn)在：

1、本發(fā)明采用矩形翼片，優(yōu)化矩形翼片在葉片上的布置形式，從而產生強大的渦流，獲得更好的氣動性能；其各矩形翼片與吸力面之間獨立粘合，結構牢固可靠，易于更換，并能保證葉片吸力面的流動性。

2、本發(fā)明在翼片頂邊的前沿和后沿設置倒角，一方面提高使用安全。

3、本發(fā)明自葉根部朝向葉頂部，各矩形翼片的尺寸逐漸變小，可以更進一步提高流動控制的效果。

4、本發(fā)明根據(jù)風力機類型確定渦流發(fā)生器的布置方案，針對性強。

附圖說明

圖1為本發(fā)明中安裝有渦流發(fā)生器的風力機葉片的平面示意圖；

圖2為本發(fā)明中安裝有渦流發(fā)生器的風力機葉片的立體結構示意圖；

圖3為本發(fā)明中安裝有渦流發(fā)生器的風力機葉片的斷面視圖；

圖4為本發(fā)明中渦流發(fā)生器分布示意圖；

圖5為本發(fā)明中數(shù)值模擬的幾何模型示意圖；

圖6為本發(fā)明中風力機示意圖；

圖7為S809翼型渦流發(fā)生器升力計算結果圖；

圖8為S809翼型渦流發(fā)生器阻力計算結果圖；

圖9為某1.5MW風力機翼型渦流發(fā)生器升力計算結果圖；

圖10為某1.5MW風力機翼型渦流發(fā)生器阻力計算結果圖；

圖中標號：1風力機，2葉片，3輪轂，4機艙，5塔筒，6葉根部，7葉頂部，8葉片前緣，9葉片尾緣，10渦流單元，11矩形翼片，12弦向定位線，13展向定位線，14翼片頂邊，15翼片底面，16翼片前端，17翼片后端，18粘合層，19截面翼型，20吸力面，21壓力面，22翼型弦長，23翼片高度，24翼片長度，25夾角，26展向距離，27展向間隔，28三維直葉片段。

具體實施方式

參見圖6，本實施例中風力機為上風向水平軸風力機1，葉片2與輪轂3相連，輪轂3通過轉軸與機艙4相連，機艙4固定在塔筒5上。

參見圖1，葉片2具有葉根部6、葉頂部7、葉片前緣8、葉片尾緣9、截面翼型19、吸力面20和壓力面21，在葉片的吸力面20上設置渦流發(fā)生器。

參見圖1、圖2、圖3和圖4，設置構成渦流發(fā)生器的翼片呈矩形，每兩片矩形翼片11以渦流發(fā)生器的展向定位線13為軸對稱構成呈“八”字的渦流單元10；將風力機葉片各截面翼型19的吸力面20的表面、離葉片前緣8的距離為0.1c至0.2c處連成的線定義為渦流發(fā)生器的弦向定位線12，各矩形翼片11的翼片前端16處于弦向定位線12所在位置處，各矩形翼片11在吸力面20上呈直立，并且以翼片底面15粘結在吸力面20上，每一矩形翼片11與吸力面20之間形成獨立的粘合層18，使各渦流單元10在吸力面20上自葉根部6至葉頂部7沿弦向定位線12間隔且均勻分布；c為展向定位線13所在位置處葉片截面上的翼型弦長22。

具體實施中，相應的結構設置也包括：

在矩形翼片11上，位于翼片頂邊14的前沿和后沿分別設置為倒角，即分處在翼片前端16和翼片后端17與翼片頂邊14的轉角位置上設置為倒角；葉片2為變截面扭葉片，葉片長度不小于10m。

對于失速型風力機，各渦流單元10在整個葉片上均勻布置，整個葉片是指自葉根部至葉頂部的整個葉片位置；對于變槳型風力機，其一般為大型風力機，葉片根、中部的翼型多采用厚翼型，這種翼型增加了橫截面的面積以及彎曲慣性矩，在犧牲了最大升力系數(shù)的同時具有良好的失速特性及穩(wěn)定性，因此采用渦流發(fā)生器部分葉片布置，即渦流單元10自在葉片最大弦長位置到葉頂部之間均勻布置。

