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1、华 北 电 力 大 学毕 业 设 计(论 文)附 件外 文 文 献 翻 译学 号： 200604000513 姓 名： 李维敬 所在院系： 动力工程系 专业班级：热能与动力工程专业0601班 指导教师： 王松岭 原文标题： Rotational and turbulence effects on a wind turbine blade. Investigation of the stall mechanisms 2010年 6 月 20 日华北电力大学本科毕业设计(外文翻译)基于叶片涡流及紊流效应的风力涡轮机失速机制研究 C. Sicot，P. Devinant，S. Loyer，J.Hur
2、eau. Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics 96 (2008) 1320 1331摘要 本文研究了涡流和紊流对涡轮机叶片气动性的影响规律，特别关注的是失速机制。风洞实验是风机翼型在水平方向受到了由4.5%到12%的自由流紊流强度时测量其表面的压力。这个确定弯扭叶片上分离点位置的方法是基于翼弦方向边界层分离区域的压力梯度被提出来的。结果表明自由流紊流强度对分离点的位置是有影响的。这份报告所做实验的结果表明弯扭叶片能改善风机气动性能。在我们的例子中，对分离点位置和机翼压力分布的研究显示风机性能的改善与边界层分离区域的最低
3、压力有关，而不是与它的失速机制有关。关键词：风力涡轮机叶片；空气动力学；紊流；涡流；风洞；失速机制1 前言 该研究报告是研究风力涡轮机在轴向受到较大的空气紊流扰动的综合影响(HAWTs)，这是Devinant(2002)和Sicot(2006a)在实验室所做工作的延续。轴流风力机叶片遇到的是非常复杂的、非稳态的、三维的旋流和紊流的流场的影响(Schreck和Robinson，2002)。 紊流主要是要考虑两个因素：轴流风力机在自然条件中运行(ABL)和同时受到其他风力涡轮机影响下运行，就像在风力发电厂里的一样。考虑到这个ABL的尺度，整体的紊流尺度x通常在10到500米之间，科莫微尺度大约是0
4、.001米(Kaimal和Finnigan，1994)，不同的学者会在自由流紊流强度在5%至25%之间进行研究(Hojstrup，1999 ；Thomsen和Sorensen，1999；Noda和Flay，1999；Hand等，2003)。 轴流风力机的叶片气动性的研究需要考虑涡流和紊流耦合的影响。这个问题很复杂而且没有具体的文献资料可查，因此我们的最初的调查与风力涡轮机机翼上的紊流的影响(Devinant，2002；Sicot，2006b)及风力涡轮机的性能(Sicot，2006a)有关。在研究平均压力和负荷的测量值的时候，Devinant得出了机翼的空气动力特性运行状况在数量和质量上都受会
5、到紊流强度的强烈影响的结论，特别地，升力系数会随着紊流强度的提高而显著提高。这些结论已经由Amandolese和Szechenyi(2004)通过实验演示证实了。另外，Sicot(2006a)证实了紊流强度对风力涡轮机的功率和推力系数并没有明显的影响。 涡流对轴流风力机叶片气动性能的影响已经被更广泛地研究了，但是，它还是没有完全被理解和表征出来。Himmelskamp(1945)对飞机螺旋桨研究，发现涡流导致升力系数的增大和失速延迟，Banks和Gadd(1963)解释是因为旋涡使得边界层分离，导致了失速延迟。Ronsten(1992)比较了弯扭叶片和非弯扭叶片的压力分布，发现只在叶片最内侧处
6、的运行状况有显著差异。其他的实验及数值研究(Tangler，2004；Le Pape 和 Lecanu，2004)假设由Cl导致的3D的失速损失(旋转机翼的机翼后缘附近的分离)高于2D的叶片根部处的损失。Timmer和van Rooij(2003)发现失速损失后的Cl和Cd的直径取决于机翼前沿的厚度。最近获得的美国国家航空和宇宙航行局艾姆斯数据集(Tangler，2004；Hand，2001；Schreck和Robinson，2003)和计算流体力学的方法(Sorensen，2002，2003)使得各种现有的模型能够把涡流的影响考虑进去(Lindenburg，2004；Snel，1992；Co
7、rten，2001；Tangler 和 Selig，1997)。本文研究的涡流和紊流对轴流风力机叶片气动性能的共同作用是针对于“Lucien Malavard”在Laboratoire de Mecanique et dEnergetique实验室的风洞实验的。理想的紊流强度已经由紊流网格创造得到了。失速时和失速后的气体力学研究已经通过测量叶片压力来进行了。在此基础上，确定弯扭叶片分离点位置的方法的发展，使紊流强度和涡流对分离点位置的影响得到了深入研究。这种局部参数的运行状况，如分离点位置或压力分布，被用来解释弯扭叶片升力系数的增加的原因。2 实验2.1 风洞 实验都是在Laboratoire
8、 de Mecanique et dEnergetique实验室的“Lucien Malavard”风洞里(图1)进行的。它有两个测试截面，V1和V2，测试是在风力涡轮机V2测试截面(图2)进行的。它布置在3米3米的正方形喷嘴下风向1米处，产生一个自由开放的、生成在风洞回路中回流部分的、在风力涡轮机里有4米4米大的交叉截面的射流。紊流生成的方法和Sicot(2006a)在风力涡轮机全局参数研究中使用的是一样的。在这个紊流强度在三个方面通过公式来定义的： (2-1)其中是沿流动方向的平均值，u，v，w是三维方向的紊流流态化。没有任何附加设置的话，风力涡轮机的沿流动方向的紊流强度是2.5%。更高的
9、紊流强度值是使用安装在风洞喷嘴上的正方形网格产生的(Comte-Bellot和Corrsin，1966；Baines和Peterson, 1951)(图2)。这三个不同的沿流动方向的紊流强度(Tu)通过改变网格与模型的距离(Di)得到的(表1)。用Dantec(55P61型)X-系列热导线探头进行监控紊流的产生，就能知道机翼上的流动光谱容量了。整体的紊流尺度(x)是和机翼的弦长差不多的。根据文献报告(Comte-Bellot和Corrsin，1966；Baines和Peterson，1951)和以前所做过的测试(Sicot, 2006a)，这样形成的紊流可以认为是各向同性和均匀的。由于网格过于
10、接近风力涡轮机时就会导致紊流不再是各向同性和均匀的了，所以研究更高的紊流强度是不可能的。测试截面V1测试截面V2 图1 Lucien Malavard风洞实验喷嘴 图2 实验装置主视图：喷嘴紊流网格(9%)表1 测试管道的紊流强度和整体尺度VS网格与风力涡轮机间的距离 网格与模型的距离(Di)紊流强度(Tu,%)整体尺度(x，cm)3304.46.215093.5100123.52.2 风力涡轮机 风力涡轮机转子是零锥角的双叶片，直径为1.34米。由于风力涡轮机表面的修正无法从文献资料中查询，我们考虑先给螺旋桨经典实验一个初值，这样就可以对螺旋桨的开式喷嘴使用Barlow的公式了(Barlow
11、，1999)。最具危险的情况下(最大转矩)，由此产生的风速修正值不超过1%，这个结论就是没有更深入的研究和我们的数据没有可以应用的修正文献资料的原因了。叶片的俯视图是矩形的，而且没有扭曲，机翼的型号是NACA 654 -421(一种经常用于中型风力涡轮机的型号)，弦长是70毫米。 其中一个叶片配备有直径为0.5毫米的测压孔。由于气动现象在叶片的根部和顶部很不相同的(Schreck和Robinson，2002)，再加上涡流的影响，叶片被分成6段，其中一段装有测压孔(图3)。这样的布置就可以通过移动其中已装有测压孔的部分来研究叶片上不同位置的压力分布。如图4所示，有26个测压孔分布在机翼部分。这样
12、选择测压孔均匀分布的方式会比普遍的沿着前沿集中分布获得更加精确的分离点位置。由于低厚度叶片最厚处不超过1厘米，所以不可能在其前缘和后缘附近布置测压孔的。26个测压孔是由塑料管材与26PSI压力传感器(ESP-32HD)连接在一起的。塑料管材的平均长度大约是60厘米。由于增益系数少于1.05，包括管道系统和电子扫描压力模块的系统的正弦响应频率可以达到符合要求的30赫兹(Chapin，1983)。ESP-32HD压力传感器的精度是量程(7000Pa)的0.1%。每个压力传感器输入是在10.25秒内以200赫兹的频率被扫描出来的。风洞实验，也就是正常情况条件下实验的目的是，以六个部分的叶片为辅助，对
13、机翼的不同径向位置在相同的流入条件(紊流强度和速度)获得的结果进行比较。装配测压孔部分图3 在叶片半径75%处截面的装备测压孔图4 叶片横截面上测压孔位置分布 2.3 测试 分布在弯扭叶片上的平均压力系数Cp的变化是根据不同的雷诺数和紊流强度下的攻角(AOA)而做的研究。在一个弯扭叶片中，Cp可被定义为： (2-2)Pblade是叶片上测量的压力，是来流远端的静压，Wr是叶片翼型上局部来流的径向速度，Pcent是离心校正压力。其中，(Hand，2001)。局部来流速度并不会有轴向或切向分量的影响，因为在这个实验中，它们是非常小的。另外： (2-3)Pref是布置在风力涡轮机中心处的皮托管的滞止
14、压力，这个滞止压力用作差分传感器的参考压力。两个校正压力是用来确定的。 压力Pref在实验中是无法直接测量的。有一个校正压力(校正压力1)已经根据测试截面V1上的风速确定，由布置在测试截面V1上的皮托管的滞止压力和静压确定。使用这个校正压力和实验中测量的P1，导出Pref。 确定需要第二个校正压力(校正压力2)，由P1和实验中布置在风力涡轮机中心的皮托管的静压确定，而不是由测试区的风力涡轮机确定的。 叶片上的压力分布分别是在沿跨度的三个位置(转子半径的26%，51%，和75%)处，不同的紊流强度(4.4%，9%和12%)和叶片间距(81, 151 和221)条件下，风速从12至24米每秒时测量
15、的。叶片上的雷诺数()是在到之间变化的。很明显的,它比全量程的风力涡轮机低一个数量级。然而，叶片叶顶速率比是得到了大家公认的()。 沿着叶片跨度会出现紊流强度梯度(Sicot，2006a)。事实上，由于风力涡轮机的旋转，局部风速在沿着叶片方向上不相等,导致了在这个紊流强度的差异。因此,轴向紊流强度可以被定义为：。离叶片叶顶越远或者旋转速度越大，局部紊流强度就越小。表2总结了各个实验装置局部紊流强度的范围。表2 局部紊流强度与自由流紊流强度和叶片径向位置的对比测压孔位置(R的%)26%51%75%Tur=4.5% 2.6%；3%2.1%；2.8%1.8%；2.5%Tur=9%5.5%；7.3%4.9%；6.3%2.6%；3%Tur=12%7.7%；9.3%3.8%；5.3%没有实验2.4 攻角的确定弯扭叶片上的攻角的大小是一个了解流动特性的重要参数，也是二维的试验方法中必不可少的参数。推导弯扭叶片的攻角依然是一个具有挑战性的和必