定義：矩形翼片11的翼片高度23為H，矩形翼片11的翼片長度24為L，翼片底面15的邊線與展向定位線13之間的夾角25為α，在一個渦流單元10中，兩只矩形翼片在翼片前端16位置處的展向距離26為a；在相鄰的兩個渦流單元中，處在中間的兩只翼片的翼片前端16位置處的展向間隔27為b；設置：L/c＝0.02-0.03，H/c＝0.005-0.0075，α＝15°-25°，a＝10mm-20mm，b＝2a。

本實施例中風力機葉片為變截面扭葉片，葉片不同展向位置的截面翼型的弦長會發(fā)生變化，考慮到最優(yōu)的流動控制效果，自葉根部朝向葉頂部，各矩形翼片11的尺寸逐漸變小，且同一渦流單元10中的兩片矩形翼片尺寸相同。

本實施例中風力機渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬方法是：

定義：矩形翼片11的高度為H，矩形翼片11的長度為L，翼片底面15的邊線與展向定位線13之間的夾角為α，在一個渦流單元10中，兩只矩形翼片在翼片前端16位置處的展向距離為a；在相鄰的兩個渦流單元中，處在中間的兩只翼片的翼片前端16位置處的展向間隔為b；按如下方法實現(xiàn)風力機渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬：

將葉片2的二維翼型沿著垂直于翼型截面的方向延長，得到三維直葉片段28；在數(shù)值模擬中，將風力機葉片各截面翼型吸力面表面離前緣0.2c處連成的線定義為渦流發(fā)生器的弦向定位線12；設置：a＝15mm，b＝30mm，α＝20°，L/H＝4，L/c＝0.025，c＝1000mm，完成數(shù)值模擬的幾何建模獲得幾何模型；利用網(wǎng)格建模軟件對于幾何模型進行全結構化網(wǎng)格建模得到網(wǎng)格模型；再利用計算流體動力學軟件對于網(wǎng)格模型進行風力機渦流發(fā)生器的數(shù)值模擬。

具體實施中，渦流發(fā)生器的數(shù)量按如下方式確定：

針對失速型風力機，風渦流發(fā)生器在整個葉片的長度l上均勻分布，針對變槳型風力機，風渦流發(fā)生器在葉片最大弦長位置到葉頂部之間均勻布置。

初步設定展向距離26為a₀，展向間隔27為b₀，并且a₀＝10mm-20mm，b₀＝2a₀。

計算渦流發(fā)生器初設數(shù)量n₀為：n₀＝l/(a₀+b₀₎)，將n₀取整為n₁，再優(yōu)選設定渦流發(fā)生器數(shù)量n為5n₁，由如下式(1)和式(2)確定實際的展向距離26為a，以及展向間隔27為b：

l/n＝a+b (1)

b＝2a (2)

具體實施中，渦流發(fā)生器中矩形翼片的尺寸按如下方式確定：

初步設定渦流發(fā)生器的矩形翼片的高度23為H₀，長度24為L₀，單位均為毫米，則有：

L₀＝x₁c (3)

H₀＝x₂c (4)

并有：x₁＝0.02-0.03，x₂＝0.005-0.0075。

考慮到實際渦流發(fā)生器的生產實際，對于L₀和H₀分別進行取整即得到渦流發(fā)生器的矩形翼片的實際長度L和高度H。

根據(jù)風力機空氣動力學中的葉素動量理論，葉片沿展向分為多個葉素，各葉素相對獨立，互不影響，可視為二維翼型。

通過計算流體動力學的方法Computational Fluid Dynamics，CFD，驗證渦流發(fā)生器的流動控制效果。CFD方法是通過數(shù)值迭代手段，對流場中的控制方程，如連續(xù)方程、動量守恒方程或能量守恒方程進行直接求解過程，最終得到氣動參數(shù)。

由風力機空氣動力學中的葉素動量理論可知，可以通過計算作用在每一段葉素上的氣動載荷從而得到作用在整個葉片上的氣動載荷。因此可以對葉片的數(shù)值模擬可以通過對翼型的模擬來反映。

本實施例針對失速型Phase VI風力機的S809翼型和某1.5MW風力機30％相對厚度截面的二維翼型進行數(shù)值模擬，計算結果如圖7、圖8圖9和圖10所示。

由于渦流發(fā)生器沿葉片展向的平移周期性，本實施例將二維翼型沿垂直于翼型截面延長一定長度，得到一個三維的直葉片段，然后在葉片模型布置矩形渦流發(fā)生器，得到模擬的幾何模型。然后對其構建結構化網(wǎng)格，最后運用CFD軟件進行數(shù)值計算。

圖7給出了設置有渦流發(fā)生器的三維S809翼型(VGs)的升力系數(shù)，并且與不設置渦流發(fā)生器的翼型的計算結果(NO_VG)進行對比。在小攻角下(小于9.22°)，翼型表面基本不發(fā)生分離，渦流發(fā)生器對翼型略微增大了翼型的升力。隨著攻角的增大，翼型表面逐漸發(fā)生分離，渦流發(fā)生器逐漸提升了翼型的升力，同時延遲了失速攻角，最大升力系數(shù)由1.121提升到1.34，提升幅度達到11.6％。

圖8給出了設置渦流發(fā)生器的三維S809翼型(VGs)的升力系數(shù)，并與不設置渦流發(fā)生器的翼型的計算結果(NO_VG)進行對比。在小攻角工況(小于9.22°)，渦流發(fā)生器由于自身的形狀阻力，會使翼型阻力有輕微的增加。隨著攻角增加，在9.22°～16.22°攻角范圍內，由于渦流發(fā)生器延緩了邊界層的分離，從而減小了翼型阻力。隨著攻角持續(xù)增大，翼型上表面分離區(qū)逐漸增大，分離點逐漸前移，當攻角增大到17.21°以后，分離點前移到前緣20％c以內，這時流體在流經渦流發(fā)生器之前已經發(fā)生分離，渦流發(fā)生器沒有起到減阻的效果，因而翼型阻力增大。

圖9給出了設置渦流發(fā)生器的某1.5MW風力機翼型(VGs)的升力系數(shù)，并與不設置渦流發(fā)生器的翼型的計算結果(NO_VG)和實驗值(EXP)進行對比。在小攻角工況(小于10°)，渦流發(fā)生器對翼型升力影響不大(略有增大)，12°攻角以后，翼型表面發(fā)生分離，此時渦流發(fā)生器起到了延緩流動分離和增加翼型升力的作用，這與S809翼型的計算結果相似。不同的是，由于該風力機翼型是大厚度鈍尾緣翼型，具有良好的失速特性，即在大攻角范圍內，升力系數(shù)穩(wěn)定并處于較高水平，在流動上體現(xiàn)為分離點沒有像薄翼型那樣迅速地前移到翼型前緣，因此，在添加渦流發(fā)生器之后，翼型升力隨著攻角的增大持續(xù)上升，并沒有出現(xiàn)失速現(xiàn)象，在20°攻角下渦流發(fā)生器也能起到很好的增升效果。

圖10給出了設置渦流發(fā)生器的FD82B風力機翼型(VGs)的阻力系數(shù)，并與不設置渦流發(fā)生器的翼型的計算結果(NO_VG)和實驗值(EXP)進行對比。在小攻角工況(小于10°)，渦流發(fā)生器由于其自身的形狀阻力會略微提升翼型阻力，12°攻角以后，渦流發(fā)生器由于能延緩流動分離使翼型阻力降低。由于流動分離點并沒有前移到翼型前緣20％c以內，渦流發(fā)生器在20°攻角下仍然有減阻效果。

以上結果可以看到大攻角工況，翼型表面逐漸出現(xiàn)流動分離，此時渦流發(fā)生器能起到增升減阻的效果，由葉素動量理論可知，翼型氣動特性可以反映葉片氣動特性，即在大來流風速工況，渦流發(fā)生器有良好的抑制流動分離的效果。

數(shù)值模擬結果驗證了發(fā)明的渦流發(fā)生器在失速型風力機和變槳型風力機均有較好的流動控制效果。